SpaceX hat für eine Genehmigung durch die FAA einige grobe Daten der Bahn veröffentlicht, die ich genutzt habe dieses Fahrzeug zu rekonstruieren. Das grundlegende Problem bei SpaceX ist, das es eine Vielfalt von Informationen gibt. Prominent und verbreitet sind die Wunschvorstellungen von Elon Musk, schwerer zu finden sind die real erreichten Werte. Daher schreibe ich zuerst einmal, welche Daten ich genommen habe und warum.
Aus dem Dokument habe ich logischerweise die Brenndauern genommen:
- 169 s für die erste Stufe
- 345 s für die zweite Stufe
Ebenfalls bin ich davon ausgegangen, dass die Treibstoffzuladung fest steht ist, zu ihr gibt es auch keine variablen Daten anders als für die Nutzlast oder Schub, Brennkammerdruck oder spezifischer Impuls. Die Tanks wird man revht früh dimensioniert haben, Triebwerke kann man dagegen leichter upgraden. Diese sind:
- 3500 t erste Stufe
- 1200 t zweite Stufe
Beim Schub gibt es zahlreiche Angaben, problematisch ist auch das es zwei Raptor-Triebwerke gibt, eines für die zweite Stufe und eines für die erste Stufe, die sich natürlich im Schub durch die unterschiedliche Expansion unterscheiden. Ich habe mich entschlossen den Schub aus dem spezifischen Impuls zu berechnen, denn der kann ja über die bekannte Menge an Treibstoff und Brenndauer errechnet werden.
Bleibt noch der spezifische Impuls. Ich habe die 330 s für Meereshöhe und 382 s für das Vakuum als Wunschvorstellungen angesehen, bei den Merlins war es ja auch nicht so das die ersten Versionen die Wunschwerte erreicht haben. Ich zitiere mal die Wikipedia: „While the optimized Raptor vacuum engine is aiming for an Isp of ~380 s (3,700 m/s),[100] the v1.0 Raptor vac design to support early Starship development has been made more conservative and is projecting an Isp of only 365–370 s (3,580–3,630 m/s),“.
Ich habe 3580 m/s für die Vakuumversion angenommen und den spezifischen Impuls des Erststufentriebwerks entsprechend linear runtergerechnet auf 3105 m/s.
Die große Unbekannte sind natürlich die Strukturmassen und die Nutzlast hängt direkt von der Strukturmasse des Starships ab. Bei großen LOX/RP1 Stufen kommt man auf ein Voll-/Leermasseverhältnis von 17 bis 18. In dem Bereich liegt die Atlas V Erststufe und die Saturn IC Erststufe. Nun kann man annehmen das SpaceX optimierte Legierungen einsetzt. Das senkt die Strukturmasse. Die Raptors haben mit den RD-180 vergleichbares Schub/Gewichtsverhältnis, ein besseres als die F-1. Beide Vorlagenstufen haben getrennte Tanks. Die Superheavy könnte einen gemeinsamen Zwischenboden einsetzen, das spart die Masse eines Bodens ein. Auf der anderen Seite hat Methan nur die Hälfte der Dichte von Kerosin, was größere Tanks nötig macht die mehr wiegen. Ich habe ein Voll-/Leermassenverhältnis von 20 angenommen, den Wert halte ich für realistisch, da die Stufe aber bei niedriger Geschwindigkeit abgetrennt wird, würde auch eine Schwankung hier kaum etwas an der Nutzlast ändern.
Beim Starship nennt Musk einen Zielwert von 120 t, die ersten Vehikel sollen aber deutlich schwerer sein, weil dann die Nutzlast auch bis auf 20 t absinkt. Beim Starship ist es relativ einfach. Es gilt in erster Näherung, das die Masse des Starships und der Nutzlast konstant sind. Das heißt nimmt das eine zu, nimmt das andere um denselben Betrag ab. Für eine normale Rakete müsste ich nicht „annähernd“ schreiben, sondern „genau“. Aber beim Starship benötigt dieses noch Treibstoff für die Landung – zuerst muss es leicht abbremsen, um den Orbit zu verlassen, dann in der Endphase der Landung, damit es nicht wie die Prototypen hart aufschlägt. Dazu kann noch Treibstoff kommen, um während des Wiedereintritts die richtige Ausrichtung zu halten, um die Belastungen für den Hitzeschutzschild konstant zu halten. Dann ist aber die Nutzlast schon abgetrennt.
Ich habe erst mal 120 t für das Starship angenommen und dann nach den Ergebnissen der Simulation seine Masse sukzessive erhöht, bis ich 100 t Sollnutzlast erreicht habe.
Das gilt natürlich nicht für den Prototyp. Er kann schwerer sein. Er erreicht nach dem FAA-Dokument auch keinen Orbit, obwohl alle von einem „orbitalen Testflug“ reden. Ein orbitaler Testflug wäre es, wenn ein ganzer Orbit einmal durchflogen wird. Doch wie bei Gagarins Flug ist das nicht der Fall. Das Starship „landet“ nach 90 Minuten in der Nähe von Hawaii. „Landet“ in Anführungszeichen weil es nicht, wie die Prototypen aktiv landet – das scheint man immer noch zu erproben, sondern „soft ocean landing“, 100 km nordwestlich der Hawaii Insel Kauai.
Gegenüber einem orbitalen Starship gibt es drei Faktoren, die die Nutzlast beeinflussen:
- Die Bahn muss nicht Orbitalgeschwindigkeit erreichen. Es fehlen etwa 100 m/s
- Ebenso entfällt das Abbremsen aus dem Orbit. Bei bemannten Raumfahrzeugen sind auch dafür 100 m/s veranschlagt
- Zuletzt benötigt man keinen Treibstoff für das Landen.
Daraus habe ich folgendes SuperHeavy/Starship errechnet (ich vermeide mal die vorbelastete Abkürzung …)
Rakete: Super Heavy / Starship erster Flug
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 5.158.000 | 100.000 | 7.831 | 1.764 | 1,94 | 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] |
| 59.357 | 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 | 3.685.000 | 185.000 | 3.105 | 59357,0 | 64305,0 | 169,00 | 0,00 |
| 2 | 1 | 1.373.000 | 173.000 | 3.580 | 10957,0 | 12452,0 | 345,00 | 176,00 |
Nach der Simulation müsste ein Starship das 100 t Nutzlast für einen 200 km Orbit hat im Orbit noch 173 t wiegen – das suborbitale Starship kann natürlich schwerer sein. Die 173 t sind nicht die Trockenmasse. Wie schon gesagt geht davon noch der Treibstoff für das Verlassen des Orbits und der Landung ab. Der erste Anteil ist relativ genau bezifferbar. Der zweite nicht, weil die Triebwerke dann geregelt werden und teilweise abgeschaltet werden.
Bei der geglückten Starship Landung von SN15 waren die Triebwerke z.B. 21 Sekunden in Betrieb, beim ersten Versuch waren es noch 10 Sekunden. Das spricht dafür, dass man die Menge an Treibstoff vorher zu gering eingeschätzt hat, bzw. die Drehhöhe zu niedrig angesetzt. Ich sah anfangs drei, dann zwei Triebwerke, würden zwei Triebwerke den Nennschub von 2000 kN über 20 Sekunden halten, dann würden sie bei dem obigen spezifischen Impuls von 3105 m/s alleine 25,7 t Treibstoff verbrauchen. Durch Schubregelung sicher etwas weniger, aber selbst 20 t wären ja schon 20 % der Nutzlastmasse. Die Verdopplung der Brenndauer zwischen erstem Versuch und erstem geglückten Versuch wird die Nutzlast also um 10 absenken.
Weitere 3,3 % der Masse des Starships benötigt man, um den Orbit zu verlassen, bei 120 t Masse also rund 3,9 t. So denke ich wird man für die Landung sicher 20 t Treibstoff bei einem 120 t schweren Starship benötigen, bei den obigen 170 t dann über 28 t Treibstoff, sodass das obige Starship rund 140 t trocken wiegt.
Das bedeutet auch, dass ein 120 t schweres Starship dann auf 120 t Nutzlast kommen könnte. SpaceX verspricht ja 100+ Nutzlast. Auf der anderen Seite bleibt die Diskrepanz zu der GTO-Nutzlast. Ein 120 t schweres Starship würde mit 21 t Nutzlast (und zwar ohne den Treibstoff für die Landung) keinen GTO erreichen. Dazu muss man die Masse auf 114 t absenken. Das wäre aber die Orbitalmasse. Die Trockenmasse ohne Treibstoff für die Landung läge dann bei 98 t. Das wäre zum einen 22 t unter der optimistischen angestrebten Zielmasse. Zum anderen wäre das dann eine sehr optimistische 100+ t Angabe, denn dann reden wir von 150 t in den LEO. Wäre dem so, so würde man sicher 150+ t anpreisen und nicht 100+ t. Ich vermute es ist wie bei der Falcon 9 – das ist eine Zielvorgabe des großen CEO, nur den Kunden und Fachpublikum wird dann die reale Nutzlast genannt, die erheblich niedriger liegt. Der Unterschied zur Falcon 9 und Falcon Heavy – selbst bei GTO-Bahnen wiegt die letzte Stufe trocken erheblich weniger als die Nutzlast, doch hier würde das Starship fünfmal mehr wiegen. Entsprechend stark sinkt die Nutzlast ab – das obige Starship würde selbst ohne Nutzlast nur ein Apogäum von 10.000 km erreichen.
Diese Diskrepanz bleibt, auch wenn SpaceX tatsächlich einmal den höheren Schub der Raptors (nach SpaceX Website derzeit 2.000 kN, geplant bis 2.500 kN) und die gewünschten Zielimpulse erreicht. Dann steigt zwar die Nutzlast in den GTO und ein 120 t schweres Starship könnte die Sollvorgabe erreichen, doch dann wäre auch die Nutzlast für den LEO eben nicht 100+ t sondern eher 150+ t. Immerhin – mit den postulierten spezifischen Impulsen und entsprechend mehr Schub würde ein 120 t schweres Starship tatsächlich die 21 t GTO-Nutzlast und 20 t Reserve für die Landung aufweisen, doch auch dieses hätte dann deutlich mehr als 100 t LEO-Nutzlast
Da 10 Jahre nach dem ersten Start einer Falcon 9 aber noch immer nicht die Trockenmassen der Stufen veröffentlicht wurden, werden wir dies wohl nur erfahren, wenn tatsächlich mal ein Starship auf dem Mond landet – denn nur so gelangte auch die reale Masse der Crew Dragon an die Öffentlichkeit, auch hier sprach SpaceX immer von 9.500 kg. Bei der Demo 2 NASA Mission war dann von 12,52 t nach Abkoppeln (vorher aufgrund verbrauchtem Treibstoff und Luft/Wasser mehr, ich schätze 14 t) die Rede. Das System ist bekannt: ist es ein positiver Wert wie die Nutzlast so ist die genannte Angabe immer höher als in Wirklichkeit und ist es ein negativer wert (Trockenmasse) so ist er niedriger. Bei Trump nannte man so was „alternative Fakten“, allgemeiner „Fake News“, ich nenne es ganz altmodisch: „Lügen“.
Das Probelm dabei ist das Wikipedia solche falschen Angaben übernimmt. Selbst die US-Raumfahrtportale die sehr industriefreundlich sind tun dies nicht sondern geben die aus anderen Quellen veröffentlichten wahren Werte an oder wenn es diese nicht „according to spaceX“.