Über Raumfahrt, Computer, Ernährung und den Rest

Die Sea Dragon (1)

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Ich bekam von Vineyard ein PDF, das weiter unten wiedergegeben ist, mit der Bitte um meine Meinung. Ich muss zugeben, von der Sea Dragon habe ich noch nie vorher gehört, aber ich habe mich inzwischen informiert und die Rakete sogar durchgerechnet. Darum wird es im zweiten Teil gehen. Im ersten Teil geht es um die Stellungnahme von Vineyard und meine Erwiderung.

Aber damit ihr wenigstens wisst, wovon die Rede ist: Die Sea Dragon war ein Aerojet-Entwurf einer Riesenrakete aus zwei Stufen und einer Kickstufe. Sie war nicht nur riesig (23 m Durchmesser, über 18.000 t schwer), sondern arbeitete trotz der Größe mit Druckförderung.

Stufe 1 (12.800 t) war eine LOX/Kerosinstufe, die nur 81 Sekunden lang brannte und schon vom Start weg mit 2 g beschleunigte. Stufe 2 (4.822 t) war eine LOX/LH2-Stufe, die 260 s brannte. Dann kam noch eine „Ullage“-Stufe mit 356 t Gewicht, die ziemlich lange (116 s lang) brannte. Sie sorgte für die Lageregelung und lieferte am Schluss noch Geschwindigkeit für den Orbit. Da diese Rakete so riesig ist, wären Startanlagen an Land sehr teuer geworden. So kam man auf die Idee, die Rakete aufs Meer zu schleppen, mit Ballast zu versehen, dass der untere Teil ins Wasser ragt, und so zu zünden. Die Nutzlast hätte 550 t in einen LEO betragen. In den Zeichnungen sieht man nur eine kleine Kommandokapsel auf der Rakete.

So nun erst mal Vineyards PDF, die Antworten findet ihr darunter: (mehr …)

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Nachlese 13-ter Teststart des Starships IFT-13

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Nach dem Startabbruch am 15.07.2026, bei dem vier Triebwerke nicht ansprangen, wurde bekannt, dass sechs Triebwerke Probleme mit ihren LOX-Turbopumpen hatten und ihre Parameter außerhalb der Toleranz waren. Die Drehrate beim Hochlaufen war „off-nominal“. Lediglich zwei der sechs Triebwerke wurden danach ausgetauscht. Die Ursache soll Feuchtigkeit aus früheren Operationen sein, die durch die kryogenen Flüssigkeiten (die Triebwerke werden vor dem Start gekühlt, um die Hitzebelastung zu reduzieren) gefror. Einige Turbopumpen hatten danach eine zu niedrige Drehzahl oder liefen gar nicht hoch. Die Turbopumpen wurden überprüft und ein Triebwerk bei McGregor auch gezündet. Wie in der Übertragung vor dem Start bekannt wurde, wurde schon am 16.3.2026 bei einem Test mit 10 Triebwerken dieser abgebrochen. Es gab dabei einen Bruch im Flammenabweiser der 2,46 Millionen Liter pro Minute freisetzt. Die V3 soll 18 Millionen Pfund Schubkraft haben und 65.000 Pfund Treibstoff pro Sekunde umsetzen, das entspricht 80010 kN Schub, einem spezifischen Impuls von 2716 m/s und bei 3650 t Treibstoff einer Brennzeit von 123 Sekunden bei vollem Schub. Reklamiert werden für Raptor 3 aber 82170 kN Startschub. Wie bei den Raptoren 2 scheinen sie also noch nicht mit voller Leistung zu laufen. Vor dem Start war das Starship mit 98,2 % CH4 und 98,9 % LOX betankt, bei der letzten Anzeige -5 Minuten vor dem Start die SuperHeavy aber nur zu 92 %. Man erfuhr weiterhin das es nun eine Abschaltregel gibt: maximal zwei Triebwerke dürfen nicht zünden, beim ersten Teststart IFT-1 fielen schon vorher mehr aus und er endete katastrophal. (mehr …)

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Wir konstruieren einen kryogenen Mondlander

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Ich habe ja schon in zwei Teilen erläutert, das SpaceX mit kleinen Upgrades einen konventionellem Mondlander mit drei Falcon Heavy Starts (zwei Tankflügen und ein Flug mit dem Lander) mit ihren SuperDracros starten könnte.

Heute will ich erneut einen hypothetischen Mondlander konstruieren, angelehnt an den Blue Moon, aber so groß das er in die Nutzlasthülle einer Ariane 6 oder Vulcan (5,4 m Durchmesser) passt. Er müsste, wenn er mit diesen Trägern gestartet wird im Erdorbit oder Mondorbit aufgetankt werden, das ist klar, aber er würde eine Alternative offerieren, da wenn wir auch von internationaler Zusammenarbeit reden, zwei Träger (Ariane und Vulcan) zur Verfügung stehen. Für den reinen Transport eines vollen Landers der dann separat gestartet wird könnte man die Falcon Heavy und/oder New Glenn nutzen. (mehr …)

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Das alternative Lunar Starship mit der Falcon Heavy: die Berechnungen

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So nun geht es weiter mit den eigentlichen Berechnungen. Da der Testflug IFT-13 sich nach dem abgebrochenem Start nochmals verschiebt, gibt mir das die Gelegenheit den zweiten Teil an den ersten anschließen zu lassen.

Bei der benötigten Geschwindigkeit um zu landen, stütze ich mich auf meine Berechnungen für das Starship: Landung: 3510 m/s, Rückstart: 2753 m/s. Die hohen Δv kommen dadurch zustande, dass der Haloorbit für den Mondlander viel ungünstiger, dafür für die Orion günstiger ist: bei Apollo betrug das Δv für das CM/SM 2.200 m/s, bei der Orion nur 840 m/s. Dafür musste der Mondlander um 2500 m/s abbremsen und 2200 m/s aufwenden, um wieder in den Orbit zu kommen. Ich habe sogar weil ich mit mehr Schub rechne, jeweils pro Richtung 200 m/s abgezogen. (mehr …)

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