SpaceX ITS (MCT) - Diskussion

Das währe dann wohl ein neues Shuttle, nur so das es wirklich leicht wiederverwendbar ist.
Die Frage wäre nur wie mini? Angepasste so das es optimal zur F9 oder der FH passt.
Wenn man es für die F9 macht,  könnten beide zusammen ganz lange sowas wie die B737 der Raumfahrt werden, zwar zu klein für dicke Brummer, aber extrem erfolgreich.

das wäre dann ja noch kleiner als das worüber ich oben spekuliert habe: neuer Raptor Centercore mit Falcon Boostern drum herum...

MFG S

Ich hätte da ne kurze frage: wäre eine kleine BFR mögliche welche bei voller wiederverwendung ca. 35 Tonnen in LEO tragen kan und etwa 10 Mio pro start kostet ?

Eine wirklich kleine BFR hätte vermutlich, Analog zur F9, neun Raptortriebwerke mit ca. 27,45MN Schub am Boden.
Diese würden eine sinnvolle Startmasse von 2300t zulassen, also ca. 70% mehr wie die geplante FH. Die Saturn V hatte ca. 30MN Schub!
Mit einem Oberstufentriebwerk (Raptor Vakuum) schätze ich unter der Annahme das die S1 auf dem Schiff gelandet wird, das LEO Potential auf 90t oder mehr für LEO und mindestens 30t GTO.
Ein passender Core hätte ca. 6-7m Durchmesser und die Erststufe wäre ca. 60-70m Lang. Die Oberstufe nochmals 15-20m.
Eine F9 verliert ca. 20% Nutzlast bei Landung auf dem Wasser, eine Oberstufe auf Raptorbasis würde bei gleicher Nutzlast vermutlich die nötige zusätzliche Masse für Hitzschild usw. kompensieren.

Ob das Preislich klappen kann, kann ich gerade nicht durchdenken.

Für BFR Tanker/Frachter Flüge gingen sie bei ihrer damaligen Präsentation von 140.000$ pro Tonne bei Wiederverwendung aus. Für die von dir genannten 30t wären das 4,2Mio.
Da sie damals aber davon ausgingen, dass das System ordentlich ausgearbeitet ist, also sicher auch nochmal 10 Jahre Weiterentwicklung nach den ersten Flügen drinn stecken ist dies auf Lange Sicht wohl drinn.
ein kleineres System könnte sich negativ auf diese Bilanz auswirken.
Was aber definitiv die Preisleistung erstmal vermießt ist, das diese Weiterentwicklungen noch stattfinden müssen, aber vielleicht.

kleiner Offtopic Ausflug für leichte Vergleiche.
Falcon 9 ist mit 22t angegeben, wie viel sie gerade wirklich schaft und mit Wiederverwendung ist offen, aber gerade sind Wiedervwendungen mit knapp 10t auf nicht optimale Orbits nachgewiesen, also vielleicht 15t mit Wiederverwendung im Moment. Preis ist im Moment 62 Mio, Kosten drunter, wenn man keine extras will. Erststufenweiderverwendung spart schon die Hälfte des Herstellungspreises dieser, je nach Berechnung sind das 10 bis 20 Mio. Dies soll noch besser werden. Fairing Wiederverwendung soll nochmal 5 Mio einsparen.
Zusammen ist also 15t für unter 45Mio oder gar deutlich weniger noch dieses Jahr realistisch, ob dieseEinsparungen an die Kunden vollens weiter gegeben wird ist unwahrscheinlich. Warum sollten sie, wenn ihre Auftragsbücher auch so voll sind.
Mit FH in Normalkonfiguration dürfte das Nutzlast-Kosten-Verhältnis noch besser sein. Sollten sie dort die Oberstufe auch wiederverwenden können, auch bei deutlichen Nutzlasteinbußen wäre es noch besser.
Persöhnliche Schätzung, wenn es so weit ist, 40 bis 45t zu 30 bis 40 Mio (Kosten nicht Preis)

Zurück zu ITS.
Besserer ISP und Kohlefasertanks machen den ganzen Spaß schon mal noch effizienter.

An ein Verhältnis von 35t zu 10Mio in den nächsten 5 Jahren glaube ich aber nicht.

Grüße aus dem Schnee

Lighting hat nach kleiner BFR gefragt und da dürfte man kaum weniger Triebwerke als bei der F9 einsetzen. Wenn sie sowas machen würden, wäre das eigendlich das bewärte Konzept der F9, mit dem Zusatz das eine Raptor Oberstufe durch den höheren ISP mindesten die Verluste durch das mehr an höherer Leermasse im vergleich zur F9 kompensiert. Hinzu kommt naürlich auch der Gewinn durch höheren ISP dieses Boosters, das dürfte die Nutzlast nochmals um 15% steigern, man kann deshalb eher von >90t LEO zu x$ Kosten ausgehen. Von den Kosten selber stimme ich dir zu, 30-40M$ muss man sicher rechnen aber eben auch mit 90t.
Eines sollte man nicht vergessen, die spezifische Strukturmasse die bei der F9 schon erheblich besser als bei der riesigen Saturn V, den Vorteil hätte eine mini BFR/ITS noch inweit stärkerem Masse.
So gesehen könnten die Kosten pro kg ins LEO schon passen, aber es würde eben kein F9 mit Raptorboostern geben.
Eine Raptor Oberstufe für die F9 macht aber sehr viel Sinn, weil damit Wiederverwendung der Oberstufe ohne Nutzlastverlust zur heutigen F9 möglich wird, oder 25% mehr für GTO und 35% zum Mars.
Für mich steht fest das genau die bald kommen wird, es ist der logische nächste Schritt, kaum ein neues Risiko für das PAD beim ersten Start, man braucht nur ein neues Triebwerk dafür, man kann erstmal die vorhandenen Tanks einsetzen. Im nächten Schritt dann die Tanks ersetzen und anschiesend die Änderungen für die Wiederverwendung.

*Orakel Orakel*
(Ich bin fuer eine neue Forum Umfrage)

Ich nehme viel eher an, dass die F9 Block 5 tatsaechlich so bleibt wie sie ist, lediglich die Produktion wird optimiert und ueberwiegend auf Oberstufen ausgerichtet. Brownsville wird das Arbeitspferd fuer die Brot-und-Butter Satellitenstarts, vom 39A werden die ISS Fluege sowie einige wenige FHs gestartet. Das Entwicklungsteam dagegen entwickelt eine komplett neue Rakete, die Mini BFR. Mit ihr lernt man die Kryo-Carbonhuelle, das Landen auf dem Pad, und eben alles andere was man fuer spaeter braucht. Die Groesse der Mini BFR wird vermutlich wie Blue Origin's New Glenn sein (die jedoch frueher fliegen wird).

Von der Reihenfolge stimme ich dir nicht zu weil es einige Nachteile hat.
Weiterhin hat EM durchblicken lassen der eine wiederverwendbare Oberstufe kommt, diese mach aber als Kerosin/LOX Rakete mit Merlin 1D nicht viel Sinn, man verliert einfach zu viel Nutzlast.
Auf Reggit hat jemand eine Kalkulation veröffendlicht wie das mit den Tankverhältnissen bei Methan/LOX aussieht.
Füllt man beide Tank mit superkalten Treibstoffanteilen, muss der Methantank nur sehr geringfügig länger werden.
Also wäre eine neue Oberstufe die im ersten Schritt nur einen geringfügoh längeren Treibstofftank hätte nur bezüglich des Raptortriebwerks neu.
Eigendlich müsste das sogar ganz schnell die sicherheit verbessern, weil weil man keine Heliumtanks mehr braucht.

Das verkleinerte ITS hat jetzt einen Durchmesser von 9 Metern:
https://twitter.com/elonmusk/status/888555494763241472
https://twitter.com/elonmusk/status/888813713800785923

Und Musk wird an dem letzten Tag des IAC das neue Design präsentieren. Der Grund ist vermutlich um anderen Leuten nicht die Show zu stehlen.

Im Gegensatz zu früher wird er vorher Fragen sammeln und dort live beantworten. Damit kann er absurde aber auch vielleicht allzu kritische Fragen vorher ausschließen. Das hat also Vor- und Nachteile.

Mir ist lieber er sortiert ein paar zu kritische Fragen aus, bei denen er eh nur rumdrucksen würde und sie halb beantwortet, als dass wir am Ende wieder so eine Scheiße-Frage bekommen. (und nein, das ist nicht als Beleidigung gedacht)

Na von 12 Meter runter auf 9 Meter geht ja noch, außer er meint die ITS Extremmaße, die bei 17 Metern lagen, dann wäre das schon deutlicher.
So oder so fällt ein Start auf einer Falcon 9 damit flach.

Frage mich ob diese runterscalierte Version dann bleibt oder nur für die Entwicklungs und Anfangsphase vorgesehen ist.

Grüße aus dem Schnee

Nur steigt das Volumen viel stärker an als der Durchmesser - um das doppelte bis mehr als das dreifache (je nach dem ob man die Höhe im selben Maße erhöht/verringert.
Und für eine 1/3el so große Raumfähre bräuchte man dann eben auch eine ein drittel so große Rakete. Dann hat man schnell eine 2.200t statt 7000 Tonnen BFR. Das sieht schon GANZ anders aus. - Immer noch größer als New Glenn aber eben nicht komplett deklassierend.

Außerdem ist es wichtig zu verstehen was diese News bedeutet: dieses subscaled ITS ist eben kein kleiner Versuchsträger und zusätzliche Oberstufe für F9 / FH sondern wirklich eine etwas zusammengeschmolzene ITS die diese bis in nähere Zeit ersetzen werden.

Naja wenn man mal realistisch ist, war der erste Entwurf ziemlich optimistisch  .  Da ist es doch so jetzt besser wenn man etwas kleiner anfängt mit weniger Besatztung.
Später kann man ja immer noch größer planen.

Ich interpretiere dies als von 12m zu 9m, an der Höhe ändert sich vermutlich nichts, da dies vom Schub der dann vermutlich 21 Triebwerke abhängt.
kürzer wird diese vermutlich nicht werden, eher sogar noch ein wenig höher.
An einen noch dünneren Core glaube ich eigentlich nicht, sonst sinkt die Nutzlast zu stark.
Linear zur Fläche sollten dies dann ca. 170t als Passagier und 210t als Tanker bedeuten.

Nun ein Blick auf mögliche Vor- und Nachteile.
Vorteile:
1) Die Rakete wird vermutlich nur nach 60-70% kosten.
2) Das Risiko bei einer Explosion sinkt.
3) Eine gleich lange Oberstufe hat in einer Atmosphäre ca. 25% kleinere Flächenbelastung.
4) Es wird weniger Treibstoff für den Rückflug benötigt.
5) Der Core ist nicht ganz so schwer zu transportieren
6) Das Prozessrisiko sinkt, da der Sprung von der F9 zur ITS nicht ganz so groß wird.
7) Die Verwendungsmöglichkeit für kommerzielle Starts steigt.

Nachteile:
10) Die Nutzlast sinkt stark.
11) Das Volumen sinkt auf ca. 56%, was vermutlich nur noch für ca. 50 Leuten ausreichen wird.

Für mich sind die Hauptvorteile

1) Diese Größe kann von LC-39A ohne massiven Umbau gestartet werden. Betrieb mit F9 und FH kann parallel weiter gehen.

2) Der Träger kann in Hawthorne gebaut werden. Jedenfalls die Prototypen, bei denen die Nähe von Entwicklung und Produktion Vorteile bringt und schnelle Entwicklung fördert. Das is es, was die schnelle Generationsfolge bei Falcon ermöglicht hat. Diese Version wird schneller fliegen, als die meisten es sich vorstellen können.

3) Sie beginnen mit der Entwicklung einer Frachtvariante. Die war im ersten Entwurf gar nicht drin, hätte später entwickelt werden müssen. Das verschiebt die komplexe Entwicklung der bemannten Version auf etwas später als die Frachtversion und ermöglicht Nutzung im erdnahen Raum schneller. Wenn die bemannte Version folgt, ist das Antriebskonzept und Wiederverwendung der Oberstufe schon mit vielen Flügen erprobt.

Und: man kann im Erdorbit überhaupt was damit anfangen! Dafür war ja die bisherige ITS (noch) deutlich zu groß.

9m wären ja über 58% des ersten Entwurfs, da waren 42 Raptoren zu sehen, ich bin gespannt wie da die Triebwerke angeordnet werden und wie viele es werden.
Ich Tippe auf 1+6+16 oder eher 1+8+16, also 23 oder 25 Triebwerke in Summe.
Die zweite Anzahl würde durchgehande Trägerplatten zwischen den Triebwerken des Innenrings und denen des Ausenrings ermöglichen, dass sollte sowohl statisch wie fertigungstechnisch Vorteile haben. Die Innentriebwerke in bewährter 45° Anordnung und Aussen mit 22,5°. Der Schub pro Quadratmeter Bodenfläsche wäre um 10% höher, was vermutlich zu einer höheren Rakete führen wird (132m im Vergleich).
Oberstufe:
Hier wird es schwirig, der Entwurf von 2016 hatte 3 normale und 6 Vakuum Triebwerke, das wird, auf Basis dessen was derzeit als Zielgröße von Raptor bekannt ist nicht funktionieren weil der Platz bei 9m viel zu klein wird.
Mir fallen hierzu zwei Lösungen ein, drei Vakuum Triebwerke in der mitte und:
1) Drei normale im Aussenkreis.
2) Sechs im Ausenkreis.

Die Frage stellt sich dann natürlich ob alle Triebwerke auf gleicher Montagehöhe verbaut werden oder nicht, beides hat vor und Nachteile.
Eines steht allerdings fest, der ISP bei gemeinsamen Einsatz wird schlechter sein.
Rechnerisch wäre dies, bezogen auf gemeinsamen Einsatz alle Triebwerke, ein Schubverhältnis von 65,5% vom ersten Entwurf und bezogen auf das Flächenverhältnis 16% mehr Schub bei Lösung 1, und fast 100% Schub bei Lösung 2.
Kommt natürlich sofort die Frage warum man den Lösung 2 wählen sollte,
Ich denke hier sollten wir an das PR- Desaster der Dragon V2 denken, die NASA wollte keine Triebwerkslandung aus Sicherheitsgründen.
Aber genau die wird mit Lösung 2 besser, da hiermit die Oberstufe viel früher in der Lage ist bei einem Versagen des Boosters das Raumschiff in Sicherheit zu bringen.

Interessant ist für mich wo man dan Masseteiler zwischen beiden Stufen machen wird, hier Tippe ich auf eine Verschiebung um mindestens 10% zur Oberstufe, womit die Oberstufe bedeutend länger werden würde (plus 12m, also ca. 62m).
Bleibt das Vollumenverhältnis vom ersten Entwurf gleich, steigt die Länge des Passagier oder Frachtraums um 24%, das Vollumen sinkt auf nur noch 70%.

Wie sich dies auf die Nutzlast auswirken könnte:
Falls die Oberstufe nach Abtrennung des Boosters nur mit den Vakuum Triebwerken weiter fliegt, sollte dies zu einer Verschlechterung führen, da jedes Triebwerk mehr Nutzlast tragen muss. Werden in der Zeit aber alle Triebwerke genutzt, ergibt dies kleinere Gravitationsverluste,  aber einen geringeren durchschnittlichen ISP.
Falls dies sich rechnet, könnte es sein das nach der Trennung erstmal alle 6 oder 9 Triebwerke laufen, aber bei höhere Geschwindigkeit die Aussentriebwerke abgeschaltet werden.

Mars: Beim Start vom Mars kommen vermutlich sofort erstmal alle Triebwerke zum Einsatz.
Falls meine Vermutung richtig ist und man verschiebt das Nutzlastverhältnis in Richtung Oberstufe, ergibt sich hier ein Vorteil für den Rückflug zur Erde, man kann mit relativ mehr Treibstoff abfliegen was einen kürzere Rückflugdauer ermöglicht.

Landungen:
Damit eine Oberstufe sicher stehen kann, werden die 17m vermutlich eher bleiben um die Spitze des Kräftedreiecks, Schwerpunkt zu den innerensten Abständen zum Dreieck der Landbeine nicht anzuheben. Andernfalls erhöht dies die Gefahr des Umkippens.
Nun, eine Lösung gibtves noch, man fragt mal bei den Herstellern von Flugzeuglandbeinen an, die haben Erfahrung und wissen vermutlich wie man die Auflagepunkt weiter nach außen bekommen kann.

Es gibt noch eine Möglichkeit die hier außer acht gelassen wurde, SpaceX hat bereits bewiesen das sie Raptor skalieren können, es wäre durchaus möglich ein verkleinertes Raptor einzusetzen anstatt die große Varriante. Zu mindestens für die Vakuumtriebwerke könnte das möglich sein. Allerdings muss man dann 2 Produktionslinien fahren.

Nach aktuellen Plänen ist es egal, was die Nasa will und was nicht.
Die Nasa ist im Moment kein Argument gegen eine Triebwerkslandung, egal welches ITS genutzt wird.
Des weiteren ist wie erwähnt erstmal eine Frachtversion für den Orbit zu erwarten. Diese kann auch landen wie sie will, da keiner mitfliegt.

Zu den Triebwerken des ITS gibt es viele Möglichkeiten, etwa nur 1 oder 2 Atmosphärentriebwerke für die Landung. (1 ist aber sehr unwahrscheinlich)
Auch die Vakuumtriebwerke können viel variieren und wenn die Oberstufe schon mehr horizontal als Vertikal nach der Stufentrennung fliegt wäre das bisschen weniger an Gravitationsverlust wohl ihrrelevant gegenüber dem Isp Verlust durch die Atmosphärentriebwerke.

Dies alles sehe ich aber eher als nebensächlich an.
Die Wichtige Frage ist eher, ob die Triebwerke schaffen, was sie angekündigt haben. Zündung ohne Zündstoffe. Den Isp erreichen, bzw nahe dran sein.
Dies sind wichtige Punkte für den Aufbau von ITS gewesen.
Wenn sie bei den Punkten noch zu weit vom Ziel weg sind wird dies auch die Größe und Nutzlast der Rakete erstmal deutlich schrumpfen lassen.

Grüße aus dem Schnee

Daran gedacht habe ich schon, schließlich werden die Tests am Raptor ja sowieso an einer kleineren Version gemacht nur die Frage ob das Sinnvoll ist.
SpaceX zeichnet sich gerade dadurch aus, dass sie Dinge einfach halten.
Was mich beim ersten Konzept letztes Jahr gestört hat war schon die Triebwerksanzahl, es gibt nun mal Reihen die passen, z.B. 1+2, 1+3, 1+4, 1+6 (sehr gut), 1+8 (F9) oder eben 3+6, 3+3 oder 3+6.
1+6+14+21 halte ich für nicht optimal, 1+6+12 viel besser oder 1+8+16

Das Bild ist von mir mit EAGLE erstellt worden und per Screenshot hochgeladen.
Die hellblauen Linien sind im Prinzip die Orts für die Platten der Waben, das sind hier zwar Bogenstücke, aber gerade Platten sind da natürlich besser wegen der Kräfteableitung.

Die Wichtige Frage ist eher, ob die Triebwerke schaffen, was sie angekündigt haben. Zündung ohne Zündstoffe. Den Isp erreichen, bzw nahe dran sein.

Was bitte ist Zündung ohne Zündstoffe ?  LOX-Methan ist nicht hypergol, da braucht man irgendeine Zündquelle.

Zitat von: Schneefüchsin am 23. Juli 2017, 16:42:45

Die Wichtige Frage ist eher, ob die Triebwerke schaffen, was sie angekündigt haben. Zündung ohne Zündstoffe. Den Isp erreichen, bzw nahe dran sein.

Was bitte ist Zündung ohne Zündstoffe ?  LOX-Methan ist nicht hypergol, da braucht man irgendeine Zündquelle.

Laser- oder Funkenzündung.

Zitat von: proton01 am 23. Juli 2017, 17:04:02

Zitat von: Schneefüchsin am 23. Juli 2017, 16:42:45

Die Wichtige Frage ist eher, ob die Triebwerke schaffen, was sie angekündigt haben. Zündung ohne Zündstoffe. Den Isp erreichen, bzw nahe dran sein.

Was bitte ist Zündung ohne Zündstoffe ?  LOX-Methan ist nicht hypergol, da braucht man irgendeine Zündquelle.

Laser- oder Funkenzündung.

Da ist dann der Zündstoff die Energie, die per Laser oder elektrischer Funken eingebracht wird, diese kommt aus irgendwelchen Energiespeichern (Batterien).

Auch gibt es noch katalytische Zündungen.
Wasserstoff und Sauerstoff zünden an Platin beispielsweise spontan.
Es gibt auch Platinkatalysatoren für Methan, aber ob das eine richtige Zündung ist, oder wie das dort abläuft weiß ich nicht.

Bezüglich Laser und Funkenzündung, beides ist leichter als ein Tank mit extra Treibstoff.
Außerdem müssen eh Baterien mitgeschlept werden, da die Triebwerke irgendwann auch aus sind und die Stufe/Rakete dennoch weiter arbeitet, bis sie wieder gezündet wird.

Grüße aus dem Schnee

Auch gibt es noch katalytische Zündungen.
Wasserstoff und Sauerstoff zünden an Platin beispielsweise spontan.
Es gibt auch Platinkatalysatoren für Methan, aber ob das eine richtige Zündung ist, oder wie das dort abläuft weiß ich nicht.

Bezüglich Laser und Funkenzündung, beides ist leichter als ein Tank mit extra Treibstoff.
Außerdem müssen eh Baterien mitgeschlept werden, da die Triebwerke irgendwann auch aus sind und die Stufe/Rakete dennoch weiter arbeitet, bis sie wieder gezündet wird.

Grüße aus dem Schnee

Wir brauchen das nicht zu diskutieren.
Die Zündung von LOX-Methan benötigt eine intiale Aktivierungsenergie. Egal wie diese aufgebracht wird, sie muss in der ein oder anderen Form dabei sein. Auch Laser- oder elektrische Zündung bedürfen dann größere Baterrien als ohne. Diese sogenannten "eh da" Massen oder Budgets sind Augenwischerei.

Zündung mit Tankdruck ist nicht einfach und verknüpft die Triebwerkssequenz sehr stark mit der Stufe, das muss ausführlich getestet werden wenn man alle Eventualitäten absichern will. Geht alles, ist aber aufwendig. Zündsysteme mit eigenen Hochdrucktanks für kleine Mengen Treinbstoff sind da viel unabhängiger, dann hat man aber ein Hochdrucksystem mit Tanks, Leitungen, Ventilen und Filtern dabei. Da muss man grundsätzlich eine Abwägung zwischne Funktion, Zuverlässigkeit, Masse, Kosten, ... treffen.

Katalysatoren gehen auch, die wiegen auch. Und setzen sich zu. Und müssen zwischen den Flügen eventuell gewartet werden. Und große Erfahrung damir ist nicht vorhanden.

Stimmt, es gibt keine Perfekte Lösung, jede erfordert etwas Zusatzgewicht, Platz und was sonnst noch, die frage ist, welche wie viel.

Wenn man extra Zündtreibstoff mitführt so ist der Hacken, das wenn man oft zündet, man mehr davon braucht. ITS wird allein für Orbitmissionen auf mindestens 3 Zündungen ausgelgt sein.
Zündung nach Stufentrennung. Zündung zur Orbitanpassung, ähnlich GTO Starts, Zündung für Reentryburn.
Die Landung findet mit den Atmosphärentriebwerken statt, daher zähle ich diese nicht mit.

Es können aber noch weitere Zusatzmanöver im Orbit dazu kommen und damit noch mehr Zündungen.

Laserzündung ist gegenüber chemischer Zündung deutlich leichter und kompakter. Für Die Sojus wird anscheinend sowas entwickelt bei dennen pro Triebwerk nur noch 2kg statt über 100kg anfallen und auch viele Leitungen und Ventile entfallen.
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=13362.msg322511#msg322511

Grüße aus dem Schnee