Home Raumfahrt Trägeraketen SpaceX Site Map counter

Das Starship „V3“

Elon Musk hat am 12.1.2024 vor einer Mitarbeiterversammlung von SpaceX wieder was Neues präsentiert. Es kommt irgendwann mal das Starship V3 über das es von Elon Musk folgende magere Fakten gibt:

Die Nutzlast ist nun übrigens wieder bei 100 t beim derzeitigen Starship, als Musk die Anzahl der Betankungsflüge am 11. 8.2021 noch verteidigte, waren es noch 150 t. Das Starship hat also in zwei Jahren ein Drittel der Nutzlast verloren.

Ich versuche mich in diesem Artikel an einer realistischen Rekonstruktion des Starships V3, am Schluss gehe ich noch auf ein mögliches Starship V2 ein, das ja zwischen dem derzeitigen und der Version V3 liegen muss.

Die Nutzlaststeigerung auf das Doppelte kann man glauben, muss man aber nicht. Eine einfache Erfahrung aus dem Raketenbau: Verändert man nichts an dem Strukturfaktor einer Rakete (Voll- zu Leermasseverhältnis) und nichts am spezifischen Impuls, so folgt aus der Raketengleichung, dass die neue Rakete in etwa den gleichen Nutzlastanteil (Prozentanteil der Nutzlast an der Startmasse) hat. Das folgt letztendlich aus der Raketengrundgleichung oder Ziolkowski Gleichung, denn weitere Faktoren findet man in dieser Gleichung nicht.

Aber da hier ab und zu auch SpaceX Fans oder Jünger, vorbeischauen die es nicht so mit Mathematik und Logik haben, ein einfacher Vergleich mit den beiden Falcon 9 die ja auch dieselbe Technologie teilen:

Rakete

Startmasse

Nutzlast LEO

Nutzlastanteil %

Falcon 9

549.049 kg

22.800 kg

4,15

Falcon Heavy

1.420.788 kg

63.800 kg

4,5

Die Nutzlast macht prozentual fast denselben Anteil aus. Dass eine Falcon Heavy etwas besser da steht, liegt daran, dass immer auch die letzte Stufe den Orbit erreicht. Die Gleichung betrifft ja die Leerschlussmasse und da ist die Oberstufe mit dabei. Nimmt man die auf 6 t geschätzte Masse der letzten Stufe hinzu, so sind es 5,0 zu 4,8 Prozent, also fast derselbe Anteil.

Ich nehme mal die ganzen Angaben von Elon Musk auseinander. Der Maximalschub ergibt sich aus dem Multiplizieren der angegebenen 269 t Schub pro „Raptor 3“ mit 33 Raptors in der Superheavy. Lange Zeit war ja offen, wie viele Raptors es in der ersten Stufe sein sollen, ein Antrag bei der FAA sprach von 37, nun scheint man bei den 33 zu bleiben. Ist auch sinnvoll, sonst müsste man das gesamte Heck umkonstruieren.

Das Raptor 2 soll bei 300 Bar Druck 230 t Schub erreichen, demnach müsste – wenn man nichts sonst ändert – ein Raptor 3 mit dem angegebenen Schub mit rund 351 Bar Druck arbeiten. Die Angabe von 350 Bar Druck schwirrt auch sonst immer wieder für ein Raptor 3 durch den Raum, sodass dies die einzige Maßnahme zu sein scheint. Beim Übergang vom Raptor 1 zum 2 war dem nicht so, da wurde auch der Düsenhals erweitert, weshalb dieses überproportional mehr Schub hatte, allerdings zu dem Preis, dass der spezifische Impuls im Vakuum um 30 m/s absank. Mehr Druck bringt nach einer Simulation mit CEA2 keine Steigerung des spezifischen Impulses in größerem Maße, etwa 2 bis 3 m/s mehr, das ist weniger als der Verlust, den man durch das Vorverbrennen des Treibstoffs für den höheren Förderdruck hat, denn der Druck muss ja erzeugt werden. Der Netto-Impuls des gesamten Triebwerks und nicht nur der Brennkammer dürfte in der Realität eher netto abnehmen, weil so weitere 0,7 kg Treibstoff pro Sekunde nicht zur Schuberzeugung beitragen, die der Vorbrenner mehr konsumiert (es sind 5 kg mehr Treibstoff, den der Vorbrenner konsumiert, aber der wird nur teilweise verbrannt, nimmt man die Mehrleistung der Turbine und rechnet diese auf die vollständige Verbrennung von Wasserstoff mit Sauerstoff im stöchiometrischen Verhältnis um, so resultieren die 0,7+ kg Treibstoff (abhängig vom Wirkungsgrad von Turbine und Pumpe).

Die 19 m mehr Länge lassen die Masse enorm ansteigen. Alleine der Treibstoff dafür – bei Beibehaltung des Mischungsverhältnisses von 3,6 zu 1 (LOX/Methan) würde 1004,3 t wiegen, wenn die volle Länge von 19 m für die Tankverlängerung genutzt wird. Die Tanks würden etwa um 23,7 t schwerer werden. Zusammen mit 100 t mehr Nutzlast wäre so das Starship V3 um mindestens 1.128 t schwerer, weshalb es auch mehr Schub benötigt. Das Mischungsverhältnis von 3,6 zu 1 wurde beim Übergang vom Raptor 1 zum Raptor 2 beibehalten, sodass ich Musks frühe Angabe von 3,8 zu 1 inzwischen nicht mehr als aktuell ansehe, bei 3,8 steigt die mittlere Dichte minimal von 0,83 auf 0,84).

Bei rund 1.287 t mehr Schub würde das bedeuten, dass bei voller Ausnutzung dieses Treibstoffkontingents die Startbeschleunigung abnehmen würde, bei extrapolierten Sealevel Schub (68.756 kN beim Raptor 2 und 80.413 kN beim Raptor 3) von 13,7 auf 13 m/s. Das senkt durch die höheren Gravitationsverluste eher die Nutzlaststeigerung ab.

Es gibt natürlich auch die Möglichkeit, diese 19 m Verlängerung nicht voll für die Tanks auszunutzen, schon angekündigt und im SpaceX-Users Manual angegeben ist eine Verlängerung der Nutzlastverkleidung um 3 m. Andere Quellen sprechen sogar von 5 m. Das ist auch notwendig, denn gemessen an der Nutzlast ist die Nutzlastverkleidung jetzt schon relativ klein. Die größte Nutzlastverkleidung von Ariane 5 (20 m Länge) hat ein nutzbares Volumen von 244 m³ bei einer typischen Nutzlast von maximal 22 t, die Nutzlastbay des Starships derzeit ein nutzbares Volumen vom 381 m³ bei 100 t Nutzlast. Kurz, pro Masseneinheit hat eine Nutzlast dreimal weniger Volumen als bei einer Ariane 5, nimmt man andere Träger als Vergleich, so kommt man auf ähnliche Werte, aber die Volumenwerte der Ariane 5 habe ich durch meine Buchrecherche eben verfügbar. Wesentlich ist das nutzbare Volumen und da die Verkleidung nur 8 m nutzbaren Durchmesser hat ist dieses deutlich kleiner als das von SpaceX angegebene Gesamtvolumen (das übrigens auch nicht mit dem der derzeitigen Nutzlastverkleidung übereinstimmt, die hat ein Gesamtvolumen (nicht nutzbares Volumen) von 595 m³, die Angabe von SpaceX von 1000 m³ macht eine Verlängerung um 6,37 m nötig)

Sinnig halte ich das Aufrechterhalten der Startbeschleunigung, die Steigerung des Schubs um 16,7 % entspricht dann einer Steigerung der Startmasse um 837 t.

Offene Fragen

Offen ist, wie sich dieser Massenzuwachs auf die beiden Stufen verteilt. Es gibt ja eine Eingabe von FAA (allerdings schon älter) bei der SpaceX 3.700 t Treibstoff in die SuperHeavy und 1.500 t in das Starship laden wollen (bisher beim „V1“ 3.400 und 1.200 t, also das Starship erhält prozentual mehr Treibstoff). Diese Eingabe geht noch von 74 MN Schub aus, also den bisherigen (Raptor 2) Triebwerken, dann würde die Startbeschleunigung auf 13 m/s absinken. Das wäre also eine Möglichkeit der Aufteilung.

Völlig offen ist auch, wie sich die Leermasse verändert. Man kann eine optimistische Annahme machen – dass nur die Tanks größer werden, für die SuperHeavy ist die Tankmasse von 80 t bekannt. Realistisch ist das aber nicht. Zum einen erzeugt mehr Gewicht auch größere Lasten, sodass überall Wandstärken und strukturell tragende Elemente stärker werden müssen. Zum anderen kann man nicht den Triebwerksschub beliebig erhöhen, ohne dass das Triebwerk schwerer wird. Sonst könnte man ja auch Raptors mit 500 oder 1000 Bar Druck bauen. Real würde ich annehmen, dass die Lernmasse weitestgehend proportional ansteigt. Das entspricht der Beobachtung, dass oberhalb einer bestimmten Startmasse der Strukturfaktor bei gleichen Treibstoffen weitestgehend gleich bleibt, so haben die Saturn IC Erststufe der Saturn V und die Erststufe der Atlas V und die Superheavy alle einen Strukturkoeffizienten von etwa 17 bis 18 trotz unterschiedlicher Detailansätze und 50 Jahren Zeitunterschied in der Entwicklung.

Die größte offene Frage ist aber, wie sich der Treibstoff auf die beiden Stufen verteilt. Das ist bei einer wiederverwendbaren Rakete nicht so einfach. Wäre die Kombination nicht wiederverwendbar, so kann man durch eine einfache Rechnung das Optimum bestimmen. Bei der Wiederverwendung ist es deutlich komplexer. Zum einen macht es Sinn, das Starship möglichst groß zu bauen, da dieses nur wenig Treibstoff für die Landung braucht, während die Superheavy etwa das doppelte Eigengewicht (Leermasse) an Treibstoff für die Landung braucht. Auf der anderen Seite nimmt die Nutzlast beim Starship drastisch mit steigendem Geschwindigkeitsbedarf ab. Sie sollte also nicht zu viel Geschwindigkeit aufbringen, was wiederum für eine größere SuperHeavy sprechen würde. Die proportional höhere Treibstoffzuladung für das Starship im FAA Dokument zeigt auf, dass man wohl diesen Weg eines größeren Starships geht.

Ich denke das kann sich auch noch ändern. Während ich diesen Artikel schreibe hat noch kein Starship einen Orbit erreicht. Geschweige das es wieder gelandet ist. Wie schwer der dafür nötige Hitzeschutzschild werden wird weiß man noch nicht, sodass hier noch Überraschungen anstehen, die dazu führen können, dass man die Treibstoffaufteilung nochmals nachjustiert.

Starship V2

Wenn es ein Starship V3 gibt, so sollte es auch ein Starship V2 geben, das logischerweise dazwischen liegen sollte. Wie könnte es aussehen? Nun es könnte die Eingabe an die FAA sein – 74 MN Schub bei der SuperHeavy und 12 MN beim Starship, 3700 t Treibstoff in der SuperHeavy und 1500 t in dem Starship.

Doch es gibt berechtigte Zweifel an dieser Deutung. Denn die Eingabe an die FAA ist alt. Sie stammt von 2019, in den letzten vier Jahren hat SpaceX vieles am Gespann geändert. So war damals noch nicht mal festgelegt, wie viele Triebwerke es gibt: Von 29 bis 39 in der SuperHeavy und 6 bis 7 im Starship war die Rede. Die Triebwerke müssen nach dem Antrag noch Raptor 1 gewesen sein, sonst hätten 37 Triebwerke einen höheren Startschub.

Der zweite Einwand ist, dass es wenig Sinn macht eine Zwischenversion mit 37 Triebwerken zu machen um, dann wieder zu 33 mit höherem Schub zurückzukehren. Aus der Logik heraus würde ich annehmen, das ein Starship V2 schon die Raptor 3 verwendet, aber die Treibstoffzuladung vom Starship V2 übernimmt. Dann müsste man nur die Triebwerke austauschen, aber nicht die gesamte Rakete verändern, wie dies bei verlängerten Tanks der Fall ist. Der höhere Schub würde dann die Gravitationsverluste deutlich absenken.

Nutzlastabschätzungen

Als letzte Vorüberlegung, bevor ich durchgerechnete Modelle präsentiere, appelliere ich immer das Gehirn einzuschalten: Also die bisherige Kombination mit etwa 5.000 t Startmasse hat 100 t Nutzlast. Wenn nun die Startmasse auf maximal 6.200 t ansteigt, also rund 24 Prozent mehr Startmasse, dann soll die Nutzlast um 100 Prozent anwachsen. Wie soll das gehen?

Es geht noch weiter. Wir hatten ja (Stand beim Schreiben des Artikels am 25.1.2024) jetzt den zweiten Testflug. Bei dem waren vor Brennschluss noch 7 % Treibstoff im Starship vorhanden (bevor man begann Sauerstoff abzulassen), was bei 1.200 t Nennzuladung an Treibstoff 84 t sind. Es fehlten noch rund 1.100 m/s für einen Orbit. Wir wissen, dass das Starship bei diesem Test leer war, Nutzlast also „Null“. Nun ein gedanklicher Sprung: Hätte es mit diesem Resttreibstoff einen Orbit erreicht, so läge die Nutzlast bei 84 t, also genau dem Treibstoff, der zu dem Zeitpunkt noch in den Tanks ist – anders gesagt, man hätte 84 t Treibstoff weglassen können und stattdessen 84 t Nutzlast mitführen. Das wird noch etwas günstiger, weil in der Realität ja der Tank nicht leer ist und die 84 t mehr Treibstoff (anstatt Nutzlast) das Starship noch beschleunigen können. Auf der anderen Seite fehlten beim zweiten Testflug noch 1.100 m/s bis zum Orbit, was die Nutzlast durch den dafür nötigen Treibstoffverbrauch wieder auf rund 40 t absenkt. Ich halte für das bei diesem Test geflogene Starship daher weder die 150 t noch 100 t Nutzlast, die von Elon Musk genannt werden, für möglich.

Die Simulationen

Anbei die Ergebnisse von drei Starship-Simulationen. Das erste ist das Starship, das ich nach den Daten des ITF2 modelliert habe, allerdings ohne Wiederverwendung.

Das zweite ist ein Starship V2 mit Raptor 3 Triebwerken.

Das Dritte ist das maximal mögliche Starship V3 mit der durch die Verlängerung maximal möglichen Treibstoffbeladung und den Raptor 3. Die Treibstoffverteilung auf die beiden Stufen entspricht dem des Starship V2.

Alle Angaben über Nutzlast sind ohne Wiederverwendung, einfach weil die Treibstoffmengen, die dafür benötigt werden, mir unbekannt sind. Daher sind sie auch mit den Angaben von SpaceX ohne Wiederverwendung zu vergleichen (150 t mit Wiederverwendung entsprechen 250 t ohne Wiederverwendung), Beim ITF 2 entsprechen 80 t mit Wiederverwendung 145 t ohne, was prozentual fast derselbe Wert ist (60 bzw. 55 Prozent). Die Strukturmassen sind so berechnet, dass das Voll-/Leermasseverhältnis konstant bleibt. In der Realität wird es wohl etwas günstiger sein, da die Triebwerksmasse und die des Stufenadapters gleich bleiben, aber da dieser Faktor vor allem beim Starship wichtig ist und dort die Triebwerksmasse kaum eine Rolle spielt und der Stufenadapter an der SuperHeavy bleibt, denke ich ist der Fehler klein. Als Ausgleich habe ich die spezifischen Impulse vom Raptor 2 verwendet, obwohl ein Raptor 3 etwas geringere spezifische Impulse haben müsste (rund 2-3 m/s weniger), da ein größerer Teil des Treibstoffs für das Fördersystem verbraucht wird.

Große Verwirrung gibt es über die spezifischen Impulse. Es gibt keine offiziellen Angaben von SpaceX und Elon Musk hat im Laufe der Zeit verschiedene spezifische Impulse veröffentlicht. Die liegen zwischen 3.168 und 3.237 m/s für Meereshöhe und 3.678 bis 3.747 m/s) für die verlängerte Vakuumversion. Für die kürzere Version sind die Vakuumwerte zischen 3.433 m/s und 3.570 m/s genannt worden. Die höchsten Werte liegen so hoch, dass sie physikalisch nicht möglich sind. Ich vermute das der gleiche Trick wie beim Merlin eingesetzt wird: man gibt nur den spezifischen Impuls für die Brennkammer an, nicht das Triebwerk als ganzes das auch ein Treibstofffördersystem und eine Kühlung enthält. Ich habe die spezifischen Impulse verwendet die sich meiner Berechnung mit der RPA und CEA2 ergeben. Sei scheinen, bedenkt man die geringe Menge Resttriebstoff beim ITF-2 Test sogar noch zu hoch liegen, sonst hätte das Starship zu dem Zeitpunkt eine höhere Geschwindigkeit gehabt.

Rakete: Super Heavy / Starship ITF2 ohne Wiederverwendung

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

5.110.000

190.000

7.831

1.540

3,72

140,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.477

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

200.000

3.433

60477,0

65335,0

178,65

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.545

11090,0

12017,0

354,00

179,00

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

200 km

200 km

140 km

Real

201 km

202 km

140 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

27,8 Grad

226 km

206 km

190.000 kg

193.070 kg

532,1 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Zeitpunkt

159,0 s

478,0 s

Winkel

35,0 Grad

-10,3 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

2,0 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,26 km

0,0 km

1 m/s

36 m/s

0 m/s

36 m/s

-6370 km

0 km

2,8 m/s

Winkelvorgabe

159,0 s

60,13 km

0,9 km

1432 m/s

934 m/s

0 m/s

1710 m/s

-6188 km

92 km

21,7 m/s

Brennschluss 1

178,7 s

80,66 km

2,1 km

1999 m/s

1119 m/s

0 m/s

2291 m/s

-6049 km

131 km

28,7 m/s

Zündung 2

179,0 s

81,02 km

2,2 km

2000 m/s

1117 m/s

0 m/s

2291 m/s

-6049 km

132 km

-9,6 m/s

Verkleidung

210,6 s

115,02 km

6,2 km

2221 m/s

946 m/s

0 m/s

2414 m/s

-6378 km

-6378 km

-0,9 m/s

Sim End

532,1 s

205,74 km

505,5 km

7124 m/s

-1966 m/s

0 m/s

7390 m/s

201 km

202 km

29,2 m/s

Rakete: Super Heavy / Starship V2

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

5.106.000

186.000

7.831

1.582

3,64

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

83.000

26

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

200.000

3.433

83000,0

89000,0

131,15

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.545

15000,0

16200,0

262,59

132,00

Simulationsvorgaben

Azimut

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

26,0 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

15,0 s

Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

200 km

200 km

160 km

Real

204 km

325 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

24,7 Grad

332 km

328 km

186.000 kg

184.476 kg

394,5 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

149,6 s

300,0 s

604,0 s

Winkel

23,3 Grad

-16,7 Grad

-13,5 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

6,5 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,78 km

0,0 km

1 m/s

107 m/s

0 m/s

107 m/s

-6369 km

1 km

7,9 m/s

Brennschluss 1

131,2 s

94,75 km

0,9 km

1855 m/s

1715 m/s

0 m/s

2526 m/s

-6068 km

230 km

42,6 m/s

Zündung 2

132,0 s

96,20 km

1,0 km

1857 m/s

1708 m/s

0 m/s

2523 m/s

-6068 km

231 km

-9,5 m/s

Verkleidung

143,0 s

115,05 km

1,7 km

1961 m/s

1662 m/s

0 m/s

2571 m/s

-6378 km

-6378 km

1,7 m/s

Winkelvorgabe

300,0 s

311,80 km

68,2 km

4254 m/s

296 m/s

0 m/s

4264 m/s

-4922 km

321 km

13,1 m/s

Sim End

394,5 s

327,64 km

257,0 km

7151 m/s

-1415 m/s

0 m/s

7289 m/s

204 km

325 km

44,1 m/s

Winkelvorgabe

604,0 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

Rakete: Super Heavy / Starship V3

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

5.980.000

255.000

7.831

1.203

4,26

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

83.000

26

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

4.261.000

236.000

3.433

83000,0

89000,0

155,26

0,00

2

1

1.464.000

142.000

3.545

15000,0

16200,0

289,29

156,00

Simulationsvorgaben

Azimut

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

26,0 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

15,0 s

Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

200 km

200 km

160 km

Real

202 km

209 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

25,1 Grad

220 km

214 km

255.000 kg

260.181 kg

444,1 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

106,6 s

250,0 s

397,4 s

Winkel

32,7 Grad

16,2 Grad

-15,3 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

4,1 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,50 km

0,0 km

1 m/s

68 m/s

0 m/s

68 m/s

-6369 km

1 km

5,1 m/s

Winkelvorgabe

106,6 s

34,41 km

0,2 km

935 m/s

679 m/s

0 m/s

1155 m/s

-6278 km

51 km

17,9 m/s

Brennschluss 1

155,3 s

76,15 km

2,7 km

2418 m/s

1050 m/s

0 m/s

2636 m/s

-5923 km

128 km

35,9 m/s

Zündung 2

156,0 s

76,93 km

2,7 km

2420 m/s

1044 m/s

0 m/s

2636 m/s

-5922 km

128 km

-9,6 m/s

Verkleidung

193,9 s

115,02 km

10,0 km

2754 m/s

840 m/s

0 m/s

2879 m/s

-6378 km

-6378 km

1,0 m/s

Winkelvorgabe

397,4 s

220,45 km

243,7 km

5787 m/s

-901 m/s

0 m/s

5857 m/s

-3215 km

211 km

17,2 m/s

Sim End

444,1 s

214,26 km

409,9 km

7168 m/s

-1727 m/s

0 m/s

7373 m/s

202 km

209 km

31,1 m/s

Wiederverwendung

Etwas schwieriger wird die Berechnung der Nutzlast bei Wiederverwendung. Hier bin ich von folgenden Eckdaten ausgegangen:

Hier die Nutzlasten:

Rakete: Super Heavy / Starship ITF2 Orbit

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

5.040.000

120.000

7.831

1.670

2,38

140,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

60.477

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

574.000

3.433

60477,0

65335,0

159,00

0,00

2

1

1.320.000

120.000

3.545

11090,0

12017,0

354,00

159,00

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

200 km

200 km

140 km

Real

202 km

203 km

140 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

27,8 Grad

226 km

215 km

120.000 kg

121.440 kg

512,6 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Zeitpunkt

159,0 s

478,0 s

Winkel

40,8 Grad

-10,4 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

2,2 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,28 km

0,0 km

1 m/s

38 m/s

0 m/s

38 m/s

-6370 km

0 km

3,0 m/s

Winkelvorgabe

159,0 s

66,88 km

0,8 km

1341 m/s

1093 m/s

0 m/s

1730 m/s

-6202 km

111 km

22,8 m/s

Verkleidung

206,3 s

115,00 km

3,9 km

1673 m/s

894 m/s

0 m/s

1896 m/s

-6378 km

-6378 km

-0,1 m/s

Sim End

512,6 s

214,69 km

362,5 km

7193 m/s

-1669 m/s

0 m/s

7384 m/s

202 km

203 km

40,6 m/s

Rakete: Super Heavy / Starship V3 Wiederverwendung

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

5.889.000

164.000

7.831

1.312

2,78

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

83.000

26

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

4.261.000

678.700

3.433

83000,0

89000,0

138,18

0,00

2

1

1.464.000

142.000

3.545

15000,0

16200,0

289,29

139,00

Simulationsvorgaben

Azimut

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

26,0 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

15,0 s

Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

200 km

200 km

160 km

Real

201 km

229 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

25,1 Grad

222 km

218 km

164.000 kg

163.844 kg

428,2 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Zeitpunkt

138,0 s

450,0 s

Winkel

29,0 Grad

-19,0 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

4,3 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,53 km

0,0 km

1 m/s

72 m/s

0 m/s

72 m/s

-6369 km

1 km

5,4 m/s

Winkelvorgabe

138,0 s

70,43 km

0,8 km

1620 m/s

1150 m/s

0 m/s

1986 m/s

-6143 km

126 km

28,9 m/s

Brennschluss 1

138,2 s

70,67 km

0,8 km

1626 m/s

1152 m/s

0 m/s

1993 m/s

-6141 km

127 km

29,0 m/s

Zündung 2

139,0 s

71,60 km

0,9 km

1628 m/s

1145 m/s

0 m/s

1990 m/s

-6141 km

127 km

-9,6 m/s

Verkleidung

179,4 s

115,02 km

4,3 km

2008 m/s

944 m/s

0 m/s

2219 m/s

-6378 km

-6378 km

1,8 m/s

Sim End

428,2 s

217,59 km

291,3 km

7227 m/s

-1478 m/s

0 m/s

7376 m/s

201 km

229 km

43,8 m/s

Rakete: Super Heavy / Starship V3 keine Wiederverwendung

Startmasse
[kg]

Nutzlast
[kg]

Geschwindigkeit
[m/s]

Verluste
[m/s]

Nutzlastanteil
[Prozent]

Sattelpunkt
[km]

Perigäum
[km]

Apogäum
[km]

6.219.000

255.000

7.831

1.364

4,10

160,00

200,00

200,00

Startschub
[kN]

Geographische Breite
[Grad]

Azimut
[Grad]

Verkleidung
[kg]

Abwurfzeitpunkt
[s]

Startwinkel
[Grad]

Konstant für
[s]

Starthöhe
[m]

Startgeschwindigkeit
[m/s]

83.000

26

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

4.320.000

240.000

3.433

83000,0

89000,0

157,38

0,00

2

1

1.644.000

144.000

3.545

15000,0

16200,0

328,24

158,00

Simulationsvorgaben

Azimut

Geografische Breite

Höhe

Startgeschwindigkeit

Startwinkel

Winkel konstant

90,0 Grad

26,0 Grad

10 m

0 m/s

90 Grad

15,0 s

Abbruch wenn Ziel-Perigäum und -apogäum überschritten

 

Perigäum

Apogäum

Sattelhöhe

Vorgabe

200 km

200 km

160 km

Real

200 km

228 km

160 km

Inklination:

Maximalhöhe

Letzte Höhe

Nutzlast

Maximalnutzlast

Dauer

25,1 Grad

240 km

223 km

255.000 kg

257.689 kg

485,5 s

Umlenkpunkte

Nr. 1

Nr. 2

Nr. 3

Zeitpunkt

106,6 s

250,0 s

397,4 s

Winkel

44,0 Grad

13,2 Grad

-8,9 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

3,6 m/s

Rollprogramm

15,0 s

0,44 km

0,0 km

1 m/s

60 m/s

0 m/s

60 m/s

-6369 km

1 km

4,5 m/s

Winkelvorgabe

106,6 s

32,49 km

0,1 km

731 m/s

699 m/s

0 m/s

1011 m/s

-6305 km

50 km

16,0 m/s

Brennschluss 1

157,4 s

80,70 km

1,8 km

2025 m/s

1219 m/s

0 m/s

2363 m/s

-6039 km

148 km

32,1 m/s

Zündung 2

158,0 s

81,44 km

1,9 km

2026 m/s

1214 m/s

0 m/s

2362 m/s

-6039 km

148 km

-9,6 m/s

Verkleidung

186,4 s

115,04 km

5,3 km

2239 m/s

1069 m/s

0 m/s

2481 m/s

-6378 km

-6378 km

-0,3 m/s

Winkelvorgabe

397,4 s

239,70 km

169,5 km

4846 m/s

-626 m/s

0 m/s

4886 m/s

-4379 km

223 km

11,0 m/s

Sim End

485,5 s

223,23 km

439,9 km

7143 m/s

-1809 m/s

0 m/s

7368 m/s

200 km

228 km

31,2 m/s

Es zeigt sich, dass der wichtigste Punkt nicht die Verlängerung der Stufen ist, sondern der stärkere Schub. Das Starship V2 nur mit stärkeren Raptor 3 erreicht fast die Nutzlast des Starship V3 und zwar unabhängig, ob es wiederverwendet wird oder nicht.

 

© der Bilder: SpaceX,NasaSpaceflight, Artikel verfasst am 10.5.2023

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.
Sitemap Kontakt Neues Impressum / Datenschutz Hier werben / advert here Buchshop Bücher vom Autor Top 99