Raumcon
Raumfahrt => Unbemannte Raumfahrt => Thema gestartet von: Sensei am 02. Dezember 2021, 14:30:44
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Heute wurde von Peter Beck die nächste Rakete von Rocket Lab, die Neutron, vorgestellt.
&ab_channel=RocketLab
(https://pbs.twimg.com/media/FFm0rv-X0AIFZ-a?format=jpg&name=4096x4096)
(https://pbs.twimg.com/media/FFmxTFhWYAcleOs?format=jpg&name=4096x4096)
Kenndaten wie folgt:
Die gesamte Hülle der Rakete fliegt wieder zurück zum Startpunkt. Fairing öffnet sich um die 2. Stufe raus zu lassen und schließt sich wieder.
- Hüllenmaterial: CFK - Carbon Composite
- Hülle 3D-"gedruckt" und formoptimiert für den Wiedereintritt
- 7*Archimedes-Triebwerke in der 1. Stufe
- Archimedes: einfach gehaltenes Methan-Gasgenerator-Triebwerke mit 1MN Schub und Isp von 320
- zweite Stufe auf geringes Gewicht und günstige kosten Optimiert. Keine Wiederverwendung. Keine 'Hülle'. 1 Achimedes Triebwerk mit 1,110 kN
- Höhe: 40m
- Gewicht: 480 t
- Durchmesser (Boden): 7 m
- Durchmesser (Fairing): 5 m
- Nutzlast (LEO, Wiederverwendung): 8 t
- Nutzlast (LEO, Einweg): 15 t
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Kleine Ergänzung:
- Treibstoff LOX/Methan
- keine beweglichen Beine wie bei Falcon9 sondern kleine feste "Beinchen"
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Und es gab kleinen Wink mit dem Zaunpfahl, dass auch die zweite Stufe irgendwann mal wiederverwendbar sein koennte.
Aber erstmal: Wow, das nenne ich mal ein mutiges Design. Da fuehlt man sich an die Zeit zurueck erinnert, als Musk das erste Mal die Wiederverwendbarkeit der Falcon Familie angekuendigkt hat.
Damals haetten wir bei so einer Praesentation Rocket Lab allesamt den Vogel gezeigt, aber heutzutage sind wir durch die Frima mit dem S alle doch etwas offener fuer Innovationen geworden.
Ich muss sagen ich feiere dieses Design und ich freue mich schon darauf die weitere Entwicklung zu verfolgen. :)
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Und da Peter Beck schon den direkten Vergleich mit der Falcon 9 stark mit in den Vortrag eingewoben hat, hier noch eine Gegenüberstellung:
Neutron:
Wiederverwendung RTLS: 8 t
Wiederverwendung ASDS: n/a
ohne Wiederverwendung : 15 t
Raketengewicht: 480 t.
Falcon 9:
Wiederverwendung RTLS: ~13.6 t
Wiederverwendung ASDS: ~15.6 t
ohne Wiederverwendung : 22.8 t
Raketengewicht: 549.054 t
Bei der Neutron legt man das Augenmerk noch mehr auf eine schnelle, hochgradige, unkomplizierte Wiederverwendung. Dabei nimmt man auch wesentliche Effizienzverluste in kauf. ~50% Nutzlastverlust aufgrund der Wiederverwendung sind schon nicht ohne. Da reißt es auch die leichte 2. Stufe und die CFK Hülle nicht raus. Außerdem: ein Methantriebwerk mit schlechterem ISP als das Raptor!
Bemerkenswert ist weiterhin, dass keine GEO-Nutzlastdaten angegeben werden. Die Neutron konzentriert sich ganz auf den LEO (+ ab und an eine BEO Mission).
Beim Triebwerk soll nächstes Jahr die ersten Testzündungen erfolgen. Bis die Rakete voll einsetzbar ist kann es also noch etwas dauern.
Wenn man die 2. Stufe aber wirklich günstig hin bekommt, könnte man hier schon fast ein kleines Starship bekommen ;)
Auf die Preise darf man gespannt sein.
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Um einen "Entry Burn" kommt Neutron auch nicht rum.
Starke Präsentation, ich hoffe das Beck auch viele aufscheucht und vor sich hertreibt. ;)
(https://pbs.twimg.com/media/FFmvxLyWUAY5ABi?format=jpg&name=large)
Wer hätte das gedacht?
twitter.com/NASASpaceflight/status/1466396953307234304
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Und es gab kleinen Wink mit dem Zaunpfahl, dass auch die zweite Stufe irgendwann mal wiederverwendbar sein koennte.
Wären die Einbusen nicht ziemlich groß, wenn man diese Oberstufe ähnlich Starship wiederverwendbar machen würde? Ich stelle mir vor, dass die Nutzlast danach deutlich geringer ausfallen würde, gerade weil diese Oberstufe auf extremen Leichtbau setzt.
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Ich sehe eine 2Stufen Wiederverwendung auch eher als ein "vielleicht irgendwann einmal" an.
Die gesamte Rakete incl. Hülle, interne Struktur, Landeverfahren und 2. Stufe müssten dafür umgebaut werden.
Ich bin auch recht zuversichtlich, das Rocket Lab diese 2. Stufe günstig bauen kann. Das sollten deutlich unter 3-4 Mio pro Stück an Produktionskosten verursachen.
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Für mich ein absolut überzeugendes Konzept!!! **-)
Man sucht die Wiederverwendbarkeit da, wo sie am leichtesten zu realisieren ist und achtet vor allem auf die operativen Kosten (Rückflug zum Startplatz, keine Bergung von Fairings usw.). Die relative Leistungsfähigkeit einer Rakete interessiert ja eh nicht, 8 Tonnen LEO reicht für einen Großteil der Nutzlasten.
Ich finde es brillant! Das wird super spannend 8)
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(...)- Höhe: 40m
- Gewicht: 480 t
- Durchmesser (Boden): 7m
- Durchmesser (Fairing): 4m
- Nutzlast (LEO, Wiederverwendung): 8t
- Nutzlast (LEO, Einweg): 15t
Kleine Korrektur an der Stelle: der Fairingdurchmesser (in der Übersichtsgrafik bei 3:22 im Präsentationsvideo mit "Internal Fairing Diameter" bezeichnet) beträgt 5 Meter, nicht 4 Meter...
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Im Vergleich zum alten Rendering...
(https://pbs.twimg.com/media/FFnyt59UUAA6DRK?format=jpg&name=large)
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Da ist nicht viel gleich geblieben: Form, Material, Landebeine, Fairing
Vorher wurde auch noch von einer Landung auf dem Meer gesprochen.
Michael Sheetz von CNBC hat vor gut einer Stunde mit Peter Back geredet und wird uns das Ergebnis wohl noch präsentieren.
Eine erste Info war schon die Nachfrage, warum 2024 nicht mehr als Startdatum erwähnt wurde (Anfang des Jahres ist dieses Datum noch gefallen).
Peter Back: Weil nicht ganz klar ist ob das Startdatum einzuhalten wäre. Inzwischen gäbe es in der Branche zu viele unrealistische Zieldaten und Angaben. [Gedächnisnotiz]
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Und hier haben wir das Interview auch schon:
(Als Artikel)
https://www.cnbc.com/2021/12/02/rocket-lab-reusable-neutron-rocket-update-competing-with-spacex.html (https://www.cnbc.com/2021/12/02/rocket-lab-reusable-neutron-rocket-update-competing-with-spacex.html)
(Als Twitter-Thread)
https://twitter.com/thesheetztweetz/status/1466485879246053381 (https://twitter.com/thesheetztweetz/status/1466485879246053381)
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Zu kurzes Video, indem Peter Beck das Konzept der Neutron Rakete vorstellt:
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Eine super-Kondensierter Zusammenschnitt aus obigen Video :)
Sagt Peter Beck hier wirklich 490 t während 480 t Raketenmasse angezeigt werden?! ???
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Finde das Konzept super: Einfache Triebwerke, die bewusst deutlich unter ihrem Limit betrieben werden um möglichst wartungsarm lange zu laufen. Keine Bargen/Schiffe/Fallschirme, nichts was im Meer eingesammelt werden muss und dort Kosten verursacht. Und eine zweite Stufe die so günstig wie möglich ist. Bin sehr gespannt auf die Neutron!
Finde die Rakete auch super und auf dem Papier auch durchaus mit Vorteilen gegenüber F9. Bei den Triebwerken allerdings wunderte ich mich, dass nicht auf Staged Cumbustion gegangen wurde. Eventuell wird das später bei einem Upgrade nachgeschoben?
Ungewöhnlich auf jeden Fall, dass sich die Rakete nach unten wieder in ihrer Form verjüngt. Sieht schon nach old-school 40er (Aggregat 10) und 50er Jahre Science Fiction aus.
Meine persönliche Prognose: Neutron wird gleichzeitig Proof-of-Concept für größere Raketen nach gleichem Rezept sein.
Scott Manley hat übrigens den Vergleich mit der Rakete aus dem James Bond Film "You Only Live Twice" ebenfalls gemacht:
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Ist CFK so Hitzebeständig? Gerade beim Wiedereintritt.
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Im Normalfall nicht. Es gibt wohl Zusammensetzungen UND Beschichtungen, die die Hitezbeständigkeit deutlich heben.
Das wird wohl für die Bereiche, in denen man keinen direkten Kontakt zur Wiedereintritts-Stoßfront hat, reichen.
Dank der verjüngenden Form sollte also im Wesentlichen nur die Unterseite der Rakete anders geschützt werden müssen. Und das ist durchaus technisch und gewichtstechnisch machbar.
Kritisch sehe ich die hervorstehenden Füße. Die werden auf einer kleinen Fläche frontal getroffen. Das wird HEISS!
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Nahezu genial das Ganze.
Weg von komplizierten, fehleranfälligen Konstruktionen und hin zu einfachen, robusten Lösungen.
Genau das, was wir jetzt brauchen.
Der Miniaturisierung von Satelliten und aufblasbaren Habitats mit kleinem Transportvolumen wird voll Rechnung getragen.
Startkadenz wird erhöht und die Flugpreise verringert.
Sehe das nicht im Vergleich/Konkurrenz von F9, sondern eher als logischer Nachfolger in diesem mittleren Transport-Segment.
Bei den inzwischen recht aufwändigen und technisch sehr anspruchsvollen Antriebs- und Landegebilden von z.B. SX/Starship, bei denen man eher die Gefahr sieht, daß sie sich einer Sackgasse nähern, werden hier von Rocket Lab mit der Neutron wieder neue höchst inovative Wege beschritten, wie wir sie aus den Anfangszeiten von SX her kennen und weswegen wir EM/SX damals so faszinierend fanden.
"back to the future"! 8)
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Bei den inzwischen recht aufwändigen und technisch sehr anspruchsvollen Antriebs- und Landegebilden von z.B. SX/Starship, bei denen man eher die Gefahr sieht, daß sie sich einer Sackgasse nähern, werden hier von Rocket Lab mit der Neutron wieder neue höchst inovative Wege beschritten, wie wir sie aus den Anfangszeiten von SX her kennen und weswegen wir EM/SX damals so faszinierend fanden.
Mh also ich weiß nicht aber bei der F9 klappt dieses "aufwändige" Landegebilde sehr gut. Es sind einfach Landebeine die ausklappen. RocketLab hat,soweit ich das bis jetzt mitbekommen hat, noch nie eine Racketenstufe wieder gelandet.
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Bei den inzwischen recht aufwändigen und technisch sehr anspruchsvollen Antriebs- und Landegebilden von z.B. SX/Starship, bei denen man eher die Gefahr sieht, daß sie sich einer Sackgasse nähern, werden hier von Rocket Lab mit der Neutron wieder neue höchst inovative Wege beschritten, wie wir sie aus den Anfangszeiten von SX her kennen und weswegen wir EM/SX damals so faszinierend fanden.
Mh also ich weiß nicht aber bei der F9 klappt dieses "aufwändige" Landegebilde sehr gut. Es sind einfach Landebeine die ausklappen. RocketLab hat,soweit ich das bis jetzt mitbekommen hat, noch nie eine Racketenstufe wieder gelandet.
Es ist wohl das Auffangen des Starship bzw. des Boosters gemeint. Das würde ich auch als durchaus komplexer ansehen als eine Landung auf einer Fläche - von der Möglichkeit der Zerstörung eines Teils der Startinfrastrukur mal ganz abgesehen.
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Ja, hier ist SpX schon ganz schön weit weg von "Big stupid booster", von 'etwas weniger effizient, dafür einfach und günstig' gerückt.
Und, ja, RL rückt dieser Maxime wieder deutlich näher.
Sollten sie mit der Zeit feststellen, dass sie doch noch zu viel Spielraum gelassen haben und ohne große Probleme näher ans Maximum treten können, können sie die Effizienz immer noch steigern.
Sehe das nicht im Vergleich/Konkurrenz von F9, sondern eher als logischer Nachfolger in diesem mittleren Transport-Segment.
Vielleicht missverstehen wir uns hier.
Aber doch, die Neutron ist auch als direkte Konkurrenz zur F9 entworfen worden. Darauf hat Peter Beck in seiner Präsentation gleich mehrmals angespielt.
Zwar bringt die F9 bis zu doppelt so große Nutzlasten in den Orbit. Aber die meisten Nutzlasten nutzen das auch gar nicht aus.
Beide Träger zielen in den allermeisten Fällen auf den selben, mittleren Nutzlastbereich ab (abgesehen von Starlink-Flügen und anfangs die Flüge mit Passagiere.)
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Interessantes Design, ich bin gespannt, was daraus wird. In jedem Fall zeigt es, dass man mit nur einer Minirakete wie Electron nicht überlebensfähig ist. Das Geld ist bei den Konstellationen und es macht Sinn, dass sich Rocketlab jetzt darauf konzentrieren will. Die meisten kleinen Satelliten fliegen ja eh als Sammelstart, z.B. Transporter-Missionen.
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Zwar bringt die F9 bis zu doppelt so große Nutzlasten in den Orbit. Aber die meisten Nutzlasten nutzen das auch gar nicht aus.
Dafür gab es aber in den letzten Jahren extremst wenige RTLS. Die meisten F9-Nutzlasten der letzten Jahre haben zumindest einen Rückflug zum Land, wie er bei der Neutron zwingend nötig ist, nicht möglich gemacht.
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Sehe das nicht im Vergleich/Konkurrenz von F9, sondern eher als logischer Nachfolger in diesem mittleren Transport-Segment.
Vielleicht missverstehen wir uns hier.
Aber doch, die Neutron ist auch als direkte Konkurrenz zur F9 entworfen worden. Darauf hat Peter Beck in seiner Präsentation gleich mehrmals angespielt.
Zwar bringt die F9 bis zu doppelt so große Nutzlasten in den Orbit. Aber die meisten Nutzlasten nutzen das auch gar nicht aus.
Beide Träger zielen in den allermeisten Fällen auf den selben, mittleren Nutzlastbereich ab (abgesehen von Starlink-Flügen und anfangs die Flüge mit Passagiere.)
Stehe trotzdem zu meiner Meinung.
Soweit es nach EM geht, hat die F9 weitgehend ausgedient, wenn Starship erstmal zuverläßig fliegt. Gut, wann das sein wird, darüber kann man vorzüglich streiten, aber die Neutron soll ja auch erst frühestens in 3-4 Jahren fertig sein. Deshalb auch mein "eher als..(F9)..Nachfolger". Soll heißen, Neutron wird eher parallel zum Starship fliegen. Und die Riesennutzlast vom Starship sehe ich da überhaupt nicht als Handycap, denn das wird dann wieder als "Ridesharing" mit Starlink-Sats oder als "Sammelflüge" ablaufen, so wie zur zeit mit F9.
Natürlich ist die Neutron noch am ehesten mit der F9 vergleichbar. Ein wirklicher Konkurrent von F9 müßte aber jetzt fliegen, sonst wird's eher noch ein Konkurrent von New Glenn. ;)
Daß Peter Beck auf die F9 abzielt ist verständlich, aber da hätte er früher aufstehen müssen.
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Ahh, von dieser Warte kein F9 Konkurrent. Weil bis dahin die F9 eher ein Auslaufmodell sein wird.
So kann ich von der Tendenz her zustimmen (Auch wenn ich die F9 noch nicht so schnell abschreiben würde. Es wird noch ein paar Jahre Kunden geben, die designierte Flüge mit einem mittelgroßen Träger bevorzugen werden).
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Grandioses Interview von NSF mit Peter Beck über die kommende Neutron-Rakete.
Und hier wird über eine Stunde schonungslos und tiefgehend über alle Details der Rakete diskutiert.
Die Fragende stehen extrem gut im Thema und Hr. Beck ist sehr sehr offen und ein guter Gesprächspartner.
Das ist so voll mit Informationen, dass ich das Video noch mindestens ein man ansehen muss.
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...
Oder man nimmt sich das 50 min Video von Tim Dott mit Peter Back vor ;)
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Oder noch etwas kürzer mit Scott Manley:
Peter Beck scheint z.zt. ja sehr gefragt zu sein (im wahrsten Sinne des Wortes ;D )
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Im gesamten Jahr 2022, wurde hier im Forum nichts mehr zum neuen RocketLab Träger Neutron gepostet. Dann will ich wenigstens noch einen Betrag bringen:
die Entwicklung ist im vollen Gange. Es gab in 2022 auch Konfigurationsverfeinerungen, erste kleine Tests des Archimedes-Triebwerks und erste Strukturteile der Raketenstruktur. Hier ein Vergleich der oberen Tankdome von Electron (vorne!) und Neutron:
https://twitter.com/peter_j_beck/status/1605781729163108352 (https://twitter.com/peter_j_beck/status/1605781729163108352)
Letzterer hat einen Durchmesser von 5 m+.
Gruß
roger50
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Die Neutron ist mittlerweile mehr als ein Konzept. Es gibt erste Teile der Struktur und des Triebwerks.
Wird berücksichtigt, dass es sich um eine etablierte Firma handelt die bereits einen Träger entwickelt hat ist der Thread nicht mehr der richtige
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Die Neutron ist mittlerweile mehr als ein Konzept. Es gibt erste Teile der Struktur und des Triebwerks.
Wird berücksichtigt, dass es sich um eine etablierte Firma handelt die bereits einen Träger entwickelt hat ist der Thread nicht mehr der richtige
Gute Punkt. Das Thema wurde entsprechend verschoben.
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Es geht mit Neutron voran. In Virginia wurde das erste Gebäude fertiggestellt, in dem die wiederverwendbare erste Stufe "Form annehmen" (ich vermute, damit ist der Zusammenbau gemeint) soll:
https://twitter.com/RocketLab/status/1615079151618371586 (https://twitter.com/RocketLab/status/1615079151618371586)
CEO Peter Beck hat zudem auf Twitter ein neues Bild zweier Tankhälften für Neutron gepostet:
https://twitter.com/Peter_J_Beck/status/1615511198879059968 (https://twitter.com/Peter_J_Beck/status/1615511198879059968)
Wird noch spannend, ob Relativity oder RocketLab als erstes seine große Trägerrakete starten wird. Tatsächlich sehe ich Relativity momentan vorne, da sie (nach allem, was ich mitbekomme) bei der Triebwerksentwicklung schon weiter sind als die Neuseeländer...
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Hat jemand plausible Leer und Treibstoff Massen für die Neutron Erststufe? Mich würde ja interessieren ob die ohne Oberstufe und Nutzlast SSTO fähig wäre...
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Erster Start jetzt nicht vor Mitte-2025. Man wird demnaechst mit den Tests des neuen Archimedes Triebwerks beginnen.
https://spacenews.com/rocket-lab-pushes-back-neutron-debut-to-2025/ (https://spacenews.com/rocket-lab-pushes-back-neutron-debut-to-2025/)
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Die "Neutron" soll wiederverwendet werden.
Dazu wird eine Ladeplattform mit 122 Meter Länge verwendet, auf der die "Neutron" nach dem Ende der Mission landen soll. Die Landeplattform trägt den Namen "Return on Investment" und soll ab 2026 einsatzbereit sein.
https://twitter.com/RocketLab/status/1895222578337456242 (https://twitter.com/RocketLab/status/1895222578337456242)
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Video vom Mechanismus des Fairings an der "Neutron".
Der Fairing bleibt fest mit der 1. Stufe verbunden und wird aufgeklappt, um die 2. Stufe mit der Nutzlast durchzulassen. Danach wird der Fairing wieder zugeklappt und landet mit der 1. Stufe auf der Landeplattform, um wiederverwendet zu werden.
https://twitter.com/RocketLab/status/1895221410022465549 (https://twitter.com/RocketLab/status/1895221410022465549)
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Der Erstflug der "Neutron" soll aktuell frühestens Mitte 2025 stattfinden und steht mit Juli 2025 bei "Next Spaceflight".
Quelle: https://nextspaceflight.com/launches/details/7449 (https://nextspaceflight.com/launches/details/7449)
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Ein weiterer Meilenstein auf dem Weg zum Erstflug der "Neutron" wurde erreicht.
Die Qualifikation der 2. Stufe wurde abgeschlossen.
https://twitter.com/RocketLab/status/1907183668810158086 (https://twitter.com/RocketLab/status/1907183668810158086)
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Ich hoffe ich verstehe den Text richtig: Bei der Oberstufe wird das "obere Ende" mit dem Fairing verbunden? Sie steht nicht auf der Unterstufe, sondern "hängt im Fairing"?
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Ich nehme an du nimmst damit Bezug auf die höheren mechanischen Lasten, welche der untere Teil des Fairings dann aushalten muß, und eventuell schwerer werden würde, was nicht erforderlich wäre, wenn man sich gleich auf die Unterstufe stützt. Oben steht aber es ermöglicht eine sehr leichte Konstruktion. Das hört sich jetzt widersprüchlich an.
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Ich hoffe ich verstehe den Text richtig: Bei der Oberstufe wird das "obere Ende" mit dem Fairing verbunden? Sie steht nicht auf der Unterstufe, sondern "hängt im Fairing"?
Ich habe das so verstanden, dass die zweite Stufe an der Innenseite der ersten Stufe haengt, anstatt auf ihr zu stehen.
In diesem Beitrag sieht man es ein wenig besser:
https://erikexplores.substack.com/p/the-big-rocket-showdown-falcon-9
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.. In diesem Beitrag sieht man es ein wenig besser:
https://erikexplores.substack.com/p/the-big-rocket-showdown-falcon-9
Sehr guter und ausführlicher Beitrag zum Vergleich der verschiedenen Raketentypen - auch von der Kostenstruktur her. Danke für den Link !
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Ich hoffe ich verstehe den Text richtig: Bei der Oberstufe wird das "obere Ende" mit dem Fairing verbunden? Sie steht nicht auf der Unterstufe, sondern "hängt im Fairing"?
Ja habe ich auch so verstanden. Das wird Sinn machen, da das Fairing bei der Neutron ja fest mit der ersten Stufe verbunden bleibt und somit sowieso stabiler als bei bisherigen Trägern ausgelegt sein wird.
Finde es super spannend hier ein paar bisher ungewöhnliche Designansätze zu sehen.
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Ich lese es so: die Oberstufe selbst können sie so leichter bauen. Die Strukturmasse der Fairing wird dabei wahrscheinlich steigen. Der Trade-Off erscheint mit aber sinnvoll: die Oberstufe kann dann effizienter arbeiten/end-beschleunigen, da sie leichter ist. Man verliert wahrscheinlich Effizienz während des Aufstiegs mit der Erststufe, aber gewinnt (mehr) Effizienz beim Beschleunigen mit der Oberstufe.
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Ich lese es so: die Oberstufe selbst können sie so leichter bauen. Die Strukturmasse der Fairing wird dabei wahrscheinlich steigen. Der Trade-Off erscheint mit aber sinnvoll: die Oberstufe kann dann effizienter arbeiten/end-beschleunigen, da sie leichter ist. Man verliert wahrscheinlich Effizienz während des Aufstiegs mit der Erststufe, aber gewinnt (mehr) Effizienz beim Beschleunigen mit der Oberstufe.
Nene, die Oberstufe haengt nicht in der Fairing sondern in der Hauptstufe.
Hier ist das Bild aus dem von mir verlinkten Artikel: https://images.raumfahrer.net/up082526.png
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Also die Verkleidung "rund um die Oberstufe" verstehe ich auch noch als "Fairing".
Das alles bleibt ja auch mit der Erststufe verbunden und soll zurückfliegen. Der "Trade-Off" für die Oberstufe sollte so oder so zutreffen.
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Ich habe das so verstanden, dass die zweite Stufe an der Innenseite der ersten Stufe haengt, anstatt auf ihr zu stehen.
Genau. Ist aber eigentlich nix Neues, das war schon 2021 im ursprünglichen Konzept vorgesehen:
"That stage is hung inside the fairing, so there is no thermal aero load, there is no bucking load, there is no structural load – it's just literally hung like a balloon underneath the payload"
https://www.cnbc.com/2021/12/02/rocket-lab-reusable-neutron-rocket-update-competing-with-spacex.html
Reduziert massiv Trägerstruktur, und damit sowohl Baukosten und Gewicht, und damit wieder Treibstoffmenge. Hinzu kommt die Gewichtseinsparung durch Glasfaserverbundwerkstoffe statt Alu/Stahl.
Wenn dann noch Start UND Landung ohne nennenswerte Infrastruktur (ohne Tower/Drohnenschiff) klappen sollte, wird das ein neuer "Gamechanger".
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.. In diesem Beitrag sieht man es ein wenig besser:
https://erikexplores.substack.com/p/the-big-rocket-showdown-falcon-9
Sehr guter und ausführlicher Beitrag zum Vergleich der verschiedenen Raketentypen - auch von der Kostenstruktur her. Danke für den Link !
Dem kann ich nur voll zustimmen!
Sollte Jeder hier lesen, der sich für die Materie interessiert und einigermaßen Englisch versteht!
Relativiert einiges und führt u.U. zu einem ganz neuen Verständnis!!
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Was mir allerdings noch nicht ganz klar ist:
"Wie kommt die zweite Stufe plus Fracht aus der ersten Stufe raus?"
O.k. "Klappen auf" aber was dann? Was passiert beim Zünden des Oberstufentriebwerks? Steckt ja voll in der ersten Stufe/Fairing! Oder wird die 2. Stufe + Fracht vor der Triebwerkszündung nach vorne herauskatapultiert?
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Was mir allerdings noch nicht ganz klar ist:
"Wie kommt die zweite Stufe plus Fracht aus der ersten Stufe raus?"
O.k. "Klappen auf" aber was dann? Was passiert beim Zünden des Oberstufentriebwerks? Steckt ja voll in der ersten Stufe/Fairing! Oder wird die 2. Stufe + Fracht vor der Triebwerkszündung nach vorne herauskatapultiert?
Naja, nachdem die die 1. Stufe wieder verwenden wollen und diese ja auch GFK Anteile hat bleibt ja wohl nur übrig die 2. Stufe raus zu schupfen und erst mit etwas Abstand das Triebwerk zu zünden. Wie sie dabei die Gravitationsverluste gering halten können wird spannend zu sehen sein.
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Im Freiflug gibt es keinen Gravitationsverlust. Der entsteht, wenn der Schubvektor gegen den Gravitationsvektor arbeitet.
Oder hast du das anders gemeint?
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Gemeint ist, dass die Oberstufe langsamer wird, während sie sich vor der Zündung von der Erststufe entfernt. Ist ja noch nicht auf einem stabilen Orbit, sondern im Steigflug. Deswegen setzt Starship ja auf den Hotstaging-Ring, damit die 2. Stufe sofort zünden kann und sich sozusagen auch noch von der Erststufe="Booster" "abstoßen" kann, was diese wiederum bremst und die Rückkehr erleichtert.
Wie das bei Neutron funktioniert habe ich auch nicht gefunden.
Die Triebwerke der Oberstufe sind zwar verhältnismäßig klein und schwach, da sie ja durch die aufgeführten Gründe keine große Masse bewegen müssen. Da reicht evtl. ein sehr kurzer Abstand zur Erststufe. Eventuell reicht im Bereich von Restatmosphäre sogar die geringe Bremswirkung des riesigen "Nilpferdmauls" des Fairings, um die Erststufe zurückfallen zu lassen. Und/oder das Triebwerk läuft anfangs gedrosselt. Eine Art eingebauter Hotstaging Ring wäre auch denkbar. Sicher wird das noch nach den ersten Versuchstarts optimiert/weiterentwickelt.
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Das ist kein Gravitationsverlust. Im aufsteigenden Freiflug wird einfach kinetische in potentielle Energie umgesetzt (und kann ebenso zurückgewonnen werden). Da gelten nur die Impuls- und Energieerhaltung in einem geschlossenen System. Gravitationsverlust ist, wenn der Antrieb arbeitet und die Rakete auf dem Antrieb klettert.
https://en.wikipedia.org/wiki/Gravity_loss
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... und sich sozusagen auch noch von der Erststufe="Booster" "abstoßen" kann, was diese wiederum bremst und die Rückkehr erleichtert.
...
Der Punkt stimmt so aber nicht. Eine Oberstufe stößt sich nur an ihrem eigenen, ausgestoßenen Treibstoff ab. Dass der Strahl dann ggf. auf etwas anderes trifft, ist für die Rakete/Stufe nicht relevant. Davon spürt sie nichts. Eine Rakete stößt sich auch nicht am Boden ab, nicht an der Luft.
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Das ist kein Gravitationsverlust. Im aufsteigenden Freiflug wird einfach kinetische in potentielle Energie umgesetzt (und kann ebenso zurückgewonnen werden). Da gelten nur die Impuls- und Energieerhaltung in einem geschlossenen System. Gravitationsverlust ist, wenn der Antrieb arbeitet und die Rakete auf dem Antrieb klettert.
https://en.wikipedia.org/wiki/Gravity_loss
Definitionsgemäß nicht, und das habe ich auch nicht behauptet, sondern nur erklärt, was gemeint war.
De facto kommt es aber auf das selbe hinaus. Jede Sekunde, die zwischen Stufentrennung und Triebwerkszündung vergeht, kostet 9,81 m/s (Gravitation), und das muss dann wieder reingeholt werden mit zusätzlichem Treibstoff (Verlust).
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... und sich sozusagen auch noch von der Erststufe="Booster" "abstoßen" kann, was diese wiederum bremst und die Rückkehr erleichtert.
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Der Punkt stimmt so aber nicht. Eine Oberstufe stößt sich nur an ihrem eigenen, ausgestoßenen Treibstoff ab. Dass der Strahl dann ggf. auf etwas anderes trifft, ist für die Rakete/Stufe nicht relevant. Davon spürt sie nichts. Eine Rakete stößt sich auch nicht am Boden ab, nicht an der Luft.
Das gilt im luftleeren Raum.
Aber in dem Moment, in dem die Oberstufe direkt auf dem Hotstaging Ring zündet, entsteht dazwischen hoher Abgas-Druck (deswegen ja auch die seitlichen Auslasslöcher), und dieser Druck schiebt beide auseinander - bremst Erststufe und beschleunigt Zweitstufe. Gering, aber messbar, und jedes Prozent zählt.
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... Jede Sekunde, die zwischen Stufentrennung und Triebwerkszündung vergeht, kostet 9,81 m/s (Gravitation), und das muss dann wieder reingeholt werden mit zusätzlichem Treibstoff (Verlust).
Es kostet nichts. Es gilt Impulserhaltung im freien Flug/freien Fall. Es werden nur potentielle und kinetische Energie getauscht. Ein auf einer Ellipse frei fliegender Satellit verliert und gewinnt auch keine Energie, keinen Impuls. Verluste treten nur auf, wenn tatsächliche Arbeit geleistet wird, also Energie (durch laufende Triebwerke) ins System gebracht wird und ein Teil davon vergeudet wird.
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Da muss ein Gedankenfehler vorliegen. Wenn es "nichts kostest", wenn zwischen Stufentrennung und Start der Triebwerke Zeit vergeht, warum ist dann "hot staging" so wichtig? Dann könnte man doch auch die Oberstufe mal eine halbe Stunde antriebslos fliegen/fallen lassen, ordentlich durchchecken und dann irgendwann starten. Es ist aber doch klar, dass sie dann längst auf dem Weg zum Erdboden ist und dass das dann nicht mehr aufzuhalten ist.
Jede Sekunde zwischen Stufentrennung und Triebwerksstart wird die Oberstufe wieder weiter zur Erde gezogen/gebremst, und je länger, desto mehr Energie braucht man dann, um das wieder abzufangen und die gegensätzliche Richtung weiterzuverfolgen.
Natürlich wird weder Impuls noch Energie "vernichtet", das ist eine physikalische Binsenweiskeit. Aber darum geht es doch auch nicht. Die Stufe solll in den Orbit, nicht mit erhaltener Energie und Impuls auf der Erde zerschellen.
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Da muss ein Gedankenfehler vorliegen. Wenn es "nichts kostest", wenn zwischen Stufentrennung und Start der Triebwerke Zeit vergeht, warum ist dann "hot staging" so wichtig? Dann könnte man doch auch die Oberstufe mal eine halbe Stunde antriebslos fliegen/fallen lassen, ordentlich durchchecken und dann irgendwann starten. Es ist aber doch klar, dass sie dann längst auf dem Weg zum Erdboden ist und dass das dann nicht mehr aufzuhalten ist.
Das ist ein "Zeitproblem", kein "Energieproblem". Oberstufen müssen ihr dV geliefert haben, bevor man wieder in der Atmosphäre ankommt.
Jede Sekunde zwischen Stufentrennung und Triebwerksstart wird die Oberstufe wieder weiter zur Erde gezogen/gebremst, und je länger, desto mehr Energie braucht man dann, um das wieder abzufangen und die gegensätzliche Richtung weiterzuverfolgen.
....
Das sind dann "Umlenkverluste" (ich muss steuern und ggf. den Schub in die "falsche Richtung" auslenken), keine Gravitationsverluste!
Und es gibt doch auch zig Beispiele, wo es stundenlange Coasting-Phasen gibt. Dort wird nichts "verschwendet", es hängt vom konkreten Flugprofil und Zielorbit ab. Wenn man nur eine flachen Orbit anfliegt, muss man eben zügig "Weiterzünden", da die Atmosphäre sehr nahe unter einem ist. Wenn ich einen hohen Orbit, mit langer Umlaufzeit, anfliege ... dann nicht, da habe ich Zeit. GEO-Satelliten fliegen viele Stunden im GTO, bis so "oben" ihren letzten Kick in den Zielorbit bekommen. Hier wäre es unsinnig irgendetwas vorher zu zünden.
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Ihr redet aneinander vorbei!
Und das Problem liegt wohl an der Wortwahl. (Was ist z.B. ein "flacher Orbit" gemeint ist sicher ein "niedriger" aber je größer ein Kreis, desto flacher ist ein Kreisbogen).
Am energiesparensten ist es sicher möglichst schnell, also ständig angetrieben aus der dichten Atmosphäre heraus und in einen stabilen Orbit zu kommen, also erstmal senkrecht hoch, aber da dabei der Gravitationsverlust eben am größten ist, auch so früh wie möglich in Richtung Kreisbahn/Orbit einschwenken. Wenn dann ein stabiler Orbit erreicht ist, treten keine "Gravitationsverluste" mehr auf (obwohl natürlich die Gravitation immer noch auf die Rakete einwirkt und sie eben in die Kreisbahn zwingt!), höchstens noch "Reibungsverluste"und deshalb ist dann ein mehr oder weniger langer antriebsloser Flug möglich.
Natürlich verliert eine aufsteigende Rakete im antriebslosen Flug an Geschwindigkeit und gewinnt in der Abstiegsphase (solange nicht durch Atmosphäre gebremst) und dies alles durch Energie - Umwandlung
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Wegen der Begrifflichkeiten: Der Oberbegriff ist "Aufstiegsverluste".
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Ihr redet aneinander vorbei!
Und das Problem liegt wohl an der Wortwahl.
Natürlich verliert eine aufsteigende Rakete im antriebslosen Flug an Geschwindigkeit und gewinnt in der Abstiegsphase (solange nicht durch Atmosphäre gebremst) und dies alles durch Energie - Umwandlung
Sag ich ja; offenbar schaffe ich es nicht, das Missverständnis aufzulösen. Wir reden hier von Hotstaging bei Neutron (und Starship), da ist "stundenlanges Coasting" überhaupt keine Option - das gilt eher beim Aussetzen der Nutzlast/Satelliten.
Die "Umlenkverluste" entstehen durch Gravitaton, die die Stufe "umlenkt". Es sind Verluste, die durch Gravitation erzeugt werden. In der Umlaufbahn wenig, da muss man "nur" die Bahn korrigieren ährend die Stufe um die Erde fällt. In der Aufstiegsphase massiv, da die Umlenkung runter Richtung Erde geht und man dem um so stärker entgegenarbeiten muss, je länger man der Gavitation Zeit lässt, die Richtung von "nach oben" zu "nach unten" zu ändern.
Ob das dann "Gravitationsverlust", "zusätzlicher Energieaufwand durch gravitationserzeugte Bahnänderung", "Aufstiegsverlust" oder sonstwie genannt wird ist reine Semantik; worauf es ankommt ist, dass jede Sekunde zwischen Stufentrennung und Zündung während des Aufstiegs zum Orbit zusätzlichen Treibstoff kostet, und genau das verhindert Hotstaging.
Wenn es nur darum ging, Verwendung falscher Begriffe vorzuführen, auch gut, das ist nur sehr umständlich. Zumal ich ja "Gravitationsverlust" nicht ins Rennen gebracht hatte, sondern nur erläutern wollte, was damit gemeint war...
So, muss weg; und noch deutlicher kann ich es auch nicht erklären. Denke auch, dass alle Mitlesenden verstanden haben, was ich sagen wollte.
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Jetzt wird es langsam klarer, obwohl unglücklicherweise mit "Umlenkverluste" wieder ein neuer, etwas schwammiger Begriff eingeführt wurde.
"Aufstiegsverluste" ist da schon etwas klarer, bedarf aber auch der genaueren Erklärung: es setzen sich diese Verluste nämlich hauptsächlich aus den "Gravitationsverlusten" den "Reibungsverlusten" und"Steuerverlusten" zusammen.
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Oha.. sorry, dass ich da für so eine Diskussion gesorgt habe. Aber wie @Gecko schon schrieb wurde dieser Begriff "Gravitationsverlust" verwendet (bei Senkrechtstarter? hier in Forum?) um den Vorteil der heißen Stufentrennung zu beschreiben - durch diese würden nämlich die "Gravitationsverluste" minimiert. Offenbar ist der richtige Terminus "Aufstiegsverluste"
Jedenfalls wissen wir alle zusammen nicht, wie die Stufentrennung bei der Neutron exakt von statten gehen wird insbesondere unter dem Gesichtspunkt, das die Oberstufe möglichst rasch aus der 1. Stufe rausflutschen soll um die Aufstiegsverlust minimal zu halten - oder hat da wer schon was in Erfahrung bringen können?
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Wenn das so formuliert wird, finde ich diese Formulierung unglücklich. Ich denke im Studium wäre ich damit "angeeckt" ...
Bei Verlusten geht immer um "Arbeit verrichten". Die Rakete verrichtet nur Arbeit, wenn ihre Triebwerke laufen. Im Freiflug passiert das gerade nicht.
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Wenn das so formuliert wird, finde ich diese Formulierung unglücklich. Ich denke im Studium wäre ich damit "angeeckt" ...
Bei Verlusten geht immer um "Arbeit verrichten". Die Rakete verrichtet nur Arbeit, wenn ihre Triebwerke laufen. Im Freiflug passiert das gerade nicht.
Aber verstehe ich dich dann richtig, dass es keinen Unterschied macht ob die zweite Stufe sofort nach Stufentrennung zündet oder erst 10 Sekunden später? Oder störst du dich nur am Begriff "Verlust"?
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Grundsätzlich ja. Freiflug ist ja nur ein Tausch zwischen kinetischer und potentieller Energie. Auf dem absteigenden Ast holt man sich die Geschwindigkeit ja zurück. So fliegen Satelliten auf Ellipsen um die Erde, ohne "etwas zu verlieren".
Aber, es geht ja darum für die Raketen mit dem aufsteigenden Ast einen Zielorbit zu erreichen. Die Oberstufe muss es in der Zeit bis zur "Spitze" schaffen ihre gesamte Arbeit zu verrichten, um oben in den Zielorbit einzufliegen. Oberstufen haben meist relativ wenig Schub und lange Brennzeiten. Da können 10 Sekunden bei Einflug in den LEO ggf. schon "kritisch" werden. Bei der Centaur-Obertufe ist es dann z.T. so, dass sie die Version mit 2 Triebwerken einsetzen (quasi doppelter Schub, halbe Brenndauer), wenn ein niedriger Orbit mit hoher Nutzlast angeflogen werden soll. In hohe Orbits und Fluchtbahnen reicht meist die Version mit einem Triebwerk. Da hat die Centaur genug Zeit ihre Arbeit zu verrichten.
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Aber verstehe ich dich dann richtig, dass es keinen Unterschied macht ob die zweite Stufe sofort nach Stufentrennung zündet oder erst 10 Sekunden später?
Grundsätzlich ja. Freiflug ist ja nur ein Tausch zwischen kinetischer und potentieller Energie. Auf dem absteigenden Ast holt man sich die Geschwindigkeit ja zurück.
Die tangentiale Geschwindigkeitskomponenten wird aufgrund der kleinen Reibungsverluste in der dünnen Hochatmosphäre sich nicht viel verringern. Aber die radiale Komponente die für das erreichen der Orbithöhe schon benötigt wird, nimmt ja mit g ab - das kann doch nicht bedeutungslos sein ???
Bei der Stufentrennung sind die meisten (bzw. alle mir bekannten) Raketen ja noch deutlich von einem stabilen Orbit entfernt. Entweder erhöht die 2. Stufe dies radiale Geschwindigkeitskomponente dann wieder oder man erreicht später die Höhen bei denen dann die atmosphärische Reibung dann praktisch schon 0 ist. Beides kostet zusätzliche Energie - umso weniger je kürzer diese Freiflugphase während der Stufentrennung ist.
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Im Grunde genommen ist die Sache doch ganz einfach.
1) Bei der Stufentrennung befindet sich die Rakete eben noch nicht in einem stabilen Orbit, also fällt sie im Freiflug auf einer Parabel wieder zurück zur Erde.
2) Bei der Stufentrennung befindet sich die Rakete auch noch innerhalb relativ dichter Atmosphäre, wird also im antriebslosen Flug stärker abgebremst, ganz einfach weil sie länger in dieser Höhe verbleibt.
Daraus folgt ganz logisch, daß man diesen Freiflug so kurz wie möglich zu halten hat, ja nach Möglichkeit ganz vermeidet.
Der Witz z.B. beim Starship ist jetzt aber ein ganz anderer:
Im Freiflug befindet sich auch der Flüssigtreibstoff in Schwerelosigkeit und schwappt möglicherweise unkontrolliert herum, was die Versorgung der Triebwerke stören kann. (So geschehen bei den ersten Starshipflügen!). Erst als dies zu Problemen führte, wurde das Hot-Staging beim Starship eingeführt, was, quasi nebenbei, auch noch andere Vorteile hat (z.B. Leistungssteigerung durch Vermeidung der "Aufstiegsverluste" (s.o.) ), allerdings die Stufentrennung auch kompliziert, bzw. zusätzliche Schutzmaßnahmen für die Spitze der 1. Stufe erfordert, falls diese wiederverwendet werden soll.