SpaceX ITS (MCT) - Diskussion

Stecken die Triebwerke der 2. Stufe eventuell in der Interstage zw. 1. und 2.Stufe?

Wäre möglich, sehr gut sogar, aber dann müsste der Fehler bei der Triplecore acht Meter betragen und nicht vier.

Hey cool, jetzt bekommt das Teil auch ein Gesicht

Stecken die Triebwerke der 2. Stufe eventuell in der Interstage zw. 1. und 2.Stufe?

Genau so ist es, die Interstage ist jeweils 6m lang, die 4m langen Triebwerke der jeweils darüber liegenden Stufe sollen in der Interstage der unteren Stufe verschwinden.

Zusätzlich ist mir ein (Tipp)fehler bei der 3. Stufe der Triplecore passiert, diese ist mit Triebwerk 18m lang (Falschangabe 14m) und die Tanksektion ohne Triebwerke ist 14m lang (Falschangabe 10m).

Ich hab die Längenangaben vielleicht auch etwas missverständlich ausgedrückt, ich versuche nochmal genau aufzudröseln wie ich auf eine Höhe von 93m bzw. 128m komme:


Singlecore:

1. Stufe: 4m Triebwerk, 38m Tanksektion, 6m Interstagesektion
2. Stufe: 4m Triebwerk, 20m Tanksektion
Fairing: 25m

4m+38m+6m+20m+25m=93m <--Die 4m der Zweitstufentriebwerke werden ja nicht mit einberechnet da sie ja in der Interstage stecken!


Triplecore:

1. Stufe: 4m Triebwerk, 38m Tanksektion, 6m Interstagesektion
2. Stufe: 4m Triebwerk, 30m Tanksektion, 6m Interstagesektion
3. Stufe: 4m Triebwerk, 14m Tanksektion
Fairing: 30m

4m+38m+6m+30m+6m+14m+30m=128m <--Auch hier gilt wieder, die jeweils 4m der Triebwerke der Zweitstufe und Drittstufe werden nicht miteinberechnet.

Die Abweichung deiner errechneten Werte zu meinen lässt sich damit auch reproduzieren, einerseits durch meine falsche Angabe bei der Triplecore Drittstufe, andererseits durch das zusätzliche Einbeziehen der Triebwerke in den Oberstufen obwohl sie eigentlich in die Interstage ragen sollten.

Aufjedenfall danke TWiX für das Aufgreifen und grafische Aufarbeiten meiner Berechnungen 

Ich hab auch den Beitrag mit den Daten zum Konzept nochmal entsprechend überarbeitet.

Bei NSF gibt es Gerüchte, dass bald eine größere offizielle Ankündigung zu MCT kommt, nachdem man LC39A zugesprochen bekommen hat (oder nicht).  GAO muss bis zum 6. Dezember über den Protest von Blue Origin entscheiden. Danach könnte es vor Weihnachten also noch zu einer Ankündigung kommen.

Wir erinnern uns, dass Musk das Pad unbedingt haben will.

Die Dikussion darum wieviel MCT kostet und ob es zu stämmen wäre, wurde zwar woanders geführt... aber ich gebe meinen Senf hier dazu, wo es eher On Topic ist. Da mein Hintergrund ein wirtschaftswissenschaftlicher ist denke ich, dass ich da vielleicht die ein oder andere gute Sache zur Diskussion beisteuern kann. Von Technik verstehe aber auch schon bisschen was 

Die Skeptiker gehen von quasi gigantischen Entwicklungskosten in Bereichen von 5 oder 6 Mrd $ oder gar mehr aus, was SpaceX entsprechend nie stemmen könnte. Zum Vergleich: Die Entwicklung eines neuen modernen Automodells beträgt ca. 1 Mrd $ und die eines Verkehrsflugzeuges 1-3 Mrd $.

Wäre eine Monsterrakete wirklich zwangsläufig so teuer?

Gehen wir der Sache nach!

... und nehmen wir ein älteres Programm als Orientierung.

Die bisherigen Super-Schwerlastträger (Saturn, N-1, Energija) liegen schon einige Jahre zurück. Wirklich realistische Quellen zu Kosten gibt es nur zum Apollo-Programm insgesamt und da wohlgemerkt  nur zum ganzen Programm. Diese belaufen sich inflationsbereinigt nach heutigem  Maßstab auf 125 Milliarden $, wobei manche Quellen mehr angeben. In Lohn und Brot standen mind. 400.000 Menschen. Was nur die Saturn V kostete wissen wir nicht.

Beeindruckend, aber woher kamen die Kosten? Welche Dinge haben einen bedeutenden Teil der Kosten ausgemacht? 

Wie wir wissen wurde vor Apollo ein solches Unterfangen nie ernsthaft in Angriff genommen. Es war DAS erste Mal für die Menschheit. Vor allem in technologischer Hinsicht. Für Apollo wurde unfassbar viel Grundlagenforschung und Entwicklung ganz neuer Technologien nötig. Nie zuvor baute jemand eine solch große Rakete, ein Gefährt für die bemannte Landung auf einem Himmelskörper oder einen solch notwendigerweise leistungsfähigen und gleichzeitig kleinen Bordcomputer. Sicher: die zu entwickelnde Technologie als Grundvorraussetzung war ein hoher Kostenfaktor!

Zum nächsten Part. Das Personal in der bereits erwähnten Stärke von mind. 400.000. Ich kann mir größere Ausführungen sparen, da offensichtlich ist, dass hier ein weiterer gewichtiger Faktor liegt. Personal ist immer ein gewichtiger Kostentreiber, umso hochkarätiger (z.B. Ingenieure) desto hochpreisiger. Sicherlich waren nicht alle Ingenieure, aber selbst die Näherinnen der Raumanzüge fallen ins Gewicht. Die eine Lohngruppe wegen "ihrem hohen Preis" (verhältnismäßig geringe Anzahl), die anderen durch ihre hohe Anzahl (verhältnismäßig geringer Lohn).

Ein weiterer Kostentreiber bei Apollo war die immense Infrastruktur. Ob die Michoud Assembly Facility, die Teststände in Huntsville oder am offensichtlichsten das KSC. Die Infrastruktur war ein Megaprojekt!

Bei allem sollte noch bedacht werden, dass in den 60ern der Mond das Ziel war und Geld (fast) keine Rolle spielte. Man darf also annehmen, dass nach wirtschaftlichen Maßstäben es die ein oder andere kostenmäßige Ineffizienz gab.

Blicken wir nun zu SpaceX

Nehmen wir uns die Faktoren von Apollo mal vor und schauen wie es da nach heutigen Maßstäben aussieht.

Technologie: In über 50 Jahren Raumfahrt und allgemeinen technologischen Fortschritt wurde viel Know-How angehäuft. Die Technologie existiert im wesentlichen. Es sind fast nur kleine Technologielücken zu füllen. Technisch ist die Machbarkeit von MCT nicht in Frage zu stellen. Die Kosten der Grundlagenforschung entfallen größtenteils. Vielmehr geht es um die Konstruktion des eigentlichen Gefährts.

Was uns zu Personalkosten bringt: SpaceX hat ca. 3000 Mitarbeiter, Tendenz steigend. Boeing Defense, Space & Security hat im Vergleich 68.000 Mitarbeiter (allerdings bei weitem nicht alle im Space Bereich). Machen wir uns nichts vor: SpaceX ist verhältnismäßig schlank strukuriert, was sie aber in ihren Entscheidungen auch agil macht. Gut das geht von Kosten wieder weiter weg, aber es ist klar: Einer der wichtigsten Kostenfaktoren ist hier auch schlank.

Bei der Infrastruktur wissen wir, dass SpaceX simpel aber zweckmäßig baut. Dazu kommt die potentielle Einsparung wenn man LC-39A bekommen sollte. Ein gigantischer Aufwand wie bei Apollo wird SpaceX bei der Infrastruktur nicht sein. Große Anlagen ja, aber nichts in den Ausmaßen der Apollo-Infrastruktur.... und wenn, dann wird passende gebraucht eingekauft (siehe Fabrik in Kalifornien).

Hier wird schon deutlich, dass der an MCT angelegte Maßstab der falsche ist. MCT würde wesentlich weniger kosten, als eine vergleichbare von der NASA oder anderen Agentur entwickelten vergleichbaren Rakete.

Zum Ende des Beitrages könne wir ja ein wenig mit den Zahlen spielen. Wir können ja mal spaßeshalber Personalanzahl und Programmkosten in Relation setzen. Ganz so abwegig ist das nicht, da die Personalkosten ein immenser Faktor sind und daher in gewisser Weise einen Grad an Propotionalität aufweisen. Die Rechnung erhebt keinen Anspruch akkurat zu sein, aber eine interessante grobe Orientierung ist sie.

Apollo: 400.000 Mitarbeiter, 125 Mrd. $

Skalieren wir es mal auf mögliche SpaceX-Beschäftigenanzahlen, bei MCT. Sicherlich brauch man viel mehr Mitarbeiter. Angesichts der schlanken Struktur, die man sicher im Verhältnis halten will kalkulieren wir mal mit 10.000 Mitarbeitern. Angenommen alle arbeiten an MCT, dann kommen wir nach Apollo-Relation auf 3,1 Mrd $ Kosten. Wohlgemerkt die Relation für das gesamte Apollo-Programm.

Damit würde MCT in etwa soviel wie die Entwicklung eines modernen Verkehrsflugzeugs kosten. Gemessen daran, welch ein Aufwand ein Programm wie der Airbus A380 oder die Boeing 787 mit ihren teils revolutionär neuen Technologien in sich tragen, ist diese Zahl für mich durchaus vorstellbar.

SpaceX außen vor gelassen: In Relation zu den Entwicklungskosten anderer Technologieprogramme (inkl. Rüstungsprogramme) finde ich die Kosten für SLS oder einige andere Programme geradezu absurd hoch. Dabei streitet keiner ab, dass es so teuer sein muss bzw. dass es nicht anders gehen würde.

@MX87

Danke für die emotionslose, fundierte Analyse.

Ich glaube aber, 10.000 und daraus resultierende 3,1 Milliarden sind immer noch deutlich zu hoch gegriffen.

Die derzeitigen 3000 Mitarbeiter bei SpaceX wurden erst erreicht, als man sich auf die Massenfertigung von Falcon 9 Cores vorbereitet hat. In der Enwicklung waren vielleicht 1000 Leute gegen Ende, angefangen hat man mit noch viel weniger.

Der Vergleich Entwicklung von Merlin, Falcon, Dragon und Wiederverwendbarkeit mit Raptor und MCT ist richtig. MCT ist (oder hat) ja die Oberstufe. MCT ist laut Elon Musk ein Raumschiff. Es enthält also Antrieb bis hin zur Landefähigkeit auf dem Mars und ein Transferhabitat. Dragon kommt da nicht mehr vor.

Ich schätze deshalb eher ungefähr 2000 Mitarbeiter und vielleicht eine Milliarde Entwicklungskosten.

Ein Aspekt ist dabei für mich besonders interessant. Wenn MCT ein integriertes Raumschiff ist, wie löst man dann das Problem des LAS? Ganz auf ein Rettungssystem verzichten, dürfte zumindest anfangs zu riskant sein. Mir fallen zwei mögliche Ansätze ein.

1. Man verwendet zumindest anfangs einen separat startenden Dragon für die Mannschaft.

2. Man startet die Oberstufe/MCT mit wenig Treibstoff, so daß das niedrige Startgewicht eine LAS-Funktion des kompletten MCT ermöglicht. Auftanken im LEO wäre dann nötig.

Uns stehen spannende Zeiten bevor.

Was nur die Saturn V kostete wissen wir nicht.

Die reine Entwicklung der Saturn 5 kostete damals ca 7,5 Mrd. Dollar (inc. knapp 1 Mrd. Dollar für die Triebwerksentwicklung), das sind nach heutigem Geld über 35 Mrd. Dollar. Sicher, da steckte sehr viel Grundlagenforschung mit drin, aber dennoch sollte diese Summe klarmachen, das ein Schwerlastträger nicht für ein paar € zu bekommen ist.

Zumal SpaceX bei MCT (zumindest so wie es bisher kommuniziert wurde) im Prinzip auch noch einiges an Grundlagenforschung mit einbringen muss. Flüssiges Methan als Treibstoff ist eine Neuerung, es gab zwar in den 60er Jahren diverse Tests, aber produktiv wurde Methan bisher nie eingesetzt.

Zumal SpaceX bei MCT (zumindest so wie es bisher kommuniziert wurde) im Prinzip auch noch einiges an Grundlagenforschung mit einbringen muss. Flüssiges Methan als Treibstoff ist eine Neuerung, es gab zwar in den 60er Jahren diverse Tests, aber produktiv wurde Methan bisher nie eingesetzt.

Der Schritt von RP1 zu Methan dürfte weniger schwierig sein als der Schritt zu Staged Combustion. Methan ist ja ein sehr unkomplizierter Treibstoff. Alleine die Zündung dürfte wesentlich einfacher sein, mit "Zündkerzen". Bei den RP1-Triebwerken muß man viel mehr Aufwand treiben für die Wiederzündbarkeit. Man braucht zusätzliche Betriebsstoffe und ist begrenzt in der Anzahl der Wiederzündungen.

Weils so einfach ist, forscht die NASA an Lagekontrolltriebwerken mit Methan, um von Hydrazin wegzukommen. Lagekontrolltriebwerke müssen einfach, robust und unbegrenzt wiederzündbar sein.

Der Schritt von RP1 zu Methan dürfte weniger schwierig sein als der Schritt zu Staged Combustion. Methan ist ja ein sehr unkomplizierter Treibstoff. Alleine die Zündung dürfte wesentlich einfacher sein, mit "Zündkerzen". Bei den RP1-Triebwerken muß man viel mehr Aufwand treiben für die Wiederzündbarkeit. Man braucht zusätzliche Betriebsstoffe und ist begrenzt in der Anzahl der Wiederzündungen.

Weils so einfach ist, forscht die NASA an Lagekontrolltriebwerken mit Methan, um von Hydrazin wegzukommen. Lagekontrolltriebwerke müssen einfach, robust und unbegrenzt wiederzündbar sein.

Ich sehe das anders. Methan ist in meinen Augen nicht viel weniger aufwendig als flüssiger Wasserstoff und deutlich aufwendiger als Kerosin. Das Problem ist, das der Brennstoff bei Flüssigkeitstriebwerken sehr viele Aufgaben hat. Er soll nicht einfach nur verbrennen, nein, er wird auch noch für die Kühlung der Vorbrenner bzw. Gasgenerator, Brennkammer und der Ausströmdüse verwendet und ist zudem für die Schmierung aller Lager zuständig. Mit Kerosin ist das alles ganz einfach. Es unterscheidet sich nur gering von normalem Schmieröl, so dass die Schmierung kein Problem darstellt. Zudem kann er sehr viel Wärme aufnehmen, ohne zu verdampfen. Damit stellt auch die Kühlung kein großes Problem dar, der das Kühlmittel immer flüssig bleibt. Methan ist hier wesentlich aufwendiger. Es muss bedacht werden, das die Schmierung der Lager mit einem Schmierstoff erfolgen muss, der ca. - 180 °C kalt ist, ohne dass dabei die Lager einfrieren. Auch bei allen Ventilen muss sichergestellt sein, dass sie nicht einfrieren. Bei der Kühlung z.B. der Brennkammer beachtet werden, dass das Kühlmittel recht schnell verdampft und der Dampf wesentlich weniger Wärme abführen kann. Das macht die Kühlung wesentlich komplexer. Die Stelle, wo das Methan verdampft, wird sehr effektiv gekühlt, da der Phasenübergang zusätzliche Wärme benötigt, danach ist es aber kritisch, weil der Dampf nur noch sehr wenig Wärme aufnehmen kann. Sicher, flüssiger Wasserstoff ist noch deutlich kälter und kann zudem leicht durch Metalle diffundieren, ansonsten aber ist der Aufwand bei flüssigem Methan nicht viel geringer als bei flüssigem Wasserstoff und deutlich aufwendiger als bei Kerosin. Deswegen hat man bei den Tests in den 60ern auch modifizierte Flüssigwasserstoff-Triebwerke wie das RL-10 und keine Kerosin-Triebwerke verwendet. Gemessen am Aufwand lohnt sich Methan nicht, deswegen hat man es bis heute nie produktiv eingesetzt. Ein Methan-Triebwerk ist weit aufwendiger als ein Kerosin-Triebwerk, der Leistungszuwachs ist allerdings recht gering. Flüssigwasserstoff dagegen ist zwar noch etwas aufwendiger als Methan, bietet aber auch wesentlich mehr Leistung.

Wiederzündbarkeit ist für mich dabei kein wichtiges Kriterium, zumindest nicht für Unterstufen-Triebwerke. Ich vermute stark, das alle Versuche der Wiederverwendbarkeit von SpaceX ähnlich wie bei der Falcon 1 und den ersten Exemplaren der Falcon 9 Schritt für Schritt im Sand verlaufen werden, weil man feststellen wird, das die Wiederverwendbarkeit weder technisch machbar noch wirtschaftlich lohnend ist.

Was die Lageregelungstriebwerke betrifft: Auch dort sehe ich keine Vorteile. Bei erdnahmen Satelliten werden das in Zukunft vor allem Ionentriebwerke übernehmen. Strom haben diese Satelliten genug und auch das Xenon lässt sich recht einfach lagern. Da Ionentriebwerke viel effektiver als normale Flüssigkeitstriebwerke sind, hilft das, das Gewicht der Satelliten langfristig zu senken. Raumsonden haben ebenfalls keinen Vorteil durch Methan, zumindest nicht, wenn sie wie Galileo oder Cassini erst nah an die Sonne fliegen und dann in den Tiefraum zu ihren eigentlichen Zielen. Da ist Hydrazin wesentlich besser geeignet. Zudem kann ein Hydrazin-System wesentlich einfacher aufgebaut sein, da man Hydrazin auch katalytisch spalten kann. Damit hat man bereits jahrzehntelange Erfahrung.

@MR

Ist alles richtig. Ein Problem hast du noch vergessen. Kerosin dient auch als Hydraulikflüssigkeit für das hydraulische Schwenken der Triebwerke.

Wasserstofftriebwerke beweisen aber, daß es für alles Lösungen gibt. Bei Methan sind die nur drastisch einfacher, weil in einem viel leichter handhabbaren Temperaturbereich und ohne die metallurgischen Probleme, die Wasserstoff auslöst. Außerdem sind die Tanks bei Wasserstoff riesig, bei Methan nicht so viel größer als bei Kerosin.

Dazu kommt, daß alle Wasserstofftriebwerke prinzipbedingt einen viel zu niedrigen Schub für Erststufen haben. Deshalb haben die Amerikaner an ihren Raketen mit Wasserstofftriebwerken die Feststoffbooster. Methantriebwerke haben auch relativ weniger Schub als Kerosin, aber noch in einem praktikablen Bereich.

Warum gibt es noch keine Raketen mit Methantriebwerken? Angefangen wurde mit Kerosin und für die Oberstufen haben die Amerikaner Wasserstoff verwendet. Seitdem wurde mit unglaublicher Beharrlichkeit an den damals gefundenen Lösungen festgehalten. Das geht so weit, daß Orion praktisch das gleiche Hitzeschutzschild bekommt wie damals Apollo, wirklich unglaublich.

Ich sage immer wieder, SpaceX sind diejenigen, die solche Begrenzungen hinter sich lassen, das macht sie so besonders.

Ich sehe das anders. Methan ist in meinen Augen nicht viel weniger aufwendig als flüssiger Wasserstoff und deutlich aufwendiger als Kerosin.

Zuerst mal danke für deine informativen Beiträge.

Gilt deine Aussage auch for "oxidizer rich staged combustion cycle" Kerosintriebwerke? Die sind auch nicht gerade simpel.

Methan ist doch quasi LNG, das gibts überall wie Heu auf der Welt. Das ist vorhanden und billig. Genauso wie LOX übrigens.

http://en.wikipedia.org/wiki/Lng

Man vergleiche das mal mit Flüssigem Wasserstoff, da gibts nur wenige Abnehmer im großen Stil, Infrastruktur nicht vorhanden und teuer.

Methan ist einfacher zu handhaben als LOX.

Bezüglich des Hitzeschildes ist es nicht unbedingt nachteilig. Ein halbes Jahrhundert später sind die verlässlichen Eigenschaften immer noch gleich verlässlich.

Bezüglich des Einfrierens der Verntile und der Lager würde ich auch weniger Sorgen haben. Solange man das Wasser von den funktionalen Flächen fernhältgibt gibt es in der Regel auch keine Eisschäden oder anderweitig aus dem Alltag bekannten Probleme wie Eissprengung oder an der Eisenstange klebende Zungen  .

 Es gibt auch Lösungen  bei dem man auf die Schmierung im klassischen Sinne verzichten kann, dabei nimmt man natürlich einen erhöhten Verschleis in Kauf, was aber handhabbar ist. Es gibt allein bei Militärtechnik sehr viele Beispiele für Letzteres.

Jetzt wo das GAO Blue Origins Protest bzgl. LC39 abgelehnt hat, könnte es hier bald eventuell vielleicht News geben...

SpaceX hat ein Höllentempo drauf, aber so schnell fliegt MCT sicher nicht. 
Ich wäre aber nicht überrascht, wenn schon nächstes Jahr der Bau der Fertigungshallen beginnt.

SpaceX hat ein Höllentempo drauf, aber so schnell fliegt MCT sicher nicht. 

Dazu sage ich mal nichts.

Ich wäre aber nicht überrascht, wenn schon nächstes Jahr der Bau der Fertigungshallen beginnt.

Nur wo die Fertigungshallen? Zuerst müßten sie sich wohl für Brownsville entscheiden. Ich glaube, auch wenn die ersten von Florida starten, wird dort ihre Produktionsstätte und ihr Heimathafen sein. Zuerst mal müssen die Raptoren eine gewisse Entwicklungsstufe erreichen. Bis das Pad umgebaut ist, dauert es auch.

Zuerst wird Pad 39A für Commercial Crew und vielleicht die Heavy verwendet. Das meinte auch SpaceX selbst. Andererseits gab es auch mal einen SpaceX-Mitarbeiter der bei einem Termin vor Ort gesagt haben soll "Wenn wir das Pad bekommen, dann fliegen wir MCT früher als es jeder denkt." ... nur um dann weiter eisern zu schweigen.

Bleibt die frage wieviel "früher" das dann wäre...

Meine Einschätzung: 2019 werden wir Hardware gesehen haben und erste Tests starten. Das aber unter der Voraussetzung, dass man Pad 39A bekommt und man bei dem Projekt einige Kohlen auflegt. Ende nächsten Jahres dürfte die Entwicklungsabteilung nach dem (geplanten) Erststart der Falcon Heavy einige freie Kapazitäten haben. Da dürfte die heiße Phase beginnen. Bis dahin sind auch die ersten Methan-Tests in der NASA-Einrichtung vorbei. Man hat erste Ergebnisse und kann dem Projekt den offiziellen Startschuss geben.

Ende nächsten Jahres dürfte die Entwicklungsabteilung nach dem (geplanten) Erststart der Falcon Heavy einige freie Kapazitäten haben. Da dürfte die heiße Phase beginnen.

Mhmm, ist es nicht wahrscheinlicher, dass die Entwicklung der Falcon Heavy im großen und ganzen bereits abgeschlossen sein müsste? Soll heißen: Wenn sie Launch Complex 4 in Vandenberg schon vorbereitet haben (auf was bezieht sich das eigentlich?) und sich jetzt noch im Entwicklungsstadium befänden, wäre das schon relativ kurzsichtig. Es kann doch nun nur noch darum gehen die Hardware den ersten Tests zu unterziehen. Ich denke die Konstruktionstruppe der Entwicklungsabteilung befindet sich da schon weiter und kann sich sehr wohl mit Pad39A und MCT beschäftigen.

Für die Triebwerke dürfte die Entwicklung ziemlich abgeschlossen sein. Die zuletzt von Elon Musk erwähnten zusätzlichen 15% Schub dürften nicht mit Hochdruck in Arbeit sein. Also hat die Abteilung Triebwerke ihre Hauptbeschäftigung inzwischen beim Raptor.

Bei den Tanks und ihrer Struktur im Detail könnte durchaus noch etwas mehr Arbeit anliegen. Mehr als ganz allgemeine Gedanken dürfte man darauf noch nicht verwendet haben. Man muß für Detailplanungen erst noch mehr über die genauen Eigenschaften von Raptor haben. Mit den Daten plant man dann den Tank und das hat noch etwas Zeit.

Zitat von: MX87 am 13. Dezember 2013, 16:50:15

Ende nächsten Jahres dürfte die Entwicklungsabteilung nach dem (geplanten) Erststart der Falcon Heavy einige freie Kapazitäten haben. Da dürfte die heiße Phase beginnen.

Mhmm, ist es nicht wahrscheinlicher, dass die Entwicklung der Falcon Heavy im großen und ganzen bereits abgeschlossen sein müsste? Soll heißen: Wenn sie Launch Complex 4 in Vandenberg schon vorbereitet haben (auf was bezieht sich das eigentlich?) und sich jetzt noch im Entwicklungsstadium befänden, wäre das schon relativ kurzsichtig. Es kann doch nun nur noch darum gehen die Hardware den ersten Tests zu unterziehen. Ich denke die Konstruktionstruppe der Entwicklungsabteilung befindet sich da schon weiter und kann sich sehr wohl mit Pad39A und MCT beschäftigen.

Stimmt das habe ich irgendwie übersehen / falsch überdacht.

Ich traue es SpaceX durchaus zu, uns zum Ende dieses Jahrzehnts eine fertige Rakete zu präsentieren. Ein Space Race mit SLS? 

Elon Musk hat mal wieder ganz nebenbei neue Ideen eingestreut.

Mars is, if you have a low energy trajectory, like a minimum energy trajectory is about 6 months. I think that can be compressed down to about 3 months, and it gets exponentially harder as you go lower than that - 3 to 4. It's important to actually be at that level because then you can send your spaceship to Mars and then bring it back on the same orbital synchronization. Earth and Mars synch up every two years and then they're only kinda in synch for about 6 months. Then, ya know, they're really too far apart. So you've got to be able to go there and back in one go. That's important for making the cost of traveling to Mars an affordable amount.

Die bekannten energiesparenden Transfers zum Mars brauchen ungefähr 6 Monate. Das ist ihm zu langsam. Nicht wegen der Mannschaft, sondern weil es bedeutet, daß das Raumschiff erst beim nächsten Marsfenster zurückfliegen kann und dann erst beim dritten Marsfenster wieder zum Mars kann. Es soll also schneller sein und im selben Fenster zurückfliegen. Dann kann es im nächsten Fenster wieder eingesetzt werden.

Wie er das technisch und wirtschaftlich hinkriegen will hat er nicht gesagt. Nur eben, daß er es aus Gründen der wirtschaftlichen Wiederverwendung will. Er hat ja so eine Art, das anscheinend unmögliche anzukündigen und dann ein paar Jahre später vorstellt, wie er es machen will. Er macht es weiter spannend. Ob das aber schon für die nächste Generation mit Raptor gilt, oder eher eine spätere Generation, hat er nicht gesagt.

Quelle:

http://shitelonsays.com/transcript/raw-science-elon-musk-on-mars-2013-12-09

ws

Mal 'ne Frage an die Triebwerksleute : Ist es möglich, mit einem kleineren, aber auf maximalen Impuls gezüchteten LH2/LOX Triebwerk mit Dauerbrennmöglichkeit vlt doch auch eine brauchbare Geschwindigkeit zu kommen? Oder sagt die besterreichbare Ausströmgeschwindigkeit "nein geht nicht"?
Mit kleineren meine ich viel weniger als ein Oberstufentriebwerk, aber mehr als die paar Gramm Schub eines Koffers voller Ionentriebwerke.

Hallo McFire

Vergleichen wir einmal ein Oberstufentriebwerk mit einem Triebwerk der ersten Stufe.
Erste Stufe: hoher Schub - schweres Triebwerk - hoher Massenstrom - kurze Brenndauer
Oberstufe: niedriger Schub - leichtes Triebwerk - niedriger Massenstrom - lange Brenndauer

Woher kommt das? Zum Abheben muss man mindestens soviel Schub haben wie die Rakete wiegt.
Also müssen die Erstufentriebwerke hohen Schub haben. Das Oberstufentriebwerk wird aber erst gezündet, wenn man schon hohe Geschwindigken hat. Da kommt es nicht mehr auf hohen Schub an sondern auf niedriges Gewicht des Motors an, weil man den ja auch beschleunigen muss.

Effizient und hochgezüchtet sind beide Motoren. Eine Kenngrösse mit der Triebwerke beschrieben werden nennt man spezifischen Impuls. Dieser spezifische Impuls ist im Wesentlichen abhängig vom verwendeten Treibstoff. Und ein chemisches Triebwerk nützt die gespeicherte chemische Energie von einigen eV, die bei der Verbrennung frei wird.

Wenn du eine Idee für einen chemisch stabilen Super-Treibstoff hast? Am Besten mit einem Energieinhalt von einigen MeV.

Oder wir verwenden elektrische Triebwerke. Deren Antriebsleitung hängt davon ab, woher man die elektrische Energie bekommt. Das Problem ist heute die Energiebeschaffung (1000 V und 1000 Ampere).

Matjes

Mal 'ne Frage an die Triebwerksleute : Ist es möglich, mit einem kleineren, aber auf maximalen Impuls gezüchteten LH2/LOX Triebwerk mit Dauerbrennmöglichkeit vlt doch auch eine brauchbare Geschwindigkeit zu kommen? Oder sagt die besterreichbare Ausströmgeschwindigkeit "nein geht nicht"?
Mit kleineren meine ich viel weniger als ein Oberstufentriebwerk, aber mehr als die paar Gramm Schub eines Koffers voller Ionentriebwerke.

Nein, das nutzt leider nichts. Über Triebwerke weiß ich nicht genug, um zu sagen, ob man mit einem kleinen hochgezüchteten Triebwerk ein höheres ISP erreicht. Aber selbst wenn, dann bringt uns das nicht weiter. Tatsache ist, daß die Beschleunigung den höchsten Nutzen bringt, wenn sie am erdnächsten Punkt bei hoher Bahngeschwindigkeit erfolgt. Die gleiche Beschleunigung langsam entlang der Flugbahn mit einem kleinen Triebwerk bringt viel weniger, selbst wenn effizienter. Damit das was bringt, muß wie bei elektrischen Triebwerken der Vorteil sehr viel größer sein.