SpaceX ITS (MCT) - Diskussion

Was mich interessieren würde, wieviel Treibstoff würde man sich bei einem Start vom Mars im Vergleich zur Erde sparen, da man ja eine geringere Anziehungskraft sowie Luftdichte hat?

Laut dieser delta-v Karte bei Wikipedia sind es vom Mars in den Orbit ca. 4,1km/s. Von der Erde in den LEO sind es ca. 9,3-10km/s. Das schließt offenbar Luft- und Gravitationsverluste ein. Da die von den Startbedingungen abhängig sind, sind das ca. Werte.



Oder ein anderer Richtwert: vom LEO bis zur Marsoberfläche mit Luftbremsung beim Mars ist es ungefähr der gleiche delta-v Bedarf wie Start von der Marsoberfläche mit Rückkehr zur Erde, auch mit Luftbremsung. Sehr praktisch für MCT, ungefähr gleiche Anforderungen in beide Richtungen. Nur mit der Annahme vollgetankt ab LEO Richtung Mars. Nach anderen Berechnungen schafft MCT es zurück aber nur mit deutlich weniger Nutzlast. Das ist immer von einigen Annahmen abhängig.

Nun so ganz trifft das noch nicht. Von der Erde zum LEO gibt es sicher mehr Gravitations- und Reibungsverluste durch die dicke Lufthülle. Weiterhin herst fast ein Vakuum, also kann man wohl Vakuum Triebwerke einsetzen, das bringt auch was

Nun so ganz trifft das noch nicht. Von der Erde zum LEO gibt es sicher mehr Gravitations- und Reibungsverluste durch die dicke Lufthülle. Weiterhin herst fast ein Vakuum, also kann man wohl Vakuum Triebwerke einsetzen, das bringt auch was

Was die Erde angeht, sind die doch drin. Orbitalgeschwindigkeit ist laut Wikipedia ca. 7,9km/s.

Das mit den Vakuum-Düsen ist richtig. Man kriegt das gleiche delta-v da leichter als von der Erdoberfläche.

Ich habe aber LEO-Mars und Mars-Erde verglichen. Da ist überall Vakuum, außer der eigentlichen Landung auf der Erde und die braucht wirklich wenig.

Nun wenn dem so ist, warum stehen dann 9,3-10 zwischen LEO und Erdboden und 4,3 vom LMO zum Marsboden?
Ansonsten gebe ich dir aber recht.
Um das ganze noch ein wenig komplexer zu machen, wäre ein Vergleich bei verschiedenen Triebwerks- und Treibstoffkombinationen noch interessant.
Das könnte dann so aussehen, das man z.B. eine Rakete mit Feststoffbooster+Hauptstufe mit LH2/LOX (Ariane z.B.), Atlas, F9 und ein zukünftiger Schwerlastträger mit Raptor (angenommenen Massen und Triebwerksdaten) als Basis nimmt und schaut wie hoch die Prozentuale Nutzlast für verschiedene Missionsziele wäre.
Um eine Spitze drauf zu setzen, dann vielleicht noch Missionsteile im Vakuum durch elektrische Triebwerke ersetzen und schauen was dabei herauskommt.
Allerdings ist mir klar das sowas ganz schön anspruchsvoll ist.

Also die Werte passen schon. Von der Marsoberfläche in den Niedrigen Orbit braucht man ca. 4,1km/s an delta V. Bei Planeten mit Atmosphäre wird auf solch einer Karte logischerweise immer der Wert für den Start angegeben. Zum Landen bräuchte man ja im Idealfall 0 delta V.
Verluste durch die Atmosphäre und die Gravitation sind da immer schon mit eingerechnet. Was den Luftwiderstand und Gravitationsverlust der Rakete angeht, da wird wohl irgend ein Durchschnittswert genommen. Ansonsten sind die Angaben halt ein Triebwerk/Raketen unabhängiger Idealwert. Im Vakuum wird da also von einer impulsartige Beschleunigung (nennt man das so?) ausgegangen. D.h.: Je länger man für die Beschleunigung braucht, desto weiter entfernt man sich von diesem Idealwert.

Deshalb sind z.b. Elektrische Antriebe völlig ungeeignet, wenn du Menschen (also eine groß Masse) zum Mars transportieren willst.

Das mit den elektrischen Antrieben stimmt so nicht mehr. Ich hab das schon mehrfach dargestellt, schon mit VASIMR und neueren Solarsystemen (<=4,5kg/kW) macht das zumindest oberhalb des Van-Allen Gürtels sehr viel Sinn und wenn du hier mal nach DS4G schaust und dir die Daten anschaust noch sehr viel mehr.
Falls man damit Fracht transportiert (langsamer Flug), steigt die Nutzlast aus dem LEO heraus wirklich dramatisch an, da kommt dann auf einmal 80% Nutzlast vom LEO an, anstatt 20% oder weniger. Ein weiterer großer Vorteil ist das man hiermit hoch redundante Antriebs- und Energieversorgungssysteme gerade für den langen Transferzeiten Erde<-->Mars bekommt.
Ich habs schon gesagt, wenn MCT v1 läuft und häufiger Flüge vom LEO zum LMO und zurück gemacht werden, bin ich 100% sicher das dies auch entwickelt wird.
Derzeit ist das vermutlich noch kein Entwicklungsprojekt bei SpaceX, aber ich glaube nicht das Elon Musk nicht auch daran schon gedacht hat, der Mann ist alles andere als blöde.

Hi
ich habe vor ein paar Wochen diesen älteren Beitrag sehr interessiert gelesen. Gibt es inzwischen Neuigkeiten zum MCT?

lg dani

Hi
ich habe vor ein paar Wochen diesen älteren Beitrag sehr interessiert gelesen. Gibt es inzwischen Neuigkeiten zum MCT?

lg dani

Nein, gibt es nicht. Sie sind im Augenblick sehr beschäftigt mit Falcon Heavy, Dragon 2 für Crew und der wiederverwendbaren ersten Stufe von Falcon 9. Inoffiziell, es geht offenbar sehr gut voran mit Raptor Tests in Stennis und im Augenblick steht noch die Aussage, daß der Großträger ca. 2019-2020 seinen Erststart haben soll. Plausibel wären neue Informationen und sichtbare Fortschritte Ende 2015-Anfang 2016.

Das Mars-System MCT ist aber nochmal ein Riesenschritt von da.

Ich frage mich aber eines. Die Angaben für die Größe von Raptor sind immer weiter gestiegen. Raptor ist viel zu groß geworden für MCT. Es sei denn auch MCT wächst mit und soll jetzt viel mehr als 100t Nutzlast auf dem Mars landen und das wäre mir unheimlich.

Ich frage mich aber eines. Die Angaben für die Größe von Raptor sind immer weiter gestiegen. Raptor ist viel zu groß geworden für MCT. Es sei denn auch MCT wächst mit und soll jetzt viel mehr als 100t Nutzlast auf dem Mars landen und das wäre mir unheimlich.

Es wurde ja mal spekuliert, dass ein Core des Trägers deutlich über 10 Meter breit sein könnte. Zwischen 12 und 15 Metern. Das wäre gigantisch und DANN noch eine Heavy Version... 

Es wurde ja mal spekuliert, dass ein Core des Trägers deutlich über 10 Meter breit sein könnte. Zwischen 12 und 15 Metern. Das wäre gigantisch und DANN noch eine Heavy Version... 

Chris Bergin von NSF deutete an, daß er Infos über eine Heavy von SpaceX bekommen hat. Aber auch das war zu einer Zeit, als Raptor noch viel niedrigeren Schub haben sollte. Seitdem nichts mehr darüber. Bei den jetzigen Werten glaube ich daran einfach nicht. Schon ein einzelner Core könnte bei voller Wiederverwendbarkeit weit über 150t in den LEO bringen.

Leute, die mehr davon verstehen als ich, haben kalkuliert, daß ein 10m Core groß genug wäre, die Triebwerke unterzubringen. Aber der Träger würde dann hoch und schlank. Mehr wäre wohl besser.

Meine eigenen Berechnungen gehen auch dahin das es mehr wie 10m werden könnten. Allerings wenn man sich die F9 anschaut, dann ist das Verhältniss der gesammten Bauhöhe zum Coredurchmesser ja auch schon sehr groß.
Es gibt allerdings durchaus Gründe mit großem Durchmesser zu bauen, weil dann der Netzlastbereich auch mehr durchmesser haben kann, was gerade dann wenn man damit viel Menschen auf einmal zum Mars bringen will viele Vorteile haben kann, weil man z.B. durch Rotation um die Achse schwerkraftähnliche Verhältnisse hätte. Es wird sicher nicht so laufen das man Kollonisten für 6 Monate +/- X zum Mars bei Schwerelosigkeit schicken wird, das gibt viel zu viel Problem.

Ein Superträger mit Boostern könnte aber auch ein Sicherheitsplus bedeuten, indem man die Booster vielleicht nur zu 80% betankt um auch dann sicher  in All zu kommen wenn nach dem Start drei oder sogar 6 Triebwerke ausfallen.
Oder man hätte mehr deltaV um z.B. die Flugzeit um 30% zu verkürzen.
das läuft dann einfach drauf hinaus die Freiheiten die so gewaltige Antriebe bitten zu nutzen um die Sicherheit der Mensch  zu erhöhen.
Leider fehlt mir da ein gescheites Programm mit dem man das genau analysieren könnte.

Allerings wenn man sich die F9 anschaut, dann ist das Verhältniss der gesammten Bauhöhe zum Coredurchmesser ja auch schon sehr groß.

Das hat einen ganz trivialen Grund. Falcon 9 hat genau den größten Durchmesser, der noch ohne großen Aufwand mit Sondergenehmigungen und Routenwahl auf der Straße transportiert werden kann. Das spart enorm.

Es gibt allerdings durchaus Gründe mit großem Durchmesser zu bauen, weil dann der Netzlastbereich auch mehr durchmesser haben kann, was gerade dann wenn man damit viel Menschen auf einmal zum Mars bringen will viele Vorteile haben kann, weil man z.B. durch Rotation um die Achse schwerkraftähnliche Verhältnisse hätte. Es wird sicher nicht so laufen das man Kollonisten für 6 Monate +/- X zum Mars bei Schwerelosigkeit schicken wird, das gibt viel zu viel Problem.

Ich weiß nicht, woher die Faszination für künstliche Schwerkraft kommt. Bis zum Mars ist die wirklich völlig unnötig und würde die Mission enorm verkomplizieren. Es wird keine künstliche Schwerkraft für MCT geben.

Nachtrag: Dafür wären auch vielleicht 20m Durchmesser von MCT zu wenig.

Ein Superträger mit Boostern könnte aber auch ein Sicherheitsplus bedeuten, indem man die Booster vielleicht nur zu 80% betankt um auch dann sicher  in All zu kommen wenn nach dem Start drei oder sogar 6 Triebwerke ausfallen.
Oder man hätte mehr deltaV um z.B. die Flugzeit um 30% zu verkürzen.
das läuft dann einfach drauf hinaus die Freiheiten die so gewaltige Antriebe bitten zu nutzen um die Sicherheit der Mensch  zu erhöhen.
Leider fehlt mir da ein gescheites Programm mit dem man das genau analysieren könnte.

Ich glaube nicht, daß man für den Ausfall von mehr als einem Triebwerk planen wird. Und das stelle ich mir so vor: MCT wird mit einigem Treibstoff im Orbit ankommen. Was fehlt, wird nachgetankt. Wenn ein Triebwerk der ersten Stufe ausfällt, kann man auf die Reserven zurückgreifen und den Orbit erreichen. Man braucht dann vielleicht einen Tankflug mehr.

Elon Musk hat mal gesagt, daß sie in 3-4 Monaten zum Mars fliegen wollen. Nicht um die Menschen zu schonen, sondern um noch im gleichen Startfenster zurückzufliegen. Dann kann MCT schon im nächsten Startfenster wieder eingesetzt werden. Ob das allerdings endgültig ist, oder man doch auf Nutzlast optimiert, werden wir sehen, wenn es so weit ist.

Zitat von: Klakow am 11. Dezember 2014, 21:38:35

Es gibt allerdings durchaus Gründe mit großem Durchmesser zu bauen, weil dann der Netzlastbereich auch mehr durchmesser haben kann, was gerade dann wenn man damit viel Menschen auf einmal zum Mars bringen will viele Vorteile haben kann, weil man z.B. durch Rotation um die Achse schwerkraftähnliche Verhältnisse hätte. Es wird sicher nicht so laufen das man Kollonisten für 6 Monate +/- X zum Mars bei Schwerelosigkeit schicken wird, das gibt viel zu viel Problem.

Ich weiß nicht, woher die Faszination für künstliche Schwerkraft kommt. Bis zum Mars ist die wirklich völlig unnötig und würde die Mission enorm verkomplizieren. Es wird keine künstliche Schwerkraft für MCT geben.

Nachtrag: Dafür wären auch vielleicht 20m Durchmesser von MCT zu wenig.

Hallo,
Ich sehe auch eher Probleme bei der Künstlichen Schwerkraft. Einerseits kann man wenn man ein 20 meter Durchmessendes Raumschiff hat mit künstlicher Schwerkraft nur eine Ebene Nutzen, sonst wird einem Übel. Außerdem ist das was häufig als Nachteil der Schwerelosigkeit angesehen wird, nähmlich das man 6-8h Sport am Tag machen muss hier wohl ein Vorteil, die Kolonisten wollen nähmlich beschäftigt werden. So ein Marsflug ist sonst extrem Langweilig. Und auch die Kolonisten mit unnötigen Aufgaben zu beschäftigen, halte ich, wenn man es länger macht Psychologisch für gefährlich.
Außerdem ist der Menschliche Körper sehr Sensibel auf Gravitationsveränderungen und so ein Raumschiff müsste wohl größer sein als MCT jemals werden kann.

Das wir unbedingt ein Rotierendes Raumschiff brauchen sehe ich nicht so. Für mich überwiegen die Nachteile eines solchen Systems (und dabei haben wir die Technische Herausforderung noch gar nicht betrachtet).

Also bei ausschließlich 100 Männern oder 100 Frauen würde ich dir recht geben, aber bei 50/50 ergeben sich das sicher Möglichkeiten, nicht das ich mich da selber auskenne, ich hab das aus Büchern. Das steht z.B. in dem Buch: "Der Marsianer" was von Millionen Club (was immer das bedeuten mag)

Das mit den Schwerkraftgradienten hab ich schon mehrfach gehört, aber gibt es zu dieser Behauptung irgendwelche Studien?
Wurde sowas den auch nur mal eine Woche irgendwo gemacht?

Wenn nicht, glaube ich das erstmal nicht.
Ich habe als ich das erste Jahr Gleitschirm geflogen bin öfter erlebt das es mir schlecht geworden ist, sowas lässt dann in der Regel aber mit der Zeit nach. Andernfalls wäre die Seefahrt sicher schon vollständig Automatisiert, vor allem wenn es mal richtig zur Sache geht.
Ich denke die meisten Seefahrer bekommen mehr Bescheunigungsgradienten bei jedem Sturm mit und wenn es nicht gerade ein Einhandsegler ist, schlafen die vermutzlich sogar ab und an bei Sturm in der Koje. Vielleicht gibts ja einen Seebären hier der dazu was genaues sagen kann, andernfalls halte ich die Aussage erstmal für eine unwahrscheinliche Behauptung ohne Beweis.

Das man 100 Siedler nicht 8 Wochen Training im All spendieren wird um ihre Resistents gegen Schwerelosigkeit zu testen, erscheind mir sehr wahrscheinlich.

Ein Punkt der mir noch einfällt ist, dass je größer der Durchmesser des MCT ist, desto größer kann der Abstand zwischen den einzelnen Raptor Triebwerken sein. Ich kann mir vorstellen das ein solches Raptor Triebwerk ordentlich Hitze produziert (mehr als die Merlin) und wenn die ebenfalls so nah zusammen sind könnten die leicht überhitzen, was zu Triebwerksausfall oder schlimmeren führen könnte. Deshalb halte ich einen größeren Durchmesser des MCT für Sinnvoll.

Ein Punkt der mir noch einfällt ist, dass je größer der Durchmesser des MCT ist, desto größer kann der Abstand zwischen den einzelnen Raptor Triebwerken sein. Ich kann mir vorstellen das ein solches Raptor Triebwerk ordentlich Hitze produziert (mehr als die Merlin) und wenn die ebenfalls so nah zusammen sind könnten die leicht überhitzen, was zu Triebwerksausfall oder schlimmeren führen könnte. Deshalb halte ich einen größeren Durchmesser des MCT für Sinnvoll.

Die Triebwerke sind regenerativ gekühlt mit Methan. Die sind viel zu kalt zum anfassen. Einige Stellen der Turbopumpen könnten heiß sein.

Also bei ausschließlich 100 Männern oder 100 Frauen würde ich dir recht geben, aber bei 50/50 ergeben sich das sicher Möglichkeiten, nicht das ich mich da selber auskenne, ich hab das aus Büchern. Das steht z.B. in dem Buch: "Der Marsianer" was von Millionen Club (was immer das bedeuten mag)

Ist mir beim lesen nicht aufgefallen. Das wird eine Anspielung auf den "Mile High Club" sein. Das sind Leute, die schonmal Sex hatten in einer Flugzeug-Toilette. 

Das mit den Schwerkraftgradienten hab ich schon mehrfach gehört, aber gibt es zu dieser Behauptung irgendwelche Studien?

Es gibt Studien und Angaben, wie groß der Mindest-Radius für bestimmte angestrebte Schwerkraftwerte ist. Das ist proportional. Wenn man sich z.B. mit knapp Mars-Schwerkraft begnügt, wäre es nur ein Drittel von dem, was Erdschwerkraft braucht. Ich habe aber kein Link.

Eine andere Sache ist, wie konservativ sind die Werte? Es kann auf die Empfindlichkeit von Leuten wie mir ausgelegt sein, denen schon im Bus schlecht wird nach einer halben Stunde Fahrt. Es gibt sicher Leute, die sind weniger empfindlich.

Die Triebwerke sind regenerativ gekühlt mit Methan. Die sind viel zu kalt zum anfassen. Einige Stellen der Turbopumpen könnten heiß sein.

Stimmt halb. Das Methan kommt flüssig bei ca. 120 K (-153°C) in die Kammerkühliung rein, wird aber in der Kühlung auf mehr als Raumtemperatur aufgehezt. Der geauere Wert der Aufheizung hängt von der Brennkammer ab (Größe, Kühlmittelanteil, etc.). Die Außentemperatur von Kammer und Leitungen folgen weitgehend der Kühlmitteltemperatur.

ABER:  Die strahlungsgekühlte Düse die auf den Raptor-Bildern zu sehen ist, wird sehr heiß werden, typischerweise weit oberhalb 1000°C. Die ist dann nicht nur viel zu heiß zum Anfassen, sondern funktioniert nur, wenn die Abstrahlung nach außen einigermaßen unbehindert möglich ist. Wenn mehrere Düsen aufeinander strahlen kann es da deutliche Überhitzungen geben. Mir fällt ad hoc kein realisiertes Beispiel für mehrere Triebwerke mit strahluingsgekühlter Düsen im cluster ein.

(mehr als die Merlin)

Natürlich muss man sich über die Kühlung im Vorfeld immer Gedanken machen, aber die Verbrennungstemperaturen sind ja bei großen Triebwerken nicht automatisch höhere. Mit Hitze meinst du daher sicherlich mehr die Gesamtenergie die erzeugt wird und nicht die Maximaltemperatur.
Es gibt bei der Skalierung aber auch grundsätzlich Vorteile.
Schau dir mal eine Kugel oder einen Würfel an. Doppelte Größe ist vierfache Fläche, vierfache Größe ist sechtzehnfache Fläche, usw. Auch für die Mantelfläche einer Düse gilt das.
Was ich sagen möchte: Große Triebwerke können ihre Wärmeenergie sehr viel besser abstrahlen.

Die Triebwerke sind regenerativ gekühlt mit Methan. Die sind viel zu kalt zum anfassen. Einige Stellen der Turbopumpen könnten heiß sein.

Das heißt der Triebwerksmantel glüht vor lauter Kälte so schön während des Betriebs? Sorry, falsch gelesen. Du beziehst dich auf ein Methantriebwerk. Ich denke aber auch dort wird der Mantel in größerer Höhe glühen.

Edit: Und was mir eben noch einfällt: Große Triebwerke dürften sich im direkten Verhältnis zum Gasvolumen in der Düse geringer aufheizen. Denn das Volumen, dass die Verbrennungsgase innerhalb der Triebwerksglocke bilden, steigt mit zunehmender Triebwerksgröße kubisch an, während die Mantelfläche nur quadratisch ansteigt. Das dürfte (wenn ich jetzt nicht vollkommen falsch liege) dazu führen, dass mehr Verbrennungsgase austreten ohne überhaupt mit der Mantelfläche wechselwirken zu können, d.h. thermische Energie abzugeben.

Es gibt bei der Skalierung aber auch grundsätzlich Vorteile.
Schau dir mal eine Kugel oder einen Würfel an. Doppelte Größe ist vierfache Fläche, vierfache Größe ist sechtzehnfache Fläche, usw. Auch für die Mantelfläche einer Düse gilt das.

Die Frage ist was wird von wo nach wo skaliert.
Große Triebwerke haben eine deutlich höheren Schub, der nicht nur aus der geometrischen Vergrößerung kommt sondern viel mehr aus der Erhöhung des Treibstoff-Massenstroms, das bedeutet Kammerdruck. (Beispiel:  SSME: Kammerdurchmesser 450 mm, Schub 2300 kN;  Vulcain: Kammerdurchmesser 415 mm, Schub 1350 kN).
Der Wärmestrom steigt deutlich mit dem Kammerdruck, auch wenn die Größe, und damit die Fläche, näherungsweise ähnlich bleibt.  Das gilt genauso für die Düse.

Was ich sagen möchte: Große Triebwerke können ihre Wärmeenergie sehr viel besser abstrahlen.

Wenn 'groß' die geometrische Größe bei sonst gleicher Leistung (sprich Schub) bedeutet, dann ja. Wenn 'groß' höherer Schub bedeutet, dann nicht, da der Wärmestrom auch höher ist.

Mit welchem Triebwerk wollen wir für solche Aussagen denn Raptor vergleichen ? Da könnte sich RS-68 anbieten (Raptor - 2750 kN;  RS-68 - 2910 kN).

ABER:  Die strahlungsgekühlte Düse die auf den Raptor-Bildern zu sehen ist, wird sehr heiß werden, typischerweise weit oberhalb 1000°C. Die ist dann nicht nur viel zu heiß zum Anfassen, sondern funktioniert nur, wenn die Abstrahlung nach außen einigermaßen unbehindert möglich ist. Wenn mehrere Düsen aufeinander strahlen kann es da deutliche Überhitzungen geben. Mir fällt ad hoc kein realisiertes Beispiel für mehrere Triebwerke mit strahluingsgekühlter Düsen im cluster ein.

Ich kenne kein Raptor-Bild. Meinst du die Merlin-vac Bilder der Oberstufe von den Falcon Starts? Ja, die Düsenerweiterung ist strahlungsgekühlt und wird rotglühend heiß. Das ist auch eine völlig freiliegende einzelne Düse. Die 9 Merlins der ersten Stufe sind eng gepackt. So eng, daß man es beim Schwenken der einzelnen Düsen berücksichtigen muß, damit sie nicht gegeneinander stoßen.

Ich kenne kein Raptor-Bild.

Ich meine das Bild aus der Präsentation von SpaceX, die ich Dir mal geschickt hatte. Darin auf der letzten Seite links.

@ proton01: Ich habe mich ja auch nicht über den Schub geäußert, sondern nur über die Wärmestrahlung. Wollte damit nur verdeutlichen, dass eine 200°C heiße Oberfläche, die doppelt so groß wie eine andere 200°C heiße Oberfläche ist, eben viermal mehr Energie abstrahlt. Der Schub steht da auf einem anderen Blatt.

Der Unterschied zwischen einem einzelnen Triebwerk und einer Anordnung mehrerer Triebwerke liegt dann eben in der nicht symmetrischen Glühfläche eines einzelnen Triebwerks.
Die thermische Belastung des mittleren Triebwerks wird zwangsläufig eine höhere sein, da es zwar ebensoviel Wärme abstrahlen kann, wie alle außenliegenden Triebwerke, aber ständig zusätzlich noch Strahlung der umliegenden Triebwerke wieder aufgenommen wird. Dies müsste eigentlich in einer höheren Gleichgewichtstemperatur zwischen Wärmezuführung der Gase und der Abstrahlung führen.
Da aber im Vergleich zu einem kleineren Triebwerk insgesamt das Verhältnis zwischen Triebwerksgröße und Abstrahlfläche günstiger ist, könnte ich persönlich mir vorstellen, dass eine kleinere Triebwerksanordnung wie bei dem Merlins gerade für das mittlere Triebwerk thermisch insgesamt problematischer ist.

Die meisten Leute haben beim Thema schwerelosigkeit die ISS im Sinn, da macht das bei den Zielen die damit erreicht werden sollen wohl Sinn keine Schwerkarft zu haben, aber für MCT macht das sicher null Sinn, es macht das Leben wärend den langen Reisezeiten sehr viel komplizierter. Noch dazu brauchen 100 Menschen die drei Monate in eine Büchse unterwegs sind einfach Platz, da kommt eine MCC-Träger, zumal mit Boostern sicher keinen Fairing von unter 10m wirklich eh keinen Sinn. Wo sollen dann dann die 100t untergebracht werden, da wird ja Vollumenbezogen wohl weniger als 1t/m³ dabei Rauskommen.
Ich könnte mir duchaus vorstellen das man über 15m Durchmesser haben wird und vielleicht 50m Länge. Selbst der Platz in der first Class in einem Flieger (hatte ich schon zweimal), ist für so lange Zeiträume ungeeignet. Wo sollen die Leute den für sich alleine sein, 2m³/Person, oder eher 4?
Es ist auch komplett was anderes nahe der Erde aus der ISS zu sein, wo man eine Person mal in Kürze zur Not runterbringen kann wenn unbedingt eine OP durchgeführt werden muss. Es ist nun mal was anderes speziel aufgebildetet Forscher in einer begrenzten Mission reisen zu lassen, als 100 Siedler, selbst wenn diese besser quallifiziert sind als der Durchschnittsbürger.

@ proton01: Ich habe mich ja auch nicht über den Schub geäußert, sondern nur über die Wärmestrahlung. Wollte damit nur verdeutlichen, dass eine 200°C heiße Oberfläche, die doppelt so groß wie eine andere 200°C heiße Oberfläche ist, eben viermal mehr Energie abstrahlt. Der Schub steht da auf einem anderen Blatt.

Wenn die Fläche doppelt so groß ist und die Temperatur gleich bleibt, dann ist auch der Wärmestrom verdoppelt, aber nicht vervierfacht.