Blue Origin vs SpaceX

Zitat von: Bermax am 01. April 2018, 19:19:27

Zitat

Wenn jemand Triebwerkstechnisch nicht Konkurrenzfähig ist dann SpaceX...

Also, bis jetzt ist BO den Beweis einer Konkurrenzfähigkeit aber noch schuldig. Im Gegensatz zu SpaceX.

Um Missverständnissen vorzubeugen mir ging es hier weder um wirtschaftliche Frage noch  den "operativen Betrieb" von Trägerraketen. Da besteht in jedem Fall noch Nachholbedarf. Sondern darum Triebwerke, insbesondere mit unterschiedlichen Treibstoffen, zu entwickeln und am Markt anzubieten....

MFG S

Ääääääähhhhh nein  
BO entwickelt ein Methan und Wasserstoff Triebwerk.
SpaceX entwickelt(e) ein RP-1, Methan und ein elektirsches (für Satelliten) Triebwerk.

Ich weiß dass du auf Wasserstoff stehst. Aber nur weil SpaceX auf Wasserstoff verzichtet und seine Triebwerke nicht am Markt anbietet heißt es nicht, dass sie gegenüber BO nicht "konkurrenzfähig" sind

Ihr wollt mich offensichtlich nicht verstehen, mir geht es darum das BO viel Geld und sicher auch Zeit darauf verwendet hat ein ernstzunehmender Triebwerkshersteller zu werden! Also in Konkurrenz zu Firmen wie Roketdyne und andren die gar keine Raketen bauen.
Das die ULA das BE-4 überhaupt in Erwägung  zieht  spricht Bände über die Arbeit die dort gemacht wird. Und Wasserstoff gilt nicht umsonst als Königsdisziplin im Triebwerksbau. Das man SpaceX bei den Trägerraketenstarts einen Vorsprung hat steht außer frage, wobei auch hier ein Plan dahinter stecken könnte, warum nicht der Konkurrenz das Risiko einer Fehlentwicklung im Bereich Vertikale Landung überlassen?
MFG S

@Blackman du hast UDMH/NTO Drago/Superdrago vergessen...

SpaceX verkauft keine Triebwerke um der Konkurrenz nicht zu helfen.  Und um Betriebsgeheimnisse zu bewahren. Das Merlin ist eines der besten Triebwerke derzeit. Wiederzündbar, drosselbar, wiederverwendbar, extrem zuverlässig, etc...

Über 400 Triebwerke sind bereits geflogen, manche davon zweimal.

Es ist natürlich eine unternehmenspolitische Entscheidung mit Vor- und Nachteilen ob ich Triebwerke dem Markt anbiete oder nicht!
Dann ist die nächste Frage entwickele ich Triebwerke spezialisiert für "meine Träger" oder orientiere ich mich an den Bedürfnissen des Marktes?
Für das Merlin wüsste ich z.b keinen hypothetischen Interessenten, die Kraftstoffkombination ist unattraktiv und bietet nur gegenüber Feststoff eine höhere Leistung, wiederzündbar und drosselbar sind Spezialanforderungen über die Zuverlässigkeit kann man sich streiten...
ist aber hier auch völlig OT. Im Gegensatz zu SpaceX hat sich BO dazu entschieden "auch" ein Triebwerkshersteller zu sein, das hat Vor und Nachteile darf aber bei der Beurteilung der "Unternehmensleistung" und um die Ging es hier ursprünglich, nicht vernachlässigt werden!

MFG S
@ Blackman in einer Sache hast du Recht: ich schrieb unterschiedliche Treibstoffe hätte aber besser anspruchsvolle Treibstoffe schrieben sollen...

Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will und das will ja auch BO, so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben und genau da ist das Merlin weit vor jedem anderen Triebwerk.
Der Unterschied wenn eine Stufe hier nur 20t anstatt 40t hat, macht einen Unterschied beim Merlin 1D von ca. 1950m/s aus.
Hier muss BO erstmal zeigen das es mit ihrem Methantriebwerk dazu in der Lage sein wird.
Das BO seine Triebwerke verkaufen will hat meiner Meinung nach aber andere Gründe, ich sehe BO gerade hier eher als konventionelle Firma an die versucht erprobtes etwas besser zu machen als die alten Anbieter.
Dies zeigt sich auch mit ihrem Ansatz für das BE-4, man ist eher vorsichtig vielleicht sogar ängstlich unterwegs vielleicht auch im Hinblick darauf die alte Konkurrenz schon viele Jahre am SSME rumdoktert um es fit zur Nutzung mit dem SLS zu machen.
Richtig innovative Sachen haben sie für mich bis heute nicht gezeigt.

Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will und das will ja auch BO, so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben und genau da ist das Merlin weit vor jedem anderen Triebwerk.

Das Argument ist absolut richtig nur warum ist das Merlin hier weit vorne? Bo kommt bei New Glenn immerhin mit 2 Triebwerken weniger aus bei einer größeren Rakete. Das Trockenmassen Maximum wäre ja ein Triebwerk, aber den Drosselbereich für die Landung wird man dann nicht hinbekommen.
Was ist schlimm daran eine "konventionelle" Firma sein zu wollen?
SpaceX war bei der Treibstoffwahl für das Merlin extrem konventionell. Bo hat beides, den hoch anspruchsvollen Wasserstoff und den "Modetreibstoff", der sich ja auch erst bewähren muss, Methan. Was ist daran ängstlich?

MFG S

"Modetreibstoff"


Das kann man sehen wie man will. Space X hat Methan im Auge, weil sie einfach zum Mars fliegen wollen und mit ISRO vor Ort Treibstoff für den Rückflug produzieren möchten. Daher macht der Weg im Space X Konzept erheblich Sinn. Was BO angeht, sehe ich den tieferen Sinn der Methan-Triebwerke mit meinem Wissensstand noch nicht. Soweit ich weiß will BO "nur" einen möglichst billigen Zugang zum Erdorbit / Mond um dort eine Infrastruktur schaffen zu können. Da könnte ich auch andere Treibstoffkombinationen nutzen, vorrangig Wasserstoff. Aber wie an anderer Stelle schon geschrieben, Benzos denkt sehr langfristig und vieleicht werden wir noch überrascht sein was kommt.

PS: Nochmals zu Merlin. Ich denke Space X hat RP1 gewählt, weil sie schnell und möglichst billig entwickeln und produzieren mussten um Geld zu verdienen. BO hat da noch den Vorteil der starken Finanzierung Seitens Benzos aus dem Privatvermögen. Musk dürfte auch mal ab und an was zuschießen, aber gegen Benzos hat er einfach nicht die Mittel.

Nur kurz zum Thema Methan: der Treibstoff wurde (wie viele andere auch) im Rahmen des Apollo Programms untersucht. Damals hat man sich für Wasserstoff entschieden was späte auch von Europa und der UDSSR eingeführt worden ist. Seit einigen Jahren taucht Methan wieder als Treibstoff auf, z.b. auch in ESA Studien unabhängig vom Mars. Die Meinungen gehen auseinander "vom Besten Kompromiss" aus ISP, lagerbarkeit und Volumen bis zu "so aufwendig wie Wasserstoff aber mit weniger ISP" kann man lesen.
Da BO beides im Portfolio hat können sie flexibel reagieren sobald praktische Erfahrungen mit Methan vorliegen.

MFG S

Grundsätzlich bin ich da ganz bei dir. Aber wie gesagt, Space X hat ein anderes Ziel und da ist Wasserstoff nicht praktikabel bzw. Methan das Treibstoffmittel der Wahl. Für andere Anwendungen durch andere Institutionen kann ich nicht sprechen, da ich deren Ziele und Hintergründe nicht bewerten kann.
Aus meiner Sicht ist H2 gut zum Transport in den Orbit bzw zu beschleunigen aus dem Schwerefeld der Erde. Sollte ich aber Langzeitmissionen durchführen wollen bekomme ich irgendwann mit H2 Probleme mit der Lagerung.

Zitat von: Klakow am 02. April 2018, 10:58:10

Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will und das will ja auch BO, so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben und genau da ist das Merlin weit vor jedem anderen Triebwerk.

Das Argument ist absolut richtig nur warum ist das Merlin hier weit vorne? Bo kommt bei New Glenn immerhin mit 2 Triebwerken weniger aus bei einer größeren Rakete. Das Trockenmassen Maximum wäre ja ein Triebwerk, aber den Drosselbereich für die Landung wird man dann nicht hinbekommen.
Was ist schlimm daran eine "konventionelle" Firma sein zu wollen?
SpaceX war bei der Treibstoffwahl für das Merlin extrem konventionell. Bo hat beides, den hoch anspruchsvollen Wasserstoff und den "Modetreibstoff", der sich ja auch erst bewähren muss, Methan. Was ist daran ängstlich?

MFG S

Nur weil man weniger Triebwerke hat, heißt das nicht, dass man 'Gewichtseffizienter' ist.

Merlin 1D hat ein Thrust-to-weight ratio von 180, RS-25 von 78 und RD-180 auch 78.

Du denkst doch nicht wirklich dass die verschiedenen Triebwerke vergleichbar schwer sind? Anders kann ich mir deine Aussage nicht erklären 

@Stefan307:
Man sollte eines berücksichtigen, der Grund warum erst SpaceX versucht hat Raketenstufen wiederzuverwenden war, dass man vorher eher nicht geglaubt hat, dass es möglich ist Stufen so leicht zu bauen, dass man nur relativ wenig Treibstoff zur Landung benötigten würde, also kleine Verluste in kauf nehmen müsste.
Das ist aber nicht alleine der Verdienst von SpaceX, sondern hat zu einem gewissen Teil auch mit Fortschritten bei den Werkstoffen und Bearbeitungsverfahren zu tun.
Der eigentliche Verdienst ist hierbei: den Mut zu haben neues zu wagen, dicht an der Grenze war heute machbar ist.
Genau hier sehe ich auch den Unterschied zu BO, sie Nutzen zwar den technischen Fortschritt und sind hier vermutlich weniger Konservativ als die alten Firmen, aber verschenken hiermit (aus Vorsicht) auch Potenzial. Vor fünf Jahren war an der Entscheidung nichts auszusetzen, den niemand wusste damals dass das was SpaceX gemacht hat am Ende auch wirklich funktioniert.
Heute ist man natürlich in der Rückblende schlauer, BO hätte bei Pokern um das beste Trägerkonzept mit höherem Risiko  spielen sollen.

Das man früher (Apollo) nicht auf Methan gesetzt hat, hat vielleicht auch andere, technische Gründe, soweit ich weiß verbrennt Methan mit höherer Temperatur und die Werkstoffe waren damals nicht so temperaturbeständig wie heute.

Der Vorteil von LNG/LOX gegenueber RP-1/LOX und LH2/LOX liegt vermutlich eher in der "Ganz oder Gar" Sichtweise, die frueher mehr Sinn machte als heute. Im Booster zaehlt erstmal Schub, dichte Treibstoffe sind hier besser. In der Oberstufe, die generell ein viel groesser Voll- zu Leermassenverhaeltnis hat, zaehlt der ISP. Daher Wasserstoff. Die Raketenstufen wurden jeweils auf ihre Aufgabe optimiert, zB. mit wechselnden Geometrien und Bauformen (Durchmesser, Verrohrung, Art der Druckerzeugung im Triebwerk etc).

Inzwischen setzt sich Modulisierung und gleiche Bauformen ein. Die Falcon 9 ist ein gutes Beispiel, die 9 parallel arbeitenden Triebwerke wurden lange als das groesste Fehlkonzept dieser Rakete gesehen, mit zahlreichen Vorhersagen wieso es nicht funktionieren wird.

Mit LNG kann die gleiche Tanktechnologie wie fuer LOX verwendet werden, das spart Entwicklungs- und Maschinenkosten und verringert die Komplexitaet. Zusaetzlich fallen Intertank oder Doppelboden (Dome) weg, ebenso vereinfacht sich an andrer Stelle (Kryoventile und -rohrleitungen samt Kompensatoren).

Fortschritt (aka 'abgehaengt' sein oder werden) hat nicht mit der Wahl einer Technologie zu tun. Bildlich: Was schnell spriesst, ist vielleicht nur Schilf, welches bald jedoch von Bueschen, spaeter Tannen ueberragt werden. Nach langer Zeit setzen sich jedoch die grossen Laubbaeume wie Buche oder Eiche durch. Oder Mischwaelder!

Es sind bei LNG/LOX nicht umbedingt groessere Tanks erforderlich (Rechenbeispiel folgt), aber auf jeden Fall Simplere da identische Bauweise und ohne thermische Trennung untereinander.

Zitat von: Stefan307 am 02. April 2018, 11:20:56

Zitat von: Klakow am 02. April 2018, 10:58:10

Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will und das will ja auch BO, so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben und genau da ist das Merlin weit vor jedem anderen Triebwerk.

Das Argument ist absolut richtig nur warum ist das Merlin hier weit vorne? Bo kommt bei New Glenn immerhin mit 2 Triebwerken weniger aus bei einer größeren Rakete. Das Trockenmassen Maximum wäre ja ein Triebwerk, aber den Drosselbereich für die Landung wird man dann nicht hinbekommen.
Was ist schlimm daran eine "konventionelle" Firma sein zu wollen?
SpaceX war bei der Treibstoffwahl für das Merlin extrem konventionell. Bo hat beides, den hoch anspruchsvollen Wasserstoff und den "Modetreibstoff", der sich ja auch erst bewähren muss, Methan. Was ist daran ängstlich?

MFG S

Nur weil man weniger Triebwerke hat, heißt das nicht, dass man 'Gewichtseffizienter' ist.

Merlin 1D hat ein Thrust-to-weight ratio von 180, RS-25 von 78 und RD-180 auch 78.

Du denkst doch nicht wirklich dass die verschiedenen Triebwerke vergleichbar schwer sind? Anders kann ich mir deine Aussage nicht erklären 

Zunächst mal ignoriert ein Schub zu Gewichtsverhältnis den ISP der für mich das wesentliche Qualitätskriterium für ein Triebwerk ist, weil er ganz wesentlichen Einfluss auf das Verhältnis aus Raketenstartmasse und Nutzlast hat. Ein ganz wesentliche Kriterium an dem ich die Qualität eines Trägers messe!
Man kann natürlich auch nicht einfach völlig unterschiedliche Triebwerke(Konzepte) vergleichen, Es gibt aber ein generelles Prinzip in der Technik wonach eine "große Maschine" leichter ist als "mehrere kleine". Mit anderen Worten wenn man auf der technischen Basis des Merlin ein größeres Triebwerk baut, wird der Treibwerksblock bei gleichen Schub leichter.
Problem ist das die Verbrennung in größeren Düsen schwieriger zu stabilisieren ist, in der SU hat man aus diesem Grund Triebwerke mit mehreren Düsen gebaut. Ich vermute, aber das ist jetzt eine Spekulation von mir, das es auch bei SpaceX bedenken diesbezüglich gab.
Jetzt kommt beim Konzept der Wiederverwendung mittels Vertikaler Landung mit Hilfe der Triebwerke, das Problem hinzu das man das der die Treibwerke recht genau im Schub regeln und drosseln muss. Wobei BO hier ja noch einen schritt weiter geht und sogar einen Schwebeflug realisiert.
Vor diesem Hintergrund finde ich schon das BO fortschrittlicher ist wenn sie mit 7 Triebwerken auskommen, immer vor rausgesetzt das ganze funktioniert auch.

Fortschritt (aka 'abgehaengt' sein oder werden) hat nicht mit der Wahl einer Technologie zu tun. Bildlich: Was schnell spriesst, ist vielleicht nur Schilf, welches bald jedoch von Bueschen, spaeter Tannen ueberragt werden. Nach langer Zeit setzen sich jedoch die grossen Laubbaeume wie Buche oder Eiche durch. Oder Mischwaelder!

Ein toller Vergleich, für mich ist SpaceX der Schilf, den es weder in Laub oder in Mischwäldern gibt und BO hat sich intelligenter weise noch nicht zwischen Blättern und Nadeln entschieden, ihr großer Vorteil!

MFG S

 

Wen spacex das Schilff ist, was sind dan ULA und Arianespace ? Moos und Flechten ? 🤔

Wen spacex das Schilff ist, was sind dan ULA und Arianespace ? Moos und Flechten ? 🤔

Buchen und Eichen! oder war das Ironisch gemeint?

MFG S

Wie du meinst

Ich hatte doch extra Zitiert. Und da sieht man das Klakow meinte, dass "Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will [...] so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben". Das ist eindeutig eine direkte frage des T/W-Ratios

Du antwortest mit: "Das Argument ist absolut richtig nur warum ist das Merlin hier weit vorne?" und ich hatte dir gezeigt dass das Merlin hier recht weit vorne ist.

Hättest du stattdessen geantwortet mit: "T/W-Ratio ist gar nicht so wichtig. ISP ist mindestens eben so wichtig.", dann hätte ich dir zu einem Gutteil zugestimmt. Aber das hast du nicht. Und hier kann man nur feststellen dass das Merlin ein excellentes T/W-Ratio hat.

BTW: Ariane 5 als LH2/LOX Träger mit Feststoffboostern hat ein Nutzlastverhältnis von ~2,8%, DeltaIV Heavy als reine LH2/LOX Rakete ~3.9% und die F9 Block 4 mit ihrem ach so schlechten ISP ein Nutzlastverhältnis von ~4.2%  [LEO] (FH ~4.4%)

--
Aber sorry, nachdem du uns hier aufgeführt hast wie du über SpaceX auf der einen und ULA/Arianespace auf der anderen Seite denkst sind wir von unseren Standpunkten eh zu weit auseinander um durch Diskussionen zu einander finden zu können.

---

BTT:

Genau hier sehe ich auch den Unterschied zu BO, sie Nutzen zwar den technischen Fortschritt und sind hier vermutlich weniger Konservativ als die alten Firmen, aber verschenken hiermit (aus Vorsicht) auch Potenzial. Vor fünf Jahren war an der Entscheidung nichts auszusetzen, den niemand wusste damals dass das was SpaceX gemacht hat am Ende auch wirklich funktioniert.
Heute ist man natürlich in der Rückblende schlauer, BO hätte bei Pokern um das beste Trägerkonzept mit höherem Risiko  spielen sollen.

Hmm?
Welches Potential wird hier verschenkt?

New Glenn sieht hier doch ganz gut aus. Das einzige was ihm fehlt ist wohl die Suicide Burn Ausrichtung - aber das ist eher eine Softwarefrage - und die Ausrichtung auf volle Wiederverwendbarkeit.

Was meinst du mit deiner obrigen Aussage?

BO entwickelt zwar das BE-4, also ein Methantriebwerk, aber nicht das komplexere Design mit dem höheren Schub.
Allerdings ist hier natürlich noch kein Triebwerk geflogen, sondern nur am Boden getestet.

Wie du meinst

Bitte bei dem Bild von Ingo bleiben die "dominierende Spezies der Vergangenheit" und das ist definitiv ULA und Ariane!

Ich hatte doch extra Zitiert. Und da sieht man das Klakow meinte, dass "Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will [...] so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben". Das ist eindeutig eine direkte frage des T/W-Ratios

Du antwortest mit: "Das Argument ist absolut richtig nur warum ist das Merlin hier weit vorne?" und ich hatte dir gezeigt dass das Merlin hier recht weit vorne ist.

Hättest du stattdessen geantwortet mit: "T/W-Ratio ist gar nicht so wichtig. ISP ist mindestens eben so wichtig.", dann hätte ich dir zu einem Gutteil zugestimmt. Aber das hast du nicht. Und hier kann man nur feststellen dass das Merlin ein excellentes T/W-Ratio hat.

Die Trockenmasse wird ja nicht nur vom Treibwerk bestimmt, bei der F9 wird sie z.b. vom ungünstigen Durchmesser negativ beeinflusst!
Im Prinzip ist es doch ganz einfach in der Raketengrundgleichung gibt es die Trockenmasse die Gesamtmasse den ISP und den LN. Der NL ist eine Naturkonstante, der ISP eine Eigenschaft des Triebwerkes und der Umgebungsbedingungen. Von Schub steht da nix, der muss eigentlich nur hoch genug sein damit "sie" abhebt und dann kann man noch die Gravitationsverluste und den Luftwiederstand damit reduzieren. Die Bedeutung der Trockenmasse kommt aus dieser Gleichung, wo bitte kommt der Zusammenhang zum Schub her?

MFG S
PS: Über die Sache mit dem Nutzlastverhältnis können wir gerne reden, besser wohl in einem separaten Thread, wir werden allerdings ein Problem bekommen da die Angaben sich schlecht vergleichen lassen oder es keine offiziellen gibt man also auf Schätzungen angewiesen ist. Die Angaben die SpaceX auf ihrer Homepage angibt z.b. halte ich für Theoretisch, aus gutem Grund steht im offiziellen Handbuch keine Nutzlast drin!

Zitat von: Lightning am 02. April 2018, 21:35:23

Wen spacex das Schilff ist, was sind dan ULA und Arianespace ? Moos und Flechten ?

Buchen und Eichen! oder war das Ironisch gemeint?

Zitat von: Lightning am 02. April 2018, 21:39:20

Wie du meinst

Bitte bei dem Bild von Ingo bleiben die "dominierende Spezies der Vergangenheit" und das ist definitiv ULA und Ariane!

O_o
Was hab' ich da nur angerichtet

Zunächst mal ignoriert ein Schub zu Gewichtsverhältnis den ISP der für mich das wesentliche Qualitätskriterium für ein Triebwerk ist, weil er ganz wesentlichen Einfluss auf das Verhältnis aus Raketenstartmasse und Nutzlast hat. Ein ganz wesentliche Kriterium an dem ich die Qualität eines Trägers messe!

Stefan, wie bereits mehrfach per PM oder im Forum angemerkt: setz dich mal hin und rechne selbst. Es wird keine hoehere Mathematik benoetigt, Schulmathe reicht aus. Excel hilft sehr, verschiedene Anwendungsfaelle schnell zu vergleichen. So laesst sich leicht an verschiedenen Stellschrauben drehen, und das eigene Verstaendnis verbessern (und durch Teilen der Exceldatei das von Anderen).

Um beide Faelle zu vergleichen einfach die Raketengrundgleichung umstellen:
Die Raketenmasse setzt sich zusammen aus Nutzlast, Trockengewicht und Treibstoff. Ziel delta-V sei 5,5 km/s. Nutzlast sei 4t. Das Trockengewicht (die grosse Unbekannte aus Tankgewicht, Triebwerke und damit deren Thrust-to-weight ratio und sonstigem) nehme ich einfach als Funktion der Treibstoffmasse an. Das ist meine Unbekannte. Das Treibstoffgewicht ergibt sich nun in Abhaengigkeit der entsprechenden Werte.
Der geringere ISP(vac) bei Methalox (z.B. Raptor 375s) gegenueber H2/LOX (RS-68A 414s / Vinci 462s) fuehrt natuerlich einem relativ hoeheren Massebedarf an Treibstoff, benoetigt aber vermutlich ('Funktion der Treibstoffmasse') weniger Trockenmasse, Ergebnis als Grafik:

Mit heutigen Fertigungsmethoden erreichbare Strukturverhaeltnisse sind bei LNG/LOX besser als bei LH2/LOX. Die kombinierte Treibstoffdichte beim Raptor mit LNG/LOX ist 650kg/m3, beim Vinci ist sie 227kg/m3. Die Tanks sind leichter da kleiner, die Triebwerke sind leichter da kompakter, die restliche Struktur ist leichter da simpler.

Man kann natürlich auch nicht einfach völlig unterschiedliche Triebwerke(Konzepte) vergleichen, Es gibt aber ein generelles Prinzip in der Technik wonach eine "große Maschine" leichter ist als "mehrere kleine". Mit anderen Worten wenn man auf der technischen Basis des Merlin ein größeres Triebwerk baut, wird der Treibwerksblock bei gleichen Schub leichter.
Problem ist das die Verbrennung in größeren Düsen schwieriger zu stabilisieren ist, in der SU hat man aus diesem Grund Triebwerke mit mehreren Düsen gebaut. Ich vermute, aber das ist jetzt eine Spekulation von mir, das es auch bei SpaceX bedenken diesbezüglich gab.
Jetzt kommt beim Konzept der Wiederverwendung mittels Vertikaler Landung mit Hilfe der Triebwerke, das Problem hinzu das man das der die Treibwerke recht genau im Schub regeln und drosseln muss. Wobei BO hier ja noch einen schritt weiter geht und sogar einen Schwebeflug realisiert.
Vor diesem Hintergrund finde ich schon das BO fortschrittlicher ist wenn sie mit 7 Triebwerken auskommen, immer vor rausgesetzt das ganze funktioniert auch.

Vor-und Nachteile des Skaleneffekt: bereits ergibig diskutiert.
Grund der Merlingroesse: klar von SpaceX benannt.
Vor-und Nachteile Schwebeflug: bereits ergibig diskutiert.
Fortschrittlichkeit 7 vs. 9 Triebwerke: Geschmackssache

Ich hatte doch extra Zitiert. Und da sieht man das Klakow meinte, dass "Wenn eine Firma Raketenstufen wiederverwenden will [...] so ist es extrem wichtig eine sehr geringe Trockenmasse zu haben". Das ist eindeutig eine direkte frage des T/W-Ratios

Das sehe ich anders. Wenn ich eine Raketenstufe wiederverwenden will, dann ist die Leermasse nicht das entscheidende. Es nutzt nichts, wenn die Stufe ein tolles Leergewicht hat, wenn sie die Belastungen durch die Wiederverwendung nicht standhält. Man sieht das aktuell bei der Falcon 9. Obwohl wiederverwendbar ist bisher keine Stufe mehr als 2 mal geflogen.

Wenn ich eine gute wiederverwendbare Rakete haben will dann brauch ich eine Rakete mit einem guten voll/leermasseverhältnis und einem ordentlichen Nutzlastverhältnis (Wiederverwendung frisst einiges davon..)  - und sie muss außerdem gut wiederverwendbar sein. 

Ich dachte, der Nachsatz wäre selbstverständlich.
Und die Diskussion, warum die F9 Block 4 nur ein mal wiederverwendet wird, nehme ich jetzt nicht auf 

Vor diesem Hintergrund finde ich schon das BO fortschrittlicher ist wenn sie mit 7 Triebwerken auskommen, immer vor rausgesetzt das ganze funktioniert auch.

BO ist also fortschrittlicher, weil es das bereits funktionierende von SpaceX entwickelte Konzept mit geringen Modifikationen nachbauen möchte, und gleichzeitig  die Absicht hat, es mit einer etwas geringeren Anzahl von Triebwerken zu erreichen?? Dann "bin" ich einfach noch "fortschrittlicher" als BO, und schlage vor das ganze mit nur fünf Triebwerken zu machen.

Funktionierende Entwicklungen mit vielleicht irgendwann auch wirklich umgesetzten Konzepten zu vergleichen, und damit die "Forschrittlichkeit der Akteure zu messen", ist grober Unfug. Und dann auch noch anhand eines willkürlich ausgewählten Randparameters.

Deutschland scheint mir zur Zeit überhaupt das Land der überragenden Konzeptdenker zu sein. Bei der Umsetzung klemmt es nur manchmal etwas. Daß ist aber unwichtig, denn der Konzeptruhm ist ja den Autoren bereits sicher.

Auch wenn die Ansichten wieder stark auseinander gehen, bitte ich darum 1. hier beim Thema zu bleiben und 2. die Sachlichkeit zu bewahren. Wir driften hier wieder sehr stark in Bereiche ab, die ich vom Niveau nicht gut finde.

Nur mal als kurze Anmerkung zu der TWR Teildiskussion:
Für den Flug selbst hat das TWR nur bedingten Einfluss, denn die Leermasse der Stufe wird nicht von den Triebwerken dominiert.
Beispiel F9 Erststufe: Leermasse 27t, Triebwerksmasse 4t. Selbst wenn die Triebwerke gar nichts wiegen würden, hätte die Erststufe (ohne 2te Stufe und Nutzlast) 400m/s mehr dV (im Vergleich zu 8200m/s). Und das für den Grenzfall TWR->unendlich. Deshalb kann man sich beim TWR nicht wie Ingo einfach auf die Raketengrundgleichung beziehen. Denn da kann das TWR auch 0.001 sein, man erhält das gleiche dV (bei gleichbleibender Masse). Wichtiger wird es, wenn man Aufstiegsverluste mit einbezieht. Je schneller man beschleunigt, desto kürzer ist die Aufstiegsphase, desto geringer sind die Gravitationsverluste. Aber auch hier gelangt man schnell an das Limit, dass man zu starke Triebwerke relativ schnell drosseln (also deren effektives TWR senken) muss, damit die aerodynamischen Belastungen nicht zu stark werden.
Am wichtigsten ist das TWR eher am Anfang beim Raketendesign. Wie viel Masse kann ein Triebwerk heben? Wie viel Masse hat meine Rakete?->Wie viele Triebwerke brauche ich?->Limitierungen an der Geometrie

Das Thema Wasserstoff/Methan/Kerosin wurde hier ja auch schon zig mal durchgekaut. Am Ende ist es so, dass es immer auf den Anwendungsfall ankommt. Eine wiederverwendbare Erststufe mit Wasserstoff macht genauso wenig Sinn wie eine Methan/Kerosin TLI Oberstufe.