Nachlese zum Betastart

So mit etwas Zeit eine Nachlese zum Beta Start. (Originalton Musk, wird dann der nächste ein Release Start oder folgt irgendwann noch ein Bugfix Start?j). Wichtiger als Twitter Meldungen vom Chief Designer und Founder sind mir die harten Fakten und die gab es schon im Vorfeld.

Die ganze Rakete ist um 25 t schwerer geworden bei gleicher Nutzlast. Ein sehr seltsames Phänomen, das erklärt vielleicht auch das Heruntersetzen der Maximalnutzlast vor einigen Monaten (da lag sie noch bei 16 t, nun sind es noch 13 t). Trotzdem soll sie eine 80% höhere Nutzlast als die Falcon 9 V1.0 haben, was dann meine niedrigen Werte die ich Jahre vor dem Jungfernflug publizierte, rechtfertigt. Man kann die Öffentlichkeit betrügen, aber nicht Mutter Natur. Auch für SpaceX gelten dieselben Gesetze wie für alle anderen Unternehmen. Immerhin gibt es nun etwas genauere Angaben zu dem Schub und Brennzeiten, anhand derer ich mein Datenblatt aktualisiert habe.

Wie schon einige berichtet haben, gab es zwei Dinge die noch Probleme machen. Das eine ist das die Bergung der ersten Stufe scheiterte. Es kamen nur Trümmer unten an. Ob es ursächlich mit einer Fehlzündung oder ausgebliebenen Zündung ist, ist nicht bekannt geworden. Der Punkt ist jedoch unwichtig, weil Elon Musk die Erwartungen an die Wiederverwendbarkeit, die er in den Anfangsjahren so herausgestellt hat runtergeschraubt hat. Früher war das essentieller Bestandteil des Geschäftsmodells, nun wurde die Wahrscheinlichkeit das die Stufe es überlebt nur auf 10 (später korrigiert auf 20) Prozent eingestuft, die Einsparungen auf 25% und der Nutzlastverlust auf 15% (Wasser) und 30% (Land) – also die Einsparungen korrespondieren mit einem gleich hohen Nutzlastverlust, aber die derzeitige  Version überlebt es nicht. Die Kostenersparnis von 25% passt zumindest nicht zu der Zahl, dass die Stufe 75% der Gesamtkosten ausmacht. Immerhin erfuhr man jetzt wo sie stattfinden soll – auf dem CCAF, das bedeutet man muss die Stufe umdrehen, was bei einer Geschwindigkeit von über 3000 m/s nicht gerade wenig Treibstoff kosten wird.

Die Probleme bei Testzündungen wie auch der bei nur sechs Flügen schon einmal eingetretene Triebwerksausfall lassen für mich eher den Schluss zu, dass man eine recht billige, nicht besonders langlebige Stufe und Triebwerke fertigt, deren Wiederverwendung sich nicht finanziell lohnt und die auch keine Reserven hat überhaupt den Wiedereintritt zu überleben.

Problematischer ist das die Wiederzündung der zweiten Stufe nicht klappte. Sie ist für den Start in den GTO essenziell und wenn ich SES wäre, dann würde ich auf einer erfolgreichen Demonstration bestehen, ich vermute das wird auch Bestandteil des Vertrags sein. Trotzdem ist der Start von SES-8 immer noch für Ende Oktober vorgesehen. Nach SpaceX Angaben wird die Nutzlast 30 bis 45 Tagen vor dem Start angeliefert und vorbereitet, das müsste also schon erfolgen. Da man davon nichts vernimmt vermute ich wird es aber mit dem Start Ende Oktober nichts.

Wenn er noch in diesem Jahr erfolgt, wäre es immerhin das erste Jahr mit drei Starts. Bisher hab es niemals mehr als zwei Starts pro Jahr. Das steht in krassem Gegenstand zu Verlautbarungen wie das man pro Monat 10 Triebwerke und im Jahr 40 Cores fertigen würde, wie überhaupt alle Ankündigungen im krassem Gegenstand zum Erreichten stehen. So habe ich ja noch eine Wette laufen. Ich habe einfach mal angenommen, das das Launch Manifest nur für die nächsten 12 Monate auch umgesetzt wird. Nach dem derzeitigen Stand wird es ja mindestens drei Starts die im Februar (vor gerade mal 7 Monaten!) geplant waren nicht mehr 2013 stattfinden, nämlich der von NPSO und zwei Versorgungsflüge zur ISS. Zwei Starts schafften sie ja schon 2010, nur hatten sie damals 40% der angestellten (1200, heute etwa 3000). Nach dem aktuellen Launchmanifest sind übrigens immer noch 4 Starts in den nächsten drei Monaten geplant…. Bevor jemand mit dem Argument „Launcher arrives at Launchsite“ kommt – das bringt wenn die Rakete fertig montiert wird maximal einen Monat. Und wenn dann verschiebt es nur das Manifest, kann aber nicht der Grund sein, dass seit Jahren weniger Starts erfolgen als zum Jahresanfang angekündigt. Der vorgestern erfolgte Start sollte nach dem Manifest von 2005 übrigens schon im dritten Quartal 2008 erfolgen – MDA musste nur 5 Jahre warten….

Aber SpaceX Jünger (anders kann Personen nicht nenne, die unkritische aller positiven Nachrichten übernehmen und komplett alles als falsch erwiesenen Ankündigungen ausblenden nicht nennen) werden sich von solchen Widersprüchen nicht beirren lassen.

Was noch offen ist welche Bahn die Satelliten erreicht haben. Auch das dürfte interessant sein. Die geplante Bahn wurde ja veröffentlicht und bei drei von fünf bisherigen Flügen konnte die Falcon 9 nicht die Bahnparameter mit den im User Manual versprochenen Abweichungen einhalten. Das ist kein großes Problem, aber auch eines das Aufmerksamkeit verdient. Je höher die Abweichungen sind, desto mehr Treibstoff braucht der Satellit um die spätere Zielbahn zu erreichen. Das Users Manual ist übrigens mit der letzten Überarbeitung der Webseite verschwunden. Man könnte ja sonst die Angaben nachprüfen….

NORAD hat nicht 6 Objekte (5 Datelliten und die Oberstufe) sodnern 20 ausgemacht:

2013-055A
Inklination: 80.9607 °
Rektaszension: 315.2920 °
Exzentrizität: 0,0762239
Argument des Perigäums: 146.7523 °
Mittlere Anomalie: 218.4501
Umlaufdauer: 01:40:55 h
Große Halbachse: 7180,6 km
Perigäum: 255,2 km
Apogäum: 1349,8 km

2013-055B
Inklination: 81.0166 °
Rektaszension: 314.1673 °
Exzentrizität: 0,0804047
Argument des Perigäums: 156.1205 °
Mittlere Anomalie: 207.9549
Umlaufdauer: 01:43:05 h
Große Halbachse: 7283,0 km
Perigäum: 319,2 km
Apogäum: 1490,4 km

2013-055C
Inklination: 81.0045 °
Rektaszension: 315.1067 °
Exzentrizität: 0,0822617
Argument des Perigäums: 156.4148 °
Mittlere Anomalie: 336.6014
Umlaufdauer: 01:42:26 h
Große Halbachse: 7252,4 km
Perigäum: 277,7 km
Apogäum: 1470,9 km

2013-055D
Inklination: 80.9852 °
Rektaszension: 314.4684 °
Exzentrizität: 0,0687274
Argument des Perigäums: 154.5462 °
Mittlere Anomalie: 208.9739
Umlaufdauer: 01:43:16 h
Große Halbachse: 7292,0 km
Perigäum: 412,7 km
Apogäum: 1415,0 km

2013-055E
Inklination: 81.0022 °
Rektaszension: 315.1324 °
Exzentrizität: 0,0827176
Argument des Perigäums: 154.7491 °
Mittlere Anomalie: 336.9461
Umlaufdauer: 01:42:12 h
Große Halbachse: 7241,2 km
Perigäum: 264,1 km
Apogäum: 1462,0 km

2013-055F
Inklination: 81.0034 °
Rektaszension: 314.3408 °
Exzentrizität: 0,0847068
Argument des Perigäums: 151.5937 °
Mittlere Anomalie: 213.2260
Umlaufdauer: 01:41:53 h
Große Halbachse: 7226,7 km
Perigäum: 236,4 km
Apogäum: 1460,7 km

2013-055G
Inklination: 80.9876 °
Rektaszension: 315.1956 °
Exzentrizität: 0,0693087
Argument des Perigäums: 153.5198 °
Mittlere Anomalie: 327.9211
Umlaufdauer: 01:43:19 h
Große Halbachse: 7293,7 km
Perigäum: 410,1 km
Apogäum: 1421,1 km

2013-055H
Inklination: 80.9802 °
Rektaszension: 315.1716 °
Exzentrizität: 0,0792081
Argument des Perigäums: 151.5003 °
Mittlere Anomalie: 339.2848
Umlaufdauer: 01:41:52 h
Große Halbachse: 7226,0 km
Perigäum: 275,5 km
Apogäum: 1420,2 km

2013-055I
Inklination: 81.0121 °
Rektaszension: 314.9690 °
Exzentrizität: 0,0762211
Argument des Perigäums: 152.6131 °
Mittlere Anomalie: 212.5960
Umlaufdauer: 01:42:15 h
Große Halbachse: 7243,6 km
Perigäum: 313,3 km
Apogäum: 1417,5 km

2013-055J
Inklination: 81.0045 °
Rektaszension: 314.8788 °
Exzentrizität: 0,0738927
Argument des Perigäums: 153.9020 °
Mittlere Anomalie: 211.2500
Umlaufdauer: 01:42:24 h
Große Halbachse: 7250,9 km
Perigäum: 336,9 km
Apogäum: 1408,5 km

2013-055K
Inklination: 81.0250 °
Rektaszension: 314.3354 °
Exzentrizität: 0,0805542
Argument des Perigäums: 152.3853 °
Mittlere Anomalie: 213.5267
Umlaufdauer: 01:41:42 h
Große Halbachse: 7218,0 km
Perigäum: 258,4 km
Apogäum: 1421,3 km

2013-055L
Inklination: 80.9815 °
Rektaszension: 315.3245 °
Exzentrizität: 0,073133
Argument des Perigäums: 149.9841 °
Mittlere Anomalie: 338.7946
Umlaufdauer: 01:41:58 h
Große Halbachse: 7229,9 km
Perigäum: 323,1 km
Apogäum: 1380,5 km

2013-055M
Inklination: 80.9351 °
Rektaszension: 314.7871 °
Exzentrizität: 0,083575
Argument des Perigäums: 167.8073 °
Mittlere Anomalie: 187.9760
Umlaufdauer: 01:45:50 h
Große Halbachse: 7412,2 km
Perigäum: 414,6 km
Apogäum: 1653,6 km

2013-055N
Inklination: 80.9873 °
Rektaszension: 315.1761 °
Exzentrizität: 0,0805228
Argument des Perigäums: 168.0183 °
Mittlere Anomalie: 301.3080
Umlaufdauer: 01:45:09 h
Große Halbachse: 7380,0 km
Perigäum: 407,6 km
Apogäum: 1596,1 km

2013-055O
Inklination: 80.9761 °
Rektaszension: 315.2603 °
Exzentrizität: 0,0835906
Argument des Perigäums: 167.5367 °
Mittlere Anomalie: 304.8512
Umlaufdauer: 01:44:44 h
Große Halbachse: 7360,9 km
Perigäum: 367,5 km
Apogäum: 1598,1 km

2013-055P
Inklination: 80.9908 °
Rektaszension: 315.1503 °
Exzentrizität: 0,0832651
Argument des Perigäums: 167.4487 °
Mittlere Anomalie: 304.5572
Umlaufdauer: 01:44:44 h
Große Halbachse: 7360,8 km
Perigäum: 369,8 km
Apogäum: 1595,6 km

2013-055Q
Inklination: 80.9718 °
Rektaszension: 315.2380 °
Exzentrizität: 0,082462
Argument des Perigäums: 167.6411 °
Mittlere Anomalie: 302.7380
Umlaufdauer: 01:44:39 h
Große Halbachse: 7356,3 km
Perigäum: 371,6 km
Apogäum: 1584,8 km

2013-055R
Inklination: 80.9974 °
Rektaszension: 315.1204 °
Exzentrizität: 0,0842506
Argument des Perigäums: 169.4264 °
Mittlere Anomalie: 302.0242
Umlaufdauer: 01:44:04 h
Große Halbachse: 7329,2 km
Perigäum: 333,5 km
Apogäum: 1568,5 km

2013-055S
Inklination: 80.9675 °
Rektaszension: 315.0719 °
Exzentrizität: 0,0829361
Argument des Perigäums: 165.2250 °
Mittlere Anomalie: 197.4173
Umlaufdauer: 01:44:57 h
Große Halbachse: 7370,9 km
Perigäum: 381,4 km
Apogäum: 1604,1 km

2013-055T
Inklination: 80.9878 °
Rektaszension: 315.1596 °
Exzentrizität: 0,080402
Argument des Perigäums: 167.0463 °
Mittlere Anomalie: 305.9289
Umlaufdauer: 01:44:44 h
Große Halbachse: 7360,1 km
Perigäum: 390,2 km
Apogäum: 1573,8 km

(berechnet aus den NORAD TLE mit Referenzellipsoid (6378.136 km Erdradius und MG=3.986005×1014)

Wenn man sich das genauer ansieht, vor allem mal auf die Bahnen achtet dann gibt es 8 Objekte mit einem Perigäum über 167 Grad und Bahnen von etwa 400 x 1600 km, und 12 mit Perigäen bei 150-151 Grad und 300 x 1400 km Bahnen. Das ist etwas merkwürdig und passt nicht so richtig zu den Satelliten. Nach Spceflight Now setzt POPACS drei Kugeln aus, die zusammen mit den 5 Satelliten dann genau 8 Objekte ergeben. Das ist also die zweite Gruppe.

Dann ergibt sich die Merkwürdigkeit, dass die Oberstufe durch das Zünden abgebremst wurde (wollte man deorbitieren? So kann man aber sicher nicht die Performance für GTO Starts testen). Dabei muss sie 12 Objekte generiert haben.

Zumindest passen bei den Satelliten die Bahnen nicht mit der versprochenen Genauigkeit von 10 km im Perigäum und Apogäum und 0,1 Grad in der Inklination.zu den vorgaben Es sind bei einem Objekt 113 km zu viel im Perigäum und 125 km im Apogäum – bei einem Erderkundungssatelliten die typisch wenig Korrekturtreibstoff haben, wäre das wohl ein Versicherungsfall.

Aber solche Kleinigkeiten sind ja nur „Anomalies“, wie schon beim ersten Start als die Stufe zwar einen Orbit erreichte, aber den falschen und darin taumelte. SpaceX definiert erfolgreiche Starts damit das der Orbit erreicht wurde. Würde man bei ILS auch so vorgehen, die Erfolgsbilanz der Proton sähe erheblich besser aus.

Auch wurde die Basis in Vandenberg teurer als geplant. 40 bis 60 Millionen waren mal als Investition im Gespräch, 100 Millionen sind es geworden. Das bedeutet auch die Firma ist dringend darauf angewiesen nun bald Einnahmen zu generieren. Denn von den 60 Millionen die ein Start kostet oder 133 Millionen für eine Dragon ist ja nur ein Bruchteil, vielleicht 10-20% Gewinn.

Davon unbemerkt hat die Cygnus inzwischen an die ISS angedockt – mit 700 kg Fracht, obwohl die Trägerrakete weniger Nutzlast hat als selbst die erste Version der Falcon 9. Effizient, ohne viel Getöse, einfach den Vertrag erfüllt. So macht man es.

25 thoughts on “Nachlese zum Betastart

  1. Also so wie ich vernommen habe hatte die Erststufe durchaus erfolgreich drei(?) Triebwerke erneut gezündet und abgebremst und strukturell den „Wiedereintritt“ heil überstanden. Dann begann die Stufe aber im freien Fall stark um die Längsachse zu rollen und der Treistoff wurde an die Tankwände zentrifugiert was dann die allerletzte Bremszündung über dem Ozean verhindert hat und sie so beim Aufschlag aufs Wasser zerschmetterte. Ein Problem was verstanden wurde und zum mächsten Versuch behoben werden kann heisst es. Der nächste Versuch kommt aber erst wieder beim Dragonflug zur ISS, bei den beiden anstehenden kommerziellen Flügen reicht die Performce der Rakete offenbar doch nichtmal aus zum einfachen Wasserungsversuch ohne Rückflug. Ich hab langsam Zweifel, die Wiederverwendung dürfte doch erheblich mehr Nutzlast kosten als Musk dachte. Viel gravierender seh ich aber auch das Wiederzündproblem der zweiten Stufe. Ich sehe SES-8 eigentlich nicht mehr dieses Jahr und denke auch da wird ne andere Mission vorgezogen werden müssen um die erfolgreiche Wiederzündung demonstrieren zu können. SES wäre nämlich ein recht teures Stück Weltraumschrott…

  2. Tja auch eine Folge dessen, das bei SpaceX die Nutzlast der Raketen immer so seltsam schrumpft wenn sie in Deinst gestellt werden. Bei der Falcon 1 von 670 auf 455 kg, bei der ersten Version von 10,5 auf 7,3 t und nun von 16 auf 13,1 t.

  3. SpaceX hat die v1.1 doch nur entwickelt, weil die Nutzlast der v1.0 völlig unzureichend war. Schon bei den ISS Missionen hat sich das negativ ausgewirkt, GTO-Missionen wären mit der v1.0 fast unmöglich gewesen, dafür hätte die Nutzlast nicht ausgereicht. Dabei sind GTO-Missionen der Bereich, der aktuell am besten läuft und mit dem man das meiste Geld machen kann (sieht man von NASA- und DoD-Missionen ab). Man hatte daher keine Wahl, man musste den Träger vergrößern, will man überhaupt bei den Profis mitspielen.

    Ich bin jetzt mal gespannt, ob SES das Risiko wirklich eingehen will. Irgendwo hatte ich doch mal gelesen, das eine erfolgreiche GTO-Mission Voraussetzung für den Start von SES-8 wäre. Offenbar ist den aber nicht mehr so. Aktuell zumindest kennt man noch nicht mal die volle Leistungsfähigkeit des Trägers, denn gerade dieser Teil des Fluges ist schiefgegangen. Wenn SES das Risiko wirklich eingehen will, nur um einen billigen Start zu bekommen (selbst die unzuverlässige Proton ist denen offenbar zu teuer) dann verdienen sie es nicht besser, wenn die Nutzlast „irgendwie“ im Orbit landet. Für SpaceX ist der Flug ja ein Erfolg, wenn der Orbit erreicht wird. Ob es der richtige ist, ist eher unwichtig.

    Was die Wiederverwendung angeht, so wird da nichts vernünftiges rauskommen. Wenn der Nutzlastverlust so groß ist, das man bei GTO-Missionen wie SES-8 keinen Versuch machen wird, dann lohnt sich das nicht. Denn gerade solche Missionen für private Firmen außerhalb der NASA und DoD würden am meisten von einer Wiederverwendung profitieren, weil man dann den Preis deutlich senken könnte. Die NASA zahlt für die ISS-Missionen eine feste Summe und will jedes Mal einen neuen Dragon, da darf man davon ausgehen, das man auch jedes Mal eine neue Stufe haben möchte.

    Abgesehen davon, selbst wenn alles klappen sollte und man die Stufe sanft an Land landen lassen kann, ich glaube nicht, das sich das wirklich lohnt. Die Betriebszeit der Triebwerke ist viel zu gering, mit viel Glück kann man die Triebwerke vielleicht 2 x verwenden. Zudem muss die Stufe genau durchgesehen werden und wieder aufgearbeitet werden. Das wird am Ende kaum billiger als eine neue Stufe.

  4. Das sie mit SES-8 schon so an der Nutzlastgrenze für den GTO sind das an eine Wiederverwendung der ersten Stufe nicht zu denken ist verwundert mich jetzt schon etwas.

    SES-8 wiegt ja nur 3,2t. Es scheint so als ob die GTO-Nutzlast der v1.1 noch unterirdischer ist als erwartet.
    Die großen Kommunikationssatelliten wiegen ja heute schon eher 5-6t.

    Und die meisten Starts gehen in den GTO.
    Von dem Hintergrund macht das ganze Konzept nicht sonderlich viel Sinn.

  5. Naja, SES ist der Proton ja nicht grundsätzlich abgeneigt, sonst hätten sie kaum den Astra 2E damit gestartet.
    Meine Vermutung geht eher dahin, daß man natürlich ein Interesse daran hat, den Anbietermarkt aufzuweiten (Konkurrenz belebt bekanntlich das Geschäft). Ich möchte mir nicht anmaßen, über die Geschäftsphilosophie von SES Bescheid zu wissen, aber ich könnte mir schon vorstellen, daß man dazu einen kleineren, vielleicht für das Geschäftsmodell nicht völlig unentbehrlichen Satelliten einsetzt, um (zu einem vermutlich sehr günstigen Preis) den neuen Anbieter zu testen. Ist halt alles ein Trade-Off.
    Ähnlich macht es ja die ESA mit OHB auch; man will unbedingt einen dritten Prime in Europa, und investiert daher eben auch in Aufbauarbeit und nimmt Anfangsprobleme in Kauf.

  6. Bei 3,2 t sollte er nicht an der Nutzlastgrenze sein, selbst wenn man nur von der Falcon 1.0 hochskaliert reicht die Performance. Das nun die Performance nicht genau bestimmt wurde ist nicht so schlimm, jeder andere Anbieter kann die Nutzlast seiner Trägerrakete ja auch vorher bestimmen. Problematischer ist dass eine zweite Zündung erforderlich ist und die hat nicht geklappt. Ohne die würde SES 8 in einer Parkbahn stranden, da man vom Cape nicht wie bei Kourou mit einer Brennperiode auskommt.

  7. Wenn man das Youtubevideo des Livecasts ansieht erkennt man gegen Ende der ersten Brennphase der zweiten Stufe das die Glockendüse des Merlin offenbar immer weicher wird und recht stark am „wabbeln“ ist und bei SECO dann offenbar aus dem Stabilisierungsring am Ende der Glockendüse ein Stück herausgebrochen ist. Wenn dann das Triebwerk nochmal gezündet wird hält das natürlich nicht lange und die Glockendüse wird zerbersten. Das könnte die vielen Teile erklären die Norad registriert hat, die kommen also wohl vom Treibwerk. Fragt sich wie schnell man da was gegen tun kann falls das die Ursache ist, die nächsten zwei bis drei Raketen sind ja schon so gut wie fertig und teilweise schon am Startort angeliefert….

  8. Offenbar hat man das Problem erkannt und kann es beheben, es ist zu hören das SES-8 am 1. November starten soll…..

    Mutmaßungen: Bei der Zündung von Stufe 2 wird ein Stabilisationsring der Glockendüse abgeworfen welcher die Düse nur wärend des Fluges mit Stufe 1 rund halten soll. Dieser könnte einen Vorschaden an dem fix an der Glockendüse montierten Stabilisationsring, welcher bis Brennschluss halten soll, geschädigt haben und dieser zeigt zu SECO dann auch einen entsprechnd ausgebrochenes Stück. Wenns tatsächlich so wäre könnte man da ja noch kurzfristig etwas umbauen. Man wird sehen….

  9. Auch interessant ist, dass im offiziellen Youtube film ein Stück herausgeschnitten worden ist. Dies ist gleich bei der Abtrennung der ersten Stufe, sieht man ganz schön am Timer, der ca. 6 s überspringt. Zuerst ist der erste Stufe noch dran, im nächsten Augenblick, schon 100 m weiter unten.

    Mutmassung: beim Abtrennen berührte die Stufe irgendetwas (Düse 2. Stufe?), dass man nicht sehen darf. Würde auch erklären, weshalb die zweite Stufe danach nicht funktionierte. Es ging ja fast zwei Tage, bis dieses Video online kam.

  10. @Thierry

    Im offiziellen Video von SpaceX sind immer wieder „Zeitsprünge“ drinn. Die erklären sich aber dadurch, siehe das Video des originalen Livecast was ja zu Hauf auf Youtube vorhanden ist – die Ausfallzeiten, die beim Livestream das Video ständig unterbrochen haben wurden da rausgeschnitten damit das Video flüssiger aussieht. Die Ausfälle im Livecast wo „awaiting vehicle downlink“ auf blauem Bildschirm stand sind übrigens nicht normale Übertragungsprobleme sondern hier hat SpaceX jeweils auf eine Infrarotkamera umgeschaltet um thermische Probleme zu beobachten, das sollten aber der normale Seher nicht mitbekommen, deshalb dann der blaue „awaiting downlink“-Bildschirm. Wenn man aber rechtzeitig pausiert beim Video des Livecast sieht man auch immer wieder die Infrarotaufnahmen. Diesen Hinweis bekam man übrigens wenn man den Livewebcast mit deutschen Kommentar dazu hörte….

  11. Inzwischen muss SpaceX schon dementieren, dass ihre Stufe explodiert ist. Es soll sich um Isolationsmaterial handeln.
    http://www.spacenews.com/article/launch-report/37498no-upper-stage-explosion-after-falcon-9-v11-launch-spacex-says

    Na ja, andere Stufen verlieren kein Isolationsmaterial wenn man den Treibstoff ablässt. Das ist heute Standard bei allen Stufen. Als beim vierten Flug was vom Triebwerk wegflog wars ja auch nur Verkleidungsmaterial. Davon gibt es offenbar sehr viel und es fliegt immer dann weg wenn andere Leute Explosionen sehen…
    Man hat sich aber eine Hintertür offen gelassen falls NORAd sich mal dazu äußern sollte:
    „our data confirms “ – also nur Telemetriedata, wenn mans Gegenteil beweisen kann, kann man sich auf das zurückziehen dass man nichts direkt gesehen hat.
    Den abgelassenen Treibstoff hat man in Südafrika übrigens für Ufos gehalten.

  12. Bernd Leitenberger (Blog-Autor) meint: „Inzwischen muss SpaceX schon dementieren, dass ihre Stufe explodiert ist.“

    Alter Spruch: Die CIA hat dementiert, also muss es wahr sein. Sollte das auch für SpaceX gelten?

  13. @Bernd Leitenberger

    Ich glaube, mein voriger Kommentar war etwas missverständlich. Ich wollte Ihnen nicht unterstellen, dass Sie behaupten, die Stufe wäre explodiert. Der Kommentar war nur als Spaß gemeint, im Sinne von „SpaceX hat dementiert, also muss es wahr sein“. Ich hätte vielleicht einen 😉 anhängen sollen.

  14. Zumindest scheint in der Zusammenarbeit mit NORAD (wie man gerüchteweise hört aber auch mit der NASA) inzwischen einiges schief zu laufen.
    Wer sich die TLE der letzten 30 Tage ansieht wird feststellen, dass bei fast allen anderen dransteht um welches Objekt es sich handelt, sogar bei chinesischen Nutzlasten.

    3 Tage nach dem Start laufen die Teile vom Falcon Start immer noch unter ihrer ersten Nummer. Weder Cassiope noch die anderen Satelliten wurden identifiziert, dagegen selbst Bruchstücke von chinesischen Oberstufen.
    Ich denke ein LSP der die Bahnparameter kennt meldet die, damit man die Objekte die sonst nur Radarechos sind identifizieren kann. Diese Frage ist nicht nur akademisch denn es ist ein Unterschied ob ein Satellit mit einigen Tonnen auf ein anderes Objekt trifft oder ein Stück isolationsmaterial wie es hier sein soll.
    Zum Nachsehen:
    http://www.celestrak.com/NORAD/elements/tle-new.txt
    einige Orbitelemente müsst ihr aus Umlsufszeit und Halbachse / Exzentrizität berechnen.

  15. Mich verwundert auch, daß es auf der Seite der Canadian Space Agency keine Updates zu Cassiope gibt. Ich meine, irgendwas vernommen zu haben, daß man Telemetrie empfangen hätte, finde aber die Quelle nicht mehr (oder ich habe es mir nur eingebildet). Wenn dem so wäre, müßte doch zumindest die CSA wissen, wo er steckt?
    Irnkwie kommt mir das alles sehr merkwürdig vor.

  16. Zum Wiederverwendungs-Test: Der aktuelle Start war ja von Vandenberg, der nächste ist vom Cape. Es stellt sich also nicht nur die Frage, ob beim nächsten Start genügend Reserven dabei sind, um die Erststufe mit dem Abbremstreibstoff auszurüsten. Es stellt sich auch eine Logistikfrage, da das Bergungsschiff ja nicht ganz so schnell ist wie eine Rakete. Neben der Fahrt durch den Panamakanal muss es wahrscheinlich auch die geborgene Stufe (bzw. deren Überreste) erstmal bei einem bestimmten Hafen abliefern. Verzögert sich dann der Vandenberg-Start, wird die Fahrt des Bergungsschiffs zum limitierenden Faktor für den Cape-Start. Auch das könnte ein Grund sein, dass SpaceX von vornherein darauf verzichtet hat, den SES-Start mit dem Bergungssystem auszurüsten.

    Auf http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=24469.30 wird die Masse von SES-8 mit 3,6 Tonnen zitiert. Der genaue Wert ist wohl nicht publiziert und werden zumindest auch von SpaceX nicht bekannt gegeben werden *g*. Zudem stellt sich die Frage, was SpaceX genau mit den Buchstaben „GTO“ in der Angabe „4.850 kg payload to GTO“ auf ihrer Website meint. Aber wir wären ja alle extrem positiv überrascht, wenn „GTO“ dort mehr bedeuten würde, als ein 200×36.000-km-Orbit mit 28° Inklination.

    Astra verlangt aber von SpaceX sicher einen vom energetischen Standpunkt „Ariane-kompatiblen“ GTO. SpaceX muss also das Apogäum und/oder Perigäum anheben und/oder Inklination abbauen, und genau deswegen brauchen sie überhaupt eine Freiflugphase, denn auf den vorgenannten „minimalen GTO“ könnten sie wahrscheinlich auch direkt zielen. In den „Ariane-kompatiblen“ GTO können sie wahrscheinlich noch rund 4 Tonnen Nutzlast liefern. Dann sind aber 3,6 Tonnen von SES-8 schon am Limit

    Was da alles bei Brennstart und Brennschluss von der Oberstufe abfällt, macht definitiv keinen guten Eindruck. Die Fragmente vom Brennschluss könnten auch einen Teil der von Norad ausgemachten Objekte sein.

    n2yo.com liefert noch keine Tracking-Parameter für Cassiope.

    Kai

  17. Beim SES Start wirds keine Bergung geben weil man die Treibstoffreserven nicht hat.Die gibt es nur bei ISS Flügen, wobei auch hier von der neuen Rakete keine Wunder zu erwarten sind. trotz 5 t mehr Nutzlast steigt die Fracht zur ISS gerade mal auf 1,58 t. Die Cygnus hat schon jetzt mehr Nutzlast beim Demoflug transportier als SpaceX bei jeder ihrer drei Missionen.
    SpacEX bietet GTO mit 27 Grad an:
    http://www.spacex.com/about/capabilities
    Bei 300 m/s Unterschied würde das die Nutzlast unter 4 t bei einem Ariane 5 kompatiblen GTO drücken (hängt von der Oberstufenmasse ab, bei 6,8 r Leermasse errechne ich 3,84 t)

  18. Interessant, wenn man aktuell bei Celestrak sucht, werden nur noch sechs Objekte angezeigt…. Falsch gesucht, Folgen des government shutdown? Die Canadian Space Agency schweigt sich über Cassiope auch ziemlich aus. Sehr merkwürdig.

  19. Sollte SES starten, dann wäre der Satellit unversichert, da die Versicherung das für GTO Szarts wesentliche Kriterium der Wiederzündbarkeit nicht als beweisen ansieht:
    http://www.spacenews.com/article/launch-report/37547spacex-customer-ships-satellite-despite-insurers’-ongoing-concerns

    “Given the upper stage issue this requirement clearly was not met,” said the insurance official. “There was supposed to be a full engine restart, and there was not – period. If SES wants to proceed with a launch despite this, we will have to determine whether that constitutes a material change to the policy. The fact is that most policies of this type include language obliging the insured party to ‘act as if uninsured.’ Would SES go forward with a launch if it were not insured? This is the question.”

    So langsam wird es unheimlich. Alles was ich mir ausdenke und als Satire bringe oder nachrechne erweist sich als richtig. So auch dies;

    http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2013/07/02/spacex-nimmt-keine-startauftrage-mehr-an

    Vielleicht sollte mich mal SpacEX für meine Prognosen bezahlen (oder für bessere Prognosen zahlen ;-))

  20. Nachtrag: NORAD hat nun Namen vergeben. Das meiste sind Bruchstücke der Falcon 9 Stufe. Ein Satellit hat sich nicht von der stufe getrennt. In jedem falle hat cassiope den Orbit nicht mit der angegeben Genauigkeit von 10 km erreicht.

    CASSIOPE
    Norad: 39265U
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    Argument des Perigäums: 112.0010 °
    Mittlere Anomalie: 256.7770
    Umlaufdauer: 01:43:05 h
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    Große Halbachse: 7283,3 km
    Perigäum: 325,1 km
    Apogäum: 1485,3 km

    CUSAT,1
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    Umlaufdauer: 01:43:03 h
    Umläufe: 230
    Große Halbachse: 7281,8 km
    Perigäum: 324,8 km
    Apogäum: 1482,5 km

    DANDE
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    POPACS,1
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    CUSAT,2,&,FALCON,9,R/B
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    Umlaufdauer: 01:43:03 h
    Umläufe: 235
    Große Halbachse: 7281,4 km
    Perigäum: 319,2 km
    Apogäum: 1487,3 km

    FALCON,9,DEB
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    Umlaufdauer: 01:29:26 h
    Umläufe: 249
    Große Halbachse: 6625,2 km
    Perigäum: 187,7 km
    Apogäum: 306,5 km

    FALCON,9,DEB
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    Große Halbachse: 7222,0 km
    Perigäum: 433,8 km
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    Große Halbachse: 7114,6 km
    Perigäum: 400,1 km
    Apogäum: 1072,8 km

    FALCON,9,DEB
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    Argument des Perigäums: 125.7532 °
    Mittlere Anomalie: 239.8297
    Umlaufdauer: 01:43:00 h
    Umläufe: 228
    Große Halbachse: 7279,0 km
    Perigäum: 465,7 km
    Apogäum: 1335,9 km

    FALCON,9,DEB
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    Umlaufdauer: 01:43:16 h
    Umläufe: 233
    Große Halbachse: 7291,3 km
    Perigäum: 480,5 km
    Apogäum: 1345,9 km

    FALCON,9,DEB
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    FALCON,9,DEB
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    Große Halbachse: 7275,2 km
    Perigäum: 325,5 km
    Apogäum: 1468,6 km

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    Große Halbachse: 6938,9 km
    Perigäum: 491,6 km
    Apogäum: 629,9 km

    FALCON,9,DEB
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    ASTRA,2E
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    BREEZE-M,R/B
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    BREEZE-M,DEB,[TANK]
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    FALCON,9,DEB
    Norad: 39288U
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    FALCON,9,DEB
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    Inklination: 80.9966 °
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    Große Halbachse: 7276,0 km
    Perigäum: 324,8 km
    Apogäum: 1470,9 km

    FALCON,9,DEB
    Norad: 39291U
    Satcat: 13055Z
    Datum: 14.10.2013 18:02:18
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    Große Halbachse: 7278,0 km
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    FALCON,9,DEB
    Norad: 39292U
    Satcat: 13055AA
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    Exzentrizität: 0,0786623
    Argument des Perigäums: 112.7682 °
    Mittlere Anomalie: 255.8994
    Umlaufdauer: 01:42:55 h
    Umläufe: 80
    Große Halbachse: 7275,4 km
    Perigäum: 324,9 km
    Apogäum: 1469,5 km

    FALCON,9,DEB
    Norad: 39293U
    Satcat: 13055AB
    Datum: 16.10.2013 05:54:53
    Widerstand: 0,00049977
    SGP2Widerstand: 0,0000e-0
    SGP4Widerstand: 0,6896e-2
    Ephemeridentyp: 0
    Datensatznummer: 16
    Inklination: 80.9966 °
    Rektaszension: 298.7655 °
    Exzentrizität: 0,0787119
    Argument des Perigäums: 112.1410 °
    Mittlere Anomalie: 256.6295
    Umlaufdauer: 01:42:56 h
    Umläufe: 129
    Große Halbachse: 7275,7 km
    Perigäum: 324,9 km
    Apogäum: 1470,3 km

  21. ‚Ein Satellit hat sich nicht von der stufe getrennt.‘

    Hi Bernd,

    meines Wissens nach ist einer der kleinen Satelliten erst gar nicht gestartet da er bei Tests am Boden noch vor der Integration beschädigt wurde. Die Satelliten die mitgeflogen sind konnten offenbar auch alle ausgesetzt werden.

    Aber bitte frag nicht nach einer Quelle, hab das gestern in nem Forum gelesen.

    Mich wundert die grosse Anzahl an Trümmern der Oberstufe. Dachte die hat einfach nicht gezündet aber scheinbar ist sie auch ordentlich zerborsten bei dem Versuch der Zündung?

    Es gibt ein neues Video von SpaceX auf Youtube gestellt, man sieht auch ein wenig von der Wiederzündung der ersten Stufe:

    http://www.youtube.com/watch?v=RtDbDMRG3q8

    Gruß, Gerry

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