Orbital Starship - Prototyp in Boca Chica (TX) und Cocoa (FL)

Der Methan Header Tank liegt innen und ist damit sehr gut geschützt. Der LOX Header Tank liegt ca. zur Hälfte auch innen und ist geschützt. Die andere Hälfte ist durch den Hitzeschild auch teilweise geschützt. Ich vermute, die andere Hälfte hat auch einen Hitzeschild oder wenigstens eine thermische Isolierung. 4mm Stahl ist für Mikrometeoriten nicht wenig. Was z.B. ein Solar Panel beschädigt, kommt noch lange nicht durch 4mm Stahl.

Ich glaube nicht, daß die ISS über ihre Lebensdauer von irgendetwas getroffen wurde, das durch 4mm Stahl gekommen wäre, was ca. 1/4 des LOX Header Tanks als Trefferfläche wäre. Im interplanetaren Raum sind Meteoriten auch seltener als im ISS-Orbit. Das Risiko ist also relativ gering.

Danke für deine Infos. Ich kann halt nicht einschätzen, wie gut die Hülle gegen kleine Partikel Stand halten kann. Aber wenn du auf die Header-Tanks verweist, glaubst du, sie wären groß genug für einen De-Orbit UND einen Landing Burn? Oder denkst du, man sollte sie für so einen Notfall noch vergrößern?

Rußland hat schon fast 40 Jahren Raumstationen im All. Noch nie ist durch einen Meteorit ein Kosmonaut zu Schaden gekommen.

Das Risko durch einen RUD - selbst bei Fluchttürmen - zu sterben, ist um Größenordnungen höher. Letztlich hat ein Kosmonaut ein geringeres Risiko als manch ein Spitzensportler in riskanten Sportarten (wie Skifliegen, Boxen, Rally,...).

Wer vor 150 Jahren auf's Segelschiff nach Amerika ging, hatte ein deutlich höheres Risiko zu sterben. Daher sollte die Sicherheit in der Raumfahrt nicht überbewertet werden.

Der Mond mag zwar viele Millionen Krater haben, aber das ist nur 1 Krater/1000 Jahre. Selbst dort - trotz gravitativer Anziehung vorbeifliegender Asteroiden - ist man in einer Mondbasis sicher. Ich sehe da kein Problem.

Der LOX Header Tank liegt ca. zur Hälfte auch innen und ist geschützt. Die andere Hälfte ist durch den Hitzeschild auch teilweise geschützt. Ich vermute, die andere Hälfte hat auch einen Hitzeschild oder wenigstens eine thermische Isolierung. 4mm Stahl ist für Mikrometeoriten nicht wenig.

Ich kenne jetzt kein aktuelleres Bild vom LOX Haedertank, aber auf dem unten verlinkten Bild von SN1 sieht es so aus, als ob an der Spitze sogar zwei Schichten Stahl übereinander liegen würden. Daß der Tank also nicht gleichzeitig die Außenhaut bildet. (Mit vielleicht einer flächenmäßig kleinen Ausnahme direkt an der Spitze, das ist leider nicht gut zu erkennen.)

https://www.techgenyz.com/2020/01/17/elon-musk-making-of-starship-orbital-sn1/

@choplifter:
...zuerst mal herzlich willkommen hier und von mir ein gesegnetes 2021

Ich glaube nicht dass die Wandsträke über den Haupttanks bei 4mm bleiben wird, den bis auf den LOX-Headertank ist da fast nur Luft drin. Selbst bei 150t Nutzlast sind das weniger als 15% von der Masse in den Tanks, weshalb da eher nur 1mm benötigt werden. Vielleicht Verstärkt man das noch ein wenig wegen der Belastungen beim Wiedereintritt in die Atmosphäre, aber an 4mm glaube ich nicht. Anfangs ist das vermutlich anders.
Das Risiko von Lecks ist vor allem beim Mond ein Problem, den da gibt es genug Missions phasen wo man auf die Haupttanks angewiesen ist. Geht es aus dem Erdorbit zum Mars braucht man einen großteil des Treibstoffes nur für sehr kleine Zeit, vielleicht nur 30min oder weniger nach dem Beschleunigungsstart aus der Erdumlaufbahn, bei der Rückreise sogar noch kürzere Zeit.
Ist man erstmal zum Mars oder bei der Rückreise unterwegs, brauch man bis zur Ankunft nur wenig Treibstoff weil man vermutlich nur ein deltaV unter 500m/s braucht und das wird man über die kleinen Tanks machen können und die kann man zusätzlich gegen Lecks sichern.
Wichtig ist das man die Zeiten wo ein Leck gefährlich werden kann so klein wie möglich hält.
Bei Reinen Frachtmissionen zum Mars könnte das aber anders sein wenn man sehr viel Nutzlast landen will.
Auf der Erde will man in der lage sein 50t Nutzlast auf den Boden zu bringen, beim mars geht das wegen der keinen Schwerkraft vermutlich mehr beim Aussetzen, aber sicher nicht wenn man das Ding beim Landeanflug mit viel Nutzlast fast bei Null aufsetzen  lassen will.

Vielen Dank Klakow für die Erklärungen und die Begrüßung! Uns allen wünsche ich ein spannendes Raumfahrtjahr 2021! 

Die Nase von SN10 wurde aufgesetzt.

Wenn ich mich richtig erinnere hat es bei SN9 nur ca. 1 Wo gedauert vom Aufsetzen der Nase bis zum eigentlich geplanten Rollout (vor dem Umkippen). SN10 könnte testbereit sein bevor SN9 geflogen ist.

Die Nase von SN10 wurde aufgesetzt.

Wenn ich mich richtig erinnere hat es bei SN9 nur ca. 1 Wo gedauert vom Aufsetzen der Nase bis zum eigentlich geplanten Rollout (vor dem Umkippen). SN10 könnte testbereit sein bevor SN9 geflogen ist.

Ich halte es für sinnfrei, 2 identische Testartikel zu starten. Man lernt aus SN8, modifiziert SN9, lernt aus SN9 und modifiziert SN10. Im besten Falle fliegt SN10 25 km hoch und durchbricht die Schallmauer und die Fins überleben dies. Die nächste Hürde nach der Schallmauer ist das Vakuum. Dieser Prototyp braucht dann 6 Raptoren - 3 für Athmosphäre - 3 für Vakuum. Starship ist noch ganz am Anfang - obwohl SN8 prinzipiell die Flugfähigkeit bewiesen hat. Und Starship ist erst 1/3 der Milestones. Noch spannender wird Superheavy sein. Diese Unterstufe spielt in einer Liga mit den Unterstufen von SLS, Saturn-V und N1. Die Schwierigkeit ist dort die Bauhöhe mit der Schwierigkeit der Haltedruckhöhe (vgl. https://en.wikipedia.org/wiki/Net_positive_suction_head ). Aber dazu gibt's ja einen eigenen Thread.

Erstens sind SN8, SN9 und SN10 sicher nicht identisch, auch wenn sie laut EM keine allzugroßen Unterschiede aufweisen.
Zweitens muß jede neue SN ja nicht unbedingt den vorherigen Test wiedeholen
Drittens hat der SN8-Flug ja nicht 100%ig geklappt
Viertens muß ja jetzt nicht jeder identische Test klappen, nur weil es bereits einmal funktioniert hat.
Eines der Hauptprobleme bei SH dürften die 28 Raptoren sein, aber die wird es ja vorläufig auch noch nicht geben.
Und auch die Tanks werden anfangs bei weitem nicht voll sein.

Die Schwierigkeit ist dort die Bauhöhe mit der Schwierigkeit der Haltedruckhöhe (vgl. https://en.wikipedia.org/wiki/Net_positive_suction_head ).

Die vergrößerte Bauhöhe wirkt sich m.M.n. nur in einer größeren Entfernung des CH4 Tanks von den Verbrauchern.

Um unten, trotz größerem erforderlichen Durchfluß und größerer Länge der Zuleitung die gleichen (erforderlichen) Druckbedingungen zu erreichen, kann man doch einfach das zentrale Fallrohr dicker machen, und/oder mehrere davon installieren, und/oder mit höheren Eingangsdrücken arbeiten. Ab einer gewissen Dicke des Fallrohrs kann man das Fallrohr sogar als eine innenliegende Erweiterung des CH4 Behälters betrachten. 

Ich sehe an dem Punkt also keine grundsätzlich neue Problematik. Gibt es die wirklich? Und wenn ja, worin ist die begründet? Daß die Entwickler diesen Punkt ignorieren würden, kann man ja wohl ausschließen.

Drittens hat der SN8-Flug ja nicht 100%ig geklappt

Der Satz ist zu kurz: Der SN8-Flug hat das primäre Missionsziel, einen Unterschallflug bis 12,5 km Höhe zu erreichen, voll erfüllt. Nur die Wiederverwendbarkeit, d.h. die anschließende Landung hat nicht funktioniert. SN8 war somit die erste voll funktionsfähige Höhenforschungsrakete auf Methan-Basis.

SN9 soll - ganz im Gegensatz zu SN8 - im Upper LOX Tank eine "Heliumblase" haben. Wie diese aussieht, wäre wirklich interessant. Selbst bei Kavitation und völligem Versagen der LOX-Pumpe würde - im Idealfall - die Heliumblase den LOX aus dem Tank in den Raptor drücken. Meines Wissens nach ist dies auch eine Weltneuheit.

Eines der Hauptprobleme bei SH dürften die 28 Raptoren sein

Ich dachte, es gab schon einen Verbundtest auf dem Triebwerks-Prüfstand und die Gasdynamik von 28 Raptoren wäre geklärt? FH hat auch 27 Merlins und fliegt auch.

Die Nase von SN10 wurde aufgesetzt.

Wenn ich mich richtig erinnere hat es bei SN9 nur ca. 1 Wo gedauert vom Aufsetzen der Nase bis zum eigentlich geplanten Rollout (vor dem Umkippen). SN10 könnte testbereit sein bevor SN9 geflogen ist.

Ab Minute 6:43:
&feature=youtu.be

Bald wird es so aussehen.

https://twitter.com/elonmusk/status/1345521261246496769

Zitat von: alepu am 03. Januar 2021, 12:26:47

Drittens hat der SN8-Flug ja nicht 100%ig geklappt

Der Satz ist zu kurz: Der SN8-Flug hat das primäre Missionsziel, einen Unterschallflug bis 12,5 km Höhe zu erreichen, voll erfüllt. Nur die Wiederverwendbarkeit, d.h. die anschließende Landung hat nicht funktioniert. SN8 war somit die erste voll funktionsfähige Höhenforschungsrakete auf Methan-Basis.

Der Satz ist völlig richtig. Wenn etwas nicht klappt fehlt es ja an den 100%. Ergo 'nicht 100%'. Zu einer voll funktionsfähigen Höhenforschungsrakete gehört auch daß die Forschungsapparaturen nicht bei der Landung vollständig zerstört werden, sonst hat man möglicherweise nicht alle Daten für die Auswertung.

SN9 soll - ganz im Gegensatz zu SN8 - im Upper LOX Tank eine "Heliumblase" haben. Wie diese aussieht, wäre wirklich interessant. Selbst bei Kavitation und völligem Versagen der LOX-Pumpe würde - im Idealfall - die Heliumblase den LOX aus dem Tank in den Raptor drücken. Meines Wissens nach ist dies auch eine Weltneuheit.

In russischen Raumfahrzeugen gibt es schon seit langem solch ein System mit einer Gasblase ("bladder tank"). Das ist nichts neues. Allerdings verstehe ich dann nicht wozu es nicht mit Stickstoff gemacht wird, der ist bei LOX-Temperaturen immer noch gasförmig und deutlich billiger. Üblicherweise ist ein solches System ja da um Kavitation in der Pumpe zu vermeiden. Da der Brennkammerdruck der Raptoren über 200 bar liegt müsste der Tank näherungsweise 250 bar Druck haben um die Pumpe zu ersetzen. Dann wird es aufwendig, selbst wenn das Triebwerk gedrosselt wird. Und die Regelung des Schubs hängt dann von beiden Tanks ab wenn das Triebwerk dies nicht mit den Pumpen regeln kann.

Zitat von: alepu am 03. Januar 2021, 12:26:47

Eines der Hauptprobleme bei SH dürften die 28 Raptoren sein

Ich dachte, es gab schon einen Verbundtest auf dem Triebwerks-Prüfstand und die Gasdynamik von 28 Raptoren wäre geklärt? FH hat auch 27 Merlins und fliegt auch.

Soweit ich weiß wurden auch die neun Merlins der Falcon-Unterstufe nur auf dem Startplatz getestet, aber nicht in einem extra Prüfstand (oder ist mr was entgangen ?). Die 27 Triebwerke der Falcon Heavy sind drei separate Systeme zu je 9 Triebwerken, während die 27 Raptoren des Starship aus einem gemeinsamen Tank gespeist werden.. Das macht einen Unterschied. Russland hat damit sehr gekämpft, siehe N-1.

Der Satz ist zu kurz: Der SN8-Flug hat das primäre Missionsziel, einen Unterschallflug bis 12,5 km Höhe zu erreichen, voll erfüllt. Nur die Wiederverwendbarkeit, d.h. die anschließende Landung hat nicht funktioniert. SN8 war somit die erste voll funktionsfähige Höhenforschungsrakete auf Methan-Basis.

Ich betrachte solche Beiträge als Trolling, tut mir leid. Einen Begriff wie "primäres Missionsziel", der berechtigterweise in der Zeit der F9 Testlandungen verwendet wurde, in diesem Zusammenhang zu verwenden ist schon total daneben. Hat der Author vielleicht interne Informationen, die wir nicht kennen? Genau so ist der Begriff "Wiederverwendung" hier nicht anwendbar, von "Höhenforschungsrakete" ganz zu schweigen. Soll das etwa witzig sein? Ich werde damit jedenfalls keine weitere Zeit verplempern und hoffe, daß sich das Problem anders erledigt.

Zitat von: sophismos am 03. Januar 2021, 09:57:44

Die Schwierigkeit ist dort die Bauhöhe mit der Schwierigkeit der Haltedruckhöhe (vgl. https://en.wikipedia.org/wiki/Net_positive_suction_head ).

Die vergrößerte Bauhöhe wirkt sich m.M.n. nur in einer größeren Entfernung des CH4 Tanks von den Verbrauchern.

Um unten, trotz größerem erforderlichen Durchfluß und größerer Länge der Zuleitung die gleichen (erforderlichen) Druckbedingungen zu erreichen, kann man doch einfach das zentrale Fallrohr dicker machen, und/oder mehrere davon installieren, und/oder mit höheren Eingangsdrücken arbeiten. Ab einer gewissen Dicke des Fallrohrs kann man das Fallrohr sogar als eine innenliegende Erweiterung des CH4 Behälters betrachten. 

Ich sehe an dem Punkt also keine grundsätzlich neue Problematik. Gibt es die wirklich? Und wenn ja, worin ist die begründet? Daß die Entwickler diesen Punkt ignorieren würden, kann man ja wohl ausschließen.

Beim Aufstieg wirkt die Höhe des Tanks über dem Triebwerk druckerhöhend (am Pumpeneintritt), da die Beschleunigung nach oben geht und der Treibstoff quasi nach unten zum Triebwerk 'fällt'. Bei der Landung aber ist dies umgekehrt, da muss der Treibstoff gegen die Beschleunigung 'emporsteigen', dazu wird Tankdruck benötigt damit der an der Pumpe ankommt und dort nocht ausreichend Druck hat um Kavitation zu vermeiden. Das geht natürlich alles, macht es nur komplizierter. Entweder ausreichend Tankdruck (ca. 4,5 bar pro 10 m Höhe bei flüssigem Methan) oder mit Vorpumpen direkt am/im Tank.

Die bisher demonstrierten 8-9 bar für die Haupttanks würden wohl nicht ausreichen.

Beim Aufstieg wirkt die Höhe des Tanks über dem Triebwerk druckerhöhend (am Pumpeneintritt), da die Beschleunigung nach oben geht und der Treibstoff quasi nach unten zum Triebwerk 'fällt'. Bei der Landung aber ist dies umgekehrt....

Beim Aufstieg bei Fluktuationen - also plötzlicher Schubausfall von wenigen Sekunden - kehrt sich Vorzeichen für wenige Sekunden auch um, wie bei der Landung ---> kurzfristiger Druckabfall am Pumpeneintritt ---> Kavitation.

...
Beim Aufstieg bei Fluktuationen - also plötzlicher Schubausfall von wenigen Sekunden - kehrt sich Vorzeichen für wenige Sekunden auch um, wie bei der Landung ---> kurzfristiger Druckabfall am Pumpeneintritt ---> Kavitation.

SchubAUSFALL in Länge einiger Sekunden? Wo kommt / kam das vor?

Gruß   Pirx

Zitat von: proton01 am 03. Januar 2021, 15:09:42

Beim Aufstieg wirkt die Höhe des Tanks über dem Triebwerk druckerhöhend (am Pumpeneintritt), da die Beschleunigung nach oben geht und der Treibstoff quasi nach unten zum Triebwerk 'fällt'. Bei der Landung aber ist dies umgekehrt....

Beim Aufstieg bei Fluktuationen - also plötzlicher Schubausfall von wenigen Sekunden - kehrt sich Vorzeichen für wenige Sekunden auch um, wie bei der Landung ---> kurzfristiger Druckabfall am Pumpeneintritt ---> Kavitation.

Wie üblich ist es in der Realität komplizierter als so einfach dahin geschrieben. Lies mal ein Buch über Einführung in die Raketentechnik, davon gibt es einige im Internet.
Da SpaceX ja Ingenieure hat die in ihrem Fachgebiet kompetent sind brauchen wr über sowas nicht diskutieren. In der Analyse funktioniert das alles. Wenn Bauteile versagen ist es anders, aber wenn das Triebwerk ausfällt ist schon das eine Fehlfunktion. Wenn das Triebwerk sowieso nicht läuft gibt es keine Kavitation.

Zitat von: sophismos am 03. Januar 2021, 17:31:28

...
Beim Aufstieg bei Fluktuationen - also plötzlicher Schubausfall von wenigen Sekunden - kehrt sich Vorzeichen für wenige Sekunden auch um, wie bei der Landung ---> kurzfristiger Druckabfall am Pumpeneintritt ---> Kavitation.

SchubAUSFALL in Länge einiger Sekunden? Wo kommt / kam das vor?

Gruß   Pirx

Wenn das Triebwerk nicht mehr arbeitet kann man es nicht so einfach wieder starten. Wieder starten geht, hat SpaceX ja oft genug gezeigt. Aber nur mit einer entsprechenden Prozedur. welche eine gewisse Dauer braucht. Es ist ja keine Abschaltautomatik vor der roten Ampel.

an sn8 wrack wird gerade die letzte Flosse abmontiert

Wenn das Triebwerk nicht mehr arbeitet kann man es nicht so einfach wieder starten. Wieder starten geht, hat SpaceX ja oft genug gezeigt. Aber nur mit einer entsprechenden Prozedur. welche eine gewisse Dauer braucht. Es ist ja keine Abschaltautomatik vor der roten Ampel.

Ja das ist klar. Mir ist nicht klar, was sophismos mit dem Schubausfall gemeint hat. So ein Monoprop-Lageregelungstriebwerk kann man ja durchaus pulsen, einen Raptor halt nicht.

Gruß   Pirx

Zitat von: proton01 am 03. Januar 2021, 18:47:53

Wenn das Triebwerk nicht mehr arbeitet kann man es nicht so einfach wieder starten. Wieder starten geht, hat SpaceX ja oft genug gezeigt. Aber nur mit einer entsprechenden Prozedur. welche eine gewisse Dauer braucht. Es ist ja keine Abschaltautomatik vor der roten Ampel.

Ja das ist klar. Mir ist nicht klar, was sophismos mit dem Schubausfall gemeint hat. So ein Monoprop-Lageregelungstriebwerk kann man ja durchaus pulsen, einen Raptor halt nicht.

Gruß   Pirx

Ich dachte an Pulsationen im Abgasstrahl durch viele Triebwerke - wie bei den Raketen OTRAG und N1 auftraten. (Bei N1 hat dann leider noch das KORD zu schnell reagiert und alles verschlimmert, aber das ist ein anderes Thema). Auch die FH hat leicht pulsierenden Abgasstrahl - allerdings ohne negative Auswirkungen.

... (Bei N1 hat dann leider noch das KORD zu schnell reagiert und alles verschlimmert, aber das ist ein anderes Thema)....

Kannst Du das im N1-Thread erklären?

Gruß   Pirx

Die Überreste von SN8 werden gerade plattgedrückt und sind damit Geschichte.
Eigentlich Schade, das Wrack hatte was...

Die Überreste von SN8 werden gerade plattgedrückt und sind damit Geschichte.
Eigentlich Schade, das Wrack hatte was...

Keine Sorge, die produzieren sicherlich noch mehr Schrott 

Davon gehe ich aus