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Der dritte Testflug des Starships ITF-3

Starship 28Dies ist eine konsolidierte Zusammenfassung mehrerer Blogeinträge zum zweiten Teststart des Starships (ITF 3).

Vorschau und Nachlese zum zweiten Teststart

Waren es bei der ersten FAA Untersuchung noch über 60 Punkte, die SpaceX abarbeiten musste, so waren es nur noch 17, 10 für das starship und 7 für die Superheavy. Die Nutzlast ist diesmal Starship 28, das schon zwischen März und April 2023 also noch vor dem ersten Testflug zusammengebaut wurde, das zeigt schon die Verzögerungen die das Programm jetzt schon hat. Die erste Stufe ist Booster 10, der zwischen Juli und Oktober 2023 zusammengebaut wurde. Die beiden Starships 26 und 27 die zwischen diesem und dem beim letzten Testflug gestarteten mit der Nummer 25 liegen wurden wieder verschrottet oder dienen als Ausstellungstück. Dagegen folgt Booster 10 dem Booster 9, der beim letzten Start eingesetzt wurde.

Das Profil ist diesmal ein etwas anderes als bei den ersten beiden Tests. Bei dem war vorgesehen das kein ganzer Orbit durchlaufen wurde, sondern das Starship nach einem dreiviertel Orbit abgebremst und nahe Hawaii also mitten im Pazifik landen sollte. Der zweite Testflug sollte so 90 Minuten dauern, von dem Abheben bis zur Landung.

Inzwischen traut SpaceX wohl dem Starship nicht mehr eine so lange Betriebszeit zu und hat die Dauer auf unter 65 Minuten verkürzt, damit rückt der Landepunkt in den Indischen Ozean. Begründung: „“This new flight path enables us to attempt new techniques like in-space engine burns while maximizing public safety,”. Kann man glauben, sollte man bei der Erfahrung mit Aussagen dieser Firma und ihres CEO aber nicht. Im Pazifik gibt es noch mehr freie Fläche zum Landen als im Indischen Ozean – wobei, selbst wenn man den genauen Landezeitpunkt nicht einkreisen kann, der Aufschlagpunkt ja nicht irgendwo ist, sondern entlang des Flugpfades. Aber eigentlich sollte eine Firma, die seit über einem Jahrzehnt Landungen ihrer Dragos durchführen, selbst bei Unsicherheiten den Landepunkt auf einige Kilometer genau einkreisen können, sodass sie kein riesiges Gebiet dafür benötigt. Auch das zweite Argument, das man so ein Triebwerk im Weltraum erneut zünden kann, ist nicht stichhaltig. Jedes Starship muss, um den Orbit zu verlassen ihr Triebwerk erneut zünden. Da dies „neu“ ist kann man darauf schließen, das die bisherigen Tests immer eine suborbitale Bahn durchliefen, obwohl der CEO immer davon sprach, dass man wäre das Starship nicht vorzeitig beim letzten Test explodiert den Orbit erreicht hätte. Diesmal ist das Erreichen des Orbits Missionsziel, beim letzten Test war es nur bis zur Stufentrennung zu kommen und beim ersten Test war das Passieren des Startturms das Ziel. Gut, wenn ich die Ziele nur niedrig genug ansetze, erreiche ich sie auch. Bei mir steigt mit jedem Starship Testflug der Respekt vor der NASA die 1981 – also zu einer Zeit, wo man lange nicht so viel wie heute in Computern simulieren konnte ohne zu testen – den ersten Testflug des Space Shuttles nicht nur in den Orbit ansetzte, sondern es auch noch landen ließ und das gleich bemannt!

Neu ist auch, dass man die Nutzlastverkleidung öffnen will. Dies ist nötig, wenn man Satelliten aussetzen will. Die bisherigen Verkleidungen waren nicht nur nicht öffenbar, sie bestanden auch nicht aus zwei Hälften, sondern waren verschweißt.

Ein von der NASA bezahlter Test wird Treibstoff vom Haupttank in den Landetank befördern. Das Starship hat einen eigenen Tank für die Landung. Der Test wird von der NASA bezahlt, da es eine der Technologien ist, die SpaceX beherrschen muss, um ihr Lunar Starship überhaupt aus einem Erdorbit heraus zu bekommen. Nachdem ihr CEO meinte, man käme mit vier bis acht Tankflügen aus, stellt sich nun heraus, dass es eher im Bereich von 10 bis 20 Flüge sind. Verwundert mich nicht, habe ich schon vor Jahren berechnet. Inzwischen ist der für das Starship verantwortliche NASA-Chef Jim Free besorgt, ob SpaceX es überhaupt schafft und die Landung des Lunar Starships ist um 27 Monate auf den September 2027 gerutscht. Elon Musk, der sonst so optimistische und bisher nie eingehaltene Zeitpläne von sich gibt, rechnet sogar mit einer bemannten Landung erst in fünf Jahren. Klar, die Hälfte der Finanzen für den Auftrag hat SpaceX schon für Papierarbeit bekommen, die sie sowieso für das Starship erledigen müssen. Nun kommt der Teil des Programms, der die Firma Geld kostet und es muss das Lunar Starship entwickelt werden und die Tankflüge erfolgen. Da rutscht das Programm in der Prioritätenliste des CEO nach hinten.

Starship 28 / Superheavy 10Blue Origin, die erst nach Protesten zwei Jahre nach SpaceX ihren Auftrag erhalten haben, kündigten vor wenigen Tagen an, das sie noch vorher, 2025, ihren Testflug ihres Blue Moon Landers durchführen. Blamabel: zwei Jahre Zeitvorsprung in ein Jahr Verzug umgewandelt und das in weniger als drei Jahren. Jim Free kommentiert Musks Aussage so „My view of that,” Free said, “is that we have a contract with SpaceX that says they’re going to launch our crew in the end of 2026.“. Angesichts anderer Verträge die SpaceX aufkündigte, als sie feststellten ,dass es sich für sie nicht lohnt (Stratolaunch) oder die dann plötzlich viel teurer wurden (Dragon) wäre ich da vorsichtig. Immerhin es gibt Fortschritte an anderen Arbeiten, so werden derzeit Tests des Dockingadapters des Lunar Starships mit dem der Orion durchgeführt.

Eine Nutzlast und sei es nur Ballast das eine Nutzlast simuliert, ist wieder nicht an Bord. Das verwundert, wenn man die Logik von Elon Musk nimmt:

“Flight 2 almost actually made it to orbit. In fact, ironically, if had had a payload it would’ve made it to orbit,” said SpaceX founder Elon Musk during a company talk earlier this year. “The reason that it didn’t quite make it to orbit was because we vented the liquid oxygen and the liquid oxygen ultimately led to fire and an explosion.”

“We wanted to vent the liquid oxygen because we normally wouldn’t have that liquid oxygen if we had a payload. So ironically, if it had a payload, it would’ve reached orbit. And so, I think we’ve got a really good shot of reaching orbit with Flight 3,” he added.

Also in der Logik von Elon Musk hätte man den Orbit mit einer Nutzlast erreicht, obwohl das Starship dann schwerer ist. Und nach dieser Logik lässt man dann Sauerstoff ab, damit es noch leichter wird, obwohl es ja den Orbit erreichen sollte, wenn es schwerer ist und nach dieser Logik lädt man auch nicht vor dem, Start so viel Treibstoff zu wie man benötigt, sondern mehr Sauerstoff, den man dann während die Triebwerke arbeiten ablässt. Muss man nicht kommentieren, spricht für sich selbst und den Verstand den der CEO hat.

Eine Erklärung gibt es auch für die Explosion der ersten Stufe SuperHeavy:

“The most likely root cause for the booster [rapid unscheduled disassembly] was determined to be filter blockage where liquid oxygen is supplied to the engines, leading to a loss of inlet pressure in engine oxidizer turbo pumps that eventually resulted in one engine failing in a way that resulted in the loss of the vehicle,” SpaceX stated. “SpaceX has since implemented hardware changes inside future booster oxidizer tanks to improve propellant filtration capabilities and refined operations to increase reliability.”

Für mich ist die Erklärung aber nicht schlüssig, denn auf dem Video sieht man das schon vorher nacheinander alle 12 Triebwerke die den Boostbackburn durchführen sollten, ausfielen und die Abbremsung nicht erreicht wurde. Auf dieses Ereignis wurde nicht eingegangen. Der erste Testflug zeigte ja, dass die SuperHeavy ihre anderen Triebwerke noch weiter betreibt, selbst wenn nicht nur eines, sondern sechs ausfallen. Was also passierte bei den anderen 11 Triebwerken?

Inzwischen häufen sich auch die Parallelen zur sowjetischen N-1, der einzigen Rakete mit ähnlich vielen Triebwerken die jemals flog. Auch bei ihr scheiterte der Jungfernflug 3L, weil Metallsplitter in eine Turbopumpe gerieten und diese explodierte und dabei die umliegenden Triebwerke ebenfalls beschädigte. Daraufhin baute man Filter in die Triebstoffleitungen ein. Ich finde das sehr komisch, weil solche Filter bei keiner anderen Trägerrakete erwähnt werden auch nicht der Saturn V die ja ähnliche Dimensionen hat.

Vor dem StartDer Flug

Alle Angaben wurden von SpaceX übernommen. Alle Zeiten sind ungefähre Angaben.

STD./MIN./SEK

EREIGNIS

01:15:00

Der Flugdirektor führt eine Umfrage durch und gibt GO für Betankung

00:53:00

Starship LOX Betankung beginnt

00:51:00

Starship Methan Betankung beginnt

00:42:00

Booster LOX Betankung beginnt

00:41:00

Booster Methan Betankung beginnt

00:19:40

Vorkühlung der Raptors in beiden Stufen

00:03:30

Betankung Superheay ist abgeschlossen

00:02:50

Betankung Starship ist abgeschlossen

00:00:30

Der Flugleiter von SpaceX gibt GO für den Start

00:00:10

Aktivierung des Flammenabweisers

00:00:03

Die Zündsequenz des Raptors beginnt

00:00:00

„Spannung garantiert“

STD./MIN./SEK

EREIGNIS

00:00:02

Abheben

00:00:52

Max Q (Moment der höchsten mechanischen Belastung der Rakete)

00:02:42

Booster MECO (die meisten Motoren werden abgeschaltet)

00:02:44

Hot-Staging (Starship Raptor-Zündung und Stufentrennung)

00:02:55

Booster-Boostback-Burn-Start

00:03:50

Abschaltung des Booster-Boostback-Burns

00:06:36

Booster ist transsonisch

00:06:46

Start der Booster-Landung

00:07:04

Landung der Superheavy

00:08:35

MECO Starship

00:11:56

Nutzlasttür öffnen

00:24:31

Demo zum Treibstofftransfer

00:28:21

Nutzlasttür schließen

00:40:46

Wiederzündung eines Raptor zum Verlassen des Orbits.

00:49:05

Eintritt in die Atmosphäre

01:02:16

Raumschiff in die aerodynamische Phase

01:03:04

Raumschiff unterschreitet Schallgeschwindigkeit

01:04:39

„Eine aufregende Landung!“ (Aufschlag im Indischen Ozean)

Ich habe die Angaben von SpaceX übersetzt, bei den beiden letzten Punkten mussten die Anführungszeichen sein, weil die Aussage nichtssagend ist. Es gibt kein Klammersystem für die Rakete, sie hebt damit ab, wenn der Schub 1 g übersteigt. So macht die sonst übliche Marke T-0 keinen Sinn. Andere Raketen erreichen bei T-0 den Sollschub und werden dann noch kurz festgehalten, um die Triebwerke auf korrekte Funktion zu testen. Heir scheint T-0 für die Zündung der letzten Triebwerke zu stehen, sie zünden nicht alle gleichzeitig.

Ebenso finde ich eine „aufregende Landung“ als falsche Bezeichnung für einen harten Aufschlag im Meer.

StartVergleich von Schlüsselereignissen

Ereignis

Erster Start

Zweiter Test

Dritter Test

Max-Q

55 s

52 s

52 s

Brennschluss SuperHeavy

169 s

159 s

162 s

Abbremsung Superheavy

55 s, 13 Triebwerke

54 s

55 s

Landungsburn

23 s, drei Triebwerke

18 s

18 s

Brennzeit Starship

352 s

352 s

351 s

Gegenüber dem letzten Flug hat sich kaum etwas getan, während es bei Flug 1 noch MaxQ etwas später erreicht wurde und die Triebwerke der Superheavy länger liefen, was für einen geringen Schub spricht. Die 3 Sekunden längere Brennzeit bei der SuperHeavy kann auch mit einer höheren Abtrenngeschwindigkeit und weniger Treibstoff für die „Landung“ auch hier wird die SuperHeavy nicht zum Startort zurückkehren, sondern vor Texas im Atlantik versinken.

StufentrennungNachlese Dritter Teststart des Starships (ITF-3)

Wie üblich bei SpaceX wurde der Start von jubelnden SpaceX-Angestellten begleitet. Diesmal durch eine Wand getrennt, etwas leiser. Ich finde das sehr störend, zumal diese im Dauerjubelzustand sind, das beginnt schon 30 Sekunden vor dem Start, sie hinken aber wie man bei den letzten Sekunden des Countdowns sieht, einige Sekunden zurück. Erinnert mich an die Falcon 1, damals wurden nach dem ersten Start alle Videos zeitverzögert übertragen und rechtzeitig abzuschalten, hat man beim dritten Flug dann auch gemacht.

Schon äußerlich sieht man, dass sich einiges zwischen den beiden Starts getan hat. Das Starship hat nun noch mehr Hitzeschutzkacheln bekommen und ist an einer Seite schwarz, an der Superheavy sind schon nach dem Start die Grid-Fins zum kontrollierten Eintritt ausgefahren. Ich habe das Video durchsehen und stütze mich auf die eingeblendeten Daten. Nach wie vor gibt es bei SpaceX keine Grafik die wie bei anderen Launch Service Providers die Soll- und reale Bahn zeigt, sodass man sehen kann, ob es auf Kurs ist. Ebenfalls nichts daran hat sich geändert, dass die beiden Kommentatoren nicht mit aktuellen Informationen aus der Telemetrie versorgt werden, also nur das kommentieren können, was jeder sowieso sieht. Angesichts SpaceX Medienpolitik ist das aber gewollt.

Die Superheavy arbeitete bis zum Brennschluss wie vorgesehen. Hier die Daten des Brennschlusspunktes im Vergleich zum letzten Start:Aufschlag Superheavy

Parameter

ITF 2

ITF3

Zeitpunkt:

139 s

142 s

Geschwindigkeit:

5.662 km/h

5.731 km/h

Höhe

67 km

67 km

Die Höhe ist identisch, die Geschwindigkeit etwas höher, aber nicht signifikant, das kann alleine an der Bahn bzw., der Reaktionszeit beim Stoppen des Videos liegen. Der Brennschluss hat sich aber um 3 Sekunden verlagert und das ist auch nach Flugplan so. In 3 Sekunden hätte die SuperHeavy eigentlich deutlich schneller werden müssen. Bei 159 s, also dem Zeitpunkt des Brennschlusses des letzten Teststarts war sie noch 5.528 km/h schnell und in 64 km Höhe.

Dafür gibt es zwei mögliche Erklärung: Die Brennschlussmasse ist höher, sodass zu Erreichen derselben Geschwindigkeit und Höhe die Triebwerke länger brennen müssen. Alternativ hat man die Triebwerke im Schub gedrosselt, 2 Prozent würden schon reichen den Effekt zu erklären.

Diesmal klappte das Abbremsen der Superheavy. Dabei werden die 12 Triebwerke erneut gezündet und sie dreht sich gegen die Flugrichtung. 3 Minuten 48 Sekunden nach dem Start war dies in 103 km Höhe beendet bei einer Minimalgeschwindigkeit von 934 km/h. Die SuperHeavy wurde also deutlich stärker als eine Falcon 9 Erststufe abgebremst. Das liegt daran, dass sie zum Startplatz zurückkehrt, anstatt auf einem Dronenschiff zu landen. Sie stieg dann bis auf 106 km und verlangsamte sich bis auf 306 km/h.

Beim Wiedereintritt in die dichtere Atmosphäre geriet die SuperHeavy in eine Rollbewegung. Diese ist mit Sicherheit nicht erwünscht, weil man so nicht landen kann. 6 Minuten 57 Sekunden nach dem Start zündeten die Triebwerke bei 1.209 km/h in 1 km Höhe erneut. Das war viel zu spät. Drei Triebwerke zündeten, wenige Sekunden später waren 0 km Höhe erreicht und die Stufe schlug mit 1100 km/h auf. Bei einer Falcon 9 dauert das Abbremsen über 20 Sekunden und findet bei niedriger Geschwindigkeit von rund 800 km/h statt. Später wurde verlautbart, dass die Superheavy in 462 m Höhe explodierte.

Das Starship zündete um 2:48 seine Triebwerke in 71 km Höhe bei 5.710 km/h. Das war deutlich später als beim letzten Mal, wo das Herunterfahren der Superheavy bis auf drei Triebwerke erfolgte. Die ganze Stufentrennung dauere denn auch mehrere Sekunden, was eigentlich kein normales Hot-staging ist, wahrscheinlich wollte man Vibrationen abklingen lassen. (bei einem Hot-Staging zündet die obere Stufe, solange die untere noch mit voller Leistung läuft, nicht erst mehrere Sekunden nachdem diese auf 10 % des Dschubs heruntergefahren wurde).

AusgasenMECO des Starships erfolgte nach 8 Minuten 21 Sekunden, es zog sich aber sehr lange bis 8:36 hin, weil zuerst nur die drei Vakuumtriebwerke abgeschaltet wurden. Danach war das Starship 26.530 km/h schnell und in 150 km Höhe. Diese Geschwindigkeit entspricht 7.369 m/s. Selbst wenn man die Erdrotation vom Startplatz (26 Grad Nord) addiert kommt man nicht auf die benötigte Ohrbitgeschwindigkeit von 7814 m/s in dieser Höhe. Bei den Falcon 9 Raketenstarts sind die Geschwindigkeitsangaben aber mit Erdrotation, sodass über 400 m/s fehlen. So wurde kein Orbit erreicht. Bei ITF 2 war das Starship vor der Explosion bei 8:04 noch 24.104 km/h schnell und in 148 km Höhe, zu dem Zeitpunkt waren es diesmal 23.601 km/h und 146 km Höhe. Diese Differenz spricht dafür, dass das Starship diesmal schwerer war als bei ITF 2. MECO war nach den Planungen daher auch 2 Sekunden später als beim letzten Start. Offensichtlich hat man erkannt, dass es keine gute Idee ist Treibstoff während der Antriebsphase abzulassen. Jonathan McDowell bestimmt den Orbit zu -55 x 234 km x 2569 Grad, dann fehlen noch 88 m/s für einen kreisförmigen 234 km hohen Orbit.

Dann drehte sich das Starship und der Blick auf das Heck zeigt, dass dort etwas ausgast. Das ist nicht gleichmäßig, sondern in Schüben. Ich dachte daher zuerst an RCS-Triebwerke, aber zum einen ändert sich die räumliche Lage nicht, und zum anderen machen RCS-Triebwerke im Bereich der Haupttriebwerke wenig Sinn, die bringt man eher oben an. Eine Möglichkeit könnte sein, dass man nun begann Treibstoff abzulassen, das hat man ja während des letzten Starts im Flug getan. Allerdings sieht man keine Veränderung in den Balken, wobei diese sowieso nur noch wenige Pixel breit sind, also der Fehler groß ist. Bei ITF-2 war aber eine deutliche Abnahme beim LOX zu sehen und diesmal nicht. Später ist im Video ein deutliches Rollen des Starships zu erkennen. Gas tritt auch noch lange nachdem der Orbit erreicht wurde aus. So gehe ich von einem unerwünschten Ausgasen aus. Das ist meiner Ansicht nach auch ein Grund warum das Wiederzünden des Raptor ausblieb, das sollte man nicht machen, wenn die Rakete unkontrolliert rotiert.

WartenAlte SpaceX Hasen fühlen sich an den ersten Start der Falcon 9 erinnert, die auch rollend in einer stark elliptischen, von den Vorgaben abweichenden Bahn landete. SpaceX sprach damals von einem perfekten Start und die Stufe wäre auf einer perfekten Kreisbahn. Als ein Journalist meinte, nach den NORAD Daten wäre das nicht der Fall, meinte Shotwell, „Wir rechnen vom Erdmittelpunkt aus“. Ja, das war 10 Jahre, bevor der Ausdruck „alternative Fakten“ durch Donald Trump populär wurde.

Das Starship stieg dann auf eine Spitzenhöhe von 234 km und eine Geschwindigkeit von 26.114 km/h, das war also eine ballistische Bahn. Über die Tests (Treibstofftransfer, Nutzlastbucht öffnen und schließen) erfuhr man wenig, stattdessen wurde Fahrstuhlmusik gespielt. Anscheinend scheinen das Öffnen der Nutzlasttür und der Treibstofftransfer stattgefunden haben, so vermelden zumindest US-Raumfahrtportale. Verwundert war ich auch darüber, dass man bei 6.000 Starlinksatelliten zusätzlich zu den TDRS-Satelliten der NASA die nahezu 100 % Abdeckung bieten, es minutenlange Unterbrechungen in der Datenübertragung gab. Ist keine Werbung für Starlink.

Schon von Anfang an dreht das Starship, das ist mit Sicherheit nicht beabsichtigt. Es gibt zwar das Konzept des „Barbeque-Rollens“ um die Sonneneinstrahlung gleichmäßig zu verteilen, das erfolgte z.B. bei den Ariane 5 Starts die länger dauerten wie die ATV-Missionen oder Galileosatellitentransporte. Aber dann rollt man um die Längsachse, behält die relative Orientierung zur Erde bei, denn sonst zeigen die Triebwerke, die ja nach Plan nochmals gezündet werden, nicht in die richtige Richtung. Das Drehen beschleunigt sich auch. Hier ein Video das dies zeigt. Etwa 46 Minuten in rund 100 km Höhe beginnt das Starship zu glühen durch die Reibung. Nun versuchen Triebwerke die Drehung zu stoppen, schaffen dies aber nicht. Das Rollen ist immer noch nicht beendet, das Heck schaut in Flugrichtung, was mit Sicherheit nicht gewollt ist, es sollte der aerodynamisch geformte Teil in Flugrichtung schauen, so ist vorhersehbar, was passiert: es heizt sich noch schneller auf, weil der Widerstand am Heck größer ist. Dort sind keine Hitzeschutzkacheln, sondern die Triebwerke und das Rollen geht es ins Trudeln über, was dann auch die Oberseite ohne Hitzeschutzkacheln exponiert. Etwa um 48:40 in 75 km Höhe reißt die Verbindung ab, das Starship ist verglüht. Das sieht eigentlich jeder im Video, die Moderatoren reden aber noch 10 Minuten später über die bevorstehende Landung. Der Blackout den die Moderatoren erwähnen kann nicht der Grund dafür sein, denn der schirmt vornehmlich zum Boden ab, schon die NASA hatte dauernde Funkverbindung zu den Space Shuttles bei der Landung, nachdem sie die TDRS-Datenübertragungssatelliten im Orbit hatten und SpaceX verfügt ja über Starlink, das wurde oft im Video erwähnt. Später wurde bekannt das 49 Minuten nach dem Start in 65 km Höhe auch die die Telemetrie-Verbindung sowohl zu Starlink wie TDRS abriss.

AusgasenTreibstoffmanagement

Ich habe aus den Balken einige Werte für den Treibstoff jeweils zu bestimmten Balken über die Microsoft Powertoys ermittelt:

Ereignis

ITG 3 LOX

ITF 3 CH4

ITF 2 LOX

ITF 2 CH4

MECO Superheavy

8,1 %

8,6 %

11 %

11 %

Ende erster Landungsburn

1,4 %

2,8 %

7,2 %

5,4 %

Starship MECO

3,3 %

3,8 %

5,3 %

7 %

Bei ITF 2 wurden die beiden letzten Ereignisse nicht erweicht, die Daten sind daher vor der Explosion der entsprechenden Stufen. Die 3,3 Prozent Resttreibstoff (LOX, der Methanüberschuss kann ja nicht genutzt werden, wenn der Sauerstoff verbrannt ist) entspricht übrigens nur rund 40 t, in der Größenordnung wäre die Nutzlast bei diesem Flug gewesen. So ist für mich klar, warum sie erneut ohne Nutzlast und sei es auch nur Ballast geflogen ist, denn da hätte jeder gefragt „40 t? Ich dachte sie hat eine Nutzlast von 150 t) und dabei hat sie nicht mal Orbitalgeschwindigkeit erreicht.

BruchstückeZeitvergleiche

Hier einige Zeitangaben nach Ankündigung und in der Realität:

Ereignis

Plaung

Real

Meco Superheavy

2:42

2:42 – 2:44

Hot Staging

2:44

2:48

Superheavy Boostback

2:55

2:52 – 2:54

Ende Boostback

3:50

3;40 – 3:48

Dauer Boostback

55 s

48 / 54 s

Landungsburn

6:36

6:54

Landung

7:04

7:00

MECO Starship

8:35

8:21 - 8:36

Bei den vielen Triebwerken zünden und schalten nicht alle gleichzeitig ab, daher habe ich immer den Bereich (erstes - letztes Triebwerk) angegebenem.

Beim Landungsburn ist auffällig, dass dieser zu spät erfolgte – beim Planungszeitpunkt 6:36 war die Rakete noch in 13 km Höhe und über 3.500 km/h schnell. Ins Trudeln geriet sie erst etwa 10 Sekunden später in 8 km Höhe, sodass das Trudeln nicht die Ursache für die ausbleibende Zündung sein kann. Meine sinnigste Erklärung ist das die Modellierung des Flugverhaltens der SuperHeavy fehlerhaft war. Sie hinkte zum einen beim Landungsburn dem Zeitplan deutlich hinterher und das Trudeln war so auch nicht geplant. Der Computer hat wohl die Triebwerke bei instabilem Flug gar nicht erst gestartet. Der geringe Resttreibstoff ist nicht schuld – nach meinen Berechnungen sollte, alleine wenn man den LOX nimmt, die Brennzeit für 93 Sekunden bei drei Triebwerken reichen, wenn man die 20 t Resttreibstoffe berücksichtigt, die nach SpaceX nicht nutzbar sind, sind es immer noch 62 Sekunden, der Landungsburn sollte aber nur 28 Sekunden dauern.

Das Trudeln konnte durch die Grid-Fins nicht gestoppt werden, das ist deutlich zu sehen.

SonstigesGlühen 1

Es war zu sehen, dass beim Aufstieg und auch im Orbit Teile weg drifteten. Nach SpaceX Angaben, war das Eis. Das kann jedoch nur für die erste Phase des Starts gelten. Zum einen führten die heftigen Vibrationen bei einem Raketenstart dazu, dass Eis, das sich durch die sehr kalten Treibstoffe aus der Luftfeuchtigkeit bildet, schon in den ersten Sekunden abfällt, man muss sich dazu nur andere Starts ansehen. Sobald die Troposphäre verlassen ist verdampft der Rest einfach, auch das kann man bei Rocketcams anderer Starts beobachten.

An mindestens einer Stelle sieht man, dass die Kacheln fehlen. Ob dies missionskritisch ist weiß nur SpaceX. Bei jedem Space Shuttle Start fielen Kacheln ab, solange sie nicht an einer Stelle fehlen, war dies immer unproblematisch.

Ebenso sieht man öffnen der Nutzlasttür, dass nicht nur Gas, sondern auch Teile herausschieben. Eigentlich ist dieser Bereich bei anderen Raketen absolut clean, Satelliten werden in Reinsträumen, die selbst kleinste Staubkörner herausfiltrieren, in die Nutzlasthüllen gepackt und diese dann hermetisch versiegelt. Eine Nutzlasthülle, in der Dinge herumfliegen, dürfte für kommerzielle Transporte nicht tragbar sein.

Ausblick

Nach Elon Musk sind weitere sechs Teststarts dieses Jahr geplant, eine Zahl die ich für realistisch halte. Zwischen erstem und zweiten Start lagen sieben Monate, nun nur noch vier. Verkürzt man über drei, zwei auf einen Monat sollte das gehen. Man darf nicht vergessen, dass das Starship unverzichtbar für Starlink ist. Nur mit ihm bekommt man die vielen und schwereren Satelliten in den Orbit, vor allem aber soll es preiswertere Starts geben. Starlink hat inzwischen damit zu kämpfen, dass die Nutzerzahlen langsamer steigen, die meisten Abonnenten sitzen in den USA und dort ist sinkt die Datenrate dauernd, inzwischen werden im Mittel nur noch 50 Mbit/s erreicht und das bei einem Dienst der auch in den USA im Vergleich zu der Konkurrenz teuer ist.

Ebenso wird man erwarten können das bald Ballast zugeladen wird. Der hat durchaus eine Funktion. Neben dem Effekt dass man die reale Nutzlast so relativ genau bestimmen kann, ist er eine Last auf dem Nutzlastadapter und der oberen Sektion des Starship, die derzeit nicht da ist, wodurch die Kräfteverteilung anders ist als bei normalen Starts.

Mein Urteil

Sie haben Fortschritte gemacht. Die SuperHeavy hat den Landungsburn überlebt, ich vermute das war der Grund warum das Hot-staging nun auch zu einem Warm-Staging wurde, denn nach der Trennung begannen letztes Mal die Probleme der SuperHeavy.

Glühen 2Das Starship hat nun einen Orbit erreicht weil man nicht Treibstoff während die Triebwerke brennen abgelassen hat (auf solche Ideen kommt man auch nur bei SpaceX).

Zu den Tests über Treibstofftransfer und Nutzlasttür öffnen sage ich nichts, weil es hier keine Videos gibt und ich erst mal allen Angaben von SpaceX misstraue (bei ITF 2 hieß es auch das FTS hätte das Starship gesprengt und dann war es eben doch ein Feuer, das durch den ausgelassenen Treibstoff entstand).

Aber es gibt noch viel zu tun. Essenziell für die Wirtschaftlichkeit dürfte die Wiederverwendung der SuperHeavy sein. Das deren Landung nicht klappte, ist nachdem SpaceX ja Erfahrungen von über 200 Falcon 9 Landungen hat, schwer verständlich, außer man schließt sich meiner Meinung an, dass alle Leute die damals das Konzept ausgearbeitet und alle Fehler beseitigt haben inzwischen die Firma verlassen haben und nun Neulinge erst mal ihre eigenen Erfahrungen machen müssen.

Das Starship erreichte eine ballistische Bahn, keinen Orbit, aber ich das ist mehr ein akademischer Punkt. Wenn das Tür-Öffnen klappt und das scheint nach dem Video der Fall zu sein, dann haben sie zumindest ein Gefährt das Starlink Satelliten starten kann, gut ein teures Vehikel weil die Wiederverwendung noch nicht klappt, aber das war bei der Falcon 9 ja auch so. Das Rollen kann man durch RCS-Triebwerke relativ einfach in Griff bekommen, das Ausgasen sollte aber nicht erfolgen. Die Daten vom Wiedereintritt sind meiner Ansicht nach unbrauchbar, weil das Starship ja schon bei hoher Geschwindigkeit und großer Höhe explodierte, die Kacheln also gar nicht richtig getestet wurden.

Inzwischen hat Elon Musk die Nutzlast im Nicht-Wiederverwendungsmodus von 250 auf 200 t heruntergestuft. Allerdings nicht um für ein Starship „V3“ 400 t bzw. 200 im wiederverwendbaren Fall zu versprechen. Mit physikalischen Grundlagen hat dies nichts zu tun: Derzeit ist das Starship 121 m hoch, es soll für die „V3“-Version um 20 bis 30 m verlängert werden also um 1/6 bis 1/4. Der Schub beträgt derzeit 74.000 t und soll um 10.000 t wachsen – das ist 1/7. Wie soll da die Nutzlast nicht um 1/7 bis 1/4, sondern gleich um den Faktor 2 wachsen? Ich wage zu prognostizieren, Elon Musks Nutzlastangaben werden weiter sinken, denn alle Nachbesserungen an den Fehlern, die bisher auftraten ,machen es schwerer oder führen zu einem höheren Treibstoffverbrauch.

Zeit einmal, den Flug des Starships zu modellieren. Bei ITF-3 erreichte es ja fast einen Orbit, es fehlten weniger als 100 m/s für einen echten Orbit. Der suborbitale Flug war Teil der Strategie, da er kein Verlassen des Orbits nötig machte, um den Wiedereintritt des Starships über dem Indischen Ozean zu testen. Da wie sich zeigte das Starship im Orbit heftig taumelte (Video hier) und so auch die Zündung eines Raptor ausblieb, mit dem man sonst den Wiedereintritt aus einem Orbit einleiten würde, war dem auch gut so. Man kann nun aber relativ gut von der für diesen Orbit erreichten Nutzlast auf die theoretische Nutzlast für einen Orbit schließen. Errechnet wurde nach Jonathan McDowell ein Orbit von -55 x 234 km. Für Laien: Das Starship steigt bei einem solchen Orbit bis auf eine Entfernung von 234 km und sinkt dann. Gäbe es die Erdoberfläche nicht, so würde es eine Minimalentfernung von 55 km UNTER der Erdoberfläche erreichen. Da dies aber nicht der Fall ist, wird es in die Atmosphäre eintreten und verglühen, wie ja auch geschehen.

Die Modellierung

Ich habe dies mit meiner eigenen Aufstiegssimulation modelliert. Da ich noch zu den Dinosauriern unter den Computer-Nutzern gehöre, habe ich diese selbst programmiert. Daher erst mal einige einleitende Worte zu meiner Simulation.

Sie simuliert im Wesentlichen die Physik einer Rakete. Eine Rakete startet von einer definierten Höhe (Abstand zum Erdmittelpunkt) definiert durch eine x,y,z Koordinate im dreidimensionalen Raum. Alle 0,025 Sekunden wird die Position neu berechnet, daneben die aktuelle Masse und der aktuelle Schub. Aus diesem ergeben sich die Beschleunigungen in die Raumrichtungen und diese integriert die Geschwindigkeit und zurückgelegte Strecke. Als weitere einwirkende Kraft wird der Luftwiderstand berechnet, wobei ich hier eine einfache Wiedergabe der Form in Form eines Kegels für die Spitze der Rakete und einer Fläche für den Seitenteil verwende. Ebenso wird der aktuelle Schub entsprechend dem Umgebungsdruck vereinfacht berechnet, indem er einfach der Differenz von Vakuum und Bodenschub multipliziert mit dem aktuellen Umgebungsdruck zum Bodenschub hinzuaddiert wird.

Die Atmosphäre ist eine einfache nach dem barometrischen Höhenmodell, das heißt der Druck nimmt exponentiell ab. In der Realität ist er natürlich auch von der Temperatur abhängig die in verschiedenen Höhenschichten durchaus unterschiedlich sein kann. Da die Verluste durch den Luftwiderstand aber in der Regel unter 200 m/s liegen ist diese Vereinfachung gültig.

Die größte Einschränkung, die ich ich habe, ist die das die korrekte dreidimensionale Modellierung der Erde bei mir nicht richtig funktioniert. So bis 30 Grad Breite sind die Resultate korrekt. Als workaround kann man mit einem Schalter auch die Rakete vom Äquator aus starten kann und es wird nur die Zielgeschwindigkeit der gewählten Inklination angepasst.

Die Bahnkurve wird zum einen durch einen Startnazimut (Winkel relativ zu Norden) und einem Startwinkel zur Horizontalen (normalerweise 90 Grad) festgelegt wie auch durch weitere Punkte in der Bahn, die jeweils aus einem Zeitindex und einem Winkel relativ zur Vertikalen bestehen.

Obwohl das Modell sehr einfach ist, liefert es sowohl bei historischen wie aktuellen Trägern relativ genaue Nutzlastangaben, meist nur wenige Prozent abweichend von den offiziellen Angaben.

Beim Starship gibt es aber noch einige Besonderheiten. Zum einen geht mein Modell davon aus, das der Schub konstant ist, ist das nicht der Fall, so kann die Simulation anpassen, indem man die Stufenbetriebszeit in zwei Phasen – einmal mit hohen und einmal mit niedrigem Schub aufteilt. Beim Starship haben wir einige Perioden mit nicht 100%-Schub. Das ist bei der SuperHeavy beim Hochlaufen der Triebwerke so, wenn die -Triebwerke nacheinander gezündet werden und bei der Stufentrennung, wenn drei Triebwerke noch etwas länger laufen. Auch beim Starship zünden nicht alle Triebwerke simultan, doch der Zeitversatz ist gering. Bedeutsamer ist das vor MECO drei der sechs Triebwerke zuerst abgeschaltet werden und drei weiter arbeiten.

Eine weitere Besonderheit ist, dass das Starship zwei Triebwerke einsetzt einmal für das Vakuum optimiert und einmal nicht. Hier verwende ich den spezifischen Impuls im Mittel.

Ein grundlegendes Problem ist, dass es bei Starship noch weniger gesicherte Angaben gibt als bei der Falcon 9 oder Heavy. Der Users Guide von SpaceX hat überhaupt keine Angaben mehr zum Träger. Auf der Website erfährt man Folgendes:

Alle anderen Angaben, die ich verwendete, stammen aus Tweets von Elon Musk, wobei dabei nie klar ist, ob es Ziele sind oder erreichte Werte und vor allem, ob das aktuelle Starship überhaupt diese Werte (Schub, spezifischer Impuls) erreicht.

Ich bin daher einen anderen Weg gegangen.

Ich habe die Brennzeit der Raptoren nach dem Video bestimmt, und zwar die Brennzeit die resultieren würde, wenn alle Triebwerke laufen. Das ist nicht ganz genau, aber die geziehen Möglichkeit. Dann habe ich zu MECO jeweils den Balken bei der Treibstoffanzeige ausgewertet und den vorhandenen Resttreibstoff noch zur Leermasse addiert (200 t bei der Superheavy, 120 t Starship). Der Schub wurde dann auf Basis der bekannten spezifischen Impulse berechnet. Wobei ich auch hier Werte des DLR bzw. eigene Berechnungen mit CEA2 oder RPA genommen habe, da bei einigen Werten die Elon Musk reklamiert, physikalisch nachweisbar ist, dass sie nicht erreichbar sind.

Hier die verwendeten Daten:

Aus den bekannten Brennzeiten und dem ebenfalls bekannten Treibstoff kann man dann denn Schub berechnen. Hier die wesentlichen Stufendaten:

Rakete: Super Heavy / Starship ITF3

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

 

4.920.000

0

7.895

3.324

0,00

110,00

-

234,00

 

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

64.300

29

90

0

210

90

15

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.600.000

331.800

3.443

64300,0

68612,0

164,00

0,00

2

1

1.320.000

161.000

3.546

11061,0

12105,0

339,50

164,00

Da garantiert der Einwand kommt: würde man mit den noch höheren spezifischen Impulsen, die Elon Musk reklamiert, arbeiten so wäre die Diskrepanz beim Schub noch größer. Gemäß SpaceX Angaben arbeitet die Superheavy mit 85 und das Starship mit 80,6 Prozent des reklamierten Schubs. Es ist relativ leicht mit einem Dreisatz ausrechenbar, dass selbst, wenn überhaupt kein Treibstoff mehr in den Tanks verbleibt, beide Vehikel nie mit den Schubangaben auf der Website auf die Brennzeit kommen, die sie in der Realität hatten. Sie hätten dann viel mehr Treibstoff verbrennen müssen.

Ein weiteres Problem betrifft meine Simulation. Die hat eine eingebaute Optimierfunktion, das heißt sie verändert Position und Winkel der Stützpunkte so, dass eine vorgegebene Bahn mit der maximalen Nutzlast erreicht wird. Diese ist in diesem Falle nicht brauchbar. Die Superheavy soll zum Startplatz zurückfliegen. Für sie ist es daher günstig, wenn sie eine möglichst geringe horizontale und möglichst hohe vertikale Geschwindigkeit hat. Ich habe daher in einem ersten Schritt durch Probieren den MECO der SuperHeavy so gelegt, dass er möglichst mit der Höhe im Video übereinstimmt. Dann habe ich den Endpunkt für Meco Starships so gelegt, dass auch er in der geplanten Höhe liegt. Geachtet habe ich auch das die Neigung der Raketen – im Video unten im Balken erkennbar – auch mit der realen Orientierung übereinstimmt.

Da fiel mir schon auf, das das Starship zu MECO deutlich geneigt ist. Eine „ideale“ Aufstiegsbahn würde von 90 Grad Neigung (Vertikal, beim Start) auf 0 Grad (parallel zur Erdoberfläche umlenken. Da der Schub variabel und die Beschleunigung zum Brennschluss hin immer stärker wird, ist es so das bei vielen Aufstiegskurven, die in den LEO führen dann die Nase sogar zur Erde zeigt (negativer Winkel), weil man so ein weiteres Ansteigen des Apogäum reduziert. Würde ein Starship mit den obigen Daten einen Orbit von etwa 200 km Höhe anstreben, so wäre der Endwinkel z. B. Bei -25 Grad. Was ich allerdings nicht ausschließen kann ist, dass dieser Endwinkel von etwa 7 Grad mit der suborbitalen Bahn zusammenhängt.

Hier ist meine erste Simulation, bei der ich durch weitere Stützpunkte in der Aufstiegsbahn gewährleistet habe, das zumindest das Perigäum stimmt:

Rakete: Super Heavy / Starship ITF3

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

 

4.920.000

0

7.895

3.324

0,00

110,00

-

234,00

 

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

64.300

29

90

0

210

90

15

10

0

Stufe

Anzahl

Vollmasse
[kg]

Leermasse
[kg]

Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]

Schub (Meereshöhe)
[kN]

Schub Vakuum
[kN]

Brenndauer
[s]

Zündung
[s]

1

1

3.600.000

331.800

3.443

64300,0

68612,0

164,00

0,00

2

1

1.320.000

161.000

3.546

11061,0

12105,0

339,50

164,00

 

Simulationsvorgaben

Azimut

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

28,8 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

15,0 s

Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

 

Vorgabe

-55 km

234 km

110 km

 

Real

-55 km

12.370 km

110 km

 

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

27,9 Grad

335 km

335 km

0 kg

10.787 kg

498,7 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Nr. 4

 

Zeitpunkt

89,5 s

164,0 s

333,8 s

503,5 s

 

Winkel

40,0 Grad

35,0 Grad

10,0 Grad

7,5 Grad

 

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung

Zeitpunkt

Höhe:

Distanz:

v(x):

v(y):

v(z):

v:

Perigäum:

Apogäum:

Beschleunigung:

Start

0,0 s

0,01 km

0,0 km

0 m/s

0 m/s

0 m/s

0 m/s

-6378 km

-6378 km

3,3 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,41 km

0,0 km

1 m/s

55 m/s

0 m/s

55 m/s

-6370 km

0 km

4,2 m/s

Winkelvorgabe

89,5 s

18,66 km

0,0 km

567 m/s

436 m/s

0 m/s

716 m/s

-6327 km

24 km

12,0 m/s

Winkelvorgabe

164,0 s

70,10 km

3,1 km

2317 m/s

1039 m/s

0 m/s

2539 m/s

-5958 km

117 km

31,9 m/s

Verkleidung

208,6 s

115,03 km

12,0 km

2680 m/s

843 m/s

0 m/s

2809 m/s

-6378 km

-6378 km

0,9 m/s

Sim End

498,7 s

334,72 km

597,0 km

8916 m/s

-558 m/s

0 m/s

8933 m/s

-55 km

12370 km

59,5 m/s

Winkelvorgabe

503,5 s

0,00 km

0,0 km

0 m/s

0 m/s

0 m/s

0 m/s

0 km

0 km

0,0 m/s

Parameter der Stufen

nr.:

Geschwindigkeit

Maximalhöhe

Maximaldistanz

Flugzeit

Perigäum

Apogäum

Inklination

1:

2.542,9 m/s

137,5 km

155,9 km

467,4 s

-5.938,6 km

117,5 km

30,3 Grad

Zuerst will ich diese erste Simulation diskutieren. Also das Apogäum stimmt natürlich überhaupt nicht. Das liegt schlicht und einfach daran, dass das Starship viel zu leicht ist, auf den Punkt komme ich noch zurück. Die erste Stufe würde, wenn sie keinen Landungsburn hätte, bis auf 117 km Höhe steigen, das passt zu den 106 km die sie tatsächlich erreichte – die Rückkehr zum Landungspunkt bremst sie auch in der Vertikalen Achse etwas ab. (Die Angabe von 127 km Höhe bezieht sich auf den Startort, da die Erdkrümmung hierbei noch einige Kilometer extra liefert). Ohne diesen Landungsburn würde sie in 155 km Distanz zum Startplatz landen.

Was aber jetzt schon auffällig ist, ist das die Geschwindigkeit nicht übereinstimmt. Es sind über 2500 m/s, während es in Wirklichkeit unter 1.600 m/s waren. Diese Diskrepanz ist sehr groß und meit einer anderen Flugbahn kaum zu erklären. Da in der Brennschlussmasse schon der Landetreibstoff mit berücksichtigt ist, macht es auch wenig Sinn um sich der wahren Angabe zu nähern die Leermasse der Superheavy zu erhöhen, zumal das Starship, das in dieser Simulation 1.320 t wiegt, ja der schwerere Brocken bei der Abtrennung ist.

Am sinnvollsten ist es meiner Ansicht nach das der Schub geringer ist, was aber bei bekannter Treibstoffladung einen niedrigeren spezifischen Impuls zur Folge hat, andere Parameter kann man nicht mehr variieren.

Die Oberstufe hätte hier 5 Sekunden vor dem realen Zeitpunkt Brennschluss was rund 16 t weiteren Treibstoff hinterlässt. Trotzdem würde ein leeres Starship bis auf über 12.000 km Höhe steigen. Das war aber nicht der Fall.

Die einfachste Lösung für dass Dilemma, zumindest beim Starship, wäre es das es schwerer wäre. Wenn 140 t Ballast an Bord wären, dann würde ein schon viel besser zu diesen Angaben passender Orbit resultieren. Die Differenzen bei der SuperHeavy bleiben aber, sie wäre dann immer noch 2.150 m/s schnell, da bleibt immer noch eine Differenz von 550 m/s zur realen Geschwindigkeit bei MECO.

Nur mit mehr Gewicht ist die Diskrepanz nicht zu lösen, vor allem weil Elon Musk nach dem Start ja getwittert hat die Nutzlast dieses Starships werde im Nicht-Wiederverwendbaren Fall 150 t betragen. Setze ich bei diesem Starship die Treibstoffreserven auf Null, so resultieren aber 190 t. Offen bei dieser Aussage ist, ob sie sich nur auf das Starship bezieht oder auch die Super Heavy verloren geht. Würde man diese Stufe bergen so wären es aber immerhin noch 165 und nicht 150 t.

Da ich schon realistische Werte für den spezifischen Impuls genutzt habe, die deutlich unter den Wunschwerten von Elon Musk liegen habe ich verzichtet diese anzupassen, meine geschätzten Werte liegen ja schon in der Nähe was andere LOX/Methantriebwerke der ESA (Prometheus, M10) erreichen, habe ich mal die Trockenmasse erhöht, und zwar im Verhältnis 2:1,2, das entspricht dem Verhältnis der Trockenmassen, die von Elon Musk genannt werden (200 bzw. 120 t).

Ein leer um 30 t schwere SuperHeavy und um 18 t schweres Starship würde dann die 150 t Nutzlast erreichen. Allerdings scheint mir das immer noch ein zukünftiges Starship zu sein, denn bei diesem Flug verblieben ja nur wenige Prozent Treibstoff in den Tanks, obwohl das Starship keinerlei Nutzlast hatte.

Nutzlastabschätzung und Ausblick

Das ist für mich die größte Überraschung. Es fehlen für einen kreisförmigen 234 km Orbit rund 90 m/s Geschwindigkeit, es ist keine Nutzlast, auch kein Ballast an Bord – sicher ist alles mit zusätzlichen Sensoren versehen worden, aber das wiegt eben nicht 100 t, die nominelle Nutzlast eines Starships.

Es blieben – wenn man die Tankanzeige im Video ausmisst etwa 3 bis 4 Prozent Resttreibstoff, das sind bei 1.200 t Nennzugladung dann so um die 40 t Treibstoff. Selbst wenn das mit einem großen Fehler verbunden ist (wir reden von wenigen Pixeln Breite) ist es doch unwahrscheinlich es doppelt oder dreimal so viel ist.

Kleines Gedankenexperiment: Anstatt des Resttreibstoffs hätte man auch dieselbe Menge Ballast mitführen können. Dieser wäre zu Brennschluss dann auf dieselbe Bahn befördert worden. So müsste die Nutzlast bei diesem Testflug in der Region des Resttreibstoffs liegen, also weit weg von 100 oder gar 150 t wie von Musk/SpaceX reklamiert.

Das ist natürlich nicht ganz exakt. Der Treibstoff hat ja noch einen Energiegehalt anders als Ballast und beschleunigt das Starship weiter, wenn er verbrannt wird. Auf der anderen Seite würden 40 oder 50 t mehr Ballast auch dazu führen, dass das Starship wenn die Testtreibstoffmenge auf diese 40 t gesunken ist langsamer ist und zuletzt war dieser Flug suborbital, es fehlte also noch Geschwindigkeit um einen Orbit zu erreichen.

Ich würde schätzen, das die Nutzlast dieses Starships für einen niedrigen Orbit etwa 50 t betrug, damit rücke ich der Einlösung einer alten Wette nahe.

Insgesamt scheint auch sonst das Starship nicht die Nennzuladung an Nutzlast zu erreichen. Dazu eine kleine Rechnung: Das Starship (diesmal ist nur die zweite Stufe, nicht die ganze Rakete gemeint) hat bei Trennung von der Superheavy eine Geschwindigkeit von 1566 m/s. Für einen niedrigen 200 km Orbit (v=77876 m/s) fehlen also 6220 m/s. Diese Geschwindigkeit muss es alleine aufbringen. Nach SpaceX angaben haben die Triebwerke Vakuumimpulse von 3430 und 3698 m/s (kleine / große Expansionsdüsen, im Mittel also 25464 m/s. Damit kann man das Voll/Leermasseverhältnis nach der Raketengleichung berechnen:

v = ln(vspez)*(Vollmasse/Leermasse)

Vollmasse/Leermasse = e v / vspez

und erhält 5,695

Da aber die Vollmasse definiert ist als Leermasse+Treibstoff kann man auch schreiben:

Leermasse+Treibstoff/Leermasse = e v / vspez

und eingesetzt den Treibstoff (1200 t) kommt man auf eine Leermasse von 255,8 t. Davon gehen 120 t für das Starship ab, sodass es nur 135,8 t Nutzlast sind. Dabei ist nicht berücksichtigt, das ein Starship mit 145,8 t Nutzlast, anstatt Null Nutzlast dann noch schwerer ost und dies bei der Superheavy die Trenngeschwindigkeit weiter reduziert wodruch das Starship mehr aufbringen muss , was weiter die Nutzlast absenkt. Ebenso ist dabei nicht berücksichtigt, das zum Zeitpunkt der Trennung noch ein Orbit erreicht ist, der weitere Energie erfordert. Unter diesen Randbedingungen würde es mich wundern, wenn das Starship auch nur 100 t Nutzlast erreicht.

Der Knackpunkt ist vor allem das Starship. Obwohl es eine wiederverwendbare Stufe mit Nutzlastverkleidung ist, also durch einen Hitzeschutzschild geschützt wird, und zur Leermasse noch die Nutzlastsektion hinzukommt, die bei anderen Raketen abgeworfen wird, reklamiert SpaceX eine Trockenmasse von 120 t, was einem Voll-/Leermasseverhältnis von 12 entspricht. Zum Vergleich: Die Superheavy kommt auf 18, muss aber nicht den Wiedereintritt überstehen und hat keine Nutzlastsektion. Schon bei der Falcon 9 klappte es nicht, die Oberstufe so leicht zu fertigen wie geplant. SpaceX reklamierte eine Voll- zu Leermasseverhältnis von „nahezu“ 25, in den meisten Datenblättern gehen Autoren von 18 bis 19 aus. Würde das Starship wie die Oberstufe der Falcon 9 einen um ein Drittel höhere Strukturmasse als geplant haben, so senkt dies die Nutzlast um 40 t im Nicht-Wiederverwendbaren Fall ab. Bei der Wiederverwendung ist es noch mehr, da noch Treibstoff für die Landung gebraucht wird und dieser von der Nutzlast abgeht.

Vieles muss SpaceX aber noch korrigieren. Zum einen war die Superheavy bei der Landung wohl nicht in der Troposphäre kontrollierbar und bei der hohen Geschwindigkeit reicht wohl auch der Resttreibstoff nicht mehr zum Abbremsen, mehr Resttreibstoff bei der Abtrennung (das waren bei ITF 2 ja auch noch 11 antat 8 bis 9 %) wird nötig sein: das kostet Nutzlast.

Beim Starship wurde nach MECO viel ausgegast, es fing um Orbit an zu taumeln. Das war nicht beherrschbar und führte auch zum Verlust beim Wiedereintritt (offen ist ob es diesen überlebt hätte, wenn es nicht taumelte, denn das wurde ja gar nicht erst getestet). Das macht auch Nachbesserungen nötig, die aber wenig Nutzlast kosten.

Was offen ist, ist ob dieses Starship überhaupt den Treibstoff an Bord hat, um zu landen. Dass man vom Haupttank Treibstoff in den Landetank umpumpen wollte, spricht eher dagegen. Das ist dann ein ziemlicher Posten, denn auf Basis der Landeversuche kann man ableiten, dass alleine für das Verlassen des Orbits und die Landung weitere 20 t Treibstoff gebraucht werden, die nun nicht vorhanden sind und dann von der Nutzlast abgehen.

Ich weiß das Space Shuttle ist ein schlechter Vergleich, aber die physikalischen Anforderungen haben sich nicht geändert. Beim Space Shuttle hat man ja nicht inkrementell entwickelt, sodass Änderungen, die bei SpaceX erst nach jedem Testflug umgesetzt werden, schon in der Entwicklung auftraten. Die Space Shuttles wurden 10 bis 13 t schwerer als geplant, das sind 15 bis 19 Prozent des Startgewichts. Nimmt man einen ähnlichen Trend beim Starship an, so senkt das die Nutzlast um 18 bis 23 t. Ausgeschlossen halte ich dies nicht, denn bis heute stehen auf der Website Werte für die Nutzlast der Falcon 9 und Falcon Heavy die sie in Wirklichkeit nie erreichten. Dabei gibt es bei denen weitaus weniger Herausforderungen als wie bei der Bergung des Starships.

Das dürfte der Grund, warum SpaceX weitere Versionen plant, die 20 bis 30 m länger sind und 98.000 kN Schub haben. Das bedeutet, es wird um ein Drittel schwerer und anders dürften sie meiner Meinung nach nicht auf ihre Zielnutzlast kommen.

Allerdings – Spoileralarm – bedeutet ein verlängertes Starship auch, dass die Anforderungen, vor allem beim Wiedereintritt andere sind als derzeit. Das kann dann weitere Testflüge und Fixes nötig machen.

 

Links:

Rollen des Starships aus einer anderen Perspektive

Vergleich der drei Starts in einem Video

© der Bilder: SpaceX,NasaSpaceflight. Artikel verfasst am 18.3.2024, Artikel zuletzt geändert am 18.3.2024.

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

 


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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