Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

SpaceX will das Triebwerk bei der NASA im E2 Teststand des Stennis Space Center testen.

Shotwell: man habe einen agressiven Zeitplan und will den ersten Flug in 15-20 Jahren realisieren.

http://www.clarionledger.com/story/news/2014/04/22/spacex-test-methane-rocket-engine-mississippi/8002365/

SpaceX will das Triebwerk bei der NASA im E2 Teststand des Stennis Space Center testen.

Shotwell: man habe einen agressiven Zeitplan und will den ersten Flug in 15-20 Jahren realisieren.

http://www.clarionledger.com/story/news/2014/04/22/spacex-test-methane-rocket-engine-mississippi/8002365/

Das ist der Zeitrahmen für die bemannte Marslandung. Die Rakete muß dafür sehr viel früher fliegen.

Moin,

tomtom, ich glaube, du hast den letzten Absatz etwas zu pessimistisch/unklar dargestellt:

aus dem Artikel:

The rocket engines tested there, she said, could eventually help Americans reach Mars. The company’s aggressive timetable for the first such flight, she said, is 15-20 years.

Meine Übersetzung: Die Triebwerke, die sie (SpaceX) dort (in Stennis) testen werden, können möglicherweise helfen, daß Amerikaner den Mars erreichen (zum Mars fliegen). Der dynamische Zeitplan der Firma für den ersten derartigen (also bemannten Mars-) Flug, sagte sie, sehe dafür 15-20 Jahre vor.

Sie sagt also nicht, daß ihre dafür vorgesehene Rakete (MCT) erst in 15-20 Jahren fliegen wird, sondern daß man den ersten bemannten Marsflug bis dahin anstrebt.

Das wird zwar manchen Foristen hier immer noch enttäuschen, klingt aber wesentlicher realistischer als zuvor.

Gruß
roger50

Edit: mein Post kreuzt sich mir dem von Führerschein, ergänzt ihn aber

Danke für die Korrektur, ihr habt natürlich Recht, da hab ich wohl zu schnell gelesen und ich dachte schon, SpaceX wäre vernünftig geworden.

N'abend,

tomtom

....ich dachte schon, SpaceX wäre vernünftig geworden.

..und ich bin verwundert, daß SpaceX (in Form von Madame Shotwell) halbwegs realistische Jahreszahlen nennt...

Eine bem. Marslandung bis 2035 halte auch ich für möglich, immer vorausgesetzt, daß das notwendige Geld dafür vorhanden ist.

Es gibt ja im net noch andere Foren, und dort werden auch (m.E.) realistischere Zeitpläne als hier diskutiert. Wenn ich mal einen Mittelwert aus den verschiedenen Abschätzungen erstelle, könnte es bis ca. Mitte 2017 das Raptor-Triebwerk in flugfähiger Version geben.

Ich glaube schon, daß The Elon finanziell in der Lage ist, die Entwicklung eines solchen Triebwerks zu stemmen. Daß er bereit ist, sein eigenes Geld zu investieren, hat er ja in den ersten Jahren der Firma bewiesen. Und so (meine Schätzung) mindestens 1 Mrd. $ wird ihn das schon kosten, selbst wenn er jetzt alle möglichen NASA-Teststände und -einrichtungen billig nutzen darf, die der Steuerzahler in den 60ern finanziert hat.

Richtig teuer wird es erst danach.....

Gruß
roger50

Wenn ich mal einen Mittelwert aus den verschiedenen Abschätzungen erstelle, könnte es bis ca. Mitte 2017 das Raptor-Triebwerk in flugfähiger Version geben.

Ich glaube schon, daß The Elon finanziell in der Lage ist, die Entwicklung eines solchen Triebwerks zu stemmen. Daß er bereit ist, sein eigenes Geld zu investieren, hat er ja in den ersten Jahren der Firma bewiesen. Und so (meine Schätzung) mindestens 1 Mrd. $ wird ihn das schon kosten, selbst wenn er jetzt alle möglichen NASA-Teststände und -einrichtungen billig nutzen darf, die der Steuerzahler in den 60ern finanziert hat.

Richtig teuer wird es erst danach.....

2017 für das fertige Triebwerk halte ich auch für denkbar. Vorausgesetzt man findet einen Produktionsstandort könnte die Erste Single-Core-Rakete dann wahrscheinlich 2019 auf der Rampe stehen bzw fliegen. Bei den Kosten schätze ich aber geringeres. Allerdings betreiben wir da beide Kaffeesatz-Leserei    irgendwo hieß es, dass eine zweistellige Anzahl von Ingenieuren an dem Triebwerk arbeitet. Das ist im Vergleich zu anderen Programmen wenig. Grasshopper 1 hatte ein Team von ca. 20 Ingenieuren. Personal ist ein immenser Kostenfaktor. Der nächste richtig große Kostenfaktor sind Infrastruktur für Bau und Start der Rakete.

An sich ist es aber besser, wenn die Teststände für das genutzt werden, wofür sie gebaut wurden, anstatt sie vor sich hin modern zu lassen. Genauso wie Pad 39A.

Hach, ich hoffe es wird mal bald etwas mehr enthüllt von Raptor und MCT 

Hach, ich hoffe es wird mal bald etwas mehr enthüllt von Raptor und MCT 

Dem kann ich mich vollinhaltlich anschließen. Im Augenblick haben sie aber einfach zu viel aktuelleres. Den bemannten Dragon, Falcon Heavy und die Produktion hochfahren. Diverse Pads auf neue Aufgaben vorbereiten.

Die Kosten für Raptor halte ich auch für relativ gering. Die Entwicklungsingenieure haben sie, ihre jetzigen Turbopumpen bauen sie auch selber, wenn die auch einfacher und kleiner sind. Die Avionik ist auch nicht grundsätzlich aufwändiger, auch mit Entwicklung im Haus.

Pad haben sie zum Glück dann auch.

Teuer wird sicher der Bau der Tanks. Aber geeignete Gebäude mit Infrastruktur, Hafenanschluss usw. hat die NASA und versucht fast verzweifelt, sie zu vermieten. Ob sie die nutzen wollen? Oder finden sie selber bauen günstiger? Wenn, dann wohl in Brownsville, wie Elon Musk schonmal angedeutet hat, nur meine Meinung.

Ich nehme an, auf die Qualifikations-Tests mit voller Brenndauer der Triebwerke werden sie verzichten, wenn es keine geeigneten Anlagen bei der NASA gibt. Das macht außer ihnen niemand. Falls sie es machen, wird ein entsprechender Teststand wohl teuer. Kurze Hotfire-Tests, bei Bedarf auch viele, können sie auf Pad 39A machen. Vielleicht könnten sie Tests im Stil der Grasshopper machen, aber sie kriegen die Riesenstufen wohl nicht an einen Standort, wo das möglich ist.

Keine Ahnung, was zu einem Teststand für die Struktur der Stufen gehört und ob die alten Teststände für Saturn V in Stennis da helfen.

Ich nehme an, auf die Qualifikations-Tests mit voller Brenndauer der Triebwerke werden sie verzichten, wenn es keine geeigneten Anlagen bei der NASA gibt. Das macht außer ihnen niemand. Falls sie es machen, wird ein entsprechender Teststand wohl teuer. Kurze Hotfire-Tests, bei Bedarf auch viele, können sie auf Pad 39A machen. Vielleicht könnten sie Tests im Stil der Grasshopper machen, aber sie kriegen die Riesenstufen wohl nicht an einen Standort, wo das möglich ist.

Was du meinst sind die Abnahmetests und nicht die Qualifikationstests, die sind garantiert über ein vielfaches der geforderten Brenndauer.

Was du meinst sind die Abnahmetests und nicht die Qualifikationstests, die sind garantiert über ein vielfaches der geforderten Brenndauer.

Aber nicht zwangsläufig mit der gesamten Stufe, sondern mit einzelnen Triebwerken auf dem Teststand. Nach den Saturn-Tests wurde dieser Test nicht mehr mit ganzen ersten Stufen gemacht, erst wieder von SpaceX. Den entsprechenden Teststand der Saturn V gibt es noch in Stennis, aber in welchem Zustand wird der heute sein?

Ich verstehe Qualifikationstests als das, was man vor dem ersten Flug macht. Später dann Abnahmetests/Acceptancetests jeder neu gebauten Stufe, die höchstens noch bei den ersten Modellen über die volle Dauer gehen, dann aber immer kürzer werden, bis auf die Dauer von Hotfiretests.

Falls der Beton vom Teststand der F1-Triebwerke nicht so schlecht ist das nicht nur wenige cm der Oberflächen marode sind, kann man die wie eine Brücke sanieren.
Eigentlich sollte der noch gut in Schuss sein, den Erschütterungen hat der wohl seid damals wohl kaum welche gehabt.

Ich hoffe aber das SpaceX den Triebwerkstype so lange laufen lässt bis er eine ähnlich Qualität wie das F1 erreicht, dadurch würde das Risiko bei eine Riesenrakete mit zwei Boostern sehr viel kleiner werden.
Eigentlich müssen sie hier viel besser werden, ohne ein sehr zuverlässiges Triebwerk schon beim ersten bemannten Start in LEO, können sie das ganze Projekt in die Tonne treten.

Ich hoffe aber das SpaceX den Triebwerkstype so lange laufen lässt bis er eine ähnlich Qualität wie das F1 erreicht, dadurch würde das Risiko bei eine Riesenrakete mit zwei Boostern sehr viel kleiner werden.
Eigentlich müssen sie hier viel besser werden, ohne ein sehr zuverlässiges Triebwerk schon beim ersten bemannten Start in LEO, können sie das ganze Projekt in die Tonne treten.

Zweifellos müssen die Triebwerke getestet werden. Zuerst als Typ, also als Testmodelle, dann Triebwerke aus der Produktion, bis an die Grenzen. Aber das ist nicht wirklich ein Problem. Ein Teststand dafür wird kein Riesenvermögen kosten. Oder man nimmt den "Melkschemel", da kann man unbegrenzt testen.

Nur muß man wirklich wieder wie bei Falcon 9 und Falcon Heavy die ganze erste Stufe bzw. den ganzen Block aus drei Erststufen mit voller Laufzeit am Boden testen? Wie gesagt, niemand sonst tut das. Ein Teststand dafür, besonders für die Heavy-Variante, falls es eine geben wird, der kostet richtig Geld. Und wo baut man ihn? Im Prinzip wäre es wohl in McGregor möglich, aber da kriegt man die Stufe nicht hin transportiert. Vielleicht in Stennis, der NASA-Anlage. Da gibt es Transportmöglichkeiten per Schiff. Aber da hatte man als größtes den Teststand der Saturn V. Die Heavy wäre viel größer. Keine Ahnung, was man da bauen könnte.

Wenn man auf einen Test der kompletten ersten Stufe besteht, dann könnte eine kombinierte Teststand-/Startrampe die Idee sein. Sowas gab es meines Wissens schon einmal. Wenn ich mich nicht täusche dann startete die erste Energija ist von ihrem Teststand, der eben auch als Rampe genutzt werden konnte.

Bei der MCT-Rakete allerdings würde der erste Flug wohl von Pad 39A stattfinden. Ob man eine Startanlage dort für sowas ausgelegen könnte und ob die Struktur von Pad 39A das aushalten würde?

In dem Zusammenhang: Was sind eigentlich die Temperaturen der Triebwerksabgase von den Shuttle-SRBs, Kerosin-LOX und Methan-LOX?

Wäre interessant mal einen Vergleich zu sehen...

ich bin jedenfalls auf die ersten Bilder und Videos von den Triebwerken und den Versuchsläufen gespannt und natürlich auch an den technischen Daten.
Vielleicht erleben wir ja eine klein Überraschung bei Schub und ISP.
Hat jemand irgendwelche Zahlen an denen man die zu erwartenden Werte mit RP-1/LOX vergleichen kann?

Zu faul zum googlen:.?

http://de.wikipedia.org/wiki/Raketentreibstoff

Gruß
roger50

Zu faul zum googlen:.?
http://de.wikipedia.org/wiki/Raketentreibstoff
Gruß
roger50

Nicht zu faul, nur mit den Angaben nicht ausreichend.
Zum ersten fehlt da der Schubvergleich, zum zweiten würde mich natürlich nicht nur der ISP beim Boden interessieren,
sondern auch wie das im Vakuum ist.
Schön wäre es auch zu wissen wie sich Schub und IPS abhängig vom Brennkammerdruck und Höhe verhalten.

Guten Morgen,

ich habe die letzte MCT-relevanten Beiträge in den MCT-Thread verschoben und hier "MCT" aus dem dem Threadtitel genommen, um MCT un Raptor in den Diskussionen zu trennen.

Nicht zu faul, nur mit den Angaben nicht ausreichend.
Zum ersten fehlt da der Schubvergleich, zum zweiten würde mich natürlich nicht nur der ISP beim Boden interessieren,
sondern auch wie das im Vakuum ist.
Schön wäre es auch zu wissen wie sich Schub und IPS abhängig vom Brennkammerdruck und Höhe verhalten.

Der Schub ist egal, der ist vom Triebwerk abhängig. Entscheidend ist der ISP. Die Physik kann man nun mal nicht überlisten, egal wie man es betrachtet: Methan hat im Vergleich zu Kerosin einen nur geringfügig höheren ISP. Bedenkt man den Aufwand, der für Methan nötig ist, lohnt es sich einfach nicht. Der Aufwand für Wasserstoff ist zwar noch etwas höher als für Methan, lohnt sich aber dennoch, denn Wasserstoff spielt beim ISP in einer komplett anderen Liga!

Das Raptortriebwerk wird wohl deswegen von SpaceX gebaut, weil man damit auf dem Mars erzeugten Treibstoff verwenden kann.

Das mit dem Wasserstoff mag ja sein, aber wie willst du den den auf dem Mars herstellen und lagern?
Selbst wenn ein LCH4/LOX Triebwerk nicht viel einfacher als LH2/LOX wäre, was es nicht ist,
bleibt der große Nachteil das man den viel schlechter längere Zeit auf dem Mars in Tanks lagern kann als CH4.
Es ist ein riesiger Unterschied ob der Siedepunkt unterhalb oder oberhalb von flüssigem Sauerstoff- oder Stickstoff liegt.

Der Schub ist egal, der ist vom Triebwerk abhängig. Entscheidend ist der ISP.

Völlig falsch. Entscheidend ist weder der ISP noch der Schub noch ein anderer technischer Wert des genutzten Triebwerks. Entscheidend ist schlicht und ergreifend die erreichbare Nutzlast pro benötigter Geldeinheit.

Und genau hier liegt der große Vorteil von Methan, denn mit diesem Treibstoff wird die Wiederverwendung erheblich einfacher und so können die Kosten sinken.

Mir gehts bei den beiden Größen um folgendes:
Man kann den Schub/Triebwerksfläche ja nicht beliebig erhöhen,
man hätte aber gerne eine Rakete die möglichst viel Schub liefern kann um schon beim Start recht schnell zu beschleunigen, weil jede Sekunde die höhenabhängige Schwerkraft an der Rakete zieht. Weiterhin kann man im Rahmen der Belastungsfähigkeit der Rakete dann die Höhe der Rakete zum Durchmesser so optimieren wie es optimal ist.
Das hat natürlich mit dem ISP und dem Massedurchsatz direkt zu tun, aber es stellt sich für mich halt die Frage ob der maximale Massedurchsatz bei RP-1/LOX zu LCH4/LOX ist.
Ich könnt mir z.B. vorstellen das die maximale chemische Reaktionsgeschwindigkeit unterschiedlich ist, was folgen hätte bei der Frage wieviel Treibstoff ich den mit einem Triebwerk verbrennen könnte.

Eine für gestern angekündigte Präsentation zu den Raptor-Triebwerken ist kurzfristig abgesagt worden.

Über Gründe darf spekuliert werden.

Über Gründe darf spekuliert werden.

Bist Du des Wahnsinns fette Beute, hier sowas zu sagen ? 

Na wenn, denn schon:

Wahrscheinlich hat man gemerkt, dass die Leistung der Raptors nicht ausreichend ist und entwickelt sofort Raptor v1.1 - die entsprechende Präsentation kommt dann später.   

Was könnte der Grund sein? Der Orbcom Start? Raptor hat mehr Power?

Na wenn, denn schon:

Wahrscheinlich hat man gemerkt, dass die Leistung der Raptors nicht ausreichend ist und entwickelt sofort Raptor v1.1 - die entsprechende Präsentation kommt dann später.   

 

Mal angenommen es stimmt und Raptor v1.1 hat ein Drittel mehr Leistung, dann hebt der MCT Träger satte 500 Tonnen in den LEO.