Zuerst einmal: Wir schreiben heute den 14.8.2019. Ja das steht oben auch bei jedem Artikel, aber da ich inzwischen gewohnt bin, dass SpaceX-Fans nach Jahren einen Artikel im Blog ausgraben und dann behaupten ich hätte was Falsches gesagt muss das sein, denn bei SpaceX ist gemäß den Regeln der asiatischen Philosophie alles im Fluss und Angaben unterliegen der Muskchen-Unschärferelation: will man sich auf sie verlassen, so verändern sie sich. Andere nennen das „dauernde Änderung der Spezifikationen“ oder „Downsizing“, denn angefangen hat die SuS ja mal bei 250 t Nutzlast.
Eigentlich beschäftige ich mich nicht mehr mit der Rekonstruktion von Raketen, außer ich brauche die Werte für eines meiner Bücher. Ich habe schlicht und einfach keine Lust Stunden zu recherchieren, wenn der Hersteller meint, das Abmessungen, Masse und Schub ein Firmengeheimnis wären. Aber die Diskrepanz von GTO-Nutzlast und LEO-Nutzlast bei der „Juli-Version“ der Super-Heavy / Starship (SuS im Folgenden abgekürzt, ich vermeide bewusst das noch kürzere Kürzel) brachte mich doch dazu mal nachzurechnen.
Ausgangspunkt ist die englische Wikipedia. Ich halte die Wikipedia nicht für 100 % verlässlich, doch die englischsprachige ist deutlich besser als die Deutsche und ich sage bewusst Ausgangspunkt: Wichtig sind die dort angegebenen Referenzen, denen ich folge.
Fangen wir mit den Triebwerken an. Die erste Stufe soll 35 Raptor Triebwerke haben, die zweite sechs. Folgt man dem Link so sind es sechs, die Abbildung, die nur wenige Monate alt ist, schon falsch sein soll zeigt noch sieben.
Also erster Sprung zum Raptor. Auch bei dem ist der Schub der Muskschen Unschärferelation unterworfen – Werte von bis zu 8165 kN werden genannt. Ich nehme aber die Standardwerte im Kasten des Wikipediaartikels: 2000 kN Schub, maximaler spezifischer Impuls 3720 m/s. Den letzteren finde ich etwas hoch, besonders, wenn der Sea Level Impuls nur bei 3237 m/s liegt – ein Unterschied von 10 % ist bei einem LOX/Kerosintriebwerk normal, doch hier sind es fast 20 %. Ich nehme weiterhin an das der Schub für das Vakuum gilt (Hersteller geben ja immer den höchsten Wert an) und der Bodenschub so bei 1737 kN liegt. (Errechenbar aus dem Verhältnis des spezifischen Impuls, da der Fluss ja konstant ist).
Der Startschub liegt so bei 60.765 kN was bei einem Standardverhältnis von 1,25 wie es bei flüssig angetriebenen Raketen üblich ist zu einer Startmasse von 4957 t führt. Musk schreibt es gäbe fürs Vakuum optimierte Versionen, sodass der spezifische Impuls und Schub in der ersten Stufe schlechter ist, ich rechne trotzdem mit den obigen Werten, da sie bestenfalls zu einer überoptimistischen Ergebnis führen.
Die Masse der ersten Stufe ist nicht belegt. Sie wird mit 3065 t angegeben, was ich bei der Startmasse von 5.000 t für etwas niedrig halte. Das leitet über zur Trockenmasse. Ich glaube nicht am extrem niedrige Strukturfaktoren, vor allem wenn auf die Stufe noch Lasten bei der Landung zukommen. US-Stufen mit LOX/Kerosin liegen seit Jahrzehnten bei Voll-/Leermasse von 17-18, so käme man beim höheren Faktor von 18 auf 170 t Leermasse. Ich setze sie aber größer an, da sie ja noch geborgen wird. Die Vorgehensweise habe ich von der Falcon 9 übernommen: dort habe ich die Leermasse der ersten Stufe solange erhöht, bis die Nutzlast nach Simulation der von SpaceX bei Wiederverwendung der Stufe angegebene Nutzlast entspricht. Schließlich benötigt die Stufe wie die der Falcon 9 Treibstoff zum Abbremsen. Dort kam ich auf einen Strukturfaktor von 13,3, das entspricht einer Masse von 230 t bei 3065 t Startmasse.
Gegenprobe: Die Stufe muss mindestens so groß sein, um den Treibstoff aufzunehmen. Das wären 2895 t Treibstoff bei einem Verhältnis LOX / CH4 von 3,8. Die mittlere Dichte des Gemischs beträgt bei einer Dichte von 1,14 von LOX und 0,45 von Methan 0,864 g/cm³. So sind dies 3.351 m³ Volumen, die bei 9 m Durchmesser einem Zylinder von 52,7 m Höhe entsprechen. Die Stufenhöhe wird mit 68 m angegeben. Das passt, selbst wenn man noch die Höhe der Triebwerke und den Stufenadapter hinzurechnet. Die Stufe könnte größer sein, um auf die 5000 t Startmasse zu kommen, welche die Wikipedia angibt, doch dann bräuchte man auch ewtas schubstärkere Triebwerke. Maximal würde ich, wenn kein Stufenadapter vorhanden ist und man 9 m für die Triebwerke und die elliptsichen Abschlüsse der Tanks abzieht 3242 t Treibstoff zuladen, aber wenn SpaceX einen Stufenadapter oder getrennte Tanks vorsieht, ist eher die Masse etwas kleiner.
Die zweite Stufe hat eine Zuladung von 860 t LOX und 240 t CH4. Die angegebene Trockenmasse von 85 t ist jedoch völlig illusorisch, vor allem wenn die Startmasse mit 1335 t angegeben wird. Die Differenz von 1335 t – 860 – 240 t ist 235 t. Das ist als Trockenmasse schon glaubwürdiger. Das Starship soll einen Nutzlastraum von 1000 m³ haben. Zum Vergleich: Der Rumpf des Space Shuttles mit 300 m³ Volumen wiegt 19,5 t. Da dürfte man annehmen das die 1000 m³ Volumen alleine 85 t wiegen. Dann käme noch die Stufe mit 1100 t Treibstoff (Leermasse geschätzt: 69 t) hinzu. Dazu die Flügel und Treibstoff, um abzubremsen und zu landen. Ich halte 180 t für die absolute Untergrenze für die Leermasse. Ich rechne mal im folgenden mit 180 und 240 t Leermasse (der letzte Wert weil er aus der Differenz von 1335 t und 1100 t Treibstoff resultiert).
Der Schub müsste bei 6 Raptors bei 12000 kN liegen. Gegenprobe des Volumens, ist wegen der unbekannten Länge der Antriebssektion nicht möglich. Nun zwei Modellierungen dieser Rakete mit 180 und 240 t Trockenmasse:
Rakete: Super Heavy / Starship 180 t
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
4.445.000 |
100.000 |
7.821 |
0 |
2,25 |
160,00 |
180,00 |
180,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
60.765 |
29 |
90 |
0 |
210 |
90 |
5 |
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 |
3.065.000 |
230.000 |
3.727 |
60765,0 |
70000,0 |
150,94 |
0,00 |
|
2 |
1 |
1.280.000 |
180.000 |
3.727 |
12000,0 |
12000,0 |
341,64 |
155,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 180 km | 160 km | ||
| Real | 180 km | 193 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,0 Grad | 203 km | 191 km | 100.000 kg | 144.286 kg | 482,8 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 75,6 s | 147,0 s | 320,0 s | ||
| Winkel | 60,8 Grad | 24,0 Grad | -5,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Zündung 2 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 482,8 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,57 km | 20,13 km | 77,31 km | 86,25 km | 139,13 km | 197,66 km | 191,01 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 2,0 km | 2,8 km | 14,2 km | 85,0 km | 495,6 km |
| v(v): | 0 m/s | 26 m/s | 635 m/s | 1446 m/s | 1450 m/s | 1161 m/s | 374 m/s | -1211 m/s |
| v(h): | 408 m/s | 406 m/s | 724 m/s | 2315 m/s | 2468 m/s | 2932 m/s | 4145 m/s | 7471 m/s |
| v: | 0 m/s | 454 m/s | 972 m/s | 2768 m/s | 2906 m/s | 3239 m/s | 4333 m/s | 7789 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6342 km | -6023 km | -5976 km | -5810 km | -5178 km | 180 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 33 km | 149 km | 159 km | 182 km | 202 km | 193 km |
| Zeit: | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 482,8 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.920,2 m/s | 159,0 km | 170,3 km | 483,0 s | -5.976,0 km | 159,0 km | 37,2 Grad |
und
Rakete: Super Heavy / Starship
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
4.505.000 |
100.000 |
7.821 |
2.433 |
2,22 |
170,00 |
180,00 |
180,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
60.765 |
29 |
90 |
0 |
210 |
90 |
5 |
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 |
3.065.000 |
230.000 |
3.727 |
60765,0 |
70000,0 |
150,94 |
0,00 |
|
2 |
1 |
1.340.000 |
240.000 |
3.727 |
12000,0 |
12000,0 |
341,64 |
155,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 180 km | 170 km | ||
| Real | 172 km | 183 km | 170 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,1 Grad | 184 km | 173 km | 100.000 kg | 106.215 kg | 494,7 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 75,6 s | 147,0 s | 320,0 s | ||
| Winkel | 37,8 Grad | 41,0 Grad | -5,7 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Zündung 2 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Orbitsim | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 494,6 s | 494,7 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,57 km | 17,77 km | 59,35 km | 67,23 km | 115,72 km | 176,47 km | 172,79 km | 172,79 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 2,8 km | 3,9 km | 17,5 km | 95,7 km | 571,7 km | 572,1 km |
| v(v): | 0 m/s | 26 m/s | 491 m/s | 1251 m/s | 1292 m/s | 1097 m/s | 404 m/s | -1327 m/s | -1329 m/s |
| v(h): | 408 m/s | 406 m/s | 952 m/s | 2541 m/s | 2662 m/s | 3048 m/s | 4159 m/s | 7451 m/s | 7453 m/s |
| v: | 0 m/s | 454 m/s | 1079 m/s | 2870 m/s | 3001 m/s | 3324 m/s | 4351 m/s | 7803 m/s | 7806 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6325 km | -5973 km | -5930 km | -5775 km | -5177 km | 170 km | 172 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 25 km | 112 km | 125 km | 155 km | 183 km | 176 km | 183 km |
| Zeit: | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 494,6 s | 494,7 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 3.013,8 m/s | 124,8 km | 163,4 km | 447,0 s | -5.929,7 km | 124,9 km | 35,6 Grad |
Die erste (180 t Leermasse) hat 44 t zu viel Nutzlast, die letzte gar keine Reserve. Die wahre Masse sollte daher dazwischen liegen. Daher als dritte Simulation mit 210 t Trockenmasse in dem Starship. Das hat dann noch 17,5 t Treibstoff. 8 t braucht man etwa zum Landen (bei einem dV von 200 m/s).
Rakete: Super Heavy / Starship
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
4.475.000 |
100.000 |
7.821 |
2.433 |
2,23 |
160,00 |
180,00 |
180,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
60.765 |
29 |
90 |
0 |
210 |
90 |
5 |
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 |
3.065.000 |
230.000 |
3.727 |
60765,0 |
70000,0 |
150,94 |
0,00 |
|
2 |
1 |
1.310.000 |
210.000 |
3.727 |
12000,0 |
12000,0 |
341,64 |
155,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 180 km | 160 km | ||
| Real | 181 km | 182 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,0 Grad | 197 km | 182 km | 100.000 kg | 117.492 kg | 491,2 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 75,6 s | 147,0 s | 320,0 s | ||
| Winkel | 60,8 Grad | 24,6 Grad | -4,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Zündung 2 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 491,2 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,57 km | 19,82 km | 75,91 km | 84,71 km | 136,52 km | 192,83 km | 182,06 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 1,9 km | 2,7 km | 13,8 km | 82,1 km | 513,7 km |
| v(v): | 0 m/s | 26 m/s | 624 m/s | 1426 m/s | 1430 m/s | 1143 m/s | 371 m/s | -1229 m/s |
| v(h): | 408 m/s | 406 m/s | 721 m/s | 2283 m/s | 2433 m/s | 2883 m/s | 4058 m/s | 7467 m/s |
| v: | 0 m/s | 454 m/s | 963 m/s | 2731 m/s | 2866 m/s | 3189 m/s | 4250 m/s | 7797 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6342 km | -6033 km | -5987 km | -5829 km | -5233 km | 181 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 32 km | 145 km | 155 km | 177 km | 196 km | 182 km |
| Zeit: | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 155,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 491,2 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.880,2 m/s | 154,7 km | 160,3 km | 477,1 s | -5.987,4 km | 154,8 km | 37,3 Grad |
Für die dritte Rakete (mit 210 t Trockenmasse) habe ich nun noch die GTO-Nutzlast überprüft: Es reicht nicht. Mit 20 t Nutzlast kommt man auf maximal 8800 km Erdferne. Das reicht also nicht. Daher habe ich nochmals die Trockenmasse sukzessive erniedrigt und 20 t GTO-Nutzlast erhalte ich nur bei sensationell niedrigen 150 t Trockenmasse in der zweiten Stufe. Die halte ich aber wegen der Masse des Raumschiffs selbst für utopisch. Ich interpretiere auch die Wikipediaangabe von 85 t als die Masse nur für das Raumschiff ohne die Stufe selbst. Doch mit Stufe und sechs Raptos liegt man schon über 150 t Trockenmasse und Treibstoff um den Orbit zu verlassen braucht man auch noch.
Das zeigt das Dilemma: eine der beiden Angaben kann nicht stimmen. Wenn man 100 t in den LEO bringt, so müsste das Raumschiff rund 210 t wiegen und hätte noch Reserven um den Orbit zu verlassen. Wenn es aber 20 t in den GTO bringen soll, darf es nur 150 t wiegen und hat keine Reserven mehr zum Landen. Ich nehme aber nicht an das Musk auf 50 bis 60 t Nutzlast in den LEO verzichtet.
Zum Mond kommt man übrigens auch beim leichteren Gefährt nicht. Ohne Nutzlast erreicht man bei 150 t Leermasse auf maximal 180.000 km Erdferne.
Zuletzt noch, da es ja bemannt sein soll, ein Blick auf die Beschleunigungen. Bei 100 t Zuladung und dem größeren Raumschiff sind es maximal 40 m/s bei Brennschluss der ersten Stufe. Die Startbeschleunigung liegt bei sportlichen 3,78 m/s. Vom Schub her wäre es durchaus möglich die Rakete zu vergrößern, um auf die 5000 t Startmasse der Wikipedia zu kommen. Ich denke das wird auch von SpaceX gemacht werden, analog der Evolution der Falcon 9.
Ich habe das mal vorweggenommen und als letzte SuS Version eine mit 1,25 g Startbeschleunigung modelliert. Sie kommt auf 200 t LEO Nutzlast (nur die erste Stufe vergrößert) und die Spitzenbeschleunigung sinkt auf 36,9 m/s.
Rakete: Super Heavy / Starship 5000 t
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
4.980.000 |
200.000 |
7.821 |
0 |
4,02 |
160,00 |
180,00 |
180,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
60.765 |
29 |
90 |
0 |
210 |
90 |
5 |
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 |
3.470.000 |
259 |
3.727 |
60765,0 |
70000,0 |
184,74 |
0,00 |
|
2 |
1 |
1.310.000 |
210.000 |
3.727 |
12000,0 |
12000,0 |
341,64 |
190,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielPeri und ZielApo überschritten | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 180 km | 160 km | ||
| Real | 182 km | 194 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,0 Grad | 202 km | 190 km | 200.000 kg | 215.648 kg | 526,7 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 75,6 s | 147,0 s | 320,0 s | ||
| Winkel | 59,8 Grad | 31,6 Grad | -6,0 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Zündung 2 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 190,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 526,7 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,56 km | 15,16 km | 54,34 km | 94,43 km | 114,35 km | 188,63 km | 190,28 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 1,3 km | 7,2 km | 12,9 km | 89,7 km | 691,8 km |
| v(v): | 0 m/s | 19 m/s | 462 m/s | 1086 m/s | 1403 m/s | 1296 m/s | 520 m/s | -1478 m/s |
| v(h): | 408 m/s | 406 m/s | 689 m/s | 1891 m/s | 3146 m/s | 3289 m/s | 4242 m/s | 7380 m/s |
| v: | 0 m/s | 454 m/s | 840 m/s | 2229 m/s | 3507 m/s | 3613 m/s | 4443 m/s | 7791 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6348 km | -6143 km | -5731 km | -5666 km | -5115 km | 182 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 21 km | 88 km | 165 km | 174 km | 200 km | 194 km |
| Zeit: | 0,0 s | 5,0 s | 75,6 s | 147,0 s | 190,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 526,7 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 3.522,0 m/s | 164,9 km | 320,8 km | 531,6 s | -5.730,9 km | 164,9 km | 35,5 Grad |
Mit 31 Triebwerken passt übrigens auch die angegebene Startmasse der ersten Stufe, das soll ja angeblich die gerade aktuelle Startmasse für nur 100 t Nutzlast sein, und mit 31 Triebwerken verliert die Rakete auch 12 t Nutzlast und liegt dann nur noch knapp über 100 t. Ebenso sinkt die Startbeschleunigung auf die „normalen“ 1,25 g ab.
Rakete: Super Heavy / Starship 31 Triebwerke
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
Inklination [Grad] |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
4.475.000 |
100.000 |
7.821 |
0 |
2,23 |
160,00 |
180,00 |
180,00 |
90,00 |
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
53.820 |
29 |
90 |
0 |
210 |
90 |
5 |
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 |
3.065.000 |
230.000 |
3.727 |
53820,0 |
62000,0 |
170,42 |
0,00 |
|
2 |
1 |
1.310.000 |
210.000 |
3.727 |
12000,0 |
12000,0 |
341,64 |
172,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 28,8 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 180 km | 180 km | 160 km | ||
| Real | 173 km | 181 km | 160 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 28,0 Grad | 191 km | 173 km | 100.000 kg | 105.219 kg | 512,0 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 87,6 s | 147,0 s | 320,0 s | ||
| Winkel | 60,8 Grad | 38,0 Grad | -3,4 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Start | Rollprogramm | Winkelvorgabe | Winkelvorgabe | Zündung 2 | Verkleidung | Winkelvorgabe | Orbitsim | Sim End |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Zeitpunkt | 0,0 s | 5,0 s | 87,6 s | 147,0 s | 172,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 512,0 s | 512,0 s |
| Höhe: | 0,00 km | 0,55 km | 19,30 km | 55,62 km | 79,34 km | 115,89 km | 182,86 km | 173,46 km | 173,46 km |
| Dist: | 0,0 km | 0,0 km | 0,0 km | 1,1 km | 3,0 km | 9,5 km | 64,0 km | 511,0 km | 511,2 km |
| v(v): | 0 m/s | 18 m/s | 564 m/s | 1169 m/s | 1427 m/s | 1270 m/s | 571 m/s | -1183 m/s | -1184 m/s |
| v(h): | 408 m/s | 407 m/s | 735 m/s | 1673 m/s | 2312 m/s | 2597 m/s | 3700 m/s | 7459 m/s | 7460 m/s |
| v: | 0 m/s | 454 m/s | 945 m/s | 2093 m/s | 2778 m/s | 2985 m/s | 3936 m/s | 7803 m/s | 7805 m/s |
| Peri: | -6378 km | -6368 km | -6341 km | -6181 km | -6012 km | -5917 km | -5427 km | 173 km | 173 km |
| Apo: | -6378 km | 1 km | 28 km | 95 km | 144 km | 163 km | 190 km | 176 km | 181 km |
| Zeit: | 0,0 s | 5,0 s | 87,6 s | 147,0 s | 172,0 s | 210,0 s | 320,0 s | 512,0 s | 512,0 s |
Parameter der Stufen
| nr.: | Geschwindigkeit | Maximalhöhe | Maximaldistanz | Flugzeit | Perigäum | Apogäum | Inklination |
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1: | 2.783,2 m/s | 143,7 km | 143,2 km | 480,2 s | -6.012,2 km | 143,8 km | 38,9 Grad |
Soviel für heute. Ich habe den Blog weitestgehend heute Morgen geschrieben und beim Schwimmen (gemäß dem Mottto: „in mens sana in corpore sano“) ist mir dann die Idee gekommen, dass man ja für die GTO Nutzlasten eine Oberstufe einsetzen könnte und ich genügend Daten habe, um mit FCEA2 eine Version des Raptors zu modellieren, das auf Meereshöhe arbeitet und so die Simulation noch verbessern kann. Dazu dann morgen mehr.
Ach ja, weil SpaceX Fans das gerne falsch verstehen: Die Nutzlasten sind für die Simulationen korrekt, das Programm liefert auch bei rund 200 anderen Trägerraketen die Literaturwerte. Sie gelten aber nur für die Abnahmen für Schub, Brenndauer,Masse und Abmessungen (erste Tabelle). Also nicht wieder kommen „Bernd hat mal das flach prognostiziert“ wenn Musk wieder etwas am Design geändert hat.