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

SpaceX will seine Fabrik für die BFR in Südkalifornien bauen. Eigentlich bin ich davon ausgegangen, dass die BFR von Texas aus starten soll. Die Rakete auf dem Seeweg von der Westküste nach Texas zu transportieren finde ich ziemlich aufwändig. Vielleicht gibt es noch detailliertere Informationen über den geplanten Ablauf.

https://spaceflightnow.com/2018/04/21/spacex-to-build-bfr-factory-in-southern-california/

SpaceX will seine Fabrik für die BFR in Südkalifornien bauen. Eigentlich bin ich davon ausgegangen, dass die BFR von Texas aus starten soll. Die Rakete auf dem Seeweg von der Westküste nach Texas zu transportieren finde ich ziemlich aufwändig. Vielleicht gibt es noch detailliertere Informationen über den geplanten Ablauf.

Hallo Ron, ich habe mir diese Frage auch gestellt. Diese Entscheidung empfinde ich als logisch.

1. Die Fabrikation sollte am Wasser stattfinden, am besten in einem Hafen.  (LA, Brownsville, CC)
2. Das wichtigste sind die Entwickler. Die leben nun einmal z.Z. in Kalifornien. (LA)
3. Kalifornien ist ein Standort für Luft- und Raumfahrt sowie Hochtechnologie. (LA)
4. Die größte Anzahl der Starts der BFR werden wohl in CC / Brownsville stattfinden. (CC, Brownsville)

Ich denke, das Hauptkriterium für diese Entscheidung waren die Mitarbeiter, die bereits in Kalifornien ansässig sind. Auch die Rekrutierung neuer Mitarbeiter mit Spezialbegabungen dürfte in Kalifornien leichter fallen. Außerdem ist Tesla ebenfalls in Kalifornien. Das Tesla Design Center ist in ... Hawthorne. Ich weiß, dass es einen regen Technologieaustausch zwischen SpaceX und Tesla gab.

Für mich eine glasklare Entscheidung. Die Erfolge von SpaceX hängen nun einmal von den höher qualifizierten/begabten Mitarbeitern ab.

Außerdem wird die BFR nicht als Großserie gebaut, jedenfalls nicht in den ersten Jahren. Einmal durch den Panama-Kanal geschippert und gut ist. Brownsville und/oder CC werden Wartungszentren erhalten.

Hallo Enki,

die Argumente sind akzeptabel aber ich hätte ehrlich gesagt eher mit einem Produktionsstandort in Texas gerechnet der dann auch für Wartungs- und Instandsetzungsarbeiten genutzt werden würde. Der Transportweg ist ja nun wirklich nicht gerade unerheblich. Sollte allerdings Kalifornien tatsächlich nur der Produktionsstandort sein und die Wartung und Instandsetzung wird möglicherweise in Zukunft in einer neu zu bauenden Einrichtung in Texas erfolgen dann würde das schon anders aussehen.

Allerdings traue ich SpaceX auch zu diese Entscheidung gut überlegt zu haben.

Ich halte es für Sinnvoll den Produktions und Entwicklungsstandort dicht beieinander zu haben. Gerade bei einer kompletten Neuentwicklung und Einzelteilfertigung (zumindest am Anfang) ist das der bessere Weg.
Im zuvor verlinkten Video mit der Anhörung vor den Züständigen des LA-Hafens spricht der Herr von SpaceX davon, dass gerade am Anfang viele Ingenieure gebraucht werden. Dieser Anteil soll dann später mehr und mehr in Techniker übergehen, sobald die Fertigungsverfahren ausgetüftelt sind.
Ultimativ sollen an dem Standort mal bis zu 700 Leute beschäftigt werden.

Zitat von: Steppenwolf am 19. April 2018, 16:56:10

[...]
Falls das Vakuum Raptor die Abgase der Turbopumpe wie beim MVac in die Düse leitet müsste man zusätzlich den "Auspuff" der Turbopumpe mit absprengen.

Bei einem Triebwerk mit dem Hauptstromverfahren wie dem Raptor gibt es keine "Abgase" der Turbopumpen die einen extra "Auspuff" bräuchten. Da geht alles an Treibstoff durch die Brennkammer, was ja der Sinn der Sache ist und den hohen ISP und Brennkammerdruck ermöglicht

Hab mich noch mal hinsichtlich Raptor Technik belesen. In der Tat, kein Auspuff! Mea culpa, danke für die Korrektur! Ist wohl nicht der einzige Fehler. Lassen wir die Absprengidee besser, bevor einige Probleme bekommen.

Das Raptor Vac durfte damit die größte regenerativ gekühlte Düse haben? Bis auf das F1 zumindest...

Was die BFS Triebwerkskonfiguration anbetrifft, habe ich keine Lust mir das Wort verbieten zu lassen! Es ist das erste mal dass eine Raketenstufe sowohl Sea Level als auch Vakuum Triebwerken verwendet. Ich könnte wetten dass bei SpaceX massig Trades hinsichtlich der Konfiguration laufen. Ob es bei 4/2 bleibt wird man sehen.

Edit: Das F1 war nur bis ca zur Hälfte regenerativ gekühlt. Danach haben die Nebenstromabgase übernommen. Damit dürfte die Titelchancen des Raptor weiter steigen


Quelle: http://heroicrelics.org/info/f-1/f-1-thrust-chamber.html

Zitat von: Gerry am 22. April 2018, 05:16:40

Bei einem Triebwerk mit dem Hauptstromverfahren wie dem Raptor gibt es keine "Abgase" der Turbopumpen die einen extra "Auspuff" bräuchten. Da geht alles an Treibstoff durch die Brennkammer, was ja der Sinn der Sache ist und den hohen ISP und Brennkammerdruck ermöglicht

Hab mich noch mal hinsichtlich Raptor Technik belesen. In der Tat, kein Auspuff!

Ist das Raptor jetzt ein richtiges Hauptstrom-Triebwerk (wie SSME) oder ein Nebenstrom-Triebwerk mit Einleitung der Abgase zur Kühlung in die Triebwerksglocke (wie beim F1 und Merlin)? Dachte bisher, es wäre letzteres...

Ist das Raptor jetzt ein richtiges Hauptstrom-Triebwerk (wie SSME) oder ein Nebenstrom-Triebwerk mit Einleitung der Abgase zur Kühlung in die Triebwerksglocke (wie beim F1 und Merlin)? Dachte bisher, es wäre letzteres...

Steht eigentlich schon alles oben aber egal. Um bei hauseigenen Quellen zu bleiben:

https://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/08032014174153.shtml

....Demnach wird man bei dem neuen Triebwerk sowohl einen anderen Brennstoff als auch eine andere Triebwerkstechnologie einsetzen. Das beim Merlin 1C und Merlin 1D eingesetzte Kerosin wird durch flüssiges Methan ersetzt und die Nebenstromtechnik durch eine spezielle Variante der Hauptstromtechnik, bei welcher der gesamte Treibstoff die Turbinen durchläuft. Dabei trägt er zu deren Kühlung bei, was die Lebensdauer des Triebwerks erhöhen sollte und zudem einen effizienteren Betrieb erlaubt. Methan besitzt dabei gegenüber Kerosin eine günstige Kühlungscharakteristik und hinterlässt weniger Rückstände in den zur schnellen Wiederverwendung gedachten Triebwerken...

Beim Hauptstromtriebwerk wird ein Teil des Treibstoffes abgezweigt und bildet den Grundantrieb für die Turbinen. Das Gewicht des gesamten herabstürzenden Treibstoffes treibt diese aber zusätzlich an und erlaubt obendrein einen höheren Brennkammerdruck. Damit lässt sich der spezifische Impuls der austretenden Gase um 100 bis 200 m/s steigern....

Das SSME ist ein Teil-Hauptstromtriebwerk, wie bis auf SpaceX Raptor und  BlueOrigin BE-4 alle anderen Hauptstromtriebwerke auch. Die meisten (alle?) nicht-russischen Hauptstromtriebwerke nutzen den Treibstoff als 'Hauptstrom'"
Beim SSME wird Wasserstoff von den Turbopumpen von 2/3 bar vom Tank auf 450bar druckerhoeht und laeuft dann komplett durch Düse respektive Brennkammer zur regenerativen Kühlung. Danach wird  der Wasserstoff mit einem kleinen Teil Sauerstoff in zwei Vorbrennkammern teilverbrannt, das entstehende heisse Wasserstoffgas (mit ein klein bisschen Wasserdampf) treibt die Turbinen fuer je die Wasserstoff- und Sauerstoffturbopumpen an. Danach wird der Wasserstoff und der Sauerstoff (direkt von der Turbopumpe) in der Hauptbrennkammer des SSMEs bei 300bar verbrannt.


Beim Raptor wie beim BE-4 dagegen wird sowohl der gesamte Treibstoff mit einem kleinen Teil Sauerstoff verbrannt, um ueber eine Turbine die Treibstoffpumpe anzutreiben und der gesamte Sauerstoff mit kleinen Teil Treibstoff verbrannt, um ueber eine Turbine die Sauerstoffpumpe anzutreiben.

Der Vorteil ist dass beim 'vollen' Hauptstrom durch die deutlich groesseren Volumenstroeme der weniger Druckanteil in der Turbine 'verbraucht' wird als beim 'normalen' Hauptstrom. Dadurch ist es effizienter (hoeherer ISP) und leichter, dafuer aber komplexer in Auslegung, Bau und Regelung.

Nochmalige Gegenueberstellung der beiden Konzepte (teilweise Hauptstrom und 'voll' Hauptstrom):

Der Grund warum man bis jetzt so ein Konzept wie es bei Raptor verwendet wird, ist die sauerstoffreiche Verbrennung. Mir ist nicht bekannt dasS die jemals in einer öfter geflogenen Rakete jemals gemacht wurde. Offensichtlich hat SpaceX das Problem gelöst.

Der Grund warum man bis jetzt so ein Konzept wie es bei Raptor verwendet wird, ist die sauerstoffreiche Verbrennung. Mir ist nicht bekannt dasS die jemals in einer öfter geflogenen Rakete jemals gemacht wurde. Offensichtlich hat SpaceX das Problem gelöst.

https://en.wikipedia.org/wiki/Staged_combustion_cycle_(rocket)#Oxidizer-rich_staged_combustion

Das russische RD-180 hat (angeblich, finde keine Quellen mehr) beschichtung als Schutz gegen den heissen Sauerstoff unter Hochdruck (PS: wir haben Sauerstoffverdichter. Die laufen komplett oelfrei und sind gekammert, aber haben kein Dach. Aus gutem Grund: wenns klappert, schepperts ordentlich. Und leider oefters als uns lieb ist).

"Mondaloy"
http://spacenews.com/what-is-mondaloy-and-why-should-you-care/

Der Grund warum man bis jetzt so ein Konzept wie es bei Raptor verwendet wird, ist die sauerstoffreiche Verbrennung. Mir ist nicht bekannt dasS die jemals in einer öfter geflogenen Rakete jemals gemacht wurde. Offensichtlich hat SpaceX das Problem gelöst.

Suaerstoffreiche Vorverbrennung gibt es zum Beispiel in er Proton in allen drei Raketenstufen. die Triebwerke RD-253 (neu RD-275), RD-0210/-0211 und RD-0213 machen das so.

Zitat von: Klakow am 23. April 2018, 21:47:23

Der Grund warum man bis jetzt so ein Konzept wie es bei Raptor verwendet wird, ist die sauerstoffreiche Verbrennung. Mir ist nicht bekannt dasS die jemals in einer öfter geflogenen Rakete jemals gemacht wurde. Offensichtlich hat SpaceX das Problem gelöst.

Suaerstoffreiche Vorverbrennung gibt es zum Beispiel in er Proton in allen drei Raketenstufen. die Triebwerke RD-253 (neu RD-275), RD-0210/-0211 und RD-0213 machen das so.

Die Proton verwendet keinen Sauerstoff, nenne es "oxidatorreiche Vorverbrennung" und ich geb' dir Recht. Der Oxidator dieser Triebwerke ist Distickstofftetroxid, im Gegensatz zu LOX beim RD-180.

Zitat von: proton01 am 24. April 2018, 00:15:50

Zitat von: Klakow am 23. April 2018, 21:47:23

Der Grund warum man bis jetzt so ein Konzept wie es bei Raptor verwendet wird, ist die sauerstoffreiche Verbrennung. Mir ist nicht bekannt dasS die jemals in einer öfter geflogenen Rakete jemals gemacht wurde. Offensichtlich hat SpaceX das Problem gelöst.

Sauerstoffreiche Vorverbrennung gibt es zum Beispiel in er Proton in allen drei Raketenstufen. die Triebwerke RD-253 (neu RD-275), RD-0210/-0211 und RD-0213 machen das so.

Die Proton verwendet keinen Sauerstoff, nenne es "oxidatorreiche Vorverbrennung" und ich geb' dir Recht. Der Oxidator dieser Triebwerke ist Distickstofftetroxid, im Gegensatz zu LOX beim RD-180.

Stimmt. Der Sauerstoff ist im N2O4 enthalten. (der Stickstoff verbrennt ja nicht von sich aus). Die Zenit hat mit dem RD-171 seit 1985 sauerstoffreiche Vorverbrennung eingesetzt.

Guten Tag

Das ist nachvollziehbar.
Es gäbe aber trotzdem noch ein Argument die Landlandefähigkeit der Crew-Dragon zu implementieren.
Das wäre, die Landlandung mit einer "kleinen" Kapsel zu testen, "bevor" man es mit einer Großen (BFS) probieren muß.
Es müssen ja nicht gleich bemannte Flüge sein, sondern es wäre auch bei Cargo-Rückführungen von ISS-Flügen möglich.
Man kann damit eventuell die Prozeduren testen bzw. verifizieren.
Inwieferne Prozeduren aus der Falcon-9 Erststufe heranziehbar sind, ist kaum zu beurteilen (sind wirklich die "ähnlichen" Prozeduren mit Landung, die zeitlich "genau" auf Höhe 0 mit Geschwindigkeit 0 treffen muß, verwendbar?).
Also ich hätte lieber einen kleinen "Demonstrator" bevor man ein "teures" Riesenteil wie das BFS umkippt (ging auch beim Deltaklipper nicht immer gut).

mit vorwochenendlichem Gruß, James

Das machen sie doch. EM hat doch gesagt das sie erst mal ein kleineres Model von der BFR bauen (Demonstrator) um einiges zu überprüfen.

Mfg Collins

Ich denke dabei geht es eher umein Model mit dem man anfangen kann die Eigenschaften zu testen. Vermutlich nur mit wenigen Triebwerken und dann erstmal nur drei Stück zum Bodenstart also mit kurzen Düsen, vermutlich 1 bis 3.
Da eines der Triebwerke schon ca. 1,7MN haben soll reicht das für 150t zum starten.
Mit einem Triebwerk kann man bei wenig Treibstoffmitnahme erste Start und Landeversuche machen, klappt das baut man dann vielleicht zwei weitere ein, womit man 300t mehr Treibstoff dabei hat, damit kommt man dann schon sehr hoch und kann sich nach und nach immer weiter in der Geschwindigkeit und Flughöhe hocharbeiten.
Klappt alles sehr gut, kann es schnell gehen, ansonsten wird es zwischen den Steps längere Startpausen geben.
Ich rechne am ehesten mit einer längeren Pause nach dem ersten Wiedereintritt bei hoher Geschwindigkeit und hoher Belastung hinsichtlich aller Teile die hohen thermischen Belastungen ausgesetzt sind. Meine Erwartungen sind dazu ende 2019.
Ich hoffe nur es kommt zu keinem einziger RUD.

Das mit dem „kleinen“ BFR-Demonstartor ist mir jetzt neu.
Woher stammt denn diese Info?

Das ist sicher ein Mißverständnis. Es geht bei den Tests gerade darum, die aerodynamischen Eigenschaften, die Landung und dann den Wiedereintritt mit hoher Geschwindigkeit zu testen. Dazu gehört eine Oberstufe, ein BFS, in voller Größe. Zunächst noch ohne die Vakuum-Triebwerke und ohne Hitzeschild, später mit. Ich gehe davon aus, daß es von Anfang an alle 3 Triebwerke für die Atmosphäre sind. Man will das teure Raumschiff nicht verlieren und baut gleich Redundanz ein.

Man kann spekulieren, ob sie für Hitzeschild und Vakuum-Triebwerke ein neues BFS bauen oder das erste aufrüsten. Auch, ob die Delta-Flügel von Anfang an dabei sind.

@Klakow

Hat nicht Frau Shotwell gesagt, dass man sich bezueglich der BFS recht sicher ist, dass das Ding nicht gleich einen ungeplanten RUD vollfuehrt? Das laesst zumindest hoffen. Dass die Simulationen bei SpaceX offensichtlich zuverlaessig sind, duerfte der FH Testflug gezeigt haben. Ich hoffe und denke, dass man dieses Monster nicht mal schweben laesst, ohne dass man sich sicher ist, dass das Teil wirklich zuverlaessig schweben kann.

Bei den ersten hopsern sehe ich da kaum eine Gefahr, Raptor wird bis dahin genug Betriebsstunden haben damit sie ziemlich sicher sind das da nichts passiert und die Flugsoftware zur Landung erbt vermutlich über 95% den Erfahrungen mit den Boostern, vermutlich sogar so das sie die Elektronik komplett übernehmen können. Selbst mit den Steuerungskanälen wird es wohl keinerlei Problem geben, den die F9 Booster haben mehr Triebwerke als das BFR-Raumschiff.

Wo eher Gefahren lauern sind die Flugphasen die es bei den F9 Boostern nicht gibt, also vor allem ein heißer Wiedereintritt oder Phasen mit sehr hohem Luftwiederstand und ungewöhnlichem Anstellwinkel. Richtig interessant wird dieser Punkt aber erst wenn das erste mal ein BFR-Booster zusammen mit dem Raumschiff startet und die BFR mal einen Wiedereintritt nach einer Mondumrundung macht. Aber vielleicht wird das sogar unproblematisch weil man sich Stück für Stück ran tasten wird.

Womit wir eigentlich mit der Diskussion in der Rubrik "BFR / BFS" gelandet wären.

hier gibts ne interessante Angabe von EM zum Thema BFS und künstliche Schwerkraft.
Man schaue nicht nur auf den Läufer sondern die andere Einrichtung.
Mein Fazit, sie werden irgendwie den Lebensbereich rotieren, wie auch immer.

hier gibts ne interessante Angabe von EM zum Thema BFS und künstliche Schwerkraft.
Man schaue nicht nur auf den Läufer sondern die andere Einrichtung.
Mein Fazit, sie werden irgendwie den Lebensbereich rotieren, wie auch immer.

Keine Rotation.

Weiter unten ist ein Bild von Skylab eingebunden und EM sagt, dass es ähnlich wie bei Skylab sein wird, allerdings mit einem 50% größeren Innendurchmesser:

Yeah, actually closer to Skylab, but with 50% larger inner diameter

Die Szene ist aus 2001 A Space Odyssey. Die Einzelheiten sollte man nicht zu ernst nehmen.