SpaceX ITS (MCT) - Diskussion

Das wichtigste nach dem wegkommen vom Startplatz ist es einen großen Teil vom Treibstoff vor der Landung loszuwerden, also zu verbrennen. Andernfalls wirds ziemlich schwirig, das Ding hat über 2500t Masse.

Der Tanker hat über 2500t Masse.
Das andere hat 1950t Treibstoff, 150t Strukturmasse und bis zu 300t Nutzlast, also Maximal 2400t, dennoch viel. Solange die Triebwerke, die Inneren wenigstens drosseln können solte das Landen gehen. Die Äußeren kann man zur Drosselung nacheinader abschalten.

Grüße aus dem Schnee

150 Tonnen Strukturmasse klingt nach sehr wenig. Der Space Shuttle Orbiter hatte je nach Quelle ~ 68,000 bis 78,000 kg.


lg Cala

Die 150t sind natürlich wenig, aber wie ich das schon mehrfach geschrieben hatte, die Trockenmasse ist vor allem eine Funktion D², der Treibstoff aber D³.
Beispiel:
für D=5m =>
   A=25m²*k1 (konstante für eine bestimmte Konstruktion)
   V=125m³*k2
für D=10m =>
  A=100m²
  V=1000m³*k2
Dast stimmt zwar nicht beliebig aber fast.
In dem Beispiel ist die spezifische Strukturmasse bei einem großen Schiff nur halb so groß.
Im Prinzip ist die Masse eine Funktion der Größe alle Oberflächen, die Treibstoffmasse proporttional dem  Tankvolumen. Da die Oberfläche wächst quadratisch mit der Dimmension, das Volumen aber schneller.
Das ist mit einer der Hauptgründe warum BFR+ITS recht kleine Leermassen haben werden.
Dies hat dann unmittelbare Folgen auf die Verluste der Rückkehr vom Booster zum Startplatz, also RTLS.
Die Treibstoffmasse die dabei benötigt wird hängt nähmlich von der Leermasse und dem ISP ab, da dies relativ kleiner ist, gibt es nur die 7% Verluste.
Das geht sicher nicht mit kleineren Raketen, z.B. New Glen.

Bei der geringen Strukturmasse wird das mit dem Strahlenschutz äußerst kritisch. Wie soll da die Besatzung vernünftig abgeschirmt werden? Und kommt jetzt bitte nicht mit "Triebwerke zur Sonne". Das hilft gegen die kosmische Strahlung überhaupt nichts und gerade die ist das Problem!

Nein, das Problem ist die Sonnenstrahlung, worüber immer wieder Sorge herscht, sind Sonneneruptionen.
Die Triebwerke bringen auch nicht viel, sondern eher die Tanks und der Treibstoff, aber du hast recht, der allgemeine Strahlenschutz ist mager.

Grüße aus dem Schnee

Die Sonnenstrahlung kann man aber noch gut abschirmen und es gibt auch eine rudimentäre Frühwarnung. Bei einer Sonneneruption dreht man das Raumschiff so, das die Triebwerke zur Sonne zeigen. Dann schwächen die Triebwerke und vor allem die Treibstoffe die Strahlung ab. Das Problem bei der kosmischen Strahlung dagegen ist, das sie fast gleichmäßig von überall her einfällt. Da sie hochenergetisch ist, kann sie nur schwer abgeschirmt werden, zudem entsteht dann Bremsstrahlung, die genau so gefährlich ist!

Die 150t sind natürlich wenig, aber wie ich das schon mehrfach geschrieben hatte, die Trockenmasse ist vor allem eine Funktion D², der Treibstoff aber D³.Beispiel: für D=5m =>    A=25m²*k1 (konstante für eine bestimmte Konstruktion)   V=125m³*k2für D=10m =>  A=100m²  V=1000m³*k2Dast stimmt zwar nicht beliebig aber fast.In dem Beispiel ist die spezifische Strukturmasse bei einem großen Schiff nur halb so groß.Im Prinzip ist die Masse eine Funktion der Größe alle Oberflächen, die Treibstoffmasse proporttional dem  Tankvolumen. Da die Oberfläche wächst quadratisch mit der Dimmension, das Volumen aber schneller.Das ist mit einer der Hauptgründe warum BFR+ITS recht kleine Leermassen haben werden.Dies hat dann unmittelbare Folgen auf die Verluste der Rückkehr vom Booster zum Startplatz, also RTLS.Die Treibstoffmasse die dabei benötigt wird hängt nähmlich von der Leermasse und dem ISP ab, da dies relativ kleiner ist, gibt es nur die 7% Verluste.Das geht sicher nicht mit kleineren Raketen, z.B. New Glen.

Schon klar dass, wenn man einen Körper vergrößert, das Volumen schneller ansteigt als die Oberfläche. Bezogen auf Tanks steigt dann jedoch auch die Tankdicke und die nötige Struktur-festigkeit zu erhalten. Die Gewichtsersparnis ist also nicht so groß wie es auf den ersten Blick scheint.
Ganz allgemein gesehen wird ein größeres Raumschiff (ITS) sicher ein besseres Verhältnis von Volumen zu Leergewicht als ein kleines (Shuttle) haben. Gerade mal verdoppeltes Gewicht bei einem mehrfach größeren Gefährt wirkt jedoch übertrieben optimistisch.

Das ist auch mein grundlegendes Problem mit dem ITS Konzept, es steckt voller solcher kleinen "Ungereimtheiten", die in Summe jedoch mehr als Details sind: Die Preiskalkulation mit 1000x facher Wiederverwendung und Schiffspreis von 200 Mio, das Problem der Strahlenbelastung, das mit "Ist gar nicht so schlimm" mehr oder weniger beiseite gewischt wird.

Und dann der große Brocken des Treibstoffes. Hier ist die Frage ja nicht "Ist die Kohlenstoffdioxid in Methan Umwandlung aus Laborantensicht möglich?" sondern: "Wie bau ich eine Anlage am Mars die in 2 Jahren 1000 Tonnen Methan ausstößt und dies auch noch garantiert zuverlässig und bei den dortigen Umweltbedingungen schafft?"

All das zusammen ergibt dann den Unterschied zwischen "Ja...theoretisch wär das schon möglich" und einem tatsächlich existenten Raumschiff das 2030 mit 100 Leuten zum Mars abhebt.

Um keine Missverständnisse aufkommen zu lassen: Es geht mir hier nicht darum die Berufspessimistin zu sein. Sollte Musk den Plan tatsächlich so im Zeitrahmen durchziehen dann freue ich mich für ihn und die Menschheit. Im Moment jedoch ist sein Marsplan noch nicht überzeugend genug als das ich (persönlich!) viel Enthusiasmus darüber entwickeln könnte. Zumindest bis es mehr Argumente gibt als "Das schafft er weil er der Elon ist".

Liebe Grüße

Calapine/Susanne


PS: Ich muß ins Bett. Antworten daher erst wieder morgen. 

Bezüglich der Strahlung: bei 100 Passagieren, braucht man schon eine recht große Menge Wasser - selbst wenn stark recycled wird. Es ist sicher kein Problem, die Hülle als Wasserspeicher auszulegen.
Es wird ja offensichtlich mit 4,5 Tonnen/Passagier gerechnet. Da ist sicher auch Wasser mit eingerechnet...

Das ist auch mein grundlegendes Problem mit dem ITS Konzept, es steckt voller solcher kleinen "Ungereimtheiten", die in Summe jedoch mehr als Details sind: Die Preiskalkulation mit 1000x facher Wiederverwendung und Schiffspreis von 200 Mio, das Problem der Strahlenbelastung, das mit "Ist gar nicht so schlimm" mehr oder weniger beiseite gewischt wird.

-die Preiskalkulation sollte auch mit einer 100 fachen oder auch nur 25 fachen Wiederverwendbarkeit noch gut halten. Das entspräche einer Abschreibung pro Flug von 2 Mio bzw 6 Mi

- einfach wegwischen des Themas Strahlenbelastung ist falsch. Aber dazu wurden schon einige versuche und berechnungen angestellt:
So lange man die solaren Strahlungsausbrüche unter Kontrolle hält dürfte die Besatzung auf während eines 90 Tages Flug rund 150 mSv abbekommen.
Das ist nicht schön aber immer noch ein ganzes Stück von 1 Sv entfernt.

Was ich im Video vermisst habe, ist der Radiator, der soviel Energie abstrahlt, dass Sauerstoff & Methan nicht verdampfen.

Das was man im Video gesehen hat ist das Konzept und bei den Triebwerken und den Tanks zwei wichtige Basiskomponenten.
Man kann sicher sein, das man damit die Tür weit aufgestoßen hat auf dem Weg zum Mars. All den Fragen die wir hier stellen hat man sich sicher auch gestellt und zumindest Lösungen gesehen wie man es machen kann. 
Klar fehlen da noch viele Entwicklungen und mansches kann sich sogar als nicht lösbar herausstellen ohne an der Basis was zu ändern.
Eines sollte aber jedem Klar sein, ein Schiff mit derart großer Tonasche hat naturbedingt mehr Möglichkeiten die Besatzung zu schützen als eine kleine Kapsel.
Zum spezifischen Leergewicht : das solche Systeme dickeres Material haben werden ist klar, aber dies wird schwächer steigen als das Volumen.

Könnte der Radiator mit den Solarzellen kombiniert sein? Vorne ist der Solarzelle, hinten der Radiator. Dann kann der Radiator zwar nur in eine Richtung abstrahlen, aber man benötigt auch nur eine Trag-Struktur dafür.
Ich vermute, daß das "Russische Prinzip", einfache die Außenhülle zu verwenden, hier nicht gehen wird.

Bezüglich der Strahlung: bei 100 Passagieren, braucht man schon eine recht große Menge Wasser - selbst wenn stark recycled wird. Es ist sicher kein Problem, die Hülle als Wasserspeicher auszulegen.
Es wird ja offensichtlich mit 4,5 Tonnen/Passagier gerechnet. Da ist sicher auch Wasser mit eingerechnet...

450 Tonnen ist das Maximale, was sie auf dem Mars landen können per Hohmanübergang.
Wie du aus meiner Rechnung oben ablesen kannst rechnen sie neben der Strukturmasse des Schiffs eher mit 1t Pro Passagier. Wenn sie nur 90 Tage fliegen können sie nur etwa 100 Tonnen mitnehmen.

Könnte der Radiator mit den Solarzellen kombiniert sein? Vorne ist der Solarzelle, hinten der Radiator. Dann kann der Radiator zwar nur in eine Richtung abstrahlen, aber man benötigt auch nur eine Trag-Struktur dafür.
Ich vermute, daß das "Russische Prinzip", einfache die Außenhülle zu verwenden, hier nicht gehen wird.

Wenn die Wärme der Sonnenbeschienen Seite nicht zu der Schattenseite durchwandert, bzw kaum kann man dort überschüssige Wärme hinleiten und so ableiten.
Wenn man einiges an Energie aufwendet, kann man die Solarzellen sogar heißer machen, als sie durch die Sonne schon sind und die Energie geht auch von ihnen ab, wäre aber sehr starke Energieverwendung.

Grüße aus dem Schnee

Der Wirkungsgrad und die Lebensdauer von Solarzellen nimmt aber mit steigender Temperatur stark ab. Auch bei GaAs

Denke auch, dass die Anforderungen an einen kombinierten Solarkollektor/Radiator zu gegensätzlich sind.
Die Strahlungsleistung steigt nach dem Stefan-Boltzmann-Gesetz in der vierten Potenz mit der Temperatur, während der Wirkungsgrad von Solarzellen hingegen wie McPhönix schon sagt mit steigender Temperatur sinkt. Hier einen effizienten Kompromiss zu finden, dürfte nicht leicht, wenn nicht sogar unpraktikabel sein. Mit so einem Vorgehen würde SpX schon sehr überraschen.
Mal zu Veranschauung:

Der Stromwert ist bei höherer Temperatur übrigens nur deshalb erhöht, da in der Grafik eine intensivere Sonneneinstrahlung als Grund für die höhere Temperatur angenommen wird.
Weshalb aber nicht einen Ausleger für beides mit getrennten Zonen verwenden? Dann kann die Radiatorzone schön in zwei Richtungen strahlen und die PV-Zone bliebe (je nach thermischer Entkopplung) ungestört.
Das Problem liegt nur darin, dass die von SpaceX gezeigten PV-Flächen doch eher filigran und vor allen Dingen entfaltbar zu sein scheinen. Radiatoren wie bei der ISS sehen eingeklappt hingegen relativ massiv aus. Gut, es muss ja kein Ammoniakkreislauf sein.

Wenn man die Radiatoren in an den falschen "Solarsegeln" (sie erinnern einfach optisch daran) unterbringen will, sehe ich 3 Möglichkeiten.

- Radiatoren sind auf der Rückseite der Solarzellen mit einer dünnen Schicht dazwischen, die mit vielleicht 0,01 Bar gerade genug Luft hat, um sie getrennt zu halten. Die Solarzellen müssen die eigene Wärme und etwas Wärme, dass sie von den Radiatoren abkriegen abgeben, während die Radiatoren für sich ihre Arbeit tun. Vorteil ist eine moderate Energiegewinnung, bei gleichzeitig Guter Wärmeabgabe.
- Aufbau ist wie in der vorherigen Variante, aber wärme wird von den Solarzellen auf die Radiatoren umgeleitet. Das Kühlsystem des Schiffs braucht für diese Umleitung zusätzliche Energie, dafür können die Solarzellen dank Kälte besser Arbeiten. Frage ist, ob sich die Mehr Produktion lohnt, gegenüber dem Mehrverbrauch. Auch ob es massemäßig akzeptabel ist, da die Wärmeübertragung auch etwas zusätzliche Masse bedeutet. Aber wenn man mehr Energie produziert, könnte zum Ausgleich auch kleinere Solarkollektoren eingesetzt werden.
- Solarkollektoren und Radiatoren sind direkt kombiniert. Man Spart Masse und kann so größere Solarkollektoren verwenden zum Ausgleich des Energieverlustes.

Die Frage ist natürlich, wo das Optimum liegt.

Grüße aus dem Schnee

Es wird wohl darauf hinauslaufen, daß man eine aktive Kühlung vorsieht. Da die Technologie und die Materialien doch heftig "vorangeschritten" sind, könnte man die ISS-PV Kühlung sicher völlig als Lehrbeispiel vergessen.
Meine Erfahrung bei der Kühlung von Bauelementen zeigt mir, daß entscheidend ist, die Wärme schnell vom Bauelement abzuführen in ein Kühlelement hinein, denn das kann man optimal gestalten zwecks letztendlicher Abstrahlung der Wärme..
Praxis z.B.: Der beste Fingerkühlkörper gewinnt drastisch an Wirkungsgrad, wenn die Luft zwischen den Fingern auch nur um ein Weniges bewegt wird. Wieviel - das ist dann der Kompromiß zwischen vom Solarstrom abgezweigter Energie für das Pumpelement und dem Gewinn an Strom. Und wenn man sieht, wie wenig Strom moderne Motoren brauchen, sollte heutzutage die Entscheidung wohl für aktive Kühlung ausfallen.
Wichtig wäre für mich nur - kann man auch gleich nebenbei die Radiatoren so klein machen, daß jegliche Klappmechanismen entfallen könnten. Das wäre ein echtes Sparpotential für Gewicht.

Ein Problem ist denke ich auch noch die Methanherstellung auf dem Mars. Das Umwandlen von von CO2 und H2O zu Methan ist altbekannt. Aber bisher wird an diesen Verfahren mehr geforscht, als dass sie aktiv eingesetzt werden. Die meisten Anlagen bisher sind Pilotanlagen im kWbis geringem MW Leistungsbereich, siehe z.B. https://de.wikipedia.org/wiki/Power-to-Gas Und wenn hier auf Erden noch mehr getüftelt, als produziert wird, wird es auf dem Mars noch schwieriger. Und mal schnell aus Eis und CO2 aus der Atmosphäre genügend Treibstoff für Raumschiff herzustellen dauert auchs eine Zeit. V.a. da aktuell eher die Tendenz in dem Bereich ist, solche Power-to-Gas Anlagen mit CO2 aus Industriebtrieben, (Kohle-) Kraftwerken und Biogasanlagen zu versorgen. Gut der Großteil der Marsatmosphäre ist CO2, dafür aber auch sehr dünn. Weiteres Problem bei den aktuell untersuchten Verfahren sit, dass sie spezielle Anforderungen an die Umgebung haben, meist hoher Druck, bestimmte Temperatur (usw.). Ergo muss noch eine Menge Energie aufgewendet werden, um CH4 zu produzieren. So aktuelle Wirkungsgrade für die Methanproduktion liegen bei 50%.

Ich will damit sagen, dass es nicht machbar ist. ABer es sind auch in diesem Bereich noch eine Menge Hürden, die erforscht und gelöst werden müssen (was eine Menge Geld kosten dürfte).

Zum Thema power2gas: die soweit ich weiß größte Anlage, die derzeit in Deutschland in Betrieb ist, wurde in Zusammenarbeit mit Audi gebaut und wandelt über 6MW um:
http://www.etogas.com/referenzen/article///industrielle-63-mw-ptg-anlage-audi-e-gas-anlage/

Ein Problem ist denke ich auch noch die Methanherstellung auf dem Mars. Das Umwandlen von von CO2 und H2O zu Methan ist altbekannt.

Es gibt -bei bemannten Missionen- durchaus noch weitere Methanquellen. Da man einen geschlossenen Luftkreislauf hat, ließe sich wahrscheinlich ein Teil des Methans darüber gewinnen. Auf dem Mars selbst müssen die Verdauungsendrodukte und andere biologische Abfälle auch irgendwie weiterbehandelt werden, warum also nicht eine Biogasanlage aufbauen und das sowieso anfallende Methan zusätzlich für den Rückflug verwenden?

ITS wird erst dann bemant fliegen, wenn am Landeplatz daneben schon die ITS vom unbemanten Flug (vielleicht 2022/2023) steht und bis dahin genung produzierten Treibstoff im Bauch hat.
Die 50% bedeutet das 50% bei der Umwandlung in Wärme umgewandelt wird, das ist aber auf dem Mars kein echter Verlust weil man die Wärme eh braucht.
Ausserdem sind selbst die 50% nicht in Stein gemeisselt, weil es sein kann dass die niedrige Lufttemperatur an gewissen Stellen beim Umwandlungsprozess nützlich sein kann.
Was sicher richtig ist, dass man soviel Energie braucht wie nur irgend Möglich, also großes Solarsysteme oder vielleicht auch nuklear, wenn man den Wasserstoff damit herstellen kann.
Vermutlich wäre es 2025 besser wenn 2022/2023 zumindest eine kleine Manschaft dabei wäre, aber obwohl man da sicher Bewerber finden würde die bereit währen da oben auszuharren, wird das wohl kaumin betracht kommen.
Das wird sicher interessant wenn die Kameras von der Vormission die Landung der ersten Menschen aufnimmt.
dagegen war die Mondlandung kalter Kaffee.
Nebenbei wird ein Teil der nötigen Verfahren eh schon auf der ISS genutzt um das CO2 umzusetzen.

Bei den Forschungsprojekten dazu auf der Erde geht es darum, wie mann die umwandlung noch effizienter, also Energiesparender bekommt, noch günstiger, von der anlage her, noch Resourcensparender, also weniger Abfallprodukte, die erst wieder zersetzt/verbrannt werden müssen und sowas.
Wenn man das verfahren aber alternativlos braucht (oneway, oder Traibstoffimport sind keine wirklichen Alternativen) , dann ist es Nebensache, ob 40% oder 70% der eingesetzten Energie verlohren gehen.
Viel erreichen können sie aber wirklich, wenn sie überschüssige Wärme von einer anlage recyclen können. Etwa zum Bodenerwärmen, um das Wasser zu gewinnen, oder als Heizung für Prozesse mit niedrigeren, aber immer noch hohen Betriebstemperaturen.

Grüße aus dem Schnee

Dazu eine Überschlagsrechnung bei Reddit:

https://www.reddit.com/r/spacex/comments/55jf9n/calculating_what_a_fuel_production_facility_might/

---> Summary Net Energy Required = 370 kW

Ein Gutteil geht dabei für die Elektrolyse drauf. Außerdem muss man wohl dazu noch etwas Reserve und Verluste dazu rechnen.


Das ist durch große PV Anlagen recht gut zu bewältigen und massetechnisch bekommt man das auch gut hin.
Aber das Aufstellen so großer Anlagen wird Robottisch wohl das Hauptproblem werden.

vier Leute von Mars One ein one way ticket spendieren  :'(