30.01.2026, 08:35
(29.01.2026, 22:34)Nightwatch schrieb: Das ist aber so.
Gutes Argument! Das stimmt so aber nicht <-- Besseres Argument!
Ernsthaft, du hast im Bereich von Raketentriebwerken bei der Materialauswahl eine Spannbreite von 200 bis 300% hinsichtlich des Gewichts, und das ist nicht nur abhängig von der Haltbarkeit, sondern auch von den jeweiligen Kosten. Aus dem Grund sind wiederverwendbare Triebwerke (im Sinne von "mehreren Flügen") auch nicht einfach ableitbar aus den realen Zahlen, aber zumindest bieten letztere einen Anhaltspunkt:
J-2, TWR(vac): 73,3
J-2T-250k, TWR(vac): 63,1
aber:
J-2, TWR(sl): 34,5
J-2SL, TWR(sl): 54,8
J-2T-250k, TWR(sl): 41,4
J-2 ist die klassische Version, J-2SL die SL-optimierte Version als Triebwerk der Hauptstufe der Saturn II, J-2T-250k ist die von der J-2 abgeleitete Aerospike-Version. Die damaligen Zahlen zeigen, dass bei gleichem Kern ein jeweils optimiertes Triebwerk ein besseres TWR als die Aerospike-Variante aufweist, diese aber ein besseres TWR gegenüber unoptimierte Versionen zeigt. Da das TWR für sich genommen nicht viel bringt, muss es mit der Effizienz verschnitten werden. Daraus ergeben sich die tatsächlichen Vorteile.
Übrigens haben sich die Werte zumindest in der Theorie beim RS-2200 gegenüber dem modifizierten SSME zugunsten des Aerospike verbessert und auch im Vakuum angeglichen. Es gilt außerdem festzuhalten, dass bspw. DEAN zeigt, wie Aerospike weiter optimiert werden kann um tatsächlich ein besseres TWR über den gesamten Bereich zu erzielen - zu Lasten der Komplexität und Materialkosten. Wobei zumindest letzteres dann von der Wiederverwendbarkeit abhängt.
Insofern ist das "ist aber so" wie bereits im vorherigen Beitrag dargelegt nicht zielführend. Weder muss das mit dem TWR so sein, noch ist das TWR für sich genommen irgendwie relevant.
Zitat:Aber was wollen wir hier überhaupt diskutieren?
Du willst offenbar immer wieder auf das SSTO hinaus, aber dem habe ich bereits (noch bevor du überhaupt hier in den Strang gekommen bist) eine Absage erteilt. Ich würde das erstmal ausklammern, weder ist das aktuelle Konzept dafür geeignet, noch ist dies irgendein kurz- oder mittelfristiges Ziel der Entwicklung. Irgendwann mal, mit irgendeinem Nachfolger - der Rest ist Marketing.
Zitat:Ja was meinst du denn, was die US-Rüstungsindustrie für Kooperationen mit US-Universitäten hat? Auf welchen unfassbaren Wissensschatz die über staatliche Institute zurückgreifen können? Das ist doch kein Argument.
Es soll nur zeigen, dass dein Pseudoargument (das sowieso nur aus Spott besteht, aber keinen Inhalt besitzt), falsch und irrelevant ist.
Zitat:Der einzige Unterschied ist, dass Polaris zusätzlich noch Turbojets für den Start und Rückflug nutzt während der Dawn Aurora gleich am Start weg das Raketentriebwerk zündet.
Weder ist das der einzige Unterschied (bspw. Nutzlastkonzept), noch ist das irrelevant für die von mir vorgebrachten Punkte, in denen es um Flugprofile und Flexibilität ging. Ein Teil davon trifft auf Dawn genauso zu wie auf Polaris, ein anderer Teil nicht.
Zitat:Aber wenn nicht packst du das Ding halt in eine Transportmaschine.
Die geplante Version sollte dafür zu groß sein, und sie auf einer anderen Maschine zu transportieren erfordert nochmals mehr Aufwand. Aber wie ich bereits gesagt habe, abseits vom Triebwerk lebt dieses Projekt von der Flexibilität gerade auch wenn es um militärische Aufträge geht, insofern sehe ich dort eine große Herausforderung, denn das muss mit minimaler Bodenunterstützung funktionieren, ansonsten ist es den Aufwand nicht wert. Im Gegensatz zu dir bin ich nur der Ansicht, dass das funktionieren kann.
Zitat:Es gibt keine Planung.
Wenn du die vorhandenen Planungen dahingehend ignorierst bzw. sie argumentlos negierst erübrigt sich die weitere Diskussion.