“Dragon 2 is designed to be able to land anywhere in the solar system”
Ach ja der gute Musk, er haut einen Witz nach dem nächsten raus. Der letzte ist der obige. Doch da es Leute gibt die nicht das technische Wissen haben den Witz als solchen zu erkennen, prüfen wir ihn mal auf die Wahrheit.
Da weder die NASA noch SpaceX ein bemanntes Programm jenseits des Erdorbits haben befasse ich mich nur mit unbemannten Missionen. Bemannt könnte man mit der Falcon 9 zwar den Mond erreichen – doch eine Falcon Heavy kann nicht so viel Nutzlast transportieren damit sie auch wieder zurückkommen. Die NASA selbst entwickelt mit der Orion aber ihr eigenes Raumschiff.
Auch bei unbemannten Missionen werden es SpaceX-Missionen sein, denn egal wie billig die Dragon ist, die NASA baut derzeit Raumsonden mit einer Trockenmasse von 0,5 bis 1 t und da eine 6 t schwere Dragon einzusetzen wäre ungefähr so als würde man mit dem Schwerlasttransporter den Einkauf erledigen der in zwei Einkaufstüten passt.
Also fangen wir mal an. Die Dragon 2.0 wiegt leer 6,0 t nach Spacex. Die Dragon 1 konnte maximal 1,2 t Treibstoff aufnehmen. Ich nehme an dass dies auch für die Dragon 2 zutrifft. Mehr Treibstoff erfordert weitere Tanks. Da diese wie die Super-Draco Triebwerke druckstabilisiert sind sind sie recht schwer. Nimmt man die Strukturfaktoren der EPS-Stufe so wiegen die Tanks für 1000 kg Triebstoff 100 kg inklusive des nötigen Druckgases und der Druckgasflasche. Von diesem Verhältnis gehe ich bei den folgenden Betrachtungen aus.
Merkur
Auch eine Falcon Heavy kann keine Dragon zu Merkur entsenden. Doch wie Messenger kann man sich dem Planeten über mehrere Vorbeiflüge nähern und zudem die Relativgeschwindigkeit verringern. Dazu muss man die Venus erreichen. Die Nutzlast zur Venus dürfte die gleiche wie zum Mars sein. Das sind 13.600 kg. Das lässt dann noch 7.600 kg für Treibstoff und Tanks also 6900 kg für reinen Treibstoff übrig. Bei einem spezifischen Impuls von 3200 m/s (optimistisch angesetzt) kann man so die Geschwindigkeit um 2265 m/s abzubremsen. Die Kreisbahngeschwindigkeit in einem niedrigen Merkurorbit beträgt aber 3006 m/s und geringer wird die Geschwindigkeit nie sein. Auf dem Merkur kann eine Dragon 2 daher nicht landen.
Venus
Es steht außer Frage, dass die Dragon V2 auf der Venus landen kann, man braucht wegen der dicken Atmosphäre keinen Treibstoff zum Abbremsen. Die Nutzlast zur Venus liegt so hoch wie beim Mars, so hat man rund 7 t mehr Nutzlast als man benötigt. Doch das ist nicht das Problem. Die Kapsel wird kaum die 90 Bar Druck am Boden aushalten. So wird man sie während des Abstiegs belüften müssen also den Druck ausgleichen. So erwärmt sich aber auch das Innere der Kapsel und man würde Instrumente in einer zweiten, kleineren, voll isolierten Kapsel unterbringen, also eine Kapsel in der Kapsel. Der Nutzen dieser Kapsel ist aber gering. Sensoren sollten die äußere Atmosphäre vermessen. das Innere wird bei diesen Temperaturen ausgasen, sodass sich die Zusammensetzung vor allem bei den wichtigen Spurengasen unterscheidet. Ein Bildsensor muss am Fenster angebracht sein was schwer wird mit einer Kapsel in der Kapsel. Kurzum es macht wenig sinn. Ohne Druckausgleich wird die Kapsel aber schon in großer Höhe >50 km über dem Boden zerquetscht werden.
Mond
Die für Merkur errechneten 2265 m/s Abbremsvermögen können beim Mond knapp reichen. Die Fluchtgeschwindigkeit beträgt an der Oberfläche 2351 m/s. Dazu kommen noch Gravitationsverluste und eine Schwebephase. Eine Niedrigenergiebahn braucht zum Mond aber weniger Energie als zum Mars, sodass die Nutzlast in etwa zwischen GTO und Mars liegt. Mit der dadurch größeren Treibstoffzuladung dürfte eine Dragon komfortabel landen. Ich errechne 2940 m/s Korrekturvermögen für 17,8 t Startmasse, 7,1 t Trockenmasse und einem spezifischen Impuls von 3200 m/s.
Die Frage die sich nun bei allen Missionstypen stellt ist, wie sie nun arbeiten kann. Ich verweise hier mal auf meinen alten Blogeintrag. Das Problem ist das die Instrumente im inneren der Kapsel sind, aber auf die Oberfläche kommen müssen. Allenfalls Aufnahmen durch die Fenster sind unproblematisch. Für SpaceX dürfte dieses Szenario jedoch sehr interessant ein, denn der Mond ist in 4 Tagen zu erreichen. Eine weitestgehend unveränderte Dragon kann verwendet werden. Die Distanz ist so klein, das mit kleinen Datenraten ohne zusätzliche Ausrüstung kommuniziert werden und man kann damit angeben als erste private Firma (gibt es auch nicht private Firmen?) auf dem Mond gelandet zu sein.
Mars
Für den Mars gibt es die offizielle Nutzlastangabe von 13,6 t. Viel Treibstoff zum Landen braucht man nicht weil ein Fallschirm die Sonde auf moderate Geschwindigkeit abbremst, auch wenn die Restgeschwindigkeit zu hoch für eine weiche Landung hat. Der Phoenix hatte 67 kg Treibstoff bei einem Gesamtgewicht von 410 kg an Bord. Das sind knapp 20% der Masse und in etwa dieselbe Menge die auch ein ISS Transporter für Bahnanpassungen und Wiedereintritt braucht. Auf dem Mars ist eine Landung also problemlos möglich.
Über den Mars hinaus
Eine Dragon wiegt leer 6 t. Selbst wenn die interplanetare Dragon kein Mehrgewicht aufweist (z.B. für größere Solarpanels, Hochgewinnantenne, Instrumente) kann man sie auf maximal 13,5 km/s beschleunigen. Bei einer elliptischen Bahn reicht dies zu einem Aphel von 596 Millionen km Entfernung. Damit erreicht man nicht Jupiter, alle Körper jenseits von Jupiter sind also nicht erreichbar. Es reicht aber zu Asteroiden. Doch auf diesen muss man ja auch noch Landen, was ebenfalls Treibstoff kostet. Vor allem aber sind diese nicht so groß als dass sie die Bahn wirksam abbremsen können. Man muss daher das Perihel selbst anheben. Mit den rund 2200 m/s die man als Korrekturvermögen bei einer Transferbahn mit Nutzlast zum Mars hat ist so bei 210 Millionen km Entfernung Schluss, das ist gerade mal am Rande der Marsbahn. So bleiben als Asteroiden die Klasse der Apollo und Amurasteroiden, die erreichbar sind. Das sind die Asteroiden die die Erdbahn oder Marsbahn kreuzen.
Die sind aber zu klein, um auf ihnen landen zu können. Die meisten haben einen maximalen Durchmesser unter 10 km. Selbst wenn man die Super-Draco Triebwerke durch normale Draco mit 400 N Schub austauscht. Man braucht eigentlich gar keine Triebwerke um zu landen, sondern welche um die Sonde an der Oberfläche festzupressen bzw. andere Vorrichtungen um sie zu fixieren. Sowohl Phobos-Grunt wie auch Philae hatten keine Abstiegstriebwerke. Sie fielen auf die Oberfläche und sollten sich bei Kontakt mit Harpunen oder Andruck liefernden Triebwerken fixieren. Bei Philae klappte das nicht, bei Phobos Grund scheiterte die Sonde schon im Erdorbit. Ohne Umbauten wird eine Dragon auf keinem kleinen Himmelskörper landen können und wenn man bei Umbauteen ist dann ist es eben nicht mehr die Dragon 2. (Wenn ich damit anfange – wo ist da die grenze? ich interpretiere den Satz so, dass die Dragon 2 wie sie jetzt existiert überall landen kann, nicht ein Raumschiffe auf Basis der Dragon 2).
Fazit:
Überall im Sonnensystem – das ist bei Elon Musk gerade mal Venus, Erde, Mond, Mars. Ein kleines Sonnensystem. Vor allem würde ich sagen dass auch eine Orion oder Starliner auf den drei Himmelskörpern landen könnte. Ein Alleinstellungsmerkmal ist es also auch nicht.
Wie ich gerade beim Recherchieren feststelle, hat SpaceX wie von ihren Fanboys angekündigt die Daten aktualisiert – aber nicht so wie von denen gedacht. Nichts mit 70 t Nutzlast mit der Falcon Heavy, stattdessen wurde die der Falcon 9 angehoben. Zumindest ist es nun konsistent, denn vorher war es physikalisch unmöglich bei gleichen Voll/Leermassen und spezifischen Impulsen mit der 2,58-fachen Masse die 4,03-fache Nutzlast zu transportieren. Die 2,9 t zu Pluto sind aber so auch nicht möglich 2,9 t zu Jupiter (und dann über einen Swing-By zu Pluto) gehen. In jedem Falle ist es irrelevant, da ja keine Pluto-Mission geplant ist.
Klugscheißmodus an:
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Ist Musk so musikalisch?
Klugscheißmodus aus:
Nix für ungut
Ralf mit Z
Was mir schon komisch vorkommt: Die Dragon V1 hat eine Leemasse von 4.2t, die V2 eine von 6.4t und will zusätzlich noch mittels SuperDracos landen. Die Annahme dass die 1.2t Treibstoff für die V1 auch für die V2 gelten halte ich mal für sehr, sehr mutig. Beim Pad Abort Test alleine wurden mindestens 3060lbs/1388kg verwendet[1], das ist also das untere Limit für den Treibstoff ohne extra Tanks, wahrscheinlich ists aber eher mehr. Überschlagsmäßig fehlt nicht soviel zum Merkur.
Weiters verstehe ich die Aussage „Dragon 2 is designed to be able to land anywhere in the solar system“ jetzt nicht unbedingt so dass mit einer Falcon Heavy gelauncht werden muss, sich nur auf das Landen vom Orbit bezieht. Dann scheinen schon alle Himmelskörper mit kleineren Orbitalgeschwindigkeiten als Merkur erreichbar, womit man (außer den erreichbaren Spezialfällen Mars, Erde und Venus[4]) so ziemlich alles hat was kein Gas- oder Eisriese ist. Aber zugegeben, die Interpretation der Aussage ist subjektiv, was man noch als Anhaltspunkt mitnehmen kann ist dass lt. Musk eine leicht beladene DragonV2 auf einer FH auf Europa landen könnte[2][3].
Dass die NASA keine schweren Lander baut liegt vor allem an der fehlenden Möglichkeit diese Lasten zu landen. An MSL/Curiosity sieht man dass der Wille zum Landen von schwereren Lasten durchaus da ist. Das Argument halte ich also nicht für überzeugend.
Musk muss man vor allem Vorwerfen dass er seine Timelines nicht einhält. Kommt halt aus der Software Branche 😉 Der FH braucht man keinen Strick daraus drehen dass die F9 Performance geändert wurde, die FH aber nicht, abwarten, SpaceX ist mit allem Jahre verspätet.
Vielleicht lässt sich mit den Inputs eine realistischere Abschätzung machen.
[1] http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/environmental/nepa_docs/review/launch/media/fonsi_dragon_pad_abort.pdf
[2] https://twitter.com/elonmusk/status/643538701981716481?ref_src=twsrc^tfw
[3] https://www.nasaspaceflight.com/2016/04/spacex-debut-red-dragon-2018-mars-mission/
[4] https://twitter.com/elonmusk/status/725365829479460864
Äh nein,
Die höhere Treibstoffzuladung ist ja bei den anderen Szenarien schon berücksichtigt. Die 100 kg mehr für 1 t mehr Treibstoff machen bei 6,4 t Trockenmasse wirklich nicht viel aus.
Die NASA hat keine Pläne die Dragon einzusetzen um Lander zu transportieren, das wäre auch ziemlich dämlich. Wie sollen die denn aus der Dragon rauskommen? Curiosity hat die Abmessungen eines Kleinwagens. Daher habe ich mich auf SpaceX und seine Kapazitäten beschränkt, zumal insgesamt der Support seitens der NASA sich weitestgehend auf die ISS Versorgung beschränkt, viele andere Startaufträge gab es noch nicht und dann für relativ preiswerte Nutzlasten keine teureren Planetensonden.
Physikalisch kann ich deine Argumente bezüglich der Landefähigkeit auf kleineren Himmelskörpern nicht nachvollziehen. Der Schub der Superdraco ist bekannt. Schon der größte Asteroid Ceres (der nicht mal erreichbar ist) hätte eine zu kleine Gravitation. Es muss doch einem klar sein, dass ein Triebwerk das in der Lage ist eine Kapsel bei einem Abort blitzschnell auf mehrere G zu beschleunigen total überdimensioniert ist wenn die Schwerkraft 1/100 g beträgt.
Mein Punkt war, dass auch ohne Zusatztanks und Zusatzgewicht mehr Sprudel im Tank Platz hat, wie man auch vom Pad Abort Test weiss.
Dass Ceres nicht erreichbar sein soll, wenn Jupiter Monde drinnen sind, da hab ich wohl einen Zugang zu orbitaler Mechanik im Sonnensystem 😉 Ernsthaft, da sind wir wieder bei meinem 2. Absatz von vorher.
Die Superdracos sind auch mit 20% Throttle zu betreiben, es genügt auch wenn man nur zwei feuert. Und vor allem: man hat auch noch normale Dracos mir nur 400N (Maximalschub). Das SpaceX mit einem Schub/Gewicht Verhältnis > 1 landen kann, haben die schon gezeigt. Und wenn die Dragon V2 bei der ISS docken (AFAIK, docken, kein Berthing mit der V2) können soll, dann halt auch Landungen bei einem 1/100g für Möglich und steuerbar – mit einer Kombination von SuperDracos fürs grobe und normalen Dracos fürs feine.
Das ist also höchstens ein Software Problem, kein physikalisches.
Dass die DragonV2 nicht taugt um was Curiosity artiges auf den Mars zu bringen, ist eh klar. Aber die Analogie mit dem Einkauf klingt so als würde man sowieso keine schweren Nutzlasten auf den Mars landen wollen, unabh. von der Dragon. Und am wollen liegts definitiv nicht. Sind wir mal gespannt was 2018 (oder wahrscheinlicher beim nächsten Fenster 2020) fliegt.
PS: Und Ceres‘ Anziehungskraft ist ca. 1/30 und nicht 1/100 wie oben angedeutet.
Siehe erster Absatz unter „Über den Mars hinaus“. Mit der Falcon Heavy kommt man mit einer leeren dragon in 596 Millionen km Entfernung und zwar ohne einen tropfen Treibstoff. Damit erreicht man nicht Jupiter, keine Jupiterumlaufbahn (Treibstoff benötigt), nicht Europa (noch mehr Treibstoff benötigt). Die NASa will 250 kg auf Europa absetzen und braucht dafür die stärkste Atlas 551 die das tonnenschwere Gefährt auch nicht direkt zu Jupiter bringt sondern durch Swing-Bys Geschwindigkeit holt. Selbst wenn die FH stärker ist sie hat nicht die 24-fahce Nutzlast die man beim selben Missionstyp bräuchte,
Jedes Triebwerk hat einen Minimalschub unter dem es nicht läuft. Sicher kann man dann pulsweise arbeiten, das Problem ist dann dass man ein dauernd hoch und runterlaufendes Triebwerk hat bei dem kleine Störgrößen große Auswirkungen haben. Das ist aber bei vielen technischen Geräten so. Du kannst Dir ja mal denken was passiert wenn ein Motor eines LKW einen Rasenmäher antrieben soll der einen Bruchteil der PS-Stärke braucht.
Ich bitte mein Kommentar nochmal zu lesen, Ihre Antwort ignoriert so ziemlich jeden Punkt den ich mache.
Die Atlas 551 ist eh lieb im Vergleich, aber irrelevant besonders wenn mal von dem zweiten Absatz meines OP ausgeht. Sogar wenn man trotz des Punktes den ich dort mache die aktuelle FH (ohne das zu erwartende Trust Upgrade wie bei der F9, die Raptor Oberstufe, Crossfeed oder Expendable Mode) hernimmt ist mittels Mars Gravity assist Luft um Ceres zu erreichen. Ner wie gesagt, beside the Point.
Ein Beispielszenario für Ceres: Vesta Orbit 400km über der Oberfläche, ca. 275m/s, nach 400km Fall nochmal überschlagsmäßig 475m/s, Suicide Burn auf 0m/s der bei 50-200m über der Oberfläche stoppt, normale Dracos halten die Orientierung bzw. bremsen etwas die 2-3m/s die man da noch aufnimmt. Geht sich locker aus und dass war bei weiten keine effiziente Art zu landen.
Das traurige ist dass ich gar nicht großartig SpaceX verteidigen möchte, aber wenn dann manchmal von dem Standpunkt dass es sowieso nicht geht Rückwärts gerechnet wird, dann gewinnt der Skeptiker in mir die Oberhand. Würd ich auch für ULA, Arianespace oder die Russen machen.
PS: spätestens seit dem 2016er Budget ist die Atlas 551 keine Option mehr, steht im Beschluss fest dass das Ding auf einer SLS fliegt, weil schnellere Trajectories möglich sind (man spart sich die Erde und Venus Flybys, die Sie bei der FH Variante ignorieren zu scheinen). Unabhängig von Launcher ist das Argument Fehlerhaft nach dem der schwere Orbiter weggelassen wurde.
Von dem Problem bei Orbitaler Mechanik eine max. Reichweite von x km anzugeben will ich gar nicht anfangen.
PPS: Die Atlas V in 551 Konfiguration schafft laut NASA 4,5t zum Jupiter[1] (mittels Gravity Assist), die 2,5x-3x so starke Falcon Heavy wird nicht das 2,5fache hinschaffen[2], aber genug für DragonV2 Treibstoff. Mit dem SLS wird man direkt fliegen, offiziell um die Zeit zu verkürzen, inoffiziell brauchte man einfach eine Verwendung für das SLS.
[1] http://planetary.s3.amazonaws.com/assets/images/charts-diagrams/2016/20160105_SLS-vs-Atlas_f537.png
[2] Die Atlas V hat für die Aufgabe die bessere Oberstufe, was sich aber auch noch ändern kann, falls (ein großes falls) die Raptor Oberstufe mit besseren ISP und länger haltbaren Treibstoff kommt.
Damit klinke ich mich aus, meine Punkte hab ich gemacht:
1) Der eine Tweet sagt nichts über den Launcher der verwendet wird
2) Unabh. von 1), die FH hätte die Fähigkeit genügend Payload zum Jupiter zu bringen (wie die Atlas V mittels Gravity Assists)
3) Die Dragon V2 kann durchaus auch auf Körpern mit geringer Fallbeschleunigung landen, nicht zuletzt wegen weil sie ja auch noch 18 normale Draco Thruster hat.
1: Infos über spaceX gibt es fast nur durch Tweets, wenn ich die so ergänze wie es mir passt kann ich alles annehmen. Der Tweed bezog sich aber auf ein von SpaceX geplantes Unternehmen die red Dragon, daher ist die Annahmne das NASA Raketen eingesetzt werden sehr weit hergeholt.
2: Selbst mit Gravity Assits wird man aber nicht auf dem Jupiter landen können sondern nur auf einm der Monde und dafür reicht die Nutzlast nicht aus, außer man hat Jahre Zeit für sehr viele Vorbeiflüge. Da fällt vorher eher die nicht strahlengehärtete Elektronik aus, die ja schon einmal im Erdorbit ausfiel.
3: Bei kleinen Körpern ist das Problem aber nicht dasa Landen sondern auf der Oberfläche bleiben – siehe Philae
4: Ich habe es mit Ceres durchgerechnet und kann deinen Angaben nicht folgen. Ein Orbit 150 x 445.,41 Millionen km (Erde -> Aphel Ceres hat ein dV von 12814 m/s relativ zum Erdboden bei einer fluchgeschwindigkeit von 11020 m/s. Für diese Geschwindigkeit beträgt die Nutzlast noch 7832 kg. Selbst wenn ein Mars-Fly By sie auf 13600 kg anhebt (orbitaltechnisch nicht möglich), dann reicht diese Nutzlast nicht um die 4535 m/s die man braucht um das Aphel auf 382 Millionen km Entfernung, dem Perihel von Ceres anzuheben. Das man dann och Treibstoff braucht um auf Ceres zu landen kann man dann schon vernachlässigen. Das ist rechnerisch leicht mit hilfe der Vis-Viva Gleichung nachvollziehbar.
> Selbst wenn ein Mars-Fly By sie auf 13600 kg anhebt (orbitaltechnisch nicht möglich).
Siehe Dawn Sonde (ja die hat nachgeholfen, orbitaltechnisch ists aber drinnen, man kann noch tiefer gehen und Geschickter machen siehe das Interplanetary Transport Network). Die 4,5km sind der Worst Case nach einem Transfer[1], aber nicht nach einem Mars Gravity assist. Aber wie schon öfters gesagt, das hinkommen ist 100% beside the Point.
Anyhow, mir kommt das ganze nur mehr wie Moving Goalposts Falacies (und eine ganz eigene Orbitale Mechanik) vor, besonders 3.
Bei 2. sollte man dann schnell bei der NASA anrufen die haben Ihre Europa Clipper Mission falsch berechnet. Und dass die Elektronik bei einem Raumschiff dass noch nicht im All war schon durch die Strahlung im Orbit ausgefallen ist, ist auch interessant.
Ich re-iteriere nochmal den Punkt: der Launcher bzw. das Hinkommen wurde im Tweet nicht spezifiziert. Auch nicht das Verankern. Nur das Landen. Der Rest ist eine interessante Diskussion, aber zu sagen dass der Tweet deswegen falsch ist, ist ein Strohmann-Argument.
Und jetzt bin ich wirklich raus 😉
[1] Hier ziehe ich die Grunlagen für mein rumgerechne: http://trajbrowser.arc.nasa.gov/traj_browser.php?NEOs=on&NEAs=on&NECs=on&chk_maxMag=on&maxMag=25&chk_maxOCC=on&maxOCC=4&chk_target_list=on&target_list=Ceres&mission_class=oneway&mission_type=rendezvous&LD1=2014&LD2=2016&maxDT=2.0&DTunit=yrs&maxDV=7.0&min=DV&wdw_width=0&submit=Search#a_load_results
Aber äuffallig dass Sie immer die denkbar schlechteste Variante wählen.
Hohmann-Transferbahnen als energieärmste Möglichkeit kann man mit einem Taschenrechner berechnen. Wenn man sich nicht die Mühe machen will sollte man keine Prognosen machen. Daher entfällt auch das Argument der ungünstigsten Konstellation.
Nur zur Erinnerung: Dawn korrigierte ihren Kurs um 11 km/s, da sind die 4,5 km/s zur Angleichung wirklich wenig dagegen. Einfach die vis-viva Gleichung nehmen und ausrechnen.
Ein Mars-Fly By muss genau simuliert werden, doch es gibt erfahrungswerte und nach denen liegt das maximale dV Vermögen bei etwa 1 km/s um diesen Betrag kann man die Startgeschwindigkeit erniedrigen oder eben die 4,5 km/s abbauen. Man wird niemals mit Mars eine Bahn bekommen deren Perihel über der Marsbahn liegt. Schon alleine aufgrund der Tatsache wird sich daher nicht viel ändern.
Ich beziehe mich auf die Dragon das mag angesichts des Artikels der über diese Kapsel ist vielleicht etwas unverständlich sein. Wenn man meine Ausführungen über schon ausgefallene Bordcomputer der Dragon auf die Europamission überträgt dann kann ich dem nicht helfen.
Danke die Formeln sind mir bewusst, aber eben auch dass mehr an orbitaler Mechanik dran ist.
Auch wenn es nichts mit dem Tweet der im Artikel diskutiert wird zu tun hat: Ja, aber man hebt bei einem Mars Assist nicht das Perihel des Mars heben, aber es hebt eben immer das Perihel an. Die 4,5km/s sind der Worst Case (bei besseren Orbitalen Bedingungen gehts auch mit 3,3,km habe die NASA-Resource im Post vorher verlinkt) für einen Hohlmann Transfer von der Erde aus (Perihel=1AU). Die 14t schafft die FH so oder so zum Mars. Deswegen ist die Argumentation von Ihrem vorletzten Post falsch, bzw macht orbitaltechnisch keinen Sinn: nach dem GA ist der Perihel höher die 14t schafft man sowieso hin.
Nach dem Gravity Assist wird deutlich weniger als die 4,5km übrig bleiben; bzw. wenn ich vom 3,3km/s ausgehe und es geht auch deutlich mehr Gravity Assist als Dawn hatte (IRC 550km über der Oberfläche und 1,1km/s, da geht mehr) dann kommt man schon in die Gegend wo nur mehr ~1,5km/s oder noch weniger fehlen. Ich emfehle mit Tools wie Copernicus rumzuspielen: https://www.nasa.gov/centers/johnson/copernicus/#.VzW9mLqLSUk
Auf den Rest will ich gar nicht mehr eingehen, weil eben komplett außerhalb der Aussage des Tweets bzw. der ständige „Moving Goalpost“. Und diesmal klinke ich mich wirklich aus 😉 Schönes Wochenende.
Also bei mir liefert der Trajektorie Browser als optimalste Bahn eine mit einem Dv von 8,98 km/s für einen Start am 27.5.2027. Lediglich die Flugzeit beträgt 3,85 Jahre. Hast Du die beiden Achsen verwechselt? Selbst mit Mars kann man nicht auf unter 4 km/s kommen, weil man ja schon zum Mars selbst rund 3 km/s relativ zur Erde braucht.