Blue Origin vs SpaceX

Musks Traum ist der Mars, Bezos redet immer vom Leben und Arbeiten im Erdorbit.

Musk redet immer von Methan auch in der Oberstufe und Bezos macht jetzt Wasserstoff in der 2ten und 3ten Stufe.

Kurios nicht, wenn man Antrieb und Vision vergleicht.

BO und SpaceX haben beide nur bestehende Techniken eingesetzt.

BO kopiert nicht SpaceX sondern beide setzen auf das bereits in den 90ern geflogene Modell der DC-X auf. Man musste also nicht beweisen das es funktioniert, man wusste es bereits.

SpaceX wollte übrigens am Anfang mit Fallschirmen landen. Als das an der zu schwachen Struktur der Falcon scheiterte hat man sich auf das DC-X Designe besonnen.

BO hat von Anfang an Auf das Konzept mit der Landung gesetzt. Selbst das Personal des DC-X Projektes wurde von BO angeworben.

Sowohl SpaceX als auch BO tun der Raumfahrt gut.

Es wäre schön wenn die religiösen SpaceX Eiferer endlich mal damit aufhören jede anderen Bereich des Forums mit ihrer Stimmungsmache und einseitigen Sichtweisen zu füllen.
Wenn ihr eurem Idol helfen und allen anderen Schaden wollt, dann kauft Elons Flammenwerfer und Teslas, löscht euren Amazonzugang, fliegt nicht mehr mit Airbus und Boing. Aber andere von eurem Glauben zu überzeugen hilt ihm nicht.

BO kopiert nicht SpaceX sondern beide setzen auf das bereits in den 90ern geflogene Modell der DC-X auf. Man musste also nicht beweisen das es funktioniert, man wusste es bereits.

Das experimentelle Starten und Landen eines Versuchsmodels hat nur sehr wenig mit einer Umsetzung der senkrechten Punktlandung der Stufe im praktischem Betrieb zu tun. Da muß man wirklich kein SpaceX-Fan sein, um das zu sehen. Falsche Ansätze und anfängliche Mißerfolge mindern den Verdienst überhaupt nicht.

Das dumme, ist das es KEINEN Antrieb gibt, der es zuläst mit kleinem Verhältnis der Startmasse zur Nutzlast zu arbeiten. Ohne Wiederverwendung, auch nur der ersten Stufe, ist es schon saumässig schwer auch nur in einen Orbit zu kommen, aber mit Wiederverwendung  wird es nochmal sehr viel schwerer, genau hier haben ULA und Ariane heute versagt weil sie immer noch nicht war haben wollen, das der technische Fortschritt es heute möglich macht Wiederverwendung rentabel zu betreiben. Beide, also BO & SpaceX haben das erkannt nur ist das Konzept von BO für eine Marsbesiedlung ungeeignet, aber für ihre Ziele, also arbeiten im freien All, schon.

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.

Diese Aussage stimmt nur bedingt, den hätte das Merlin 500kg mehr Masse wäre dies füt GTO Missionen nicht nur für die Beschleunigung mit den Boostern ein Problem, sondern die Oberstufe
Würde zusätzlich 500kg weniger leisten.
Richtig schlimm ist ein schlechter TWR und damit höhere Masse, aber für die Landung der Booster.  Den durch einer Halbierung der Trockenmasse, Triebwerke, Tanks...bedeutet das man quasie fast kostenlos ca. 2000m/s dV für die Landung bekommt.

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.

Der Aussage kann ich mich nur anschließen!

BO und SpaceX haben beide nur bestehende Techniken eingesetzt.

BO kopiert nicht SpaceX sondern beide setzen auf das bereits in den 90ern geflogene Modell der DC-X auf. Man musste also nicht beweisen das es funktioniert, man wusste es bereits.

SpaceX wollte übrigens am Anfang mit Fallschirmen landen. Als das an der zu schwachen Struktur der Falcon scheiterte hat man sich auf das DC-X Designe besonnen.

BO hat von Anfang an Auf das Konzept mit der Landung gesetzt. Selbst das Personal des DC-X Projektes wurde von BO angeworben.

Sowohl SpaceX als auch BO tun der Raumfahrt gut.

Es wäre schön wenn die religiösen SpaceX Eiferer endlich mal damit aufhören jede anderen Bereich des Forums mit ihrer Stimmungsmache und einseitigen Sichtweisen zu füllen.
Wenn ihr eurem Idol helfen und allen anderen Schaden wollt, dann kauft Elons Flammenwerfer und Teslas, löscht euren Amazonzugang, fliegt nicht mehr mit Airbus und Boing. Aber andere von eurem Glauben zu überzeugen hilt ihm nicht.

dito.

Ich bleibe dabei von der reinen "Papierform" und mehr gibt es von der New Glenn ja nicht, ist sie der F9 technisch überlegen, das ergibt sich aus diversen grundlegenden Physikalischen Prinzipien, der Skaleneffekt (danke Ingo für das Wort) ist nur einer davon.
Selbst verständlich muss sie sich erst bewähren, was man von der F9 mittlerweile sicher sagen kann, wobei der Beweis der Wirtschaftlichkeit der Wiederverwendung für mich noch nicht erbracht ist.
Alles andere können wir gerne in entsprechenden Threads klären, ich werde mich jedenfalls in diesem hier wieder aufs eigentliche Thema beschränken.

MFG S

Nein, ist sie nicht.
Nur weil eine Rakete Wasserstoff und Methan nutz ist sie nicht per se RP-1 Raketen technisch überlegen.
Auch RP-1 Triebwerke können technisch hochgezüchtet sein und die Triebwerke sind nicht das einzige was an Raketen technisch hoch entwickelt sein können.

IMO sind die Raketen schlicht zu unterschiedlich - von der Konzeption, von der Treibstoffmischung, von der Umsetzung der Wiederverwendung und schlicht von der Nutzlast -, um eindeutig und definitiv sagen zu können 'x ist besser als y!!'. (und das geht in beide Richtungen; dem Pro SpaceX Lager ebenso wie den starken Space X Kritikern)


Und zu sagen "ich beschränk mich aufs eigentliche Thema." und zum Abschied noch mal scharf gegen Space X zu schießen (F9 technisch Rückständig und  Wiederverwendbarkeit auch keine positive technische Eigenschaft der Rakete) ist IMO ein ganz schlechter Ton.

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[Adminmodus]

Wenn keine Widerrede kommt kopiere ich heute abend alles ab #1062 bzw  #1066 in den Thread "SpX vs Blue Origin"

Rechenbeispiel zur Leistungsfaehigkeit von Oberstufen (wo ja angeblich Wasserstoff ein Muss ist. Ich bitte uebrigens um selbstaendige, rechnerische Ueberprufung!

F9 1.1 Oberstufe:
ISP 345s, Leermasse 3,90t, Treibstoffmasse 92,67t ( 4%), delta V (5t Payload) 8,24 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,86 km/s

Centaur:
ISP 451s, Leermasse 2,25t, Treibstoffmasse 20,83t (10%), delta V (5t Payload) 5,99 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,29 km/s

Ariane 5 ESC-A:
ISP 446s, Leermasse 4,54t, Treibstoffmasse 14,90t (23%), delta V (5t Payload) 4,12 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 6,36 km/s

Ariane 5 ESC-B:
ISP 467s, Leermasse 3,40t, Treibstoffmasse 24,10t (12%), delta V (5t Payload) 6,20 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 9,58 km/s

Keine, aber auch wirklich keine der Wasserstoffoberstufen schafft es an die F9 ran. Selbst bei 'Deep Space' Anwendungen, bei denen es auf maximales delta-V ankommt (und damit leichte Sonden)! Die deutlich schwerere F9 Oberstufe zaehlt auch nicht als Gegenargument: Durch die enorme Leichtbauweise ist selbst ohne Payload die Stufe effizienter. Bei schweren Payloads natuerlich sowieso.

DAS ist der Beweis! LH2/LOX ist der ewige Papiertiger.  

OK, warten wir mal BO ab, wie deren Wasserstoffoberstufe gegen SpaceX' Methanoberstufe abschneidet.

Aber nun ist echt einmal deutlich aufgezeigt, das Wasserstoff nicht automatisch gewinnt - selbst bei Oberstufen, wo Dinge wie Schub oder TWR nicht zaehlen (hier steht die F9 gemeinsam mit der Centaur an der Spitze).

Naja, dass jetzt eine 20t Oberstufe nicht so viel dV leistet wie eine 96t Oberstufe sollte eigentlich nicht verwundern 

Das stimmt nur und das wundert mich selber etwas, ist keine der Konkurenzträger ja so leichter beim Start.
VorJahren hatte ich Kommentare gelesen dass das Merlin als Oberstufe zu schwer für den benötigten Schub sei (überdimensioniert ) nun offenbart sich es ganz genau, die Aussage war falsch.
Was so richtig ärgerlich ist das Zahlen kaum gesehen werden und man als Fanboy oder schlimmeres verunglimpft wird, aber es in Wirklichkeit so ist das sich die Wasserstoffanhänger selber einfache Fakten ignorrieren.
Für mich ist es offensichtlich, als Treibstoff ist Wasserstoff fast nirgendwo wirklich gut, ausser in unserer Sonne und dort braucht deren Tank auch verdammt viel Platz.

Rechenbeispiel zur Leistungsfaehigkeit von Oberstufen (wo ja angeblich Wasserstoff ein Muss ist. Ich bitte uebrigens um selbstaendige, rechnerische Ueberprufung!

F9 1.1 Oberstufe:
ISP 345s, Leermasse 3,90t, Treibstoffmasse 92,67t ( 4%), delta V (5t Payload) 8,24 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,86 km/s

Centaur:
ISP 451s, Leermasse 2,25t, Treibstoffmasse 20,83t (10%), delta V (5t Payload) 5,99 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,29 km/s

Ariane 5 ESC-A:
ISP 446s, Leermasse 4,54t, Treibstoffmasse 14,90t (23%), delta V (5t Payload) 4,12 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 6,36 km/s

Ariane 5 ESC-B:
ISP 467s, Leermasse 3,40t, Treibstoffmasse 24,10t (12%), delta V (5t Payload) 6,20 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 9,58 km/s

Keine, aber auch wirklich keine der Wasserstoffoberstufen schafft es an die F9 ran. Selbst bei 'Deep Space' Anwendungen, bei denen es auf maximales delta-V ankommt (und damit leichte Sonden)! Die deutlich schwerere F9 Oberstufe zaehlt auch nicht als Gegenargument: Durch die enorme Leichtbauweise ist selbst ohne Payload die Stufe effizienter. Bei schweren Payloads natuerlich sowieso.

DAS ist der Beweis! LH2/LOX ist der ewige Papiertiger.  

OK, warten wir mal BO ab, wie deren Wasserstoffoberstufe gegen SpaceX' Methanoberstufe abschneidet.

Aber nun ist echt einmal deutlich aufgezeigt, das Wasserstoff nicht automatisch gewinnt - selbst bei Oberstufen, wo Dinge wie Schub oder TWR nicht zaehlen (hier steht die F9 gemeinsam mit der Centaur an der Spitze).

Dein Vergleich ist natürlich willkürlich.

Gegenbeispiele:

Saturn V Zweitstufe S-II:
Isp 424s, Leermasse 45,09t, Treibstoffmasse 456,39t ( 9%), delta V (5t Payload) 9,62 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,02 km/s

Saturn V Drittstufe S-IVB
ISP 424s, Leermasse 11,91t, Treibstoffmasse 108,75t (10%), delta V (5t Payload) 8,34 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload)  9,63 km/s

1 kg deepspace ist ja unsinnig. 5 t sind für übliche Satelliten (und damit wird Geld verdient) realistisch. Da ist eine H2/O2 Oberstufe im Vorteil ab einer gewissen Größe, trotz des höheren Leergewichtsanteils. Centaur und die beiden Ariane 5 Oberstufen sind Oberstufen einer dreistufigen Rakete und damit deutlich kleiner. Die zweite Stufe der Falcon ist keine Oberstufe im gleichen Sinne.

Zitat von: lngo am 04. April 2018, 00:41:08

Rechenbeispiel zur Leistungsfaehigkeit von Oberstufen (wo ja angeblich Wasserstoff ein Muss ist. Ich bitte uebrigens um selbstaendige, rechnerische Ueberprufung!

F9 1.1 Oberstufe:
ISP 345s, Leermasse 3,90t, Treibstoffmasse 92,67t ( 4%), delta V (5t Payload) 8,24 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,86 km/s

Centaur:
ISP 451s, Leermasse 2,25t, Treibstoffmasse 20,83t (10%), delta V (5t Payload) 5,99 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,29 km/s

Ariane 5 ESC-A:
ISP 446s, Leermasse 4,54t, Treibstoffmasse 14,90t (23%), delta V (5t Payload) 4,12 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 6,36 km/s

Ariane 5 ESC-B:
ISP 467s, Leermasse 3,40t, Treibstoffmasse 24,10t (12%), delta V (5t Payload) 6,20 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 9,58 km/s

Keine, aber auch wirklich keine der Wasserstoffoberstufen schafft es an die F9 ran. Selbst bei 'Deep Space' Anwendungen, bei denen es auf maximales delta-V ankommt (und damit leichte Sonden)! Die deutlich schwerere F9 Oberstufe zaehlt auch nicht als Gegenargument: Durch die enorme Leichtbauweise ist selbst ohne Payload die Stufe effizienter. Bei schweren Payloads natuerlich sowieso.

DAS ist der Beweis! LH2/LOX ist der ewige Papiertiger.  

OK, warten wir mal BO ab, wie deren Wasserstoffoberstufe gegen SpaceX' Methanoberstufe abschneidet.

Aber nun ist echt einmal deutlich aufgezeigt, das Wasserstoff nicht automatisch gewinnt - selbst bei Oberstufen, wo Dinge wie Schub oder TWR nicht zaehlen (hier steht die F9 gemeinsam mit der Centaur an der Spitze).

Dein Vergleich ist natürlich willkürlich.

Gegenbeispiele:

Saturn V Zweitstufe S-II:
Isp 424s, Leermasse 45,09t, Treibstoffmasse 456,39t ( 9%), delta V (5t Payload) 9,62 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,02 km/s

Saturn V Drittstufe S-IVB
ISP 424s, Leermasse 11,91t, Treibstoffmasse 108,75t (10%), delta V (5t Payload) 8,34 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload)  9,63 km/s

1 kg deepspace ist ja unsinnig. 5 t sind für übliche Satelliten (und damit wird Geld verdient) realistisch. Da ist eine H2/O2 Oberstufe im Vorteil ab einer gewissen Größe, trotz des höheren Leergewichtsanteils. Centaur und die beiden Ariane 5 Oberstufen sind Oberstufen einer dreistufigen Rakete und damit deutlich kleiner. Die zweite Stufe der Falcon ist keine Oberstufe im gleichen Sinne.

Nachtrag:

Das Merlin 1Dvac hat eine Spez. Impuls von 340 s nach SpaceX-Angaben (Tom Müller, AIAA-2013), nicht 345 s (letzteres ist eine Schätzung von Spaceflight101).

Damit beträgt die Leistung:

F9 1.1 Oberstufe:
ISP 340s, Leermasse 3,90t, Treibstoffmasse 92,67t ( 4%), delta V (5t Payload) 8,12 km/s, delta V (1kg "Deep Space" Payload) 10,70 km/s

Jetzt kommt ja noch ARCA mit ihrer Single-Stage-To-Orbit Rakete
mit einem Aerospike-Motor.
Seht ihr da Chancen dass die mitmischen können?
http://theavion.com/aerospike-engine-test-ready/

Nein.

proton01, wennschon, dennschon:
MVac: 348s, 934 kN ! (unter "Interstage" bei http://www.spacex.com/falcon9)

Nicht willkürlich, sondern unvollständig. Hab' ja darauf auch hingewiesen und um überprüfen gebeten. Ich war, und bin, selbst sehr überrascht. Und danke für deine Ergänzungen. Sie zeigen aber trotzdem, dass Wasserstoffoberstufen aufgrund der höheren Leermasse offenbar (noch?) nicht mithalten können.

Anmerkung: ich hatte bewusst Oberstufen gewählt die jeweils alle nach Erlöschen des Hauptriebswerks zünden. Alle.

sensei
ja, aufgrund des Skaleneffekt, wonach grössere Stufen relativ weniger Leermasse besitzen. Aber wie Klakow ja anmerkt, die F9 ist beim Start ja nicht erheblich schwerer als die anderen Stufen. Aber vor allem ist sie billiger. Deutlich. Und eigentlich zählt nur das.

Hier nochmal eine neue Übersicht:

Ich kann die Exceltabelle gerne teilen. Ist aber eigentlich kein Hexenwerk, die Quellen stehen ja dran...

Wenn ich mir die Saturn V anschaue und man schaut was man damals mit den sehr viel schlechteren Mitteln zuwege gebracht hat und die dann im Vergleich zu Ariane und ULA sieht, kommt zumindest mir der Verdacht das die Planer selbst unter Berücksichtigung der Skalenfaktoren besser waren. Mich hat schon lange gewundert warum man gerade einer Oberstufe so wenig Treibstoff mit gibt.
Vermutlich zeigt eine genaue Analyse auf wo man das Verhältnis der Stufenmassen wählen muss um bei bestimmten Leermassen optimale Verhältnisse zu bekommen.
Das verrückte ist ja das SpaceX anfangs da eher nicht optimal sein konnte, weil die Triebwerke noch nicht genug Schub hatten, nun ist man eigentlich trotz der Streckung der Oberstufe zumindest für die F9 mit Block 5 drüber gerutscht.
Für die FH ist es noch viel krasser, wenn es machbar wäre und sie allen Schub optimal nutzen wollten müssten sie die Oberstufe dann wohl auf die Länge des Boosters strecken.

Für die FH ist es noch viel krasser, wenn es machbar wäre und sie allen Schub optimal nutzen wollten müssten sie die Oberstufe dann wohl auf die Länge des Boosters strecken.

Das koennen sie der Konkurrenz nicht zumuten.

PS: ich bin ja sooo gespannt welche Werte die New Glenn auf der Waage zeigt. Die Ariane 6 dagegen laeuft bereits vor Entwicklungsbedingt ausser Konkurrenz, so als reine politische Vorzeigerakete ohne Nutzen. Quasi der EPR der Raumfahrt - hauptsache aus Trotz weiterbauen. Irgendwie typisch fuer Europa 

PPS: Die ca. 145t schwere Exploration Upper Stage (EUS) der SLS Block 1B kommt mit der F9 Block 5 Oberstufe ebenfalls kaum* mit:
Startmasse 979,452 kg, Oberstufentriebwerke, 4x RL10C3, Impuls 463s, Schub 440 kN, Leergewicht 14,300 kg, Treibstoff 129,300 kg
TWR 31%, Leer/Voll 9.96%, delta-v (5t Payload) 9,261 m/s, delta-v (leer) 10,466 m/s

*Bei Sonden schwerer 2366 kg wird die ~30% schwere EUS besser... Ist die Sonde aber leichter, hat die F9 Oberstufe mehr delta V (11,4 km/s vs. 10,5 km/s). Wasserstoff FTW 

Und: Bei Expendable Heavy Konfiguration ist die Stufentrennung vermutlich bei einer hoeheren Geschwindigkeit als die EUS beim Papiertiger SLS 1B.

Unwahrscheinlich. Die erste Stufe des SLS bringt die Nutzlast und Oberstufe in einen 2000 x 70 km Orbit. (Unter anderem deswegen ist übrigens auch die zitierte LEO Nutzlast des SLS so niedrig)

Mich hat schon lange gewundert warum man gerade einer Oberstufe so wenig Treibstoff mit gibt.
Vermutlich zeigt eine genaue Analyse auf wo man das Verhältnis der Stufenmassen wählen muss um bei bestimmten Leermassen optimale Verhältnisse zu bekommen.
Das verrückte ist ja das SpaceX anfangs da eher nicht optimal sein konnte, weil die Triebwerke noch nicht genug Schub hatten, nun ist man eigentlich trotz der Streckung der Oberstufe zumindest für die F9 mit Block 5 drüber gerutscht.

https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3424.msg382033#msg382033

Hier hatte ich das ganze mal ausgerechnet gehabt. Ich glaube das war damals die F9 1.1, bin mir aber nicht ganz sicher. Bei Interesse kann ich das ja auch mal für die anderen Raketen aus der Liste machen sobald ich Zeit hab. Ich muss nur erst mal wieder den Code dazu finden.

Zu der Tabelle sei aber noch gesagt, dass die jeweiligen Anwendungszwecke beachtet werden müssen! Je höher die Nutzlast ist, desto wichtiger wird der ISP im Vergleich zum Massenverhältnis.

Wenn man die Oberstufen aus der Tabelle nimmt und als Payload jeweils die typischste Nutzlastmasse nimmt, merkt man, dass die alle so zwischen 4500 m/s und 5500 m/s liegen, außer der F9. Wenn ich das nochmal ordentlich gemacht habe, kann ich ja auch die Zahlen nochmal zeigen (oder Ingo fügt sie bei sich ein, dürfte einfacher werden)

Hier nochmal eine neue Übersicht:

Ich kann die Exceltabelle gerne teilen. Ist aber eigentlich kein Hexenwerk, die Quellen stehen ja dran...

Danke für die Tabelle - man könnte vielleicht noch die Treibstoffkombination ergänzen.

Wenn ich mir die Saturn V anschaue und man schaut was man damals mit den sehr viel schlechteren Mitteln zuwege gebracht hat und die dann im Vergleich zu Ariane und ULA sieht, kommt zumindest mir der Verdacht das die Planer selbst unter Berücksichtigung der Skalenfaktoren besser waren. Mich hat schon lange gewundert warum man gerade einer Oberstufe so wenig Treibstoff mit gibt.
[..]

Eine große Oberstufe muss natürlich auch von der Unterstufe beschleunigt werden können. Und bei A5 ist das Vulcain schon nicht stark genug, die Hauptstufe (+ Oberstufe) direkt nach Abwurf der Booster weiter anzuheben (erst wenn weiter Treibstoff verbraucht wurde) - eine größere Oberstufe wäre da noch nachteiliger.
Ansonsten stimme ich Dir zu, schon erschreckend, wie viel schlechter man heute bauen kann, obwohl man deutlich bessere Rechen- und Fertigungstechnik hat.
(A5 ist aber besonders speziell: Die ESC-A war von Anfang an ein Kompromiss mit dem alten A4 LOX-Tank, um Entwicklungszeit zu sparen. Und auch für A5ME (ESC-B) gab es immer Einschränkungen der Raketenhöhe aufgrund der Größe des Integrationsgebäudes. Damit kann man kein optimales Design haben...)

Unwahrscheinlich. Die erste Stufe des SLS bringt die Nutzlast und Oberstufe in einen 2000 x 70 km Orbit. (Unter anderem deswegen ist übrigens auch die zitierte LEO Nutzlast des SLS so niedrig)

Quelle?

@R2-D2, stillesWasser
Generell war mein Ziel nicht der Vergleich von Traegersysteme, sondern Wasserstoff vs Strukturmasse. Und um nicht ueber Schub zu diskutieren, habe ich ausschliesslich Wasserstoff-Oberstufen gegen SpaceX' Kerosinoberstufe gelistet. (und geplante Methan-BFS).

Zur Excel Liste:
Die könntest du auch mittels Google ins Netz stellen, und den Link hier einbinden, das geht ziemlich leicht.

Zu deinem Ansatz:
Ich finde den Vergleich erstmal sehr gut, obwohl man natürlich etwas Äpfel mit Birnen vergleicht, vor allem bei der A5.

Generell finde ich es heute, nachdem ich mich die letzten Jahren viel mit den technischen Hintergründen beschäftigt habe ziemlich ärgerlich.
Ich hatte früher gedacht, dass viele Triebwerke in einer Stufe schlecht wären, nur war mir damals (nach 2000) nicht klar genug das dies eigentlich falsch ist.
Ich bin auch kein Fan-natischer Methananhänger, nur will es es sehen das Menschen nach dem Mond zum Mars Reisen, und dafür ist Wasserstoff einfach Quatsch.
Was aber vielleicht wirklich mal Sinn ergeben könnte wäre eine große Tiefraumsonde mit Vinci Triebwerk und großem Tank, die über den Umweg FH oder der BFR/BFS ins All gebracht wird und komplett vollgetankt vielleicht sogar aus dem SGTO sich aufmacht einen Rover zu einem der großen Monde vom Jupiter oder Saturn zu bringen.
Mit Groß meine ich so groß das man mehr Nutzlast befördern kann als Curiosity hat.

Der Vergleich SpaceX vs. etablierte Launcher und SpaceX vs. BO ist nicht legitim. Als SpaceX auszog, der Elite das Fuerchten zu lernen, da war die internationale Raumfahrt am Boden, wenn man von technologischem fortschritt spricht. BO ist damals vermutlich vorsichtig in das Business eingestiegen. Jetzt jagt man nicht einen toten Patienten, jetzt jagt man einen positiv Irren, der gerade die Raumfahrt in Zeitraffer auf den Kopf stellt. Das kann man nur aufholen, wenn man neue innovative Ideen umsetzt. Ob es gelingt, werden wir sehen. Aber eins muss man auch mal sagen. Bezos kann die Klappe auch verdammt weit aufreissen. Er bekommt nur nicht das mediale Echo. Soll er aber ruhig. Damit setzt er sich wie EM unter Druck, liefern zu muessen. Ich druecke ihm jedenfalls die Daumen.

Anders als bei den russischen Trägern scheint mir die F9 und FH technisch und wirtschaftlich viel weiter zu sein. BO ist früher gegründet worden und hat immer noch keine einzige echte Mission gestartet.
Du verkennst hier die Bedingungen, sie sind saumässig langsam bis heute und haben falsche Entscheidungen getroffen.

Rein technisch gesehen habe ich keine so große Hochachtung. Als man vor 12 Jahren bei der ISS-Versorgung mitbieten wollte, musste man nehmen, was man hatte. Es war kein Geld für ein neues Triebwerk (Merlin 2) da, also musste man das vorhandene Merlin 1 nehmen und 9 Triebwerke in der ersten Stufe einsetzen. Selbst innerhalb des Unternehmens war diese Entscheidung umstritten. An eine Landung mit Triebwerken hat damals noch keiner gedacht, die erste Stufe sollte mit Fallschirmen landen (was nie funktioniert hat).

Die Proton ist zwar 40 Jahre älter als die Falcon 9, aber ist die F9 deswegen wirklich moderner? Die F9 hat zwar moderner Computer und Legierungen, ihre Auslegung mit 9 Triebwerken dagegen ist nicht besser als Träger in den 60er Jahren. Zudem hat die F9 nur Nebenstromtriebwerke, während die Proton Hauptstromtriebwerke hat, an die sich der Westen erst 15 Jahre später rangetraut hat. Mit 25 Mio Dollar Produktionskosten ist die Proton zudem noch immer Konkurrenzfähig. Russland hatte es leicht, die Startkosten auf unter 60 Mio zu senken.

Nur die Zuverlässigkeit der Proton ist ein massives Problem. In dieser Beziehung hat SpaceX bisher Glück gehabt. Aber darauf kann man sich nicht verlassen. Noch einmal zwei Fehlstarts in rascher Folge, und auch SpaceX wäre ziemlich in der Klemme!

Wie sich BO in Zukunft entwickelt, wissen wir nicht. Aber mit New Sheppard ist BO schon weit vor Space Ship 2. Eine Kapsel mit passenden Versorgungsteil und der New Glenn als Träger könnte sogar in vergleichsweise kurzer Zeit bemannte Flüge ermöglichen.

...Das kann man nur aufholen, wenn man neue innovative Ideen umsetzt. ...

Genau hier ist aber ein erhebliches Problem für alle die Mitspielen wollen, die Frage ob es SpaceX gelingt in Zukunft viel günstiger ins All zu bekommen, ist sicher schon mit der F9 und FH beantwortet, bevor hier SpaceX Konkurrenz aufkommen kann, muss dies jemand anders erstmal hinbekommen.
Aber erst wenn diese Basis erreicht ist kann ein Konkurrent überhaupt hoffen an SpaceX vorbei zu ziehen und genau hierfür braucht es Innovationen. Soweit ich das beurteilen kann gibt auf der Triebwerksseite da zumindest mit einem Halltriebwerk einen Kandidaten und vielleicht auch noch DS4G (aber da hat man lange nichts mehr neues gehört), nur auf der Solarzellenebene fehlt es an Lösungen für wirklich große Leistungen im Megawattbereich.
Hiermit wären sogar Reisezeiten unter 30 Tagen zum Mars denkbar.