Human Landing System(HLS) - Starship

Unter anderem Deswegen gibts ja die weiße Lackierung, damit möglichst viel Licht reflektiert statt absorbiert wird. Müsste man mal grob durchrechnen, wieviel Wärme da schlimmstenfalls aufgenommen wird und wieviel Treibstoff das wirklich verdampft pro Monat. Nach meinem Bauchgefühl dürfte es wahrscheinlich nur ein sehr kleiner Teil sein, weil aufgrund der Größe hier das Oberfläche-Volumenverhältnis günstiger ist als bei anderen Raumschiffen und selbst bei kleinen Sonden, welche nur einen begrenzten kryogenen Stickstoff oder Heliumvorrat zur Kühlung haben, dieser oft jahrelang hält.

Also, fangen wir mal an: Starship Maße 50 m x 9 m (Durchmesser). Also eine voll beschienene Seitenfläche von etwa 450 m² bei perfekter Ausrichtung.
Solarkonstante im Erdorbit ~1360 W/m². Reflektivität mal 99% angenommen, dann ist es schon ein sehr guter Spiegel. Realistisch eher schlechter. IR Strahlung der Erde auch mal vernachlässigt, die abgewandte Seite des Raumschiffes kann also ungehindert abstahlen. 
Tankkapazität irgendwo aus dem Internet: 1200 t. Payload: 100+ t. Was davon kann jetzt ein Tanken hochbringen? Auch nur 100 t oder mehr? Egal, hier nur grobe Schätzung. Also 100 t sind zu verdampfen. Sauerstoff und Methan haben ähnliche Verdampfungswärme um 0,2 kJ/g. Wir bekommen also (0,2 kJ/g * 100 t ) / (450 m² x 1360 W/m² x 1%) entspricht etwa 38 Tagen.
Jetzt muss man natürlich gegenrechnen, wieviel Energie abgestrahlt werden kann bei -180°C Treibstofftemperatur, dafür bin ich aber gerade nicht mehr wach genug noch Schwarzkörperstrahler mir in den Kopf hochzuladen.
Auch hier angenommen, dass beide Stoffe ähnliche Temperaturen haben und schon am Siedepunkt sind. Bringt Supercooling des Methans eigentlich noch was, wenn Schmelz und Siedepunkt nur 20°C entfernt voneinander liegen? Wobei, beim Sauerstoff sind es auch nur 35°C. 

Edit:
Also vielleicht ist es doch simpel. Wikipedia Tabelle zu Abstrahl-Leistung eines schwarzen Strahlers geht leider nur bis -100°C runter, da sind es aber auch nur noch 50 W/m². Daher ist dieser Beitrag gegenüber den Sonneneinstrahlung hier zu vernachlässigen. Ohne passiven Schutz oder aktiven wie Wärmepumpen und Radiatoren ist also bereits nach einem Monat fast nichts mehr im Tank.

Ich hab mal rechnen lassen.
https://www.peacesoftware.de/einigewerte/methan.html

Gehen wir von 6 Bar Tankdruck aus, müsste man das LCH4 unter -134 Grad Celsius halten.

Korrektur meinerseits, den Tank in der Sonne drehen ist kontraproduktiv.
Das hat man bei der FH/F9 Oberstufe gemacht und das Kerosin flüssig zu halten.

Aber wenn man wie Sensei schreibt den Tank mit der Nase oder den Triebwerken abschattet, sollte das nicht reichen, um auf die Temperatur zu kommen?

Edit, Link korrigiert.

Schau dir die Rechnung noch Mal an. Im Zähler hast du fast 100 Million 

Zudem: wer bei einem längeren Aufenthalt des Tankers im Orbit diesen immer mit der Breitseite zur Sonne schauen lässt, der versucht auch ein Starship wer zur Flugrichtung des Bootes zu starten :p

Da bin ich mir nicht sicher, der Triebwerksbloch wird mehr oder weniger schwarz sein, wenn man den richtung Sonne dreht nimmt er mehr Wärme auf als die große Edelstahloberfläche. Ich Tippe auf ein ausklappbares Folienschil wie beim James Webb Space Telescope in abgespeckte Form.

Zustimmung.
Nur versteht man unter Vakuumisulierung im allgemeinen eine doppelwandisulierung mit spiegelnder Innenfläche.

Hallo,

auf der Erde braucht man natürlich eine zweite Hülle um ein Vakuum um den eigentlichen Behälter herum zu haben. Als Chemiker ist mir das Prinzip eines Dewar-Gefäß zum lagern und transportieren von extrem kalten Flüssigkeiten natürlich bekannt. Aber die "Hilfskonstruktion mit der zweiten Wand kann man sich im All ja sparen. Und das Prinzip beruht ja nicht auf den beiden Wänden sondern auf der fehlenden Wärmeableitung durch Austausch über Teilchen an der eiskalten Oberfläche.

Gruß

Mario

Schau dir die Rechnung noch Mal an. Im Zähler hast du fast 100 Million 

Trotzdem stimmts (wenn ich nicht irgendwas übersehe), habs nachgeprüft.

Im Zähler sind 100t zwar 100 Million Gramm, so kommt man auf 20.000.000 kJ = 20.000.000.000 J
Im Nenner dagegen 450 m² * 1360 W/m² * 0,01 = 6120 W = 6120  J/s.

20.000.000.000 J / 6120 J/s = 3.267.973 s ~ 38 Tage.

Das einzige wo man hier noch sparen könnte wäre die Beschienene Fläche (die 450 m² vereinfachen Starship quasi zu einem Rechteck 9*50m quer zur Sonne. Die kleinere Fläche der Nase oben macht wahrscheinlich keinen großen Unterschied, aber einen Wesentlichen Unterschied gibt es, wenn Man nicht annimmt, dass Starship die ganze Zeit in der schlimmsten (senkrechten) Position zur Sonne steht. Allerdings Makemake im Gegenzug ja eine wahrscheinlich unrealistisch hohe Reflektivität von 99% angenommen, also kommt man am Ende so oder so grob in dieser Größenordnung raus... hätte ich nicht gedacht.

Meint ihr wirklich, dass das Verdampfen des Treibstoffs aufgrund der Sonneneinstrahlung so ein Problem wird?
Space X denkt und arbeitet pragmatisch, was wird man also machen? Sinnbildlich so etwas hier:


Man definiert einfach einen "Sammelpunkt" im LEO wo man so einen faltbaren Sonnenschild platziert, hinter dem man das Starship solange "verstecken" kann bis es komplett betankt ist. Das dabei trotzdem noch Verluste auftreten ist klar, aber in deutlich reduzierter Form.

Oder man parkt einfach ein übriges Starship als Schattenspender davor.

Die Idee eines "Stardshade"-Schattenspenders ist interessant, aber der müsste ständig manövrieren, um sich passend zu positionieren. In den meist eher instabilen Mond-LLOs kann das zusätzlich aufwändig werden.

Zusätzlich: Der Mond reflektiert auch und füllt eine große "Himmelsfläche" aus Sicht des Raumschiffs aus. Gegen diese Einstrahlung hilft ein Starshade nicht.

Meint ihr wirklich, dass das Verdampfen des Treibstoffs aufgrund der Sonneneinstrahlung so ein Problem wird?
Space X denkt und arbeitet pragmatisch, was wird man also machen? Sinnbildlich so etwas hier:


Man definiert einfach einen "Sammelpunkt" im LEO wo man so einen faltbaren Sonnenschild platziert, hinter dem man das Starship solange "verstecken" kann bis es komplett betankt ist. Das dabei trotzdem noch Verluste auftreten ist klar, aber in deutlich reduzierter Form.

das ist so nicht möglich.
Man kann kein 2 Körper so possitionieren, dass sie einen konstanten Linie zur Sonne liegen. Einer der Beiden müsste ständig manövrieren um die Possition zu halten.

Der einzige konstant von der Sonne abgeschirmte Ort in Erdnähe der ohne antrieb gehalten werden kann ist der Lagrangepunkt 2 der Erde.

Bezogen auf die thermischen Aspekte hinsichtlich Treibstofflagerung:
Vielleicht kann man ja auch eine solche Farbe für den Anstrich benutzen?

Zitat von: MoonSeeker am 21. April 2021, 09:04:55

Meint ihr wirklich, dass das Verdampfen des Treibstoffs aufgrund der Sonneneinstrahlung so ein Problem wird?
Space X denkt und arbeitet pragmatisch, was wird man also machen? Sinnbildlich so etwas hier:


Man definiert einfach einen "Sammelpunkt" im LEO wo man so einen faltbaren Sonnenschild platziert, hinter dem man das Starship solange "verstecken" kann bis es komplett betankt ist. Das dabei trotzdem noch Verluste auftreten ist klar, aber in deutlich reduzierter Form.

das ist so nicht möglich.
Man kann kein 2 Körper so possitionieren, dass sie einen konstanten Linie zur Sonne liegen. Einer der Beiden müsste ständig manövrieren um die Possition zu halten.

Der einzige konstant von der Sonne abgeschirmte Ort in Erdnähe der ohne antrieb gehalten werden kann ist der Lagrangepunkt 2 der Erde.

Das ist natürlich richtig.
Allerdings könnte man das auch ohne Treibstoffverbrauch lösen, indem man dem Starship einen Greifarm ähnlich dem "Canadarm" des Spaceshuttles verpasst. Mit dem Greifarm könnte man den Sonnenschild automatisch nachführen.
Oder denke ich hier zu einfach?

Servus Zusammen!

Ich sehe hier viel "freihändiges Missionsdesign", anlässlich dessen ich mich frage, was es denn an konkreten Planungen und konkreten Daten aus konkreten Dokumenten und Mitteilungen von NASA und SpaceX zum HLS gibt.

Gruß   Pirx

Ich sehe hier viel "freihändiges Missionsdesign", anlässlich dessen ich mich frage, was es denn an konkreten Planungen und konkreten Daten aus konkreten Dokumenten und Mitteilungen von NASA und SpaceX zum HLS gibt.

Vieles ist noch offen, da sich momentan die Artemis Missionen sowie das Gateway weiter verschieben. Der momentane Plan (laut NSF) ist, dass man erst einen Starship-Tanker in den LEO schickt und dann mit mehreren weiteren Starships betankt. Danach soll dann das Lunar-Starship starten, am Tanker auftanken und dann zum Mond fliegen.
Da sich das Gateway momentan stark verschiebt, ist es wahrscheinlich dass das Lunar-Starship im Mondorbit dann auf die Orion Kapsel wartet. SpaceX hat der NASA eine Verweildauer von bis zu 100 Tagen im Mondorbit zugesagt. Die NASA Vorgabe war 90 Tage.
Nach dem Crewtransfer zwischen Orion und Lunar-Starship wird die Landung und die Bodenmission ausgefuehrt, mit mindestens einem Ausstieg bei der ersten Mission. Dann zurueck zum Docking mit der Orion, Crewtransfer und Rueckflueg der Orion zur Erde.

Quelle: https://www.nasaspaceflight.com/2021/04/nasa-starship-first-landings-on-ramp/

Zitat von: Sensei am 21. April 2021, 02:24:11

Schau dir die Rechnung noch Mal an. Im Zähler hast du fast 100 Million 

Trotzdem stimmts (wenn ich nicht irgendwas übersehe), habs nachgeprüft.

Im Zähler sind 100t zwar 100 Million Gramm, so kommt man auf 20.000.000 kJ = 20.000.000.000 J
Im Nenner dagegen 450 m² * 1360 W/m² * 0,01 = 6120 W = 6120  J/s.

20.000.000.000 J / 6120 J/s = 3.267.973 s ~ 38 Tage.

Also 38 Tage bei permanenter ungünstiger Sonneneinstrahlung. Im späteren Orbit des Starships wird es aber rund die Hälfter der Zeit im  Schatten sein. Das sollte die 38 Tage in etwa verdoppeln auf 76 Tage, bis die 100 Tonnen Nutzlast verdampft sind. Evtl rekondensiert im Erdschatten auch wieder ein Teil in den Tanks.

Unter anderem Deswegen gibts ja die weiße Lackierung, damit möglichst viel Licht reflektiert statt absorbiert wird. Müsste man mal grob durchrechnen, wieviel Wärme da schlimmstenfalls aufgenommen wird und wieviel Treibstoff das wirklich verdampft pro Monat. Nach meinem Bauchgefühl dürfte es

Es gibt ein neues "Weiß" (als Gegenpart zu "Vantablack") mit >98% Reflektionsvermögen, welches einen Kühleffekt hat.

Können die Hitzeschutzkacheln hier helfen? Ich sehe 2 Möglichkeiten:

1) Das bringt mathematisch im Weltraum nichts, weil die aufgenommene Energie dann nur langsamer über die Halteklammern an den Treibstoff übergeben wird die Summe der Energie sich aber nicht ändert.
2) Das bringt mathematisch den Vorteil, dass die Hitzeschutzkacheln heißer werden als der Treibstoff und somit können sie mehr Energie abstrahlen als die kalte Raketenoberfläche.

Trotzdem stimmts (wenn ich nicht irgendwas übersehe), habs nachgeprüft.
[...] also kommt man am Ende so oder so grob in dieser Größenordnung raus... hätte ich nicht gedacht.

Natürlich stimmt's
Ich sehe solche Überschlagsrechnungen auch nur dafür geeignet. Man sieht, in welcher Größenordnungen man auch befindet. Einige Tage, bis alles verdampft ist. Daher würde ich schließen, dass wenn das Missionsdesign jetzt einiges Wochen Standzeit oder besser Flugzeit vorsieht, dass die Rechnung eben nicht alle wesentlichen Effekte betrachtet und es da noch technische Kniffe geben muss.
Drehen der Rakete kann eventuell spontanes Sieden am einer Seite des Tanks verhindern, aber den generellen Energieeintrag aber nicht.
Eine Druckbeaufschlagung des Tanks mag die Siedetemperatur erhöhen, aber das macht aus einigen Tagen auch nicht mehrere Wochen.

Ich bin gespannt, was geplant ist. Das ist ja im Grunde ein altbekanntes Problem der Raumfahrt.

Also 38 Tage bei permanenter ungünstiger Sonneneinstrahlung. Im späteren Orbit des Starships wird es aber rund die Hälfter der Zeit im  Schatten sein. Das sollte die 38 Tage in etwa verdoppeln auf 76 Tage, bis die 100 Tonnen Nutzlast verdampft sind. Evtl rekondensiert im Erdschatten auch wieder ein Teil in den Tanks.

Wie schon ausgeführt: das Verdampfen von Treibstoff im LEO-Tanker ist kein (wesentliches) Problem. Kritisch ist der Treibstoffverlust des LSS NACH dem vollfüllen im LEO.

Zitat von: Pirx am 21. April 2021, 10:44:31

Ich sehe hier viel "freihändiges Missionsdesign", anlässlich dessen ich mich frage, was es denn an konkreten Planungen und konkreten Daten aus konkreten Dokumenten und Mitteilungen von NASA und SpaceX zum HLS gibt.

Vieles ist noch offen, da sich momentan die Artemis Missionen sowie das Gateway weiter verschieben. Der momentane Plan (laut NSF) ist, ...

Soweit ich Pirx verstanden habe kennt er diese grobe Missionsstruktur durchaus.
Er fragt konkret nach Quellen aus 1. Hand: Direkt von SpaceX oder der NASA.
Das es bisher fast nur Spekulationen, ein Zusammenreimen aus verschiedenen Stellen etc gibt ist gerade das, was ihm schwer im Magen liegt.

Zumindest zu Shuttle-/Apollozeiten gab es nicht nur vorab grobe Missionspläne sondern auch extrem detaillierte technische Dokumente zur beteiligten Hardware.
Man kann es durchaus mehr als schade finden, dass in diesem Detailgrad bisher fast nichts zu Artemis zu finden ist.
Ich mein: bisher wissen wir weder wie viele Tankerflüge das LSS brauchen soll. Noch, ob es ein konkretes Konzept gibt das Lunar Starship im Mondorbit aufzutanken und wiederzuverwenden!

[@Pirx: korrigier mich bitte, wenn ich da falsch liege.]

Ich sehe hier viel "freihändiges Missionsdesign", anlässlich dessen ich mich frage, was es denn an konkreten Planungen und konkreten Daten aus konkreten Dokumenten und Mitteilungen von NASA und SpaceX zum HLS gibt.

Ja, bisher gibt es von offiziellen Stellen noch sehr wenig Konkretes. Und das was verkündet wird ist noch in einem frühen Stadium und kann sich noch leicht ändern (siehe: Nutzung des Gateways).

Aber:
1. Sind wir dafür auch noch etwas zu früh in der Entwicklung der Missionen. Es sind erst einige Tage seit der Entscheidung für eine der im geheimen (!?) eingereichten Bewerbungen für das HLS vergangen.
Und bis 2024 sind es immerhin auch noch drei Jahre.

2. Dies ist eine andere Zeit.
Zum einen sehe ich eine Tendenz zu etwas mehr Verschlossenheit bei teilen der NASA. Zu SLS/Orion gibt es (korrigiert mich wenn ich falsch liege) auch wesentlich weniger Daten als zum Shuttle/Apollo.

Zum anderen ist das SpaceX Starship HLS eben ein kommerzielles Produkt, kein öffentliches. Das Schiff selbst, und all seine Hardware, bleibt im Besitz des Unternehmens SpaceX.
Dokumente zur Missionsarchitektur müssen eher von der NASA kommen. Aber man darf auf keinen Fall vollständige Offenheit zur Hardware des LSS erwarten.
Das gab es beim Starliner/CrewDragon auch nicht.

Der einzige konstant von der Sonne abgeschirmte Ort in Erdnähe der ohne antrieb gehalten werden kann ist der Lagrangepunkt 2 der Erde.

Nur zur Info, dank des JWT hab ich gelernt, daß der auch nicht mehr im Erdschatten liegt, zumindest nicht im Kernschatten. Denn dessen Kegel hört bei 1,384mio km auf (L2 bei ca. 1,5mio km). D.h. auch dort wird immer Sonnenlicht hinkommen.

Ja, aber das ist egal, da der L2 nicht als Auftankpunkt für die Stahlraketen dienen kann.

Trotzdem stimmts (wenn ich nicht irgendwas übersehe), habs nachgeprüft.
20.000.000.000 J / 6120 J/s = 3.267.973 s ~ 38 Tage.

Ich habe die Rechnung nachgerechnet (da mir 38 Tage zu kurz vorgekommen sind) komme aber bei dieser Rechnung auch auf die 38 Tage. Trotzdem passt das nicht dachte ich mir.

Mir sind folgende Fragen auf gekommen. Ist es möglich das Starship immer mit der Nase zu Sonne zu halten? Eigentlich sollte das mit Drallrädern funktionieren. Dann sinkt die Oberfläche vom Starship von 9x50 Meter auf 9²*pi/4 Meter, also von 450 m² auf 7,1 m². Damit steigt die Dauer von 38 Tage auf 268 Tage.

Dann kommt dazu, dass man im LEO auch Erdschatten hat. Das sind bis zu 41,67% der Flugzeit (bei 200 km Flughöhe und ohne Halbschattenberechnungen) was die Dauer auf 459 Tage verlängert.

Bei den Solarzellen bin ich mir unsicher. Sie müssen Strom produzieren, sie dürfen das Licht also nicht weg spiegeln. Bleibt da am Ende mehr Wärme übrig oder weniger? Wenn eine Solarzelle am Ende 150 Kelvin wärmer ist als das Raumschiff, dann strahlt sie viel mehr Wärme in alle Richtungen ab, also auch weg vom Raumschiff.

Bei Skylab hat die Nasa eine Sonnenschutzfolie nachgerüstet, vielleicht könnte man sowas machen.
Eine dünne Folie automatisch aufspannen sollte ja keine technisches Meisterwerk sein.

Zitat von: wulf 21 am 21. April 2021, 08:08:54

Trotzdem stimmts (wenn ich nicht irgendwas übersehe), habs nachgeprüft.
20.000.000.000 J / 6120 J/s = 3.267.973 s ~ 38 Tage.

Ich habe die Rechnung nachgerechnet (da mir 38 Tage zu kurz vorgekommen sind) komme aber bei dieser Rechnung auch auf die 38 Tage. Trotzdem passt das nicht dachte ich mir.

Mir sind folgende Fragen auf gekommen. Ist es möglich das Starship immer mit der Nase zu Sonne zu halten? Eigentlich sollte das mit Drallrädern funktionieren. Dann sinkt die Oberfläche vom Starship von 9x50 Meter auf 9²*pi/4 Meter, also von 450 m² auf 7,1 m². Damit steigt die Dauer von 38 Tage auf 268 Tage.

Dann kommt dazu, dass man im LEO auch Erdschatten hat. Das sind bis zu 41,67% der Flugzeit (bei 200 km Flughöhe und ohne Halbschattenberechnungen) was die Dauer auf 459 Tage verlängert.

Bei den Solarzellen bin ich mir unsicher. Sie müssen Strom produzieren, sie dürfen das Licht also nicht weg spiegeln. Bleibt da am Ende mehr Wärme übrig oder weniger? Wenn eine Solarzelle am Ende 150 Kelvin wärmer ist als das Raumschiff, dann strahlt sie viel mehr Wärme in alle Richtungen ab, also auch weg vom Raumschiff.

War ja nur eine grobe Überschlagsrechnung, die demostriert hat, dass das Vakuum des Weltraums + Weiße Farbe Allein wohl immer noch einen erheblichen Wäremeeintrag zulässt.
Natürlich kann man damit rechnen, dass man mit der Nase oder den Triebwerken Richtung Sonne zeigt... aber dann sollte man auch eine realistischere Reflektivität annehmen. Auf der Mondoberfläche kann man das aber auch nicht kontrollieren (die Sonne kommt halt aus der Richtung, je nachdem wo man gelandet ist) und ob die NASA das Lunar Gateway die ganze Zeit so ausrichtet, wie es den Bedürfnissen des angedockten Landers entspricht ist auch fraglich.

Aber davon abgesehen kenne wir ja nicht alle relevanten Zahlen und Fakten, die der NASA dazu sicherlich bekannt sein sollten (sonst hätte sie das ja nicht ausgewählt). Die Rechnung demonstriert im Wesentlichen nur dass es nicht "einfach so von selbst" geht, wie ich vorher gedacht habe, also dass nur wenig verdampft, ohne dass man sich Gedanken macht oder technische Maßnahmen ergreift, um die Verdampfung zu minimieren oder aktiv mit einem Kühlsystem Wärme abzustrahlen. Die von mir erwähnten Sonden mit begrenzten Kühlvorrat, der Jahre reicht, haben dafür wahrscheinlich Richtung Sonne gerichtete reflektierende Schutzfolien.

6,2kW ist doch nicht viel, den egal zu welcher Langzeitmission es geht, jede wird elektriche Energie für die Mission brauchen, SpaceX hat mal was von 200kW gesagt, das reicht locker aus um hier mit einen Starshipkühlschrank zu betreiben.
Schaut man sich das JWT an, so haben sie wohl einen sehr leistungsfähigen Sonnenschirm dabei und schwer ist der eher nicht.
Was man berücksichtigen muss ist das es im Erdschatten zwar relativ Dunkel ist, aber nicht im Infraroten, den ein Großteil der eingestrahlten Sonnenenergie wird da wieder als Infrarot abgegeben.
Auf dem weg zum Mars ist das vermutlich eher kein Problem, da wird man vielleicht sogar zuheizen müssen um ein einfrieren zu verhindern. Nicht vergessen, der Mars bekommt im Mittel ca. nur die Hälfte der Energie pro qm ab.