Starship/Super Heavy (ehemals BFR/ITS/MCT)

So klein ist der Step leider nicht. Auf dem Papier sieht das einfach aus, aber in der Realitaet steckt da dann doch mehr dahinter als man denkt. Das hat SpaceX damals in der FH Entwicklung selbst gemerkt und der Erstflug musste dadurch immer wieder um Jahre verschoben werden. Gerade beim Super Heavy Booster kommen hier ungemein grosse Kraefte und Krafteinwirkungen zusammen, um ein Vielfaches groesser als damals bei der FH.
Dann braucht man dafuer auch eine geeignete Startanlage. Man muesste diese also komplett neu entwerfen, sodass sie nicht nur drei Booster gleichzeitige halten und betanken, sondern auch aushalten kann.

Quelle: https://www.space.com/37550-elon-musk-spacex-falcon-heavy-maiden-launch.html

Zitat Elon Musk:

"At first, it sounds really easy: Just stick two first stages on as strap-on boosters. How hard can that be?" he said. "But then everything changes. All the loads change, aerodynamics totally change, you've tripled the vibration and acoustics."

The loads imparted on the center core during Falcon Heavy launches will be "crazy," Musk said, "so we had to redesign the whole center-core airframe. It's not like the Falcon 9, because it's got to take so much load."

In addition, it's impossible to fully test many aspects of the vehicle on the ground, he said.

„Zuerst klingt es wirklich einfach: Man nimmt einfach zwei Erststufen und hängt sie als Zusatzbooster dran. Wie schwer kann das schon sein?“ „Aber dann ändert sich alles. Alle Lasten ändern sich, die Aerodynamik ändert sich komplett, und die Vibrationen sowie die akustischen Belastungen verdreifachen sich.“

Die Belastungen, die auf die zentrale Stufe während der Falcon-Heavy-Starts wirken, seien „verrückt“, sagte Musk. „Wir mussten daher die gesamte Struktur der zentralen Stufe neu entwerfen. Es ist nicht wie bei der Falcon 9, weil sie deutlich höhere Lasten aushalten muss.“

Außerdem ist es unmöglich, viele Aspekte der Rakete vollständig am Boden zu testen.

Ja, ich glaube so ein Konstrukt können wir vergessen.
Da wäre der Bau eines total neuen "Superstarships" mit 12 oder 15 m Durchmesser noch wahrscheinlicher!
Aber ich gehe eher davon aus, daß zukünftige interplanetare Großraumschiffe im All zusammengebaut werden und selbst nirgends landen können, sondern spezielle "Landefähren" mitführen oder in Planetenorbits treffen werden. Zum Bau dieser Raumschiffe im LEO wäre dann das Starship als "Fracht-Zubringer" bestens geeignet!

Das würde wirklich eine ganz schöne Herausforderung. Realität wird das also wahrscheinlich niemals, es wäre wesentlich einfacher die Oberstufe zu Schrumpfen als mehr Booster unten drunter zu setzen, aber es macht Spaß zu träumen (und zu rechnen). Schon jetzt sitzt auf dem dünnen Hotstage-Ring ja ein vollbetanktes Starship mit knappen 1600 Tonnen Gewicht... die dann auch noch mit der Beschleunigung multipliziert werden und da sind wir effektiv bei über 2000 Tonnen.

Am einfachsten geht das über die Thrust-to-Weight-Ratio (TWR), die gibt ja an mit wievielfacher Erdbeschleunigung die Rakete abheben kann. Die normale Super Heavy + Starship Kombo hat ein TWR von ca. 1,4... mit 3 Super Heavies hätten wir den 3-fachen Schub bei wenig als dem 3-fachen Gewicht und damit einem TWR von 1,78. Das ist ziemlich flott, 7,65 m/s^2 Netto Beschleunigung... für die Autofahrer, das entspricht von 0 auf 100 km/h in 3,6 Sekunden. Die 1600t würden sich dabei anfühlen wie 2850t.
Natürlich muss nicht immer voller Schub gegeben werden, aber dann geht wieder Geschwindigkeit an die Schwerkraft verloren.

das ist ein Fall für Jene unter uns, die virtuos mit der Raketengleichung umgehen können... 

Ich konnte mich nicht zurückhalten und habs mal überschlagen . Bei gleicher Boost-Dauer und selber Menge Treibstoff die für die Landung reserviert wird komme ich auf 1381 m/s die ein 3-fach Super Heavy einem Starship mehr mitgeben könnte. Wie ich drauf gekommen bin führe ich weiter unten aus.

Wie sich das auf die Nutzlast auswirkt ist schwer zu sagen, weil da noch viele weitere Faktoren mit hineingehen. Hauptsächlich weil ich nicht gut abschätzen kann wie viel Geschwindigkeit ein Starship noch an die Schwerkraft verliert bis es im Orbit ist, und weil die Nutzlast stark davon abhängt wo wir letzendlich hin wollen. Um zumindest eine Ahnung zu bekommen, hab ich es einfach geplottet, x die gewünschte delta V, y die dazugehörige maximale Nutzlast, Blau ganz normal, Grün mit extra Boost vom 3-fach Super Heavy: https://www.desmos.com/calculator/xoewomnjak

Wie zuvor bereits gesagt, vom LEO bis zum LMO braucht es an die 5700 m/s, in diesem Fall bedeutete das eine Nutzlaststeigerung von fast 100%, aber wie gesagt, das wird weniger wenn man Schwerkraftsverluste mit einberechnet (also auf der linken Seite der Gleichung was dazu addiert).

Zur Berechnung:
Ich habe zunächst den Normalfall berechnet:
Gegeben: Ve(Raptor) = 3210 m/s; m(SuperHeavyVoll) = 3675t ; m(SuperHeavyLeer) = 275t; m(Starship) = 1585t damit m(Start) = 3675t + 1585t = 5260t
Ich nehme an das 10% Treibstoff für den Boostback und Landung reserviert werden, von den 3400t also 340t, somit haben wir m(Ende) = 275t + 340t + 1585t = 2200t

Die Raketengleichung liefert für diese Werte ein delta V von 2798 m/s
Aus vorherigen Starts habe ich mir eine Boost-Dauer von 159s abgeschaut, multipliziert mit der Erdbeschleunigung 9,81 m/s^2 gibt dies einen Schwerkraftsverlust von 1560 m/s
Damit hätten wir eine effektive delta V von 1238 m/s, bzw. 4457 km/h was sehr nah an der realen Geschwindigkeit bei Stufentrennung liegt (Bei IFT10 lag sie bei ca. 4750 km/h).

Für den 3-fach Booster:
Gegeben: Ve(Raptor) = 3210 m/s; m(3xSuperHeavyVoll) = 11025t ; m(3xSuperHeavyLeer) = 825t; m(Starship) = 1585t damit m(Start) = 11025t + 1585t = 12610t
Ich nehme an das 10% Treibstoff für den Boostback und Landung reserviert werden, von den 10200t also 1020t, somit haben wir m(Ende) = 825t + 1020t + 1585t = 3430t

Die Raketengleichung liefert für diese Werte ein delta V von 4179 m/s
Die Schwerkraftsverluste sind die gleichen wie im Normalfall, da die 3 Booster die 3-fache Menge Treibstoff auch 3 mal so schnell verbrauchen.
Damit hätten wir eine effektive delta V von 2619 m/s, oder +1381 m/s mehr als beim Normalfall.

Sollte die Betankung im LEO scheitern: Dann koennte noch der Booster durch 2 Side-Boosters zu einem Super-Booster ergaenzt werden -- das waere nur ein kleiner Step -- aehnlich F9 --> FH. Artemis-3 und der Flug zum Mars waeren aber dann NET2030.

Selbst wenn man drei Booster einfach so zusammenbündeln könnte (erinnert mich etwas an die OTRAG), die Starttürme sind nunmal nur für genau einen Booster ausgelegt.
Letztlich aber hängt das ganze Starship-System am Auftanken; Preis, Wiederverwendung und alles. Wenn das nicht geht, kann man es auch gleich einstellen, denn nur eine umständliche zweite SLS braucht man nicht. Auch FH kann den Mars erreichen, ist aber nicht geeignet für die Zwecke, die SX/Musk vorhaben. Das wäre bei einem "Starship Heavy" wohl genauso.

Ich glaube ehrlichgesagt nicht das die orbitale Betankung eine besondere Herausforderung wird und verstehe auch nicht ganz woher diese Sorge kommt. Die drei größten Kritikpunkte die ich immer wieder sehe sind 1) die schiere Menge an Treibstoff die verladen werden muss; 2) das stabile Docking das während des Transfers gegeben sein muss; und 3) die Langzeitspeicherung von kryogenen Flüssigkeiten.

Bezüglich 1) und 2): Der Space Shuttle external Tank ist mit 8,4m Durchmesser und 46,9m Länge fast so groß wie ein V2 Starship (9m x 52m) und hat seinen kompletten Inhalt an den Orbiter transferiert (und das sogar durch das Hitzeschild und unter den Vibrationen der 2 Feststoffbooster). SpaceX selbst transferiert bei der Falcon Heavy Treibstoff der beiden Seitenbooster zum mittleren Booster. In beiden Fällen sind die Verbindungen temporär, also nicht fest verbaut, darum sehe ich hier keine großen Schwierigkeit bei der Entwicklung von Dockingadaptern für Starships. Die müssen für eine Betankung im Orbit ja nur eine geringe Beschleunigung aushalten damit der Treibstoff sich setzen kann, also wesentlich geringere Kräfte als ein Space Shuttle oder Falcon Heavy beim Start durch die Atmosphäre.

Bezüglich 3): Die Erwärmung erfolgt im All ja fast ausschließlich durch Strahlung, also primär von der Sonne und wenn es im Orbit ist ein bisschen von der Erde. Durch geschickte Ausrichtung und reflektierenden Anstrich kann man die Wärmeaufnahme sehr stark begrenzen und verschiedene Leute haben hierzu gute Berechnungen durchgeführt die sagen das eine nahezu verlustfreie Lagerung von kryogenem Sauerstoff und Methan für viele Monate Problemlos möglich ist (ein gut erklärtes und recherchiertes Beispiel ist hier ). Weiterhin gibt es Möglichkeiten kryogene Treibstoffe unter Energieaufwand verlustfrei zu lagern. Hier ist wieder das Beispiel Space Shuttle zu nennen, wo flüssiger Wasserstoff (! viel kälter als flüssiger Sauerstoff/Methan) sogar für mehrwöchige Missionen verlustfrei gelagert wurde.

Ich sehe da noch das Problem der möglichen Explosion.
Wie bei Flug -10 sehr schön zu sehen, reicht schon eine relativ geringe Menge von Sauerstoff und Methan aus um ein hochexplosives Gemisch zu erzeugen. Wenn dann noch der berühmte Funken dazu kommt...
Sollte da also irgendwo ein Leck sein kommt evtl sehr schnell der Kabum, und bei der Menge an Treibstoff und Oxidator ist das dann ein recht großer Kabum mit einer riesigen Wolke von Trümmerteilen...

Natürlich hoffe ich das sie die Sauerstoff- und Methandruckablassventile für die Tanker nicht nur centimeterweit voneinander entfernt platzieren...

Aber ist der Report über die Explosionsursachen bei Flug 10 überhaupt schon raus? Das die beiden Leitungen etwas damit zu tun haben scheint wahrscheinlich aber ich würde schon gerne die offizielle(n) Ursache(n) erfahren.

Danke für Beitrag #3929
Ich hab bisher auch nicht verstanden, warum ausgerechnet das Tank- und Lagerproblem als so derartig schwierig beschrieben wurde.
Aber warten wir es mal ab. Ein paar Mal wird es schon noch krachen.💥

SpaceX selbst transferiert bei der Falcon Heavy Treibstoff der beiden Seitenbooster zum mittleren Booster.

So etwas gibt es bei der Falcon Heavy nicht.

Zitat von: Springpunkt am 10. Oktober 2025, 12:49:45

SpaceX selbst transferiert bei der Falcon Heavy Treibstoff der beiden Seitenbooster zum mittleren Booster.

So etwas gibt es bei der Falcon Heavy nicht.

War tatsächlich mal so geplant, aber dann doch zu komplex.

https://de.m.wikipedia.org/wiki/Falcon_Heavy

Oh das stimmt, da habe ich mich falsch erinnert. Der Treibstoff Cross-Feed der Falcon Heavy war in der Tat geplant aber letztendlich nicht umgesetzt.

Bezüglich 1) und 2): Der Space Shuttle external Tank ist mit 8,4m Durchmesser und 46,9m Länge fast so groß wie ein V2 Starship (9m x 52m) und hat seinen kompletten Inhalt an den Orbiter transferiert (und das sogar durch das Hitzeschild und unter den Vibrationen der 2 Feststoffbooster).

Die Bedingungen sind da aber doch sehr unterschiedlich, viel lernen kann man da beim Shuttle nicht, mMn. Sonst wäre die NASA ja auch nicht so gespannt, bei dem Thema

... sind die Verbindungen temporär, also nicht fest verbaut, darum sehe ich hier keine großen Schwierigkeit bei der Entwicklung von Dockingadaptern für Starships. Die müssen für eine Betankung im Orbit ja nur eine geringe Beschleunigung aushalten damit der Treibstoff sich setzen kann, also wesentlich geringere Kräfte als...

Ich sehe den Hauptunterschied darin, dass im ersten Fall alles schön bei gutem Wetter und unter Aufsicht montiert werden kann. Es muß sich nur wieder trennen lassen, z.B. mit einem dünnem Zugseil, welches einen "Schnapper" freigibt. Die langen elastischen Schläuche machen alles mit, wie es ja bei fast jedem Start zu sehen ist.

Da oben müssen erstmal alle empfindlichen Teile auch zuverlässig und ohne Beschädigung zueinander finden, auch wenn die riesigen Trümmer teilweise wie eine "Banane" aussehen können. Und keine menschliche Hand weit und breit. Ich stelle mir dabei massemäsig immer zwei Züge vor, nur ohne Schienen und Puffer

Funktionierende Dockingmechanismen und automatische Anlegemanöver gibt es ja nun schon etwas länger und hauptsächlich noch von unterschiedlichen Fertigungsfirmen. SX hat da selbst auch eine große Erfahrung und baut hier auch noch alles selber, da erwarte ich nun wirklich nicht die grossen Probleme.

Funktionierende Dockingmechanismen und automatische Anlegemanöver gibt es ja nun schon etwas länger und hauptsächlich noch von unterschiedlichen Fertigungsfirmen. SX hat da selbst auch eine große Erfahrung und baut hier auch noch alles selber, da erwarte ich nun wirklich nicht die grossen Probleme.

Naja, bisher wurde immer an einem einem stabilen Port angedockt.

Beschleunigt wurde immer das grosse Ding, so dass dieser Port die Kräfte in die kleine Kapsel gut übertragen konnte.Ob man beim angedockten Shuttle Bahnkorrekturen durchgefūhrt hat - keine Ahnung. Nur das wāre vergleichbar.  Beim Tanken werden Teilweise volle Tanker bewegt - das ergibt automatisch grosse Biegemomente, bei nur einer Kopplungsstelle.

Also wird man mMn mehrere Kopplungsstellen brauchen. So handelt man sich aber zwangsweise wieder Probleme mit der Wärmeausdehnung / Verformung ein. Je größer die Entfernungen, desto kleiner die Kräfte, desto größer aber auch die absoluten "Lageabweichungen"

Alles lösbar, aber deutlich schwieriger als der Starlink - Auswurf mMn. Und das ging ja auch nicht glatt. Ich versuche nur die Problematik aus Maschinenbauer - Sicht zu erklären.

Das gute bei den Tankern ist ja das die Verbindung gar nicht so starr verbunden sein muss wie eine Kapsel oder ein Shuttle zur ISS, da keine Crew oder feste Waren verladen werden müssen. Da kann alles gut gefedert und mit biegsamen Schläuchen verbunden sein.

Das wird sicher spannend. Mal sehen, wie sie es angehen.
Wäre es eigentlich sinnvoll CH4 und O2 getrennt zu transportieren?

Das gute bei den Tankern ist ja das die Verbindung gar nicht so starr verbunden sein muss wie eine Kapsel oder ein Shuttle zur ISS, da keine Crew oder feste Waren verladen werden müssen..

Naja, man muss ja aber den Tanker aus dem gepumpt wird irgendwie beschleunigen, damit sich das Medium am Ansaugstutzen sammelt. Gleichzeitig muss immer die Relativposition der beiden Trümmer gehalten werden, weil auch elastische Leitungen endlich lang sind. Also kann man beide Schiffe unabhängig aber sehr synchron bewegen, oder sie doch starr verbinden. Das zweite kommt mir doch deutlich einfacher vor.

...kann alles gut gefedert und mit biegsamen Schläuchen verbunden sein.

Ja, wird vielleicht notwendig sein. Dann braucht man aber auch eine "Roboterhand",  die das Anschlussteil ansetzt und verriegelt. Ein Wellschlauch verhält sich ja auch ohne Schwerkraft wie der sprichwörtliche Lämmerschwanz. Sinnvoll wäre wohl, wenn diesen ganzen Klapparatismus nur "die Tankstelle / das Zwischenlager" besitzen würde und Tanker sowie der "Abnehmer" nur passive Stutzen hätten.

Ich stelle mir das so ähnlich vor wie der soft-capture Adapter den sie für die Dragon Kapsel entwickelt haben.

Ausgerechnet Jeff Bezos' Washington Post hat hierzu einen Artikel in hohen Tönen veröffentlicht: https://www.washingtonpost.com/technology/2025/09/15/spacex-dragon-musk-nasa-space-station/

Ich finde vorallem das darin gezeigte Video des Adapters spaßig: https://d21rhj7n383afu.cloudfront.net/washpost-production/Courtesy_of_Jaret_Matthews/20250912/68c468b54ff911140e439174/68c468b9d9dfd01cdcfc4940/file_1280x720-2000-v3_1.mp4

So etwas in der Art, natürlich mit härteren oder feststellbaren Federn würde sich anbieten. Ich weiß auch nicht wie viel Beschleunigung für einen effektiven Treibstofftransfer notwendig ist, vielleicht reichen da Kaltgasdüsen schon aus, eventuell direkt mit dem Überdruck der Treibstofftanks.

Eventuell geht es auch, zumindest bei den Zuliefererflügen, komplett ohne Beschleunigung. Da der Treibstoff ja "Nutzlast" ist, wird der wahrscheinlich in separaten Tanks befördert die komplett voll sind. Durch Aufblasen einer Art Ballon im Inneren so eines Tanks kann der Inhalt verdrängt und so in das Depotschiff gepresst werden ohne das die Schiffe beschleunigen müssen. Ob es ein geeignetes Material für so einen Ballon gibt das bei den kryogenen Temperaturen funktioniert weiß ich allerdings nicht, aber ich würde es zumindest nicht ausschließen.

Ich stelle mir das so ähnlich vor wie der soft-capture Adapter den sie für die Dragon Kapsel entwickelt haben.

Ich habe jetzt diese Adapter nicht auf dem Schirm, dachte aber immer, dass da etwas auf internationaler Basis entwickelt wurde. Hat die nicht SpaceX zunächst sogar angeliefert bekommen? Gerade bei diesem Teil wäre doch eine Norm sinnvoll.

Das ist aber hier unwichtig. Ein ähnlicher Adapter, bei dem innen zwei Rohrkupplungen montiert wären,l (die erst im zweiten Schritt angedockt werden) würde mMn alle Bedingungen erfülen. Der müste doch aber jeweils an der Spitze montiert sein. Wegen möglicher Undichtigkeiten müßten dann vielleicht die beiden Komponenten nacheinander umgepumpt werden und / oder der Raum mit Stickstoff gespült werden.

ABER - SpaceX zeigt den Umpumpvorgang immer mit der Darstellung zweier nebeneinander schwebenden Schiffe. Ich verstehe den Grund nicht, vielleicht wollen sie ja auch nur den Wettbewerb auf die falsche Fährte locken

Diese Anordnung halte ich für deutlich problematischer und alle von mir oben geschilderten Bedenken (Wärmeausdehnung, Andocken der Leitungen) beziehen sich auf diese Anordnung und mehrere Verbindungsstellen..Ein stabiler Andockpunkt an der Spitze scheint mir auch einfacher zu sein, wenn man es mit der Rotation nicht übertreibt.

Ob es ein geeignetes Material für so einen Ballon gibt das bei den kryogenen Temperaturen funktioniert weiß ich allerdings nicht, aber ich würde es zumindest nicht ausschließen.

Eine günstigere Form wäre wohl eine "Rollmembrane", die hat eine Topfform und rollt sich an der Wandung ab wie eine Socke .

Ich kenne aber keinen Werkstoff, der das bei den Bedingungen mitmachen würde. Ein metallener “Faltenbalg" würde werkstoffmässig passen, da gäbe es aber wieder jede Menge Totraum.

SpaceX hat nun sowohl Zeit als auch Preise für erste Cargoflüge zu Mond und Mars auf seiner Starship-Website (www.spacex.com/vehicles/starship) veröffentlicht:

Ab 2028 bzw. 2030, jeweils für 100 Mill. $ pro Tonne.

>Starship cargo flights to the lunar surface for research, development, and exploratory missions start in 2028, at a rate of $100 million per metric ton.
>Starship cargo flights to the Martian surface for research, development, and exploratory missions start in 2030, at a rate of $100 million per metric ton.

Das klingt viel, ist aber ganz massiv weniger als alles, was sonst jemals angeboten wurde, eher so ein Zehntel!

Für 100 $ pro Gramm könnte wohl jeder von uns was mitschicken, und Unis und Forschungseinrichtungen werden Schlange stehen, um Cubesat-ähnliche Minilabore und Messgeräte loszuschicken. 200.000 $ für die rund 2 kg sind ein echtes Schnäppchen.

Interessant, dass Mond und Mars beide gleich teuer zu haben sind.

Da stellt sich mir eine Frage, weil ja die die Chance für eine Fehllandung bei Mond und Mars recht hoch ist:
Wann bekommt SpaceX das Geld für die Fracht? Vor dem Start oder wenn sie die Nutzlast erfolgreich und intakt an den Zielpunkt befördert haben?

trallala
Wie hoch schätzt du denn die "Chance für eine Fehllandung" jeweils ein?

Da gibt es wohl Versicherungen. 

Zu der Frage der Kupplungsstutzen zwischen Tanker/Tank/Raumschiff hier Bilder wie dies beim Starship S39 für Flug-12 gemacht wurde:

https://x.com/AshleyKillip/status/1977674607252697168

Zu der Frage der Kupplungsstutzen zwischen Tanker/Tank/Raumschiff hier Bilder wie dies beim Starship S39 für Flug-12 gemacht wurde:

Danke für die Bilder. Sie bestätigen leider wieder diese parallele Anordnung beim Umpumpen. Vermutlich wird es am anderen Ende ebenfalls irgendwelche Andockstellen geben. Ich bleibe bei meinen Bedenken, aber vielleicht schätze ich etwas falsch ein oder übersehe etwas. Es wird jedenfalls spannend.