Das Starship mit Methan, Propan, Kerosin und Wasserstoff – Teil 2

Da ich – weil andere Treibstoffe auch andere Aufstiegsverluste, andere Aufstiegsbahnen und Vorräte für die Landung für die SuperHeavy bedeuten – im letzten Artikel nur mit einem nicht wiederverwendbaren Starship gerechnet habe, will ich heute mal dasselbe wiederholen, aber mit einem optimierten Starship.

Der dahinter steckende Gedanke ist der, dass die SpaceX Lösung enorm viel Nutzlast kostet. SpaceX hat ja für das endgültige Starship 150 t Nutzlast im wiederverwendbaren Modus und 250 t bei Nicht-Wiederverwendung genannt. Das sind also 40 Prozent Nutzlasteinbuße. Wesentlich mehr als bei der Falcon 9 wo es für einen LEO nur 20 Prozent sind (aber bei höheren Geschwindigkeiten dann auch rasch zunimmt).

Was wäre, wenn – könnte vielleicht noch so kommen – SpaceX sich entschließen würde, das Starship nicht zu recyclen, sondern nur die SuperHeavy. Also genauso wie bei der Falcon 9 vorgehen.

Die derzeitige Architektur ist die, dass die SuperHeavy bei sehr niedriger Geschwindigkeit – etwa 1.600 m/s Brennschluss hat. Ohne Aufstiegsverluste muss also das Starship 5.800 von 7.300 m/s für einen Orbit aufwenden (die Erdumdrehung ist in der Rechnung mit berücksichtigt). Dieses Flugregime ist nötig, weil die SuperHeavy zum Landeplatz zurückfliegt. Dafür muss sie nicht nur die bisherige Geschwindigkeit neutralisieren, sie muss auch weitere Geschwindigkeit aufwenden um zum Landeplatz zurückzukehren. Würde die SuperHeavy wie die Falcon 9 Erststufe auf einem Dronenschiff weit vor der Küste landen (entsprechendes ist für Starts vom Cape auch geplant, allerdings nicht weit vor der Küste, sondern 5 km vor dem Ufer, sodass die Wende auch hier nötig ist).

Dann wäre aber der Weg frei, die Masse so zwischen beiden Schiffen zu verteilen, dass die maximale Nutzlast resultiert. Für den gleichen spezifischen Impuls in beiden Stufen kann man das Optimum definieren, die maximale Nutzlast erhält man, wenn gilt:

Maximale Orbitmasse = Startmasse Rakete / Brennschlussmasse Stufe 1 = Startmasse Stufe 2 / Brennschlussmasse Stufe 2.

Wer sich in Mathematik auskennt, kann die zugrundeliegende Raketengrundgleichung differenzieren und wird zu diesem Ergebnis kommen.

Die Methodik

Es dauert sehr lange die optimale Lösung zu finden. Mann kann aber mit einem kleinen Fehler das abkürzen:

Bei großen Stufen ist das Verhältnis von Startmasse/Leermasse weitestgehend konstant. Das liegt daran, dass Triebwerke ab einem bestimmten Schub ein relativ konstanter Schub-/Gewichtsverhältnis haben, wenn man die Technologie nicht ändert. Auch das Gewicht von Tanks steigt nach der Kesselgleichung proportional zum Inhalt. So kann man nur die Raketengrundgleichung lösen und die Nutzlast berechnen, wenn man die Verluste konstant annimmt. Erst danach mache ich eine Detailberechnung mit einer Aufstiegssimulation.

Berücksichtigt müssen die Aufstiegsverluste werden: (Werte vom letzten Blog, natürlich sind sie später bei anderen Massen anders).

• Methan: 1.442 m/s
• Propan: 1.592 m/s
• Wasserstoff: 1.612 m/s
• Kerosin: 1.723 m/s

Eine Sonderrolle hat der Wasserstoff: Durch die geringe Startmasse kann man Triebwerke weglassen. Ich habe das auch bei der Methanversion gemacht, damit alle Vehikel mit derselben Startbeschleunigung starten. Daher habe ich auch hier 1.600 m/s Verlust angenommen da die Aufstiegsverluste so etwas höher sind.

Die Massenfaktoren für die anderen Vehikeln sind:

	Strukturfaktor SuperHeavy	Strukturfaktor Starship
Methan	16,2	16,5
Propan	17,5	18,0
Kerosin	19,0	19,4
Wasserstoff	9,0	10,7

Alle Vehikel sind auf 12 m/s Startgeschwindigkeit normiert, 60 t Treibstoff bei der SuperHeavy für die Landung sind mit eingezogen.

Massenshrink

Während sich an der SuperHeavy fast nichts ändert, kann man am Starship einiges einsparen. Es muss nicht den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre überstehen. Dazu hat es einen Hitzeschutzschild. Auf Basis der belegten Fläche verglichen mit dem von dem Space Shuttle habe ich für den Hitzeschutzschild eine Masse von 14 t errechnet. Er könnte noch schwerer sein, denn unter den Kacheln befindet sich eine Zwischenschicht, während die Kacheln beim Space Shuttle direkt auf das Metall geklebt wurden.

Dann ist da die Nutzlastsektion. Wäre sie eine Nutzlasthülle, die abgeworfen wird wie bei Raketen, sie wöge etwa 5 t. Sie ist aber massiver. Hat sie nur die Wanddicke der Tanks so wöge sie 18,5 t. Ich denke, dass sie noch schwerer sein wird, denn das Starship wird mit der Spitze voran in die Atmosphäre eintreten. Das erhöht die Belastungen. Ich rechne daher mit 20 t Masse.

Es gibt noch die Flügel und für die Landung weitere Tanks. Diese erhöhen nicht nur das Gewicht, sie nehmen auch Volumen weg, dass sonst vom Treibstoff genutzt werden können. Ich schätze das Gewicht beider Dinge zusammen auf 6 t.

Damit wäre das Starship um 40 t leichter, wöge 80 anstatt 120 t. Wahrscheinlich gibt es noch mehr Einsparpotenzial, denn als große Stufe sollte das Starship denselben Voll-/Leermassenkoeffizienten haben, wie die SuperHeavy und bei der liegt er bei voller Betankung bei 19. So gesehen wäre die Masse sogar auf 66,7 t senkbar. (oben ist er etwas höher, das liegt aber an dem Treibstoff, den die Superheavy für die Landung noch an Bord hat).

Bei der SuperHeavy kann – da nun ja eine so schnelle Startfolge vom Tisch ist, wie sie für das Starship geplant war, schlussendlich muss für jeden Start ein neues Starship gebaut werden – das Wendemanöver entfallen und sie benötigt nur noch den Treibstoff für den Landungsburn, das sind 2,5 % der Treibstoffreserven oder 60 t bei 180 t Trockenmasse. Rein theoretisch benötigt auch das Starship noch Treibstoff für ein Deorbitmanöver. Ich habe keinen angesetzt, da ich davon ausgehe, dass man dafür (für die Raptoren) nicht nutzbarem Resttreibstoff nutzen kann, man benötigt nur kleine Triebwerke, die man an den Boden, wo sich Sammelsümpfe befinden installiert.

Eine bessere Lösung wäre allerdings eine Kickstufe. Dann könnte das Starship auf einer suborbitalen Bahn Brennschluss haben und die Nutzlast würde für höhere Orbits ansteigen.

Ergebnis

Hier das Ergebnis. Ich habe in jedem Fall die Masse der Vehikel von den Ergebnissen im letzten Blog genommen, damit kann man vergleichen:

	Masse SuperHeavy	Masse Starship unmodifiziert	Masse Starship modifiziert	Nutzlast modifiziert
Methan	3.772 t	1.280 t	893 t	225 t
Propan	4.201 t	1.401 t	1.021 t	261 t
Kerosin	4.684 t	1.560 t	1.097 t	275 t
Wasserstoff	1.663 t	560 t	590 t	175 t

Mit Ausnahme des Wasserstoffs, wo das (nach dem ersten Durchgang) die optimale Stufung fast identisch ist zum Treibstofftausch aus dem letzten Blog, sind alle Starships kleiner, was jetzt nicht verwunderlich ist.

Skalieren

Zuletzt muss man dann noch die Gesamtmasse skalieren. Sprich: Es muss bei einem Startschub von 33 x 216 t und einer Startbeschleunigung von 1,25 g immer die gleiche Startmasse resultieren. Das sind 5.795 t. Man kommt dann auf folgende Massen:

	Masse SuperHeavy	Masse Starship modifiziert
Methan	4.552 t	1.077 t
Propan	4.460 t	1.079
Kerosin	4.482 t	1.049 t
Wasserstoff	3.969 t	1.408 t

Man sieht – durch die ähnlichen spezifischen Impulse sind die Massen der Vehikel bei den Kohlenwasserstoffen fast identisch. Mit diesen Massen kann man nun an eine genaue Aufstiegssimulation gehen.

Aufstiegssimulation

Am Schub habe ich nichts gerüttelt. Man könnte bei dem Starship einige Raptoren weglassen. Aber ich habe nun nur noch die Versionen mit langen Vakuumdüsen vorgesehen. Die Sealevel-Varianten werden ja vor allem für die Landung benötigt.

Es wird eine Nutzlastverkleidung benötigt. Ich habe mich entschlossen, eng am Original zu bleiben. Das heißt, die Verkleidung ist so groß wie beim Starship. Diese ist eigentlich dort schon zu klein – ihre Länge beträgt 17 m, das ist genauso lang wie eine kurze Verkleidung der Ariane 5. Der Durchmesser beträgt zwar 9 m, aber wenn man das Volumen pro Tonne Nutzlast nimmt, dann bieten die langen Verkleidungen von Delta IV, Vulcan und Ariane 5/6 mehr Platz. Nun mit noch mehr Nutzlast ist sie auch nicht mehr adäquat. Aber eine größere Nutzlastverkleidung, die ja schon während des Aufstiegs abgeworfen wird, kostet wenig Nutzlast vielleicht eine Tonne, das ist vernachlässigbar.

	Nutzlast	Anteil
Methan	307 t	5,4 %
Propan	313 t	5,6 %
Kerosin	300 t	5,4 %
Wasserstoff	420 t	8,2 %

Fazit

Am Schluss sollte man sich natürlich fragen, was das ganze soll. Mit dem ursprünglichen Starship hat das jetzt nichts mehr zu tun. Es wurde vielmehr die Frage beantwortet: Welche Nutzlast hätte ein Gefährt mit 33 Raptoren in der ersten Stufe und 6 in der zweiten Stufe bei dem die erste Stufe wiederverwendbar ist, bei verschiedenen Treibstoffarten?

Wie schon im letzten Blog: Da Methan kein Wundertreibstoff ist in dem Sinne, dass er einen wesentlich höheren spezifischen Impuls hat, als andere Kohlenwasserstoffe wäre die Wahl des Treibstoffs mehr eine, die von anderen Faktoren abhängt. Wasserstoff schneidet trotz des um 100 % höheren Strukturfaktors (würde man nicht überall Stahl als Werkstoff einsetzen so wäre hier noch einiges rauszuholen) um 40 % besser ab.

Klar ist auch: Die derzeitige Architektur, die mit hohem Schubüberschuss bei der SuperHeavy arbeitet und eben beide Stufen wiederverwenden will, kostet massiv Nutzlast. Gegenüber der Zielnutzlast von 100 t des Starships sind 300 bis 420 t natürlich eine andere Größenordnung. Dabei wird diese ja noch nicht mal erreicht, maximal 40 bis 50 t bisher nach Elon Musk.

HLS

Da wir nun auch ein viel leichteres Gefährt haben wäre es interessant zu wissen, wie oft man es denn auftanken muss. Ich habe bei jedem Gefährt noch 15 t Gewicht addiert. Das sind 10 t für eine Dragonkapsel an der Spitze (die Nutzlastverkleidung entfällt) und 5 t für die Landebeine und den Aufzug.

Die Geschwindigkeit die aufzubringen ist, habe ich nach meinen früheren Berechnungen fix mit 9.583 m/s angenommen.

Dazu braucht man keine Simulation, das geht mit dem Taschenrechner:

	Startmasse	Davon Treibstoff
Methan	1.068 t	988 t
Propan	1.047 t	972 t
Kerosin	1.001 t	921 t
Wasserstoff	1.090 t	944 t

Die Massen sind sehr ähnlich. Der Vorteil von Wasserstoff hinsichtlich des spezifischen Impulses wird durch die bis zu 100 % höhere Startmasse ausgeglichen.

Relevant ist wie viel Treibstoff ein Start mit „Null“ Nutzlast in den Orbit bringt und dies sind für einen 200 km Orbit pro Start:

	Treibstoff pro Flug	Tankflüge
Methan	257 t	4
Propan	271 t	4
Kerosin	263 t	4
Wasserstoff	377 t	3

Der Resttreibstoff ist etwas geringer als die Nutzlast bei voller Tankentleerung. Das liegt an zwei Dingen. Zum einen sinkt nun die Gesamtbrennzeit weiter ab. Durch den hohen Schubüberschuss bei Stufe 2 muss so eine steile Aufstiegsstufe geflogen werden, damit das Perigäum hoch genug liegt. Zum anderen hat der Treibstoff auch einen Energiegehalt der beim Verbrennen natürlich die Nutzlast erhöht.

Die Zahl der Tankflüge ist dann einfach durch Division des Gesamtreibstoffs durch die Treibstoffmenge pro Tankflug berechenbar. Real ist die Treibstoffmenge bei den drei Kohlenwasserstoffen etwas zu hoch, so viel passt nicht in die Tanks. Allerdings kann man bei einem Lunar Starship noch etwas optimieren, z.b. würden drei Raptioren vollkommen ausreichen. Das senkt die Masse ab und da 1 t weniger Masse in der Größenordnung 10 bis 15 t weniger Treibstoff erfordern, müsste es dann reichen. Real wären aber drei bis vier Tankflüge mit den geplanten Startrampen (je zwei in der Starbase und am Cape) zeitnah durchführbar.

Raketen

Der Leser, der nicht so sehr in die Tiefe gehen will, kann nun aufhören zu lesen, es folgen nur noch die Daten der Raketen aus meiner Simulation.

Rakete: Starship Wasserstoff 2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
5.802.000	420.000	7.831	1.669	7,24	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]
69.000	26	90	5.000	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	3.969.000	441.000	4.351	69000,0	74475,0	206,11	0,00
2	1	1.408.000	131.000	4.523	14820,0	14820,0	389,73	206,11

 

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	218 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,1 Grad	248 km	205 km	420.000 kg	420.052 kg	595,6 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	153,6 s	288,0 s	431,0 s
Winkel	44,0 Grad	17,1 Grad	-5,1 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	2,1 m/s
Rollprogramm	15,0 s	0,26 km	0,0 km	1 m/s	36 m/s	0 m/s	36 m/s	-6369 km	0 km	2,7 m/s
Winkelvorgabe	153,6 s	48,87 km	0,4 km	996 m/s	762 m/s	0 m/s	1255 m/s	-6268 km	70 km	13,8 m/s
Brennschluss 1	206,1 s	99,79 km	3,6 km	2128 m/s	1155 m/s	0 m/s	2422 m/s	-6011 km	161 km	23,3 m/s
Verkleidung	219,1 s	115,03 km	5,4 km	2217 m/s	1089 m/s	0 m/s	2470 m/s	-6378 km	-6378 km	-1,2 m/s
Winkelvorgabe	431,0 s	247,39 km	152,1 km	4243 m/s	-470 m/s	0 m/s	4269 m/s	-4911 km	230 km	4,5 m/s
Sim End	595,6 s	205,22 km	694,2 km	7036 m/s	-2231 m/s	0 m/s	7381 m/s	200 km	218 km	17,7 m/s

Rakete: Starship Propan 2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
5.857.000	313.000	7.831	1.349	5,34	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]
70.230	26	90	5.000	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	4.460.000	255.000	3.470	70230,0	74457,0	195,97	0,00
2	1	1.079.000	60.000	3.636	14016,0	14538,0	254,86	195,97

 

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	213 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,2 Grad	217 km	209 km	313.000 kg	312.923 kg	450,8 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	100,0 s	288,0 s	500,0 s
Winkel	52,7 Grad	-5,0 Grad	-15,5 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	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	-6369 km	0 km	2,9 m/s
Winkelvorgabe	100,0 s	18,81 km	0,0 km	456 m/s	444 m/s	0 m/s	636 m/s	-6337 km	25 km	10,2 m/s
Brennschluss 1	196,0 s	94,69 km	4,9 km	2699 m/s	1139 m/s	0 m/s	2929 m/s	-5820 km	161 km	35,6 m/s
Verkleidung	213,5 s	115,04 km	8,7 km	2871 m/s	1038 m/s	0 m/s	3053 m/s	-6378 km	-6378 km	1,5 m/s
Sim End	450,8 s	208,69 km	383,4 km	7186 m/s	-1680 m/s	0 m/s	7380 m/s	200 km	213 km	29,8 m/s
Winkelvorgabe	500,0 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: Starship Kerosin 2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
5.836.000	300.000	7.831	1.421	5,14	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]
69.926	26	90	5.000	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	4.482.000	236.000	3.429	69926,0	74458,0	195,54	0,00
2	1	1.049.000	54.000	3.583	13866,0	14538,0	245,23	195,54

 

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	237 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,1 Grad	220 km	212 km	300.000 kg	299.848 kg	440,6 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	100,0 s	250,0 s	450,0 s
Winkel	57,2 Grad	-1,8 Grad	-14,2 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	-6369 km	0 km	2,9 m/s
Winkelvorgabe	100,0 s	19,47 km	0,0 km	408 m/s	475 m/s	0 m/s	626 m/s	-6341 km	27 km	10,5 m/s
Brennschluss 1	195,5 s	100,89 km	4,3 km	2686 m/s	1188 m/s	0 m/s	2937 m/s	-5822 km	172 km	37,3 m/s
Verkleidung	207,2 s	115,04 km	6,6 km	2807 m/s	1116 m/s	0 m/s	3020 m/s	-6378 km	-6378 km	1,7 m/s
Sim End	440,6 s	212,34 km	352,5 km	7203 m/s	-1622 m/s	0 m/s	7383 m/s	200 km	237 km	31,8 m/s
Winkelvorgabe	450,0 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: Starship Methan 2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
5.941.000	307.000	7.831	1.434	5,17	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]
70.230	26	90	5.000	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	4.552.000	280.000	3.470	70230,0	74457,0	199,09	0,00
2	1	1.077.000	65.000	3.698	14016,0	14538,0	257,42	199,09

 

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 überschritten
	Perigäum	Apogäum	Sattelhöhe
Vorgabe	200 km	200 km	160 km
Real	200 km	215 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
25,1 Grad	220 km	210 km	307.000 kg	307.983 kg	456,2 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	153,6 s	288,0 s	431,0 s
Winkel	37,2 Grad	-5,8 Grad	-10,9 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	2,0 m/s
Rollprogramm	15,0 s	0,26 km	0,0 km	1 m/s	35 m/s	0 m/s	35 m/s	-6369 km	0 km	2,7 m/s
Winkelvorgabe	153,6 s	52,13 km	0,6 km	1243 m/s	824 m/s	0 m/s	1491 m/s	-6226 km	78 km	18,5 m/s
Brennschluss 1	199,1 s	98,58 km	4,5 km	2630 m/s	1165 m/s	0 m/s	2877 m/s	-5844 km	167 km	35,1 m/s
Verkleidung	212,9 s	115,01 km	7,2 km	2767 m/s	1086 m/s	0 m/s	2972 m/s	-6378 km	-6378 km	1,4 m/s
Winkelvorgabe	431,0 s	215,99 km	283,8 km	6373 m/s	-1279 m/s	0 m/s	6500 m/s	-2093 km	204 km	21,6 m/s
Sim End	456,2 s	210,28 km	379,6 km	7186 m/s	-1674 m/s	0 m/s	7379 m/s	200 km	215 km	29,8 m/s