Raptor - SpaceXs Methantriebwerk

Meinst du, dass man das extra erwähnen muss?

Nun, vermutlich hast du recht. 

Muß man wohl. Schwefelwasserstoff zusammen mit anderen Beimischungen abtrennen, ist nicht das Problem. Oder, da es in Texas viele Quellen gibt, nimmt man gleich geeignete, die wenig bis keine Bearbeitung brauchen. Aber die bei SpaceX sind wahrscheinlich so blöd und kaufen schwefelreiches.

Muß man wohl. Schwefelwasserstoff zusammen mit anderen Beimischungen abtrennen, ist nicht das Problem. Oder, da es in Texas viele Quellen gibt, nimmt man gleich geeignete, die wenig bis keine Bearbeitung brauchen. Aber die bei SpaceX sind wahrscheinlich so blöd und kaufen schwefelreiches.

Ich denke es ist ziemlich entwürdigend zu behaupten die (=Menschen) bei SpaceX sind blöde, aber gut,
vielleicht ist sollte man C-3PO einladen hier mitzumachen, der ist Speziallist für feines Benehmen und könnte nebenbei auch noch ein paar Dokumente vom Russischen ins Deutsche übersetzen.

Ist das mit russischen Dokumenten ernstgemeint ? An welche denkst Du da ? (Ich dachte nur weil die schon mal mit Methan bzw LNG getestet haben, was es genau war ist wohl nicht ganz klar)

Zitat von: Führerschein am 29. Juni 2014, 15:02:41

Muß man wohl. Schwefelwasserstoff zusammen mit anderen Beimischungen abtrennen, ist nicht das Problem. Oder, da es in Texas viele Quellen gibt, nimmt man gleich geeignete, die wenig bis keine Bearbeitung brauchen. Aber die bei SpaceX sind wahrscheinlich so blöd und kaufen schwefelreiches.

Ich denke es ist ziemlich entwürdigend zu behaupten die (=Menschen) bei SpaceX sind blöde

SpaceX für möglicherweise ausgesprochen optimistisch zu halten kann ich noch gut nachvollziehen. Aber blöd sind die ganz sicher nicht, sonst wären die nie soweit gekommen daß die NASA sie in die Nähe der ISS lässt. Vielmehr sind die sehr zielstrebig und kalkulieren auch Fehlschläge bei Tests und Flug ein, für die es dann Ersatzgeräte gibt. Bei sowas wird es in Europa mitunter ausgesprochen schwierig.

Noch suche ich nach Info über die Qualität der Erdgasquellen in Texas. (Hab nur Info über russische Quellen) Aus was solll das eigentlich am Mars hergestellt werden? Welche Verunreinigungen muss man erwarten ?

Ist das mit russischen Dokumenten ernstgemeint ? An welche denkst Du da ? (Ich dachte nur weil die schon mal mit Methan bzw LNG getestet haben, was es genau war ist wohl nicht ganz klar)

Wenn du C-3PO hier ins Form rein bekommst, ja.

Also erstmal muß ich klarstellen, daß ich die Leute bei SpaceX nicht als blöde hinstelle, im Gegenteil. Ich wollte darauf hinweisen, daß man bei SpaceX Blödheit impliziert, wenn man nterstellt  sie könnten Methan mit schädlichem Schwefelgehalt verwenden.

Herstellung auf dem Mars wäre per Sabatier-Prozess. Also Wasser gewinnen, per Elektrolyse in Wasserstoff und Sauerstoff spalten und dann mit CO2 aus der Atmosphäre zu Methan und wieder Wasser reagieren lassen. Dafür würde man das CO2 per kühlen von Stickstoff und Argon, den beiden anderen Hauptbestandteilen trennen. Bei der Elektrolyse von Wasser würde auch gleich O2 im stöchiometrischen Verhältnis zu Methan entstehen. Also mehr O2 als gebraucht wird. Der Prozess würde also quasi als Nebeneffekt Sauerstoff und Stickstoff für die Atemluft liefern, so lange bis eine biologische Lebenserhaltung mit Sauerstoff- und Biomasseproduktion anläuft.

Das Methan dürfte also ziemlich rein sein, höchstens mit kleinen Anteilen an Stickstoff und Argon.

Danke für die Klarstellung.

Sabbatier Prozess. Bis jetzt hat man kein Wasser auf dem Mars gefunden. Woher nimmt man daß dann für die Methan (und O2 und N2) Gewinnung ?

Gottchen seid Ihr alle optimistisch, was komplexe Herstellungsprozesse auf dem Mars angeht.
Achso es ist die Rede von 2087....

Danke für die Klarstellung.

Sabbatier Prozess. Bis jetzt hat man kein Wasser auf dem Mars gefunden. Woher nimmt man daß dann für die Methan (und O2 und N2) Gewinnung ?

Eis -> Wärme -> Wasser 

Danke für die Klarstellung.

Sabbatier Prozess. Bis jetzt hat man kein Wasser auf dem Mars gefunden. Woher nimmt man daß dann für die Methan (und O2 und N2) Gewinnung ?

Auf dem Mars gibt es jede Menge Wasser in Form von Eis und wurde auch schon von einem Marslander gefunden. Sonst wäre Kolonisierung sowieso nicht möglich. Man wird sich für die Landung eine Gegend aussuchen, in der man vorher das vorhandensein von Eis im Boden festgestellt hat.

Gottchen seid Ihr alle optimistisch, was komplexe Herstellungsprozesse auf dem Mars angeht.
Achso es ist die Rede von 2087....

Weder Elektrolyse noch der Sabatier-Prozess sind komplexe Herstellungsprozesse. Als Zubrin damals seine Mars-Direkt Architektur vorgestellt hat, hat er für Demonstrationszwecke mal eben ein Gerät für den Sabatier-Prozess gebaut. Er ist kein Chemiker aber das hat er ohne Probleme hingekriegt. Er hat damals allerdings mit Wasserstoff gearbeitet und sein Plan hat auch das mitnehmen von Wasserstoff zum Mars vorgesehen. Das wäre dabei die größte technische Hürde gewesen, hat sich inzwischen aber durch den Nachweis von Wasser erledigt.

O.k., Eis war mir gerade entfallen. Dann sollte es gehen. Mal sehe was in dem Eis alles drin ist wenn man es erst mal analysieren kann.

O.k., Eis war mir gerade entfallen. Dann sollte es gehen. Mal sehe was in dem Eis alles drin ist wenn man es erst mal analysieren kann.

Darauf bin ich auch neugierig. Mal sehen, ob die darin gelösten Stoffe eher hinderlich oder zumindest langfristig nutzbare Rohstoffe sein werden.

Ach auch noch danke für die Raptor-Daten. Stammen die aus dem Aviation Week Artikel, den ich leider nicht auftreiben konnte?

Ach auch noch danke für die Raptor-Daten. Stammen die aus dem Aviation Week Artikel, den ich leider nciht auftreiben konnte?

Wenn Du die Raptor und Merlin Daten meinst, die stammen aus einer Präsentation von Tom Mueller, dem Antriebschef von Space X, aus dem Juli 2013.
Einen diesbezüglichen Aviation Week Artikel kenne ich jetzt nicht, hab aufgehört da rein zu schauen.

Zitat von: Führerschein am 29. Juni 2014, 22:17:15

Ach auch noch danke für die Raptor-Daten. Stammen die aus dem Aviation Week Artikel, den ich leider nciht auftreiben konnte?

Wenn Du die Raptor und Merlin Daten meinst, die stammen aus einer Präsentation von Tom Mueller, dem Antriebschef von Space X, aus dem Juli 2013.
Einen diesbezüglichen Aviation Week Artikel kenne ich jetzt nicht, hab aufgehört da rein zu schauen.

Das waren dann die gleichen Daten, die Aviationweek gedruckt hat. Bei NSF hat jemand ein kopiertes Blatt des Artikels eingestellt, der aber aus Urheberrechtsgründen schnell wieder gelöscht wurde. Dann habe ich versucht, diese Aviation Week zu kaufen, konnte sie aber nicht auftreiben, auch nicht im Zeitschriftenhandel bestellt. Gut, sie jetzt zu haben.

Ich habe die letzten Beiträge in den in-situ-Thread verschoben:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4667.msg294649#new

Durch Rundungsfehler und einen einfachen Schnitt kann die eine oder andere Raptor-Zeile der Beiträge mit rüber gewandert sein ...

Durch Rundungsfehler und einen einfachen Schnitt kann die eine oder andere Raptor-Zeile der Beiträge mit rüber gewandert sein ...

 

Bei NSF wurden jetzt die Daten des Aviation Week Artikels genannt.

Danach wäre Raptor mit 705t Schub auf Höhe Meeresspiegel etwas schubstärker als das F-1. Sie setzen einfach Kraft hinter Tonnen, um das auszudrücken, also 705t force.

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=34197.msg1223284#msg1223284

Also mir wird die Größe wirklich langsam unheimlich. Die Ankündigungen wurden im Laufe eines Jahres immer höher.

Mit 9 Triebwerken ungefähr doppelt so viel Startschub wie die Saturn V. Mit Methan als Treibstoff gibt das mehr als die doppelte Nutzlast für eine Wegwerfrakete. Immer noch mehr als Saturn V voll wiederverwendbar.

Sagen wir mal mit Wiederverwendbarkeit der ersten Stufe. Es gibt noch kein Konzept für die zweite Stufe (zumindest öffentlich) und wir wissen daher nicht, wieviel Nutzlast es kostet.

Außerdem wissen wir ja jetzt, dass bei der Ariane das Fairing alles andere als "günstig" ist und daher frage ich mich, was das Fairing für diese Rakete kosten würde. Eigentlich muss es auch wiederverwendet werden, natürlich ist ein SpaceX-Fairing sicher günstiger als ein vergleichbares Arianefairing.

Sagen wir mal mit Wiederverwendbarkeit der ersten Stufe. Es gibt noch kein Konzept für die zweite Stufe (zumindest öffentlich) und wir wissen daher nicht, wieviel Nutzlast es kostet.

Wir wissen es nicht, aber ca. 50% für beide Stufen ist realistisch. Rückflug der zweiten Stufe ist technisch schwieriger, aber es braucht nicht die Menge an Treibstoff. Die gesamte Verzögerung erfolgt durch atmosphärische Bremsung, bis auf die Landung und die braucht nicht viel. Es wären also Landebeine, viel kleiner und leichter in Relation als für die erste Stufe, weil relativ großer Durchmesser zur Höhe. Der Hitzeschild ist sicher PicaX, extrem leicht. Es wurde noch nichts über Landetriebwerke gesagt, aber man wird dafür doch kleine Methan-Triebwerke entwickeln müssen. Ein Triebwerk mit F-1 Schub kann sicher nicht landen, nicht auf der Erde und erst recht nicht auf dem Mars.

Außerdem wissen wir ja jetzt, dass bei der Ariane das Fairing alles andere als "günstig" ist und daher frage ich mich, was das Fairing für diese Rakete kosten würde. Eigentlich muss es auch wiederverwendet werden, natürlich ist ein SpaceX-Fairing sicher günstiger als ein vergleichbares Arianefairing.

Ich gehe davon aus, daß es kein Fairing geben wird. Die Oberstufe wird Ladeluken haben wie das Shuttle. Für die Marslandung mit Nutzlast ist das nötig. Auf der Erde würde man es nicht anders machen. Für Tanker sowieso, denn der Tank wäre Bestandteil der Stufentanks.

Für extrem hohen Bedarf in den LEO, hunderte Flüge mit voller Nutzlast oder sehr sperrig, könnte ein Fairing vielleicht Vorteile haben.

Falls das mit den 705t/Triebwerk stimmt, kann man sofort ohne die Hauptstufentriebwerke, selbst bei 9000t Startmasse mit 1,4G abheben.
Das reduziert erheblich die Gravitationsverluste und man erhält eine fast vollständige dreistufige Rakete, da es unnötig ist die Hauptstufe vor dem Brennschuss der Booster zu zünden.
Ich vermute allerdings das man sich den hohen Startschub mit einem höheren LOX Anteil beim Start erkauft, was aber vermutlich trotzdem Sinn machen wird.
Ich denke das ist einer der Vorteile wenn man zwei komplett unabhängige Turbopumpen hat, man kann mit dem Mischungsverhältnis spielen.

Frage: Amerikanische 705t oder Europäische 705t Schub ?

MfG Collins

Im Artikel werden metrische Tonnen genannt.

Danke für die schnelle Antwort.

MfG Collins

Bei NSF wurden jetzt die Daten des Aviation Week Artikels genannt.

Nach kurzer Suche habe ich den AW&ST Artikel vom 9. Juni 2014 im Netz gefunden:
http://ula.lonebuffalo.com/story.cfm?story_id=7398139

Darin steht:
705 t [entspricht 6910 kN] für das Bodentriebwerk
840 t [entspricht 8240 kN] für das Oberstufentriebwerk, bei 380 s Isp.

Wenn der einzige Unterschied zwischen beiden die Düse ist, dann hätte das Bodentriebwerk eine Isp von 319 s.

Die beiden Isp-Daten passen gut mit den Angaben von 2013 zusammen (321 s, 380 s), aber der Schub ist mehr als doppelt so hoch, jetzt 705 t Bodenschub ggü. 280 t bzw. 840 t ggü. 334 t Vakuumschub. Diese wundersame Schubvermehrung kann ich mir jetz nicht ganz erklären. Ein LOX-Methan Triebwerk im full-flow Hauptstromverfahren gleich in der Größe des F-1 Triebwerks (6770 kN Bodenschub) zu entwickeln ist schon ziemlich wagemutig.