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Web Log Teil 618: 1.5.2021 - 5.5.2021

1.5.2021: Die Mainachlese zu SpaceX

Wie jeden Monat eine Nachlese zu SpaceX. Zum großen Aufregerthema nämlich der Vergabe des 2,9 Mrd. Dollar Auftrags für den Mondlander an SpaceX habe ich ja schon geschrieben. Diese wird nun von dem Team um Blue Origin angezweifelt, die einen förmlichen Protest beim GAO angemeldet hat. Das GAO (Government Accountability Office), US-Gegenstück zum Bundesrechnungshof überprüft nicht nur Verträge der Regierung, sondern kann diese bei Verstößen auch auflösen. Es untersucht auch regelmäßig, wie das Geld bei Regierungsstellen ausgegeben wurde, so hat es beim CRS-2 Vertrag festgestellt, das SpaceX welche die billigsten bei CRS-1 waren nun die teuersten sind. Und das trotz weitestgehender Wiederverwendung von Raumkapsel und Trägerrakete. Wir erfahren, das der Blue Origin Vorschlag knapp 6 Mrd. Dollar teuer gewesen wäre – halte ich nicht für zu hoch, wenn man bedenkt, das die NASA schon 3 Mrd. für eine einfache Kapsel ausgibt, die gerade mal zur ISS und zurückfliegen können muss, also weniger als ein Sojus Raumschiff, das längere Zeit alleine operieren kann und beim Mondlander sowohl die technischen Herausforderungen höher sind wie auch das Problem des Gewichts. Inzwichen hat auch das andere Team um Dynetics protestiert. Ich habe immer noch nicht verstanden, warum man den Auftrag nur an SpaceX vergab, bei CRS aber zwei Firmen beauftragte. Vor allem unter der Prämisse, dass die NASA ja nicht mal genug Geld für den SpaceX Auftrag erhält. Das war übrigens bei CCDev einige Jahre auch so, was auch ein Grund ist, warum erst jetzt die bemannten Starts stattfinden. Dort hat man aber auch nicht dann wieder einen Vertrag gekündigt. Vor allem sind die Einwände begründet. Blue Origin verweist darauf das man nicht nur auf eine einzige Karte setzt (bei CCdev waren es noch zwei) sondern das starship inkompatibel mit allen anderen US-Lösungen ist. Dynetics verweist auf die jüngsten „Erfolge“ SpaceX bei der Entwicklung: „“NASA failed to consider the risks inherent in SpaceX’s technical approach and, more specifically, information too close at hand for NASA to ignore — i.e., that four SpaceX Starships have exploded at various stages of their tests flights in recent months,” the protest states. “NASA has given SpaceX a pass on its demonstrable lack of such systems engineering.“. Insgesamt ist das ganze sehr undurchsichtig und sieht immer mehr danach aus als wollten die Entscheider unbedingt noch bevor es neue Manager seitens der Biden Regierung gibt SpaceX mit Aufträgen versorgen. Denn bei CCDev bekamen Boeing und SpaceX ja auch nicht die Aufträge sofort, da gab es zwei Runden mit Entwicklungsaufträgen für Subsysteme, die auch an andere Firmen gingen, auch weil man die beantragten Mittel wie heute nicht voll erhielt. Speziell bei SpaceX würde so ein oder zwei Jahre zeigen, ob das Starship vielleicht sogar funktioniert oder eben nicht und eine neue Regierung könnte leichter über das Programm selbst entscheiden.

Dann gab es den zweiten Start einer regulären Crew zur ISS, die Rückkehr der Letzten verzögert sich derzeit wegen schlechtem Wetter, sodass erstmals seit 10 Jahren wieder temporär 11 Astronauten an Bord der ISS sind und natürlich gab es Starts für Starlink. Nach einem Drittel des Jahrs hat SpaceX 12 Starts durchgeführt, davon aber nur vier nicht für das eigene Starlink Netz.

Man hat wieder einen Prototypen zerlegt und verspricht für Juli, also in spätestens drei Monaten den ersten orbitalen Startversuch. Bis der auch gelingt, meint Musk benötigt man 20+ Prototypen. Zuerst dachte ich – Mensch das ist aber eine Menge, früher waren die ersten paar Starts eines neuen Trägers Versuchsflüge, bei Ariane 1 z.B. die ersten vier. Aber dann habe ich rekapituliert was sie mit 11 Prototypen bisher geschafft haben:

Beim Versuch es auch aus 15 bis 10 km Höhe (die Höhe wird mit jedem Versuch geringer) zu landen scheiterte es ja bisher. Für einen Einsatz ist es, egal ob es hart aufschlägt oder einige Minuten nach der Landung explodiert oder einfach im Hangar umkippt. All das sollte nicht passieren.

Ich habe mir daher für heute vorgenommen, einen Kommentar von Kay zu dem Blog über die Vergabe technisch zu kommentieren.

Das SpaceX ihren SH Booster hin bekommen und damit ihr Starship den LEO erreich, sollte nach einer einstelligen Anzahl an Fehlversuchen funktionieren.

Da ist Musk mit 20+ Versuchen obwohl sonst überoptimistisch (siehe erster Versuch im Juli) skeptischer. Denn 11 Prototypen sind ja schon durch und ich denke es werden zuerst noch weitere Landeversuche stattfinden.

Ich habe mich gefragt wo liegt der Hauptknackpunkt für SpaceX woran das ganze scheitern kann.

Was, nur ein Hauptknackpunkt?

Nutzlast: Die Prototypen sind zu schwer und sollen später irgendwie leichter werden. Bisher sind die SS Prototypen aber nicht schneller geflogen als ein Auto fährt. Wenn die SS für MaxQ zu schwach ist, muss die Struktur verstärkt werden.

Bisher hatten alle bemannten Gefährte Übergewicht, aber selbst, wenn man das SS/SH nur als Rakete ansieht, sehe ich das sehr skeptisch. Es gibt ja Erfahrungen von anderen Trägern. Oft wurde während der Entwicklung die Nutzlast gesteigert, so bei Ariane 1 von 1700 auf 1827 kg, bei der Saturn V von 45 auf 49 t LTI. Aber das sind Änderungen im Kleinen. Wir reden hier von maximal 10% mehr Nutzlast. Die Frage ist, wie SpaceX die Nutzlast um 400 %, von 20 auf 100+ t erhöhen will. Das geht ja nur, wenn die Rakete gravierend leichter wird. Entweder das Starship, das ja selbst anfangs 200 t leer wiegt um 80 t leichter wird oder die Superheavy, als erste Stufe nach Erfahrungswerten dann um den Faktor 4-5 leichter wird (also bei 80 t mehr um 320 bis 400 t, was unwahrscheinlich ist, weil sie dann ein negatives Gewicht haben müsse). Mehr noch: wenn man weiß, dass man zuerst 80 t unnötige Masse mitschleppt, warum lässt man sie nicht gleich weg? Der einzige Weg die Nutzlast drastisch zu steigern, der mir einfällt, ist eine Vorgehensweise wie bei der Falcon 9. Die wog auch mal 334 t und jetzt wiegt sie 550 t und transportiert entsprechend mehr Nutzlast. Aber – gemessen an der Startmasse hat sich nur wenig geändert, ist auch klar, die Technologie ist ja die gleiche geblieben.

Ich habe eine viel einfachere Erklärung für die Diskrepanz die den Musk-Faktor berücksichtigt. Die 100 t Nutzlast sind nicht das Ergebnis einer genauen Analyse der Konstruktion. Sie sind eine Vorgabe von Musk, die er rausgab bevor die Konzeption überhaupt stand. Auch hier eine Parallele zur Falcon 9. Da stehen auf der Website auch 8,3 t in den GTO und 22,7 t in den LEO, alle Satelliten die schwerer als 6,5 t waren, erreichten aber nur einen subsynchronen GTO und bei den Starlink Starts, die etwa 15 t wiegen, muss schon ein Zweiimpulstransfer durchgeführt werden – der spart Treibstoff, macht die Mission aber aufwendiger und sicher nicht durchgeführt werden, wenn die Rakete noch 7 t mehr transportieren könnte. Es gibt ja nicht zuletzt vor Fachpublikum die Angabe der realen Leistung, natürlich ohne Printout, das könnte man ja verbreiten, aber jemand hat trotzdem dieses Foto davon gemacht …

Treibstofftransfer im Orbit: Hierfür muss eine Infrastruktur im SS entwickelt werden. Bei der FH hat man Crossfeed nicht umgesetzt, weil es zu komplex wurde. Hier wird es um einiges schwieriger. Zusätzlich muss man hier noch Dockingadapter hinzufügen. Das dafür notwendige Equipment wird einiges wiegen und die Nutzlast weiter reduzieren.

Der Treibstofftransfer ist wirklich eine offene Sache. Er ist nicht vergleichbar mit dem Auftanken der ISS. Dort arbeiten druckgeförderte Triebwerke. Das heißt, die Tanks in Versorger wie ISS haben in der Mitte eine dehnbare Gummiblase. Gas auf der einen Seite dehnt die Blase so weit aus, dass sie den Treibstoff an die Wand und damit in die Leitungen presst, wo er zum Triebwerk oder eben durch den Adapter zur ISS strömt. Beim Auftanken wird auf der ISS Seite der Druck reduziert und nun drückt die Blase im Versorger den Treibstoff durch die Leitungen im Dockingadapter rüber. Die Ventile werden geschlossen und dann kann man auf ISS Seite wieder Druck aufbauen.

So funktioniert aber das Starship nicht. Das ist eine normale Stufe mit zwei getrennten Tanks die im Orbit zu über 90 % leer sind. Dann bildet der Resttreibstoff Blasen, die im Tank schweben, im Idealfall eine große Blase. Die Technik muss also eine ganz andere sein. Frühere nicht-druckgeförderte Stufen hatten für die Wiederzündung mit ähnlichen Problemen Sümpfe an Leitungen, wo sich adhäsiv etwas Treibstoff sammelte. Der floss dann zum Triebwerk und das zündete so. Der Schub sammelte dann den Resttreibstoff wieder am Tankboden. So ähnlich denke ich wird man auch beim Auftanken verfahren, indem man die beiden Vehikel durch leichten Triebwerksschub beschleunigt. Doch das mit zwei verbundenen Gefährten und wie lange? Wir reden hier ja von 100 t Treibstoff die transferiert werden müssen.

Das Ganze ist für eine Mondlandung zudem nicht ein oder zweimal nötig. Bei 120 t Leermasse hatte ich mal errechnet benötigt man 11 Flüge um den ganzen Treibstoff in den Orbit zu bringen. Selbst wenn es nun „nur“ in den Haloorbit geht ist das kein großer Gewinn, dann müssen eben rund 5 % weniger Geschwindigkeit erbracht werden. Das ändert nicht viel an der Bilanz. Das ist eine Kombination aus zwei Faktoren: Das Starship ist schwer und es startet von einer Erdumlaufbahn aus und nicht wie der Apollo-LM aus einer Mondumlaufbahn aus. Für Apollo hat man dieses Szenario „Direct Ascent“ auch untersucht und kam darauf, dass man 170 t in einen Erdorbit bringen muss, um eine 5 t schwere Kapsel auf dem Mond zu landen und zurückzubringen – nun ja das Starship wiegt 24-mal so viel....

Treibstoffkühlung: Wenn das LunarSS von 5 bis 8 Tankern angeflogen wird, dann dauert dieser Prozess einige Wochen und Monate. Gibt es dabei die üblichen Startverzögerungen, ist die erste Ladung Treibstoff schon verdampft wenn die fünfte ankommt. Auf dem Flug zum Mond, beim LopG und bei der eigentlichen Landemission verdampft weiterer Kraftstoff.

Wie schon geschrieben. Eher 11-12 Flüge. Selbst bei Starts im Wochenabstand dauert dies dann drei Monate. Das Mond-Starship wird meiner Ansicht nach anders aufgebaut sein. Denn der Hitzeschutzschild ist keine gute Isolation, der ist aber notwendigerweise bei jedem Starship vorhanden. Ich denke man wird ihn weglassen und stattdessen eine herkömmliche Isolation wie einen dicken Polyurethanschaum aufbringen .Landen muss das Starship ja nicht. Das wird auch die Gewichtsbilanz verbessern. Flüssigen Sauerstoff kann man längere Zeit flüssig halten. Buran setzte auf LOX als Oxidator und sollte immerhin mindestens eine Woche im Orbit bleiben, Methan hat in etwa den geichen Siedepunkt. Daneben reden wir von wirklich großen Mengen, die entsprechend sich langsam erhitzen. Ich glaube das ist noch am unkritischen. Notfalls kann ein Sonnensegel aus einer dünnen Silverfolie leicht 90 % der Strahlung blockieren.

-Docking am LOPG: Sollte trivial sein, da es schon vor 50 Jahren gemacht wurde, aber Boeing hat mit einem ISS-Zubringer bewiesen, dass das Erreichen eines Ziels in einem Orbit auch schief gehen kann.

Der Starliner hat ein Softwareproblem gehabt. Eine Mannschaft hätte einfach per Handsteuerung übernehmen können. Solche Softwarepannen sind nun nichts außergewöhnliches. Der Mars Helikopter Ingenuity hat sich nun wegen eines Softwareproblems auch schon zweimal geweigert abzuheben. Das hat aber mit dem Andocken gar nichts zu tun. Ich sehe hier keine großen Überraschungen.

Landung: Bei den F9- Boostern sind 90% der Masse am unteren Ende (Triebwerke, Pumpen) die Tanks oben sind extrem leicht. Daher kann man die Stufe gut landen. Das SS landet aber mit genügend Treibstoff für den Wiederaufstieg, fürs Verdampfen plus Sicherheitsmarge. Der Schwerpunkt wird viel höher liegen als bei der F9. Hierdurch kann man nicht einfach hochskalieren, sondern muss wesentlich kippstabiler bauen.

Also bei einer Falcon 9 Stufe wären es ohne Resttreibstoff knapp 50 % der Masse. Beim Mond-Starship sind zudem die Tanks noch gut gefüllt, wobei aber der dichtere Treibstoff wahrscheinlich wie bei jeder anderen Rakete unten ist, sodass die Stufe nicht per se instabil auf einer Ebene wäre. Vor allem aber landet sie in unebenem Gelände. Man vergleiche mal die Abbildungen mit denen einer Falcon 9 Erststufe bei der Landung oder gar einem Apollo LM mit seinen ausgespreizten Beinen. Es mag sein, das das Starship leicht schräg landen kann, aber wie kommt die Besatzung herunter. Die Abbildung zeigte eine Bühne, die an Seilen heruntergelassen wird, ähnlich wie bei Fensterputzern. Wie sieht das aus, wenn es schräg ist? Ist das noch sicher? Daneben wird bei der Landung jede Menge Gestein aufgewirbelt, das auch ins Triebwerk gelangt. Halte ich für nicht so gut. Bei Apollo war das Triebwerk der Aufstiegsstufe deutlich über dem Abstiegstriebwerk angebracht und das wurde auch durch Fühler in den Beinen vor der Landung gestoppt.

Meine persönliche Meinung

Das Lunar Starship, oder wie immer man es bezeichnen will, hat mit dem normalen Starship eines gemeinsam: Sie machen technisch und wirtschaftlich keinen Sinn. Das „normale“ Starship ist mit der SH eine 4500 t schwere Rakete, dreimal größer als eine Falcon Heavy, die zu 70 % wiederverwendbar ist. Sie fliegt schon kaum, weil sie zu groß ist, sogar für SpaceX eigenes Starlink Netz. Wo soll da dann der Markt für eine noch größere Rakete herkommen? Vor allem: wie soll das Starship billiger als eine FH sein, wenn nur 30 % der Rakete mehr wiederverwendbar ist, aber bei dreimal größerer Masse sicher auch entsprechend teurer ist? Das ist nur erklärbar durch eine Vorgabe von Musk, das man damit eben zum Mars fliegen muss – was aber auch nicht ohne auftanken geht. Die ersten Pläne sahen denn auch noch größere Gefährte vor.

Genauso dogmatisch ist es nun beim Lunar Starship. Damit man demonstrieren kann, dass es auf dem Mars landen kann, muss für einen Mondlander eben ein Starship eingesetzt werden. Nur ist das eine andere Mission. Anders als beim Mars muss man bei der Landung auf dem Mond abbremsen und auch zurückfliegen. Beides addiert so viel Geschwindigkeit, dass man vom Erdorbit – Mondoberfläche – Haloorbit die 2,2-Fache Geschwindigkeit einer Marsmission braucht. Entsprechend kommt man nicht mit ein oder zwei Tankfüllungen aus. Das wird dann auch teuer für SpaceX, denn 10 Starts zum Auftanken für eine Demomission unbemannt und eine bemannt sind schon 20 Flüge.

Selbst wenn SpaceX alleine bleiben will, warum haben sie nicht einfach einen Mondlander konstruiert, der in die Nutzlasthülle eines Starship passt. Bei 100 t maximaler Nutzlast in einen Erdorbit und Rückkehr in den Haloorbit würde man bei Einsatz der Merlins noch knapp 7 t transportieren können – das wäre eine verkürzte Falcon 9 Oberstufe und liese noch 1-2 t für die Nutzlast übrig. Wahrscheinlich zu wenig, aber mit einem Tankflug würde es für eine Kabine reichen, wie sie die anderen Systeme haben. Das wäre genauso mit SpaceX eigenem Equipment umsetzbar, selbst wenn man eine Crew Dragon anstatt einer leichten Kabine auf die Stufe packt, braucht man weniger Flüge als beim Starship.

Kurz es hat nichts mit Logik zu tun, genauso wenig wie die Zeitpläne von Musk und andere Äußerungen, die noch skurriler sind.

Das ist übrigens kein Einzelfall. Selbst bei Tesla, einem börsennotierten Unternehmen, das vielleicht auch mal Gewinne machen will, scheint man nicht konstruieren und Planen zu können und revidiert Pläne dauernd. Kürzlich wurde bekannt, das die Tesla Fabrik in Brandenburg sich weiter verzögert. Zuerst dachte ich „Na die haben ihre Rechnung ohne die deutsche Bürokratie gemacht“.Nein sie haben einfach Sachen gebaut, die nicht im Bauantrag standen, und mussten dann einen geänderten Bauantrag einreichen, der nun erst genehmigt werden muss.

2.4.2021: Nachgerechnet – wie oft muss man das „Lunar Starship“ auftanken?

Ich hatte das schon mal durchgerechnet, wenn auch etwas kurz und unter Verwendung der Apollo-Erfahrungen und bei Rückkehr zur Erde. Nun will ich das etwas genauer tun und unter Berücksichtigung dessen das ein Halo Orbit angestrebt wird.

Da der Artikel wahrscheinlich wieder von SpaceX Fans gelesen wird, die erfahrungsgemäß wenig Ahnung von Raumfahrt an sich haben und längere argumentative Auseinandersetzungen scheuen, hier ein kleiner Vergleich, was die grundlegende Problematik ist, mit Apollo.

Wie man auf dem Mond landet, ist eine Frage des Missionsdesigns. Bei Apollo gab es dafür zwei Ansätze mit drei Lösungen:

Vom Energieaufwand sind beide Ansätze identisch, es gibt aber einen bedeutsamen Unterschied. Für Ansatz 2 muss das Gefährt das auf dem Mond landet nicht wieder auf der Erde landen. Das heißt, es kann viel leichter gebaut werden und benötigt keinen Hitzeschutzschild. Weiterhin kann man es im Mondorbit belassen und spart so Treibstoff um diese Masse aus dem Mondorbit zu befördern. Das heißt man benötigt weniger Treibstoff um die Mission durchzuführen.

Bei Apollo war es so, das die Kommandokapsel 5,9 t wog, das Servicemodul, 30,3 t von dem waren 24,5 t nur Treibstoff, der Mondlander 16,5 t, wovon 4,9 t Trockenmasse waren. Man sieht also, schon bei diesem optimierten Verfahren bestand das Raumschiff zum größten Teil aus Treibstoff. Von maximal 48,6 t Startmasse waren 36 t Treibstoff. Auf die Erde kehrten lediglich 5,5 t zurück. 2,3 t blieben auf der Mondoberfläche 2,4 t im Mondorbit.

Dies war noch die optimierte Lösung. Mit einer direkten Landung der viel schwereren Kommandokapsel (5,5 anstatt 2,3 t Leermasse) hätte man zwei Saturn V Starts oder einen Start der noch größeren Nova Rakete benötigt. Die Nova hatte in etwa die Startmasse eines Super Heavy / Starship Gespanns.

Ohne rechnen zu müssen, kann man daher prognostizieren, das bei 120 t Masse, wie es ein normales Starship ohne Treibstoff haben soll, man etliche Tankerflüge brauchen wird.

Das ist auch ein Unterschied zu den postulierten Marsmissionen mit dem Starship. Denn zum einen ist dort keine Rückkehr vorgesehen, zum anderen hat der Mars eine Atmosphäre, sodass diese einen Großteil der Ankunftsgeschwindigkeit vernichten kann. Für eine Marsmission würde man daher mit viel weniger Auftankflügen auskommen.

Die genaue Rechnung

Die Mission eines Lunar Starships (LS) umfasst folgende Phasen

Für jede der Phasen kann man den Geschwindigkeitsaufwand, im Fachchinesisch Δv (gesprochen „delta-vau“) berechnen. Die Gesamtmission ist dann die Summe dieser Δv. Dazu kommen noch weitere Geschwindigkeitsänderungen für Manöver und die leider unvermeidliche Tatsache, das die Gravitation auch während des Triebwerksbetriebs an dem Raumschiff zieht und so einen Teil der Geschwindigkeitsänderung wieder zerstört.

Geschwindigkeitsbedarf für Bahnänderungen

Fangen wir mit dem Verlassen der Erdumlaufbahn an. Alle Rechnungen kann man selbst nachrechnen, sofern man die vis-viva Gleichung nutzt.

Rein rechnerisch reicht es für eine direkte Mondlandung eine elliptische Erdumlaufbahn zu erreichen, die bis auf 9/10 der Mondentfernung führt. Dann muss man aber direkt landen, weil der Mond die letzte Strecke durch seine Anziehung kompensiert. Für Missionen, die in einen Orbit führen, egal ob in einen niedrigen Orbit oder den Haloorbit muss die Erdumlaufbahn hinter den Mond führen, in 450.000 bis 550.000 km Distanz. Dann krümmt der Mond die Bahn so, das sie um ihn herumführt ohne das man aufschlägt. Nehmen wir 450.000 km Maximaldistanz, so sieht die Rechnung aus einer erdnahen 200 km Bahn so aus.


Bahn

Parameter

v-Kreisbahn Peri

v-Kreisbahn Apo

v-real Peri

v-real Apo

?V

Ausgangsbahn [km]

200,00 × 200,00 × 0,00 °

7.784,2

7.784,2

7.784,2

7.784,2

Anpassung Apo

200,00 × 450.000,00 × 0,00 °

7.784,2

934,55

10.930,0

157,54

3.145,8

Umlaufdauer: Ausgangsbahn

1 h 28 m






Umlaufdauer: Endbahn

12 d 19 h






Es resultiert ein Δv von 3148,3 m/s.

Für das Einschwenken in den Haloorbit ist der Geschwindigkeit bekannt, da die Orion dies leisten muss. Es sind 420 m/s.

Der Haloorbit hat die Bahndaten 3.000 x 70.000 km. Aus diesem muss nun gelandet werden. Das geschieht in zwei Schritten. Zuerst wird der mondnächste Punkt auf eine niedrige Höhe, eventuell sogar 0 km abgesenkt. Dafür benötigt man nur wenig Geschwindigkeit:


Bahn

Parameter

v-Kreisbahn Peri

v-Kreisbahn Apo

v-real Peri

v-real Apo

?V

Ausgangsbahn [km]

3.000,00 × 70.000,00 × 0,00 °

1.019,6

262,03

1.396,5

92,236

Anpassung Peri

0,00 × 70.000,00 × 0,00 °

1.638,4

262,03

2.352,4

56,992

35,243

Umlaufdauer: Ausgangsbahn

7 d 17 h






Umlaufdauer: Endbahn

7 d 7 h






Dann muss gelandet werden. Der Geschwindigkeitsaufwand dafür steht schon in der obigen Tabelle, es ist die Perigäumsgeschwindigkeit, also 2.352,4 m/s. Für den Rückstart muss man dann dieselbe Geschwindigkeit aufbringen. Im Halo Orbit angekommen steigen die Astronauten um und das Starship ist nun ja nutzlos geworden und muss entsorgt werden. Der einfachste Weg dafür ist es seine Umlaufbahn nochmals bis auf die Mondoberfläche abzusenken, wo es dann mit 2,3 km/s ankommt, was es wahrscheinlich nicht überlebt.

Damit haben wir eine erste Bilanz:

Manöver

Geschwindigkeitsänderung

Erdumlaufbahn → Mondtransferbahn

3.149 m/s

Einschwenken Haloorbit

420 m/s

Abbremsen Haloorbit Perilunäum

36 m/s

Landung

2.353 m/s

Rückstart Haloorbit Transfer (0 x 70.000 km)

2.353 m/s

Anhebung Haloorbit Perilunäum auf 3.000 km

36 m/s

Abbremsen Haloorbit Perilunäum Entsorgung

36 m/s

Summe

8.383 m/s

Der Haloorbit ist übrigens, was die gesamte Geschwindigkeitsänderung für die Landung angeht, ungünstiger als der niedrige Obit den Apollo einnahm. Bei einem leichtgewichtigen Lander, wie ihn die anderen Firmen vorschlugen, ergibt sich trotzdem ein Vorteil, weil die sehr schwere Orionkapsel nur 420 anstatt 900 bis 1.000 m/s Δv für das Erreichen und Verlassen des Orbits aufwenden muss.

Zusatzaufwand

Diese durch die Orbitalmechanik diktierten Geschwindigkeitsänderungen sind leicht berechenbar. Etwas komplizierter wird es mit einem Zusatzaufwand. Es gibt zum einen kleine Geschwindigkeitsänderungen für Bahnveränderungen. Der Hauptteil sind aber Gravitationsverluste. Sie entstehen dadurch, dass der Mond immer das Raumschiff anzieht. Solange ein Raumschiff im Orbit ist, kompensiert die Zentrifugalkraft dies. Sobald man aber landet oder startet, ist dem nicht so. Bei Apollo war es so das man mit folgendem Mehraufwand rechnete:

Der höhere Aufwand für die Landung als den Rückstart liegt daran, das dann die Besatzung den Landepunkt verschieben und bis zu 90 Sekunden lang schweben kann. Das Starship hat das Potenzial diese Verluste zu minimieren, das liegt an dem hohen Schub. Dadurch reduziert sich die Betriebsdauer der Triebwerke und damit auch die Zeit in der Mond die Geschwindigkeit vernichten kann. Man kann dies abschätzen. Die Mondbeschleunigung liegt bei 1,6 m/s². Multipliziert man dies mit der Brenndauer, so erhält man eine brauchbare Abschätzung der Verluste. Stellt man den Schub des Starships so ein, dass es mit Erdbeschleunigung abbremst. Das ist man gewohnt und ein guter Kompromiss zwischen Minimierung, der Verlusten und Beanspruchung der Besatzung, die ja auch reagieren muss. Bei 2353 m/s Δv und einer Abbremsung um 9,81 m/s² kommt man auf eine Betriebsdauer von 240 s. Multipliziert mit der Schwerebeschleunigung von 1,6 m/s² sind dies 384 m/s. Ich runde mal auf ein Δv von 400 m/s auf. Für die Landung hat man bei Apollo 300 m/s zusätzlich addiert und auch die Verluste für das Erreichen des Orbits von 200 m/s habe ich von Apollo auf die Hälfte reduziert. Sie waren großzügig ausgelegt und alle Missionen hatten relativ viel Resttreibstoff. Dann kommt man zu folgender Tabelkle an Zusatzaufwand:


Manöver

Geschwindigkeitsänderung

Orbitaltransfers und Manöver im Orbit

100 m/s

Landung:

700 m/s

Rückstart

400 m/s

Summe

1.200 m/s

Zusammen mit dem bekannten Geschwindigkeitsänderung für Landung und Orbitänderungen ist man dann bei 1.200 + 8.383 m/s = 9.583 m/s Δv.

Die Masse des Starships

Relativ einfach gestaltet sich nun die Berechnung der Startmasse des Starships im Erdorbit. Es gilt die Ziolkowski Gleichung:

v = Ispez * ln (Vollmasse/Leermasse)

Die Vollmasse ist unbekannt, v ist bekannt (9.583 m/s), Ispez auch (nach SpaceX Angabe: 380 s * 09,81 m/s² = 3727 m/s) und die Leermasse (120 t) ebenfalls. So kann man umformulieren:

Vollmasse = Exp(v/Ispez)*Leermasse

und erhält mit obigen Werten eine Vollmasse von 1569 t. Das ist nun etwas dumm, da in das Starship maximal 1.200 t Treibstoff passen, es also maximal 1.320 t wiegen kann. Die sinnvollste Maßnahme ist es, das Starship leichter zu machen. So benötigt es keinen Hitzeschutzschild, es landet ja nicht mehr auf der Erde. Ebenso reichen die drei Triebwerke für den Vakuumbetrieb aus, die drei anderen die man für die Landung auf dem Erdboden benötigt kann, man entfernen. Jedes Triebwerk wiegt über 2 t. Ebenso entfällt die Nutzlastspitze. Auf der anderen Seite benötigt man eine Kapsel für die Besatzung, wird Equipment und ein Aufzug mitgeführt. Kann man die Masse auf 100 t absenken, so wäre eine Landung mit vollen Tanks möglich. Ebenso könnte man auf ein Schweben verzichten, da dies wegen des hohen Schubs der Triebwerke sowieso nicht möglich ist, das spart 300 m/s ein, was dem exponentiellen Anstieg der Startmasse diese auf 1.448 t reduziert. Weitere Einsparungen ergeben sich dadurch das Apollo drei Stufen hatte, jede musste ein Sicherheitspolster an Treibstoff haben, hier wäre es aber eine Stufe, sodass man die dabei mit einkalkulierten Reserven reduzieren kann.

In jedem Falle müsste aber das lunare Starship, wenn es mit wenigen Tankerflügen auskommen soll, deutlich leichter sein, als das Starship das für Satellitenmissionen gedacht ist.

Tankerflüge

Geplant ist, dass das LS in den Erdorbit startet und dort aufgetankt wird. Wie oft muss dies erfolgen, wenn es voll betankt werden soll, also mit 1.200 t Treibstoff? Nun ein Richtwert wäre die normale Nutzlast von 100 t. Wenn diese Nutzlast wegfällt, bleiben mindestens 100 t Treibstoff in den Tanks. Es sind sogar noch mehr, weil das Starship vom Start weg immer 100 t leichter ist und so beim Aufstieg auch weniger Treibstoff benötigt. Ich errechne so 117 t Treibstoff in den Tanks ohne Nutzlast. Allerdings wird das normale Starship auch noch Treibstoff benötigen, um an das LS anzukoppeln und man benötigt Zusatzhardware um den Treibstoff umzupumpen. Trotzdem sollte man mit 10, eher 11 Flügen das LS aufgetankt haben. Neben dem, das man dies noch nie in der Form durchgeführt hat, gibt es natürlich noch einiges zu lösen. So muss man verhindern, dass die Treibstoffe wieder zum Teil verdampfen, denn Methan und Sauerstoff gehen bei -183 und -162 ° Celsius vom flüssigen in den gasförmigen Zustand über. Dafür benötigt man mindestens eine gute Isolierung, je nachdem wie lange es dauert, zehnmal aufzutanken auch eine Rückverflüssigungsanlage, die auch unter Schwerelosigkeit funktionieren muss.

Meine Meinung

Es ist technisch aufgrund der hohen Geschwindigkeitsanforderung unsinnig, ein sehr schweres Gefährt zum Mond und zurückzuschicken. SpaceX hätte die Starship Technologie ja auch anders nutzen können, indem sie eine Dragon auf eine verkleinerte Starship Stufe setzen, die hat nur ein Raptor Triebwerk und sollte in die Nutzlasthülle passen. Die Crewed Dragon wiegt beim Start 12 t, davon sind 1,5 t Treibstoff, die man weglassen kann. Bei dem für große LOX/Kerosin Stufen erreichbaren Voll/Leermasseverhältnis von 17 (besser als beim Starship, aber eine Wiederverwendung ist ja nicht geplant) beträgt die Startmasse dann nur noch 561 t, was mit vier Tankerflügen möglich wäre.

Noch besser wäre natürlich ein leichtgewichtiger Mondlander, der ja anders als die Dragon auch nie auf der Erde landen soll, wie bei Apollo oder den Konkurrenten. Allerdings wird SpaceX selbst den leichten Apollomondlander (2,3 t) nicht ohne Tankerflüge bis zum Mond und zurück befördern können.

Es ist klar, das das lunare Starship so mit dem normalen nur den Namen gleich hat, denn es muss entscheidend leichter werden. Denn selbst wenn es nur die Hälfte des normalen Starships wiegt, benötigt man schon sechs Auftankflüge. As normale Starship ist sogar zu schwer als das es mit absolut voll gefüllten Tanks diese Mission durchführen kann.

3.5.2021: So klappt es auch mit dem Lunar SpaceShip

In meiner losen Reihe „Wir wissen es besser als ...“ habe ich mir, nachdem ich gestern durchgerechnet habe, wie viele Tankflüge wir brauchen um ein Starship als Lunar Starship einzusetzen mir die Aufgabe gemacht doch zu errechnen, wie es besser geht.

Der Grundansatz ist relativ einfach: Die Masse muss runter. 120 t auf dem Mond landen, das ist die neunfache Menge, die Apollo ohne Treibstoff wog ist einfach blödsinnig. Das ist um so unverständlicher, wo doch SpaceX mit der Crewed Dragon eine Raumkapsel hat, die weniger wiegt.

Also dachte ich mir, rechne ich mal aus, ob es nicht mit der klappt. Klar ist eines. Mit einem Flug geht es nicht, denn 100 t Nutzlast des Starships sind ja schon weniger als eine Saturn V in den Orbit transportiert. Also versuche ich es erst mal mit zwei Starts.

Ich habe dazu eine Stufe angedacht, die 100 t wiegt und in der Nutzlastverkleidung des Starships transportiert wird. Mit 9 m Durchmesser bietet das genügend Volumen. Bei 8 m Durchmesser für die Stufe wären die Tanks die 100 t Treibstoff aufnehmen (wegen des Auftankens) nur 2,5 m hoch. Das vereinfacht dann auch das Aussteigen der Besatzung. Ein Aufzug wäre dann überflüssig. Die Stufe habe ich zu 100 t Startmasse und 6 t Trockenmasse angesetzt. 5 t sind davon Stufe, 1 t Adapter für eine Dragon / Pumpen. Die 5 t entsprechen einem Voll/Leermasseverhältnis von 20, das ist anspruchsvoll, vor allem wenn man bedenkt, dass ein Raptor alleine über 2 t wiegt. Aber es ist möglich mit Integraltanks und leichten Al-Li-Legierungen wie der 2195.

Ich sehe kein Tanken im Erdorbit vor, denn das ist energetisch ungünstig. Dazu später mehr.

Eine Crewed Dragon wog beim ersten operativen Einsatz 12 t, wovon aber 1,5 t Treibstoff sind. Die können wir weglassen, sodass 10,5 t als Nutzlast bleiben. Befördert werden so in den Erdorbit:

1 Tankerstufe: 100 t voll, 6 t leer.

1 normale Stufe: 89,5 t voll, 6 t leer (mit Crew Dragon 10,5 t)

Beide fliegen den Haloorbit an. Bei den dV Rechnungen beziehe ich mich auf meinen ersten Blog und führe diese nicht weiter aus. Für das Ankoppeln an das Lunar Gateway dort benötigt man ein Gesamt-ΔV von 3.670 m/s (3.150 m/s für die Mondtransferbahn, 420 m/s für den Haloorbit 100 m/s Reserve, Kurskorrekturen Ankoppelmanöver). Von je 100 t Startmasse bleiben bei einem spezifischen Impuls von 380 s dann noch 37,3 t übrig.

Dort am Lunar Gateway pumpen wir dann den Treibstoff der Tankerstufe um, sodass die Stufe mit der Crewed Dragon dann 68,6 t wiegt (37,3 t + 31,3 t umgepumpten Treibstoff, 6 t wiegt die Stufe leer). Die Tankerstufe ist nun überflüssig und kann abgetrennt werden. Diese Vorgehensweise hat gegenüber der Erdorbitauftankung den Vorteil das 6 t weniger auf dem Mond gelandet werden müssen, dem Teil der Mission mit der größten Geschwindigkeitsanforderung.

Für die Mondlandung und Rückkehr braucht man ein Δv von 5.878 m/s (2 x 2.352 m/s für Landung und Rückstart, 2 x 36 m/s für Apolunäumsanhebung von 0 auf 3000 km, 700 m/s Zusatzaufwand bei der Landung und 400 m/s beim Rückstart). Beim obigen spezifischen Impuls von 380 s bleiben dann noch 14,1 t von 68,6 t übrig. Die Trockenmasse beträgt aber etwas mehr, 16,5 t.

Die Differenz ist aber so klein, dass man sie eventuell durch Einsparungen verkleinern kann. Zum einen scheidet das Schweben aus. Ein Raptier kann man auf 40 % des Schubs reduzieren, das sind dann 1.000 kN. Damit ist die Beschleunigung aber bei der Landung zu hoch um das Vehikel in Schwebe zu halten. Das Vehikel müsste dann unter 40 t wiegen und zum Schweben braucht man nur 64 kN. Der Landeplatz muss also vorher gut ausgesucht und automatisch angeflogen werden. Das spart 300 m/s im Δv-Budget ein und erhöht die Masse auf 15,3 t. Die restlichen 1,2 t kann man erhalten, indem man die Teile der Dragon entfernt, die bei der Mission nicht benötigt werden wie Hitzeschutzschild, Tanks und Super-Dracos oder den Trunk.

Alternativ lässt man die Triebwerke dran und benutzt sie als zusätzliche stufe. Mit 1,5 t Treibstoff kann die erste Stufe dann die Geschwindigkeit um 4987 m/s. Ändern. Die Superdracos können bei einem spezifischen Impuls von 2900 m/s weitere 387 m/s beringen – das reicht aber leider auch nicht. Zusammen gelangt man so auf 5.374 m/s . Benötigt werden 5.578 m/s. Auch hier ergibt sich ein äquivalentes Massendefizit von 800 kg – das ist aber immerhin weniger als vorher.

Sollte das Starship mal tatsächlich die 100+ Nutzlast schaffen, also etwas mehr als 100 t, dann ginge es auf. Ich errechne, wenn ich die Stufe um 500 kg schwerer mache, weil auch mehr Treibstoff mitgeführt wird, eine Äquivalentstartmasse von 221 t (also z.B. 2 x 111 t) um eine trocken 10,5 t schwere Crewed Dragon auf dem Mond zu landen und zurückzubringen. Das erscheint möglich, ja, wenn SpaceX es tatsächlich fertigbringt, das Starship von 200 auf 120 t Masse abzuspecken, denn nur so sind die 100 t Nutzlast überhaupt erreichbar.

Das ganze ist relativ wage, weil die Massen von Starship nach verschiedenen Quellen abweichen. Wikipedia führt obige 12 t mit 1,5 t Treibstoff auf, die NASA 12.520 kg beim Abdocken, 9.620 ohne Trunk und nach dem Deorbit. Zudem sind es hier 2.560 kg Treibstoff. Eine Dragon wie beim Deorbit-Burn mit 9.6 t Masse wäre im Massebudget.

Es zeigt sich aber auch – für eine Mondmission ist sie zu schwer. Sie ist ja schon doppelt so schwer wie eine Apollokapsel und die war erheblich schwerer als der Mondlander. Es zeigt auch, das SpaceX für diesen Missionstyp auch kein geeignetes Triebwerk hat, denn ein Raptor mit maximal 2.500 kN Vakuumschub ist dafür viel zu groß. Das Merlin wäre besser geeignet, aber immer noch zu groß. Das gilt übrigens auch für die Mondlandung des Starships, das kurz vor der Landung in der Schwebephase etwa 260 t wiegt, was bei 40 % Schub eines Raptors knapp 4 m/s Beschleunigung entspricht, also auch hier keine Fähigkeit zum Schweben.

Für mich macht das Konzept des Lunar Starships den Eindruck, wie wenn man zu einem Autohändler geht uns sagt man brauche einen Kombi. Stattdessen bietet der Autohändler einem aber einen 10 t Truck an. Klar, man kann damit auch die Einkäufe transportieren, aber sonst gibt es nur Nachteile.

3.4.2021: Was passiert, wenn Russland die ISS-Partnerschaft verlässt?

Russland ist bei der Zusammenarbeit bei der ISS ein vielschichtiger Charakter. Zum einen war kein Besatzungstransport seit Beginn der Station bis dieses Jahr ohne die Russen möglich. Zum anderen gab es immer wieder Störfeuer und Ankündigungen eine eigene Station aufzubauen. Die letzte dieser Äußerungen gab es am 18.4.2021 als TASS ankündigte, das man prüfe die Station ab 2025 zu verlassen, weil es immer mehr technische Probleme gäbe. Bis 2020 soll dann eine eigene Station entstehen.

Das hat mich zu diesem Blog inspiriert.

Ich fange mal an mit der Grundproblematik. Die heutige ISS entstand aus der Fusion von zwei Konzepten. Dem US-Konzept, das als Freedom begann und dann zu Alpha umbenannt wurde und einer Nachfolgestation von Mir, der Mir-2. Beide mit anderen Designfeatures. Mir 2 sollte wie Mir um ein zentrales Modul herum entstehen, das am Ende einen Koppeladapter für fünf weitere Module hat. Jedes russische Modul wird von der Proton gestartet und hat einen eigenen Antrieb. Beim US-Teil werden die Module von dem Space Shuttle in den Orbit gebracht und an die Station angedockt. Die Station wird auch im Orbit zusammengebaut und hat so viel mehr Teile, die keine druckbeaufschlagte Module sind, wie die Solarzellenarrays, den Arm auf einem Schienennetz oder außen angebrachte Paletten und Experimente. Vermitteln sollte zwischen beiden ein eigens gebauter Knoten, sinnigerweise „Unity“ getauft.

Die Grundproblematik war, das nach dem Zusammenbruch der Sowjetunion die Ausgaben für Weltraumfahrt enorm absanken. Die Produktion von militärisch genutzten Satelliten oder Anwendungssatelliten blieb bestehen, aber alles, was Geld kostete und keinen direkten Nutzen versprach, hatte keine Chance zur Umsetzung. Daran hat sich auch seitdem nicht viel geändert. Das führte schon beim Aufbau der ISS zu Spannungen. Die NASA und ESA mussten für die Fertigstellung der russischen Module zahlen, die notwendig waren damit überhaupt Sojus und Progresstransporter andocken konnten und in denen auch lange die einzigen Wohnmöglichkeiten waren. Die geplanten russischen Module fielen weg, bis auf eines Nauka, das nun – zehn Jahre nach den letzten US-Modulen endlich vor dem Start steht.

Trotzdem funktionierte eines gut – der Transport von Besatzungen und Versorgungsgütern. Auf den Transport von Versorgungsgütern war man bis 2008 angewiesen, bis dahin waren die Progress die einzige Möglichkeit zur Versorgung. Bei den Besatzungen war es sogar bis letztes Jahr so. Es war ursprünglich geplant die US-Besatzungen mit dem Space Shuttle auszutauschen, doch für Notfälle hätte man ein Rettungsboot, das CRV, ein Minishuttle benötigt, das der Revision des Konzepts nach 2005 zum Opfer fiel.

Seit letztes Jahr können die USA selbst ihre Astronauten starten, sie haben bald sogar zwei Systeme dafür zur Verfügung. Kann man nun auf Russland verzichten?

Fangen wir mal an mit den Modulen. Die russischen Module sind vom Volumen her entbehrlich. Sie enthalten zwar Lebenserhaltungssysteme, doch die werden durch US-Systeme inzwischen ergänzt, die in der Summe mehr Luft und Wasser generieren. Weitere Systeme könnten diese Lücke schließen. Ich glaube nicht, dass man die Module abkoppeln würde. Zum einen gibt es Verträge über die Nutzung der ISS, aber soweit ich weiß keinen über ein „Eigentum“ an Modulen. Selbst wenn, was würde Russland mit ihnen anfangen können. Sie sind die ältesten Module, und wenn von technischen Pannen gesprochen wird, dann fällt mir Mir ein, wo diese sich die Ausfälle zum Ende der Lebenszeit massiv häuften. Der Aufbau der westlichen Module mit der Möglichkeit ganze Racks auszutauschen spricht ebenso für eine längere Betriebsdauer des US-Teils.

Russlands Teil hat dennoch eine Sonderstellung. Die Module liegen genau in der Längsachse und durch sie geht der Schwerpunktvektor. Damit müssen alle Bahnveränderungen aus diesem Teil heraus erfolgen, will man eine dadurch induzierte Rotation der Station verhindern. Daneben befinden sich alle Triebwerke, welche die Station hat und alle Treibstofftanks in diesem Bereich. Das periodisch nötige Anheben der Station führen derzeit die Progress durch. Von 2008 bis 2013 taten dies die europäischen ATV, die nebenbei auch die Station um 80 km anhoben, was den Treibstoffbedarf für diese Aufgabe auf ein Drittel reduzierte. Neben dem Anheben um das Absinken durch Luftreibung zu kompensieren, gibt es auch Ausweichmanöver bedingt durch Weltraumschrott und immer wieder müssen auch die Gyroskope für die Lageänderung entsättigt werden. All das benötigt Treibstoff. Progress und ATV konnten mit ihrem Treibstoff, solange sie angekoppelt waren, die Änderung durchführen. Sie konnten aber auch Treibstoff in die Tanks der russischen Module umpumpen.

US-Transporter sind dazu nicht fähig, sie koppeln dazu an der falschen Stelle an und sie haben nicht den richtigen Koppeladapter.

Würde Russland aussteigen so würde dies wegfallen, die ISS innerhalb von wenigen Jahren so weit absinken, dass sie aufgegeben werden müsste – wenn man nichts tut. Doch man kann etwas tun. Es wurde schon erwähnt, das die ESA mit den ATV die Aufgaben für einige Jahre übernommen hat als ihre Kompensation für die ISS Betriebskosten. Die ESA könnte wieder so ein Vehikel bauen (die originalen ATV können, weil viele Teile in den Neunzigern konstruiert wurden, wohl nicht einfach nachgebaut werden), ebenso kann dies aber auch die USA tun. Den nötigen Koppeladapter kann man genauso wie das Rendezvousradar bei den Herstellern in Russland und der Ukraine direkt kaufen. Die Module müssen aber noch funktionieren, denn an sie selbst wird angedockt, an ihnen befinden sich Kommunikationsantennen und auch eine Steuerkonsole, um das Ankoppeln abzubrechen.

Wäre das nicht der Fall, so wird’s schwierig. Theoretisch kann die NASA einen Ersatz bauen, dann wäre sie auch nicht auf den russischen Adapter angewiesen und könnten den einsetzen, der nun für die bemannten Crew Vehikel installiert wurde. Doch sehe ich derzeit keine Anzeichen bei der NASA, in den ISS-Ausbau zu investieren. Als man 2005 Space Shuttle und ISS einer Revision unterzog, um Gelder für die damals geplante Mondmission "Constellation" freizusetzen, lies man ja auch Module weg und reduzierte die Besatzung von sieben auf sechs Personen. Nun sind wieder 7 Menschen an Bord, aber Pläne für einen Ausbau der ISS oder Ersatz von Modulen gibt es keine. Pläne gibt es für die Ankopplung von kommerziellen Modulen, aber nichts in was man selbst Geld investieren muss und die Betreiber von kommerziellen Modulen nutzen die ISS ja deswegen, weil sie ihnen Geld einspart – die Lebenserhaltung, Bahnkontrolle, komplette Kommunikation und der Besatzung-/Frachttransport wird so auf die ISS Partner ausgelagert. Sie werden also kaum in neue Module investieren, welche die russischen Module ersetzen.

Nicht zuletzt dürfte eine Rolle spielen, wie lange man die ISS noch nutzen kann. Geplant war 2005, dass man sie freigestellt und dann 10 Jahre betriebt. Das Datum ist vertraglich festgelegt und beginnt mit der Installation der Module Kibo und Columbus und die 10 Wahre sind 2019 abgelaufen. Seitdem hat man, weil der Zustand gut ist, den Betrieb immer weiter verlängert. Derzeit bis 2028, dann ist die Station genau 30 Jahre alt (wenn man vom ersten Modul Sarja aus rechnet, fertiggestellt wurde sie natürlich erst 2011, bzw. wenn man Nauka noch hinzurechnet, 2021 …). Wenn dieses Datum nicht entscheidend revidiert wird, wären es nur drei Jahre zwischen Ausstiegs Russlands und geplantem Ende. Dafür baut man sicher kein US-Modul, das die russischen Module ersetzt und man kann auch auf die Anhebung verzichten, so lange bleibt die Station noch in einem Orbit. Drehungen und ähnliche Manöver müsste man dann mit einem angekoppelten Raumschiff durchführen.

Sollte also Russland 2025 aussteigen, so glaube ich, wird das das Ende der ISS sein. Die USA planen ja derzeit eine Raumstation um den Mond und können diese dann der Öffentlichkeit als Nachfolgeprojekt verkaufen.

Ich glaube allerdings nicht daran, denn solche Drohungen gab es seitens Russland oft in den letzten Jahrzehnten. Dort ist bemannte Raumfahrt auch noch eine Sache des nationalen Prestiges. Auf der anderen Seite hat sich nun etwas geändert. Bisher wurden von Russland auch Astronauten neben den eigenen Kosmonauten befördert. Die sorgten nicht nur für Prestige nach dem Motto „Wir müssen sogar die US-Astronauten befördern, weil diese es selbst nicht können“, sondern auch für Einnahmen. Der Preis für einen „Sitz“ kletterte in den vergangenen Jahrzehnten enorm von 25 auf über 80 Millionen pro Person. Damit entfällt auch diese Mitfinanzierung der eigenen Sojusstarts. Theoretisch könnte Russland nun Touristen befördern, doch obwohl sich diese Möglichkeit schon letztes Jahr öffnete, hört man davon nichts, dagegen sind zwei Touristikflüge seitens SpaceX angekündigt, einer zur ISS und einer solo, ohne an die Raumstation anzukoppeln. So erhöht sich der finanzielle Druck. Wie teuer das für Russland ist, weiß man nicht. So kann man nur spekulieren. Allerdings geht es bei der bemannten Raumfahrt selten um Kosten. Ginge es nur um Geld, so würde sicher die NASA nicht zwei Vehikel für die Versorgung der ISS entwickeln – bei den Sojus werden drei Personen pro Flug transportiert und davon sind nur einer, maximal zwei sind Astronauten. Bei Starliner und Crew-Dragon sind es vier Personen pro Flug. Jeder Flug ersetzt so zwei Sojus-Starts für die NASA. Mehr als zwei Flüge pro Jahr benötigt man nicht, um die bisherige Besatzung im 180 Tage Rotationsverfahren zu halten, bzw. es ist ja nun schon eine Person mehr an Bord der ISS. Für zwei Flüge pro Jahr brauche ich aber keine zwei Systeme. Umgekehrt plant die NASA auch nicht, mit zwei Vehikeln nun mehr Astronauten an Bord zu bringen. Denn das verursacht Folgekosten – Folgekosten für Wohnmodule, aber vor allem Ferntransporte. Davon gibt es jetzt schon sieben bis acht pro Jahr. Mit jeder Person braucht man mehr Fracht. 2019 benötigte die Station knapp 30 t Fracht, wovon nur 50 % von den USA stammten. Ohne Russland würden dessen 32 % wegfallen. Mit jedem Astronauten benötigt man 5 t mehr Fracht, die nach dem OIG Report pro Kilogramm 71.800 Dollar kosten, also fast 360 Millionen Dollar pro Jahr mehr. Diese kosten sind viel höher als die reinen „Sitzplatzkosten“, die liegen nach einem anderen OIG Report bei 90 Millionen Dollar bei Boeing und 55 bei SpaceX – zwei Besatzungswechsel pro Jahr kosten also maximal 180 Millionen für den Transport der Besatzung aber 360 Millionen für die Fracht die sie benötigen.

Das wäre die wichtigste Folge, die ISS würde, selbst wenn man keine russischen Module ersetzt, und sie absinken lässt im Betrieb teurer. Mindestens um ein Drittel, das ist der derzeitige Anteil Russlands. So halte ich es für wahrscheinlich das man, das 2028 Datum als Betriebsende der ISS anstrebt, wenn Russland aussteigt. Doch damit rechne ich nicht wirklich, wenn dann, weil nun die ISS für Russland zu teuer wird, aber bestimmt nicht, weil sie eine eigene neue Station aufbauen wollen.

5.5.2021: Mit dem Starship zum Mars

Nachdem ich schon vorgerechnet habe, wie man oft man das Starship auftanken muss, um auf dem Mond zu landen, nun eine Rechnung, wie es beim Mars aussieht, übrigens eine die ich, obwohl das ja der ultimative Einsatzzweck des Starships sein soll, noch nie bei SpaceX oder einem Fanboy gesehen habe.

Ich habe mich für eine reine Rendezvous-Mission ohne Landung entscheiden. Aus dem einfachen Grund, das man für eine Marslandemission ja nicht nur ein Raumschiff braucht, sondern dort eine Basis aufgebaut werden muss. Wie schwer die wird und wie viele Flüge man braucht um sie aufzubauen ist noch spekulativer als das nun skizzierte Szenario.

Aber mit dem Starship zum Mars fliegen und ihn passieren oder bei ihm im Orbit bleiben und zurückfliegen das geht mit dem Starship alleine.

Zusatzmasse

Das Starship selbst in den Abbildungen einfach nur eine geflügelte Stufe mit aufklappbarer Nutzlasthülle, die kann durch eine Mannschaftskabine ersetzt werden. Das reicht nicht. Etwas Inneneinrichtung muss sein und man benötigt auch Technik. Ein Eine Stromversorgung, die Strom generiert und speichert, ein Lebenserhaltungssystem, das Luft aufbereitetet und Wasser regeneriert, dazu käme Thermalkontrolle, Kommunikation und Computertechnik. Das addiert Gewicht. Ich bin zuerst mal daran gegangen, das Innenvolumen zu berechnen. Nach dem Users Guide ist die Nutzlastverkleidung von 8 m Durchmesser und 8 m zylindrischer Höhe, dann kommt ein Kegelstumpf bis 17,2 4 m Höhe und 1,8 m Durchmesser. Das ergibt zusammen ein Volumen von 520 m². Die ISS hat über 900 m³ Volumen und ein Labor von typisch 100 m³ Volumen eine Inneneinrichtung die 8 t wiegt. So schätze dich die Zusatzmasse für Einrichtung und Technik hochskaliert von der ISS auf 40 t ab.

Ganz wesentlich ist aber, dass die Besatzung Verbrauchsgüter verbraucht. Die ISS verbrauchte im Jahre 2019 rund 30 t an Verbrauchsgütern, das sind 5 t pro Person und Jahr. Man kann leicht überschlagen, dass so bei längeren Missionen die Verbrauchsgüter mehr wiegen als die Einrichtung. Doch ganz so schlimm ist es nicht. Von den 30 t sind alleine 4 t um die Bahnhöhe aufrechtzuerhalten. Daneben wird auch vieles ersetzt, sowohl innen, wie auch außen. In den letzten Monaten z.B. die Batterien der ISS der ersten Generation durch neue. Auch Kleidung wird nicht gewaschen, sondern nach dem Tragen weggeworfen. Netto denke ich dürften noch 20 t wirklich wichtige Fracht übrig bleiben, das sind 3,3 t pro Person und Jahr.

Wie viele Personen passen in das Starship? Musk spricht von 100, aber das sind wohl die Angaben für einen Suborbital-Hopser von unter 90 Minuten Dauer. Ich habe mich an dem Platz, den die ISS zur Verfügung stellt, orientiert, wo derzeit 7 Astronauten über 900 m² Volumen haben. Bei 520 m² haben vier Personen in etwa das gleiche Volumen – oder auf bekanntere Dinge übertragen, das sind 130 m³ pro Person oder in etwa das Volumen, das eine Fläche von 52 m² bei einer Deckenhöhe von 2,5 m hat. Es entspricht also einer kleinen Wohnung. Die Verbrauchsgüter betragen dann 13,2 t pro Jahr oder 9,1 kg/Tag. Es geht natürlich immer enger. Auf der Klasse 212A den aktuellen U-Booten der Bundeswehr arbeiten 28 Personen auf 1.850 m³, haben also nur 66 m³ pro Person, dann wären das acht Personen und wenn es so eng wird, wie im zweiten Weltkrieg auf dem Standard U-Boot VIIC waren es bei 1.050 m³ sogar 44-52 Personen, mithin weniger als 24 m³ pro Person. Das wären dann 21 Personen (und in einem U-Boot steckt viel mehr Technik als in der Mannschaftskabine des Starships und die Technik nimmt auch Platz weg). Ich habe aber weil dann das Gewicht des Verbrauchs deutlich nach oben geht, im Folgenden mit vier Personen weitergerechnet.

Wie lange?

Himmelsmechanisch dauert eine Marsmission im Schnitt etwa eine Oppositionsperiode plus Dauer für einen einfachen Flug, also normalerweise knapp unter 3 Jahre. Länger geht es nur bei Hohmannt-II Bahnen typisch eingesetzt, wenn das Hohmann Typ I Startfenster zu ungünstigen Ankunftsbedingungen führt. Schneller geht es immer, aber dann steigt der Treibstoffverbrauch rasch an. Die optimalen Routen gemessen an dem Geschwindigkeitsaufwand für die Startfenster von 2024 bis 2040 sind nach dem NASA Trajectory Browser:


Earth_Departure

Dest_Arrival

Dest_Departure

Earth_Return

Stay time (days)

Duration (days)

C3 (km2/s2)

Abs DLA (degs)

Injection DV (km/s)

Post-injection DV (km/s)

Total DV (km/s)

Reentry speed (km/s)

Nov-08-2026

Sep-08-2027

Sep-10-2028

Aug-12-2029

368

1008

9

28

3.63

1.21

4.84

11.86

Oct-01-2024

Sep-02-2025

Aug-04-2026

Jun-20-2027

336

992

10.3

13

3.68

1.25

4.93

11.41

Jun-26-2035

Jan-04-2036

Apr-25-2036

Sep-06-2038

112

1168

9.3

18

3.64

1.31

4.95

12.48

Nov-29-2028

Sep-29-2029

Nov-03-2030

Sep-19-2031

400

1024

8.2

36

3.59

1.37

4.97

12.18

Oct-07-2032

Feb-02-2035

May-25-2035

Dec-03-2035

112

1152

9.9

17

3.67

1.49

5.16

11.38

Nov-19-2036

Jan-28-2039

Jul-23-2039

May-06-2040

176

1264

8.1

35

3.59

1.66

5.25

11.35

Dec-21-2030

Oct-05-2031

Jan-27-2033

Sep-08-2033

480

992

10.2

20

3.68

1.66

5.34

11.62

Sep-03-2037

Apr-15-2038

Aug-05-2038

Oct-29-2040

112

1152

19

11

4.06

1.28

5.34

13.07


Die Geschwindigkeitsänderung liegt zwischen 4,84 und 5,34 km/s. Das ist aber etwas falsch, denn das NASA Tool gibt ja nur die Geschwindigkeit gegenüber der Fluchtgeschwindigkeit an, so erhält man aber keinen stabilen Orbit. Man wird jeweils 240 m/s beim Einschwenken und Verlassen hinzurechnen müssen, dann kommt man auf eine stabilen 24 Stunden Orbit von etwa 200 x 33.000 km Distanz. Alle Bahnen haben wie schon geschrieben um die 3 Jahre Dauer.

Schneller geht es mit reinen Vorbeiflugmissionen oder reduzierter Aufenthaltszeit. Für zwei Jahre maximaler Missionszeit bei Aufenthalt sieht die Tabelle so aus:


Earth_Departure

Dest_Arrival

Dest_Departure

Earth_Return

Stay time (days)

Duration (days)

C3 (km2/s2)

Abs DLA (degs)

Injection DV (km/s)

Post-injection DV (km/s)

Total DV (km/s)

Reentry speed (km/s)

Jun-11-2035

Dec-13-2035

Jan-12-2036

Sep-23-2036

30

470

10.3

19

3.68

4.56

8.24

18.65

Apr-07-2033

Oct-09-2033

Nov-08-2033

Jul-16-2034

30

465

7.6

22

3.57

4.73

8.29

16.19

Feb-04-2030

Feb-07-2031

May-30-2031

Jan-25-2032

112

720

25.3

1

4.32

4.13

8.45

15.31

Nov-14-2028

Aug-16-2029

Sep-15-2029

Apr-13-2030

30

515

9.5

32

3.65

5.49

9.14

18.76

Jun-12-2036

Apr-28-2037

Aug-18-2037

Jun-02-2038

112

720

23.5

10

4.25

4.97

9.22

12.27

Aug-19-2037

Feb-25-2038

Mar-27-2038

Nov-22-2038

30

460

16.5

12

3.95

5.44

9.39

21.84

Aug-10-2034

Jul-12-2035

Nov-01-2035

Jul-30-2036

112

720

17

40

3.97

5.45

9.42

15.27

Nov-10-2026

Jul-13-2027

Aug-12-2027

Mar-04-2028

30

480

11.2

31

3.72

5.99

9.71

21.26

Oct-16-2024

May-24-2025

Jun-23-2025

Jan-24-2026

30

465

17.1

29

3.98

6.15

10.12

22.91

Nun steigt der Geschwindigkeitsbedarf stark an, als kleine Faustformel: beim reklamierten spezifischen Impuls des Starships vom 380 s entsprechen jeweils 4 km/s mehr etwa einer Erhöhung der Startmasse auf das dreifache. Mindestens genauso bedeutend ist die Wiedereintrittsgeschwindigkeit. Bei einer NASA-Missionsplanung mit Flybys an Venus und Mars beschränkte man sich auf unter 13,4 km/s Ankunftsgeschwindigkeit. Bis auf eine Fluggelegenheit 2036 liegen da alle Zweijahresmissionen drüber. Bei der wäre man dann vom 28.4 bis 18.8.2037 beim Mars, also fast vier Monate.

Für einen Vorbeiflug von ebenfalls 2 Jahren Dauer, also ohne Aufenthalt sieht es etwas besser aus, sowohl was Geschwindigkeitsbudget wie auch Ankunftsgeschwindigkeit angeht:


Earth_Departure

Dest_Flyby

Earth_Return

Duration (days)

C3 (km2/s2)

Abs DLA (degs)

Injection DV (km/s)

Post-injection DV (km/s)

Total DV (km/s)

Flyby speed (km/s)

Reentry speed (km/s)

Sep-19-2031

May-19-2033

Sep-08-2033

720

25.3

17

4.32

0.01

4.33

6.99

12.16

Mar-30-2038

Nov-12-2039

Mar-03-2040

704

24.8

22

4.3

0.06

4.36

11.44

12.69

Jun-20-2027

Jan-16-2029

Jun-09-2029

720

27.5

22

4.41

0

4.41

8.22

12.39

Feb-05-2036

Oct-05-2037

Dec-24-2037

688

24.3

6

4.28

0.14

4.42

12.16

14.09

Sep-25-2039

Mar-03-2040

Sep-14-2041

720

28.5

31

4.45

0.02

4.47

7.72

12.46

Nov-27-2033

Aug-13-2035

Nov-01-2035

704

25.3

32

4.32

0.15

4.47

9.71

12.67

Jul-27-2029

Feb-23-2031

Jun-15-2031

688

25.8

9

4.34

0.13

4.47

7.71

14.43

May-13-2025

Dec-10-2026

Apr-01-2027

688

26.7

31

4.38

0.19

4.56

10.33

15.1

Hier liegt die Ankunftsgeschwindigkeit meist unter den obigen 13,4 km/s. Noch bedeutender: die Gesamtgeschwindigkeit der Mission sinkt um rund 4 km/s, wir brauchen also dreimal weniger Startmasse.

Allerdings liegen selbst zwei Jahre Gesamtdauer über dem Aufenthaltsdauerrekord. Der wird immer noch von Waleri Polakow gehalten und stammt aus dem Jahr 1995. Auf Platz 3 und 4 der längsten Aufenthalte am Stück kommen erst die beiden längsten ISS Missionen mit knapp unter 1 Jahr Dauer.

Also noch mal das ganze mit 1 Jahr Dauer – hier habe ich den Aufenthalt gar nicht erst untersucht, weil absehbar ist, dass man sehr schnell am Mars vorbeifliegt und enorm viel Treibstoff brauchen würde, aber nicht lange verweilen dürfte. Doch dafür gibt es bei den Grenzbedingungen des Trajektorie Browser keine Lösung. Die besten Bahnen unter 2 Jahre Missionsdauer, die der NASA Trajektorie Browser findet, haben um die 1,4 Jahre Dauer, also 511 Tage.


Earth_Departure

Dest_Flyby

Earth_Return

Duration (days)

C3 (km2/s2)

Abs DLA (degs)

Injection DV (km/s)

Post-injection DV (km/s)

Total DV (km/s)

Flyby speed (km/s)

Reentry speed (km/s)

Nov-24-2032

Aug-07-2033

Apr-20-2034

512

39.5

2

4.89

0.26

5.15

6.81

14.22

Feb-02-2035

Sep-14-2035

Jun-28-2036

512

48.8

14

5.26

0.15

5.4

6.71

14.17

Nov-03-2030

Aug-02-2031

Mar-29-2032

512

26.8

16

4.38

1.18

5.56

7.67

16.08

Nov-13-2028

Aug-12-2029

Mar-24-2030

496

9.8

32

3.66

2.7

6.36

8.64

18.6

Mar-11-2037

Oct-21-2037

Aug-21-2038

528

88.6

13

6.7

0.08

6.78

6.4

15.07

Einige haben noch eine gute Geschwindigkeitsbilanz, aber bei allen ist die Ankunftsgeschwindigkeit zu hoch.

Daher habe ich im folgende zwei Fälle untersucht:

Vorbeiflugmission, typisches dV 4,5 km/s, Dauer 720 Tage

Aufenthaltsmission, typisches dV 5,5 km/s, Dauer 1.200 Tage

Bei vier Passagieren, 9,1 kg Verbrauch an Vorräten/Verbrauchsgütern benötigen die beiden Missionen 26,3 t bzw. 43,7 t Fracht. Dazu käme das Starship mit 120 t Masse und 40 t Einrichtung Technik, so kommt man auf folgendes Ergebnis:

Mission

Vorräte

Starship

Gesamtmasse

720 Tage Vorbeiflug 4 Personen

26,3 t

160 t

186,3 t

1200 Tage, Aufenthalt 4 Personen

43,7 t

160 t

203,7 t

Nun muss noch das Starship beschleunigt werden, ich lasse mal völlig außen vor, das das Betanken im Orbit noch nie versucht wurde, noch das irgendjemand Treibstoffe die bei -183 und -162 Grad Celsius sieden, jemals mehrere Hundert Tage im Weltraum flüssig gehalten hat. Solche lästigen Kleinigkeiten aus der realen Welt kümmern SpaceX ja nicht. Ich berechne also nur den Treibstoff, der für 4,5 bzw. 5,5 km/s Geschwindigkeitsänderung notwendig ist und es soll keine Verluste durch Verdampfen oder Gravitation geben.

Dann erhält man folgendes Ergebnis:


Mission

Starship mit Vorräten

Treibstoff

Gesamtmasse

720 Tage Vorbeiflug 4,5 km/s

186,3 t

436,7 t

623,2 t

1200 Tage, Aufenthalt 5,5 km/s

203,7 t

687,4 t

891,1 t

Pro Starship Tankflug können meinen Schätzungen nach 117 t Treibstoff transportiert werden. Von der Masse ginge aber noch einiges ab, denn man muss ja an das zweite Starship andocken, dazu braucht man einen entsprechenden Adapter und außer das beide Schiffe während des Transfers gering beschleunigen kenne ich keine Methode, die Treibstoffe an einem Punkt zuverlässig zu sammeln. Ich bin daher von 100 t pro Flug ausgegangen. Dann benötigt man 5 bzw. 8 Tankflüge – erheblich weniger als bei der Mondlandung des Lunar Starships, was vor allem an dem viel geringeren dv (maximal 5,5 km/s gegenüber 8,8 km/s) liegt. Bei nur drei Flügen mehr für Treibstoff mehr wäre die längere Route zumindest aus diesem Aspekt die bessere. Leider wäre man die ganze Zeit unter Schwerelosigkeit, auch im Marsorbit und die Reisedauer übertrifft die längsten Aufenthalte, die bisher absolviert wurden um den Faktor 2,5. Aber wer weiß, vielleicht dehnt die NASA die Missionsdauer sukzessive weiter aus und kommt, bis diese Missionen angehbar sind, auf eine solche Aufenthaltsdauer am Stück, sodass man sagen kann, in welchem Zustand man danach landet. Ebenso steigt das Risiko von Strahlenschäden natürlich an. Da Musk annimmt, das alle die zum Mars reisen sowieso sterben, habe ich den Faktor Strahlenschutz natürlich nirgendwo berücksichtigt.

So kommen wir zum paradoxen Ergebnis, das es weniger aufwendig ist vier Personen zum Mars und zurückzuschicken als zum Mond.

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