| Home | Raumfahrt | Trägeraketen | SpaceX | Site Map |
Die Falcon ist eines der Projekte, welche versuchen privat eine Trägerrakete zu entwickeln. Die vom Milliardär Elon Musk gegründete Firma SpaceX entwickelt zwei Trägerraketen, die Falcon I und die erheblich größere Falcon 9. Wie bei der Kistler Rakete liegt ein Schlüssel für den niedrigen Startpreis der Rakete in der Wiederverwendbarkeit.
Dieser Artikel behandelt die Falcon 9. Er behandelt zuerst die historische Entwicklung und führt später in die laufende Berichterstattung über die Firma und die Falcon 9. Die auf der Falcon 9 aufbauende Variante Falcon Heavy wird in einem weiteren Artikel genauer behandelt.
Im September 2005 gab SpaceX eine Kehrtwendung in ihrer Entwicklungspolitik bekannt. Anstatt zuerst die Falcon V
zu entwickeln, soll nun zuerst eine noch größere Rakete, die Falcon 9 entstehen. Wie der Name andeutet, bündelt sie 9 Merlin
Triebwerke in der ersten Stufe. Schon im 2.ten Quartal 2007 soll ihr Erstflug erfolgen, der der Falcon 5 dagegen zum Jahresende
2007. (Zumindest so die Planungen 2005).
Die Falcon 5 und 9 sollen nach den ersten Plänen nun aus einer gemeinsamen ersten Stufe bestehen. Die Falcon 5 setzt 5 Triebwerke ein. Die Falcon 9 dagegen neun Triebwerke. Damit die Falcon 5 überhaupt starten kann ist die erste Stufe nur teilweise gefüllt. Über das Material gibt es widersprüchliche Angaben. Auf der Website ist angegeben, dass sie aus der Aluminiumlegierung 2219 besteht, einer in der Luft und Raumfahrt üblichen Legierung. (94 % Aluminium 5.8 % Kupfer und kleine Anteile an Mangan). Diese wird auch von Ariane 5 eingesetzt. In einem Papier dass der IAC vorgelegt wurde, spricht SpaceX dagegen von einer Lithium-Aluminiumlegierung, wahrscheinlich der Typ 2195, welcher auch den Space Shuttle Tank 10 % leichter machte. Der Zwischenstufenadapter besteht aus Composite Materialen.
Zuerst war das Merlin 1B für die Falcon 9 vorgesehen mit jeweils 378 kN Schub pro Triebwerk. Verzögerungen in der Entwicklung führten zum Wechsel auf das Merlin 1C, eine regenerativ gekühlte Version des Merlin mit einem Schub von (im Endausbau) 556 kN am Boden. (Siehe Subartikel über die Merlin Triebwerksentwicklung). Der Schubrahmen und vor allem die Leitungen und ihr Schutz sind nach Musks Angaben die Hauptaufgabe bei dieser Raketenentwicklung. Die Forderung nach einer "Engine Out" Fähigkeit, also dass die Mission erfolgreich absolviert wird, auch wenn ein Triebwerk ausfällt macht es notwendig, dass man auch die Treibstoffzufuhr zu jedem Triebwerk separat abtrennen und abschalten kann. Die Triebwerke selber sind durch einen Schutzumhang aus Kevlar und Nextel geschützt um selbst bei einer Explosion kein Nachbartriebwerk zu beschädigen. Nach den Angaben von SpaceX kann selbst in einer frühen Phase der Mission ein Triebwerk ausfallen. Allerdings macht der asynchrone Schub dann ein Schwenken der Triebwerke nötig und die verringerte Beschleunigung und das Ausrichten des Schubvektors gegen die Flugrichtung erhöht den Treibstoffverbrauch beträchtlich. Die Falcon 9 muss daher viel größere Reserven vorhalten als andere Trägerraketen.
Wahrscheinlich schaltet die Falcon 9 zur Erhaltung der Schubasymmetrie einfach das gegenüberliegende Triebwerk ab. So wurde auch bei den Saturn verfahren. Es ist daher ein 9/7 = 1,3 mal höherer Schub nötig als ohne diese Fähigkeit. Ob es funktioniert muss die Zukunft zeigen. Mit Sicherheit werden erst die endgültigen Versionen der Merlin 1C Triebwerke die dafür notwendige Leistung aufweisen.
Pro Sekunde werden beim Block I Design 3200 Pfund (1452 kg) Treibstoff in der ersten Stufe konsumiert. Daraus ist eine nutzbare Zuladung von 246.750 kg Treibstoff errechenbar. Beim Jungfernflug wurden 39.000 Gallonen LOX (147.600 l / 168.400 kg) und 25.000 Gallonen RP-1 (94.600 l / 75.600 kg) zugeladen (244.000 kg gesamt). Es gibt getrennte Tanks für beiden Treibstoffe.
Die Triebwerke werden nicht gleichzeitig, sondern verzögert abgeschaltet um die Belastung der Struktur zu minimieren. Nach 159 Sekunden werden zwei Triebwerke abgeschaltet. Die restlichen brennen dann 18 Sekunden weiter. Bei dem Block II Design erfolgt das Abschalten früher. Nach 155,5 und 174,2 s. Damit soll die maximale Beschleunigung unter 6,0 g liegen. Trotzdem ist dieser Wert höher als in jeder anderen Trägerrakete im Einsatz.
Der Startschub wird bei der ersten Falcon 9 (noch ohne Turbopumpenupgrade) bei 832.000-855.000 Pfund liegen. Das sind 404-422 kN pro Triebwerk. Im Vakuum soll 1 Million Pfund erreicht werden (4540 kN ).
Der Startschub soll beim Block II Design 1 Million Pfund (4400 kN) liegen. Bei Block I sind es noch 855.000 Pfund (3.802 kN beim Start) Die Falcon 9 Block I soll eine Startmasse von 323-325 t aufweisen. (Block I Design mit Merlin 1C Triebwerken von 480 kN Vakuumschub). Bei Block I wiegt der Triebwerksblock 7720 kg, etwas mehr als die Hälfte der Trockenmasse der ersten Stufe.
Die Nutzlasthülle gibt hat einen Durchmesser von 17 Fuß und eine Länge von 50 Fuß (5.2 x 15.24 m, nutzbar 12.5 m). Sie wiegt etwa 2 t mehr als die Nutzlasthülle der Falcon V. Starts mit der Dragon setzen keine Nutzlastverkleidung ein. Die gesamte Rakete hat eine Höhe von 54.3 m, der Treibstofftank der ersten Stufe alleine eine Länge von 25.8 m. Es ist ein einziger Tank für LOX und RP-1, geteilt in der Mitte von einem Zwischenboden.
Die zweite Stufe ist eine verkürzte erste Stufe (Tanklänge nach den Abbildungen etwa 4.60 m,
Treibstoffzuladung entsprechend maximal 54.7 t. Gesamtlänge mit Stufenadapter: 12,50 Beim Jungfernflug wurden 7.300 Gallonen (24.600 l oder 28.000 kg) LOX und 4.600 Gallonen
(17.400 l / 14.100 kg) RP1 zugeladen. Das gesamte Volumen beträgt 27.300 l für den flüssigen Sauerstoff und 17.400 l für das Kerosin. Sie verwendet, wo es möglich ist Strukturen der ersten Stufe.
Der Treibstofftank soll einen gemeinsamen Zwischenboden haben. Sie wird von einem einzelnen
Merlin Triebwerk angetrieben. Dieses ist mit einer größeren Düse von einem Entspannungsverhältnis von 1:117 ausgerüstet und brennt
265 Sekunden lang (erste Planungen, dann später erhöht). Das Triebwerk soll identisch zu dem der ersten Stufe sein, mit Ausnahme
einer Düsenverlängerung aus Niob. Das Abgas der Turbine treibt die Pneumatik zur Drehung in der Nick- und Gierachse an.
Die Düsenverlängerung hat eine Länge von 2,7 m und einen Durchmesser von 2,4 m an der Basis. Dort ist sie noch doppelt so stark wie das Metall einer Coladose. Der obere Teil erhitzt sich stark, der untere Teil glüht nicht mehr und kann daher dünner gefertigt werden.
Insgesamt sind auch hier die Daten nicht schlüssig, so ist der Schub von 411 kN niedriger als der Vakuumschub der ersten Stufe (482 kN) bei einer längeren Düse sollte es gerade umgekehrt sein. Auch der postulierte hohe spezifische Impuls erscheint so nicht realistisch, vor allem wenn man bedenkt, dass er bei niedrigerem Schub erzeugt wird (entsprechend niedrigerem Brennkammerdruck) - Das Triebwerk kann von 100 % auf 60 % Leistung heruntergefahren werden. SpaceX kann aber ohne Vakuumteststand auch keine realistischen Messungen durchführen und testete das Merlin in der Oberstufe ohne Düsenverlängerung am Boden (wegen des niedrigen Brennkammerdrucks sogar mit einer verkürzten Düse).
Der spezifische Impuls soll im Vakuum 3335 m/s betragen. Dieser Wert erscheint für ein Gasgeneratortriebwerk mit niedrigem Brennkammerdruck sehr hoch. Nur wenige russische Hochdrucktriebwerke erreichen so hohe Effizienz und dies bei wesentlich höheren Brennkammerdrücken und dem Hauptstromverfahren (keine Verluste durch das Abgas des Gasgenerators). Beim zweiten Testflug wurde dann schon ein deutlich niedriger Wert genannt, der nun nur noch bei 3295 m/s liegt.
Die Lageregelung um die Rollachse und die Stabilisierung in Freiflugphasen führen kleinere 400 N Triebwerke mit der Bezeichnung "Draco" durch. Sie wurden von der Dragon Kapsel übernommen und verwenden die lagerfähigen Treibstoffkombination MMH/NTO. Sie sollen auch bei GTO Missionen im Apogäum zünden und so die Differenz zum GEO Orbit absenken (von 1519 auf 1100 m/s). Es ist jedoch davon auszugehen, dass dieses "delta V Kit" selten zum Einsatz kommt, da dann die Nutzlast für den GEO Orbit von 4.680 auf 3.300 kg sinkt - bei nur 419 m/s geringerem Geschwindigkeitsbedarf. Dies kommt dadurch zustande, dass die Draco Triebwerke auch die ausgebrannte zweite Stufe anheben. Sie sind für eine Betriebszeit von 1200 s Sekunden spezifiziert.
Wie die erste Stufe soll die zweite auch geborgen werden. Wie dies gehen soll hat SpaceX nicht publiziert: Der Aufwand ist deutlich höher: Die Stufe muss aktiv durch einen Antrieb deorbitiert werden (dies erfordert Treibstoff und zwar um so mehr je höher die Bahn ist) und dann muss die Stufe gegen die Hitze die beim Wiedereintritt auftritt geschützt werden. Wahrscheinlich werden die Draco Triebwerke die Stufe gegen die Bahnrichtung abbremsen und während des ballistischen Fluges stabilisieren. Es gibt bei den Payload Users Guide, dass dieses Vorgehen sehr viel Nutzlast kostet. So wird die normale Nutzlast bei LEO Missionen auf 6.800 kg beziffert und die GTO Nutzlast auf 3.000 kg. Beide werte liegen bei nur zwei Dritteln der publizierten Maximalnutzlast. Für schwerere Nutzlasten soll man eigene Preisabsprachen mit SpaceX treffen. Auch bei den GTO Nutzlasten ist der Preis abhängig von der Nutzlast. Offensichtlich sind dies die Maximalobergrenzen die noch eine Bergung der zweiten Stufe erlauben.
Die Avionik ist weitgehend identisch zu der der Falcon 1, nur mit einem Unterschied: Alle Systeme sind dreifach vorhanden und beinhalten ein Voting System (liefern zwei Computer dasselbe Ergebnis und einer ein anderes so wird dieser "überstimmt"). Das Design ist vereinfacht worden.
Starten soll die Falcon 9 von mehreren Stützpunkten. SpaceX kann auf Cape Canaveral die Startrampe LC40 benutzen, auf der bisher Titan 4B gestartet sind. Die Firma will aber auch einen Start bei Kwajalein ermöglichen, wegen der idealen geographischen Lage. Dies würde Starts mit einer Bahnneigung von 9 Grad anstatt 29 Grad ermöglichen. Für polare Starts soll Vandenberg (Startrampe 4 mit zwei Pads) genutzt werden. Die kleinere Falcon 1c wird auch polare Starts von Kwajalein aus durchführen. Ob die kleine Insel die nötige Logistik inklusive Klimatisierter Bedingungen bis zum Abheben bietet ist offen. So wird wahrscheinlich die größere beider Raketen nur vom Cape und Vandenberg aus starten. Den Umbau einer Startrampe in Vandenberg bezifferte Elon Musk im Juni 2010 mit einem Preisetikett von 40 bis 50 Millionen Dollar und 12 bis 18 Monaten Dauer. Der Startturm ist sehr einfach und besteht nur aus einem Nabelschnurmast und vier Antennenmasten als Blitzableiter. Die gesamte Nutzlastmontage erfolgt bei der Integration die vertikal erfolgt.
Mitte 2007 sprach Elon Musk, davon, dass man ein Merlin 1C Triebwerk alle zwei Wochen produzieren > 50 pro Jahr und eine Falcon 9 alle drei Monate. Wenn die Falcon 9 wiederverwendbar wäre, so wäre dies nicht notwendig. so ist davon auszugehen, dass zumindest die ersten Flüge keine Wiederverwendung vorhersehen.
Wie bei SpaceX üblich variieren die Nutzlastangaben beträchtlich:
| September 2005 | März 2006 | Juni 2006 | August 2007 | Juni 2008 | Juli 2008 | Januar 2009 | März 2010 | Juli 2010 | Dezember 2010 | Mai 2011 (für Starts ab 2013) | |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Nutzlast LEO | 8.700 kg | 9.300 kg | 10.320 kg | 10.400 kg | 12.500 kg | 9.900 kg | 104.50 kg | 10.450 kg | 11.500 kg | 9.800 kg | 16.000 kg (Block III Design) 10.450 kg (Block II) |
| Nutzlast GTO | 3.400 kg | 3.400 kg | 4.536 kg | 5.070 kg | 4.640 kg | 3.600-4.680 kg* | 4.540 kg | 5.000 kg 3.000 kg (Block II) |
|||
| Nutzlast SSO | 8.560 kg | ||||||||||
| Startkosten: | 27 Millionen Dollar | 35 Millionen $ | 57.75 Mill $ | 46.8 Mil. | 36.75-57.75 Mill $ | 49,9 / 56,6 Mill. $ | 54 - 59 Millionen $ |
* Abhängig von Startort und Neigung der Bahn. 3600 kg in Ariane 5 kompatible Orbits vom Cape und 4.500 kg von Kwajalein aus.
SpaceX gibt an dass man 10 % der Nutzlastmasse bei GTO Orbits als Reserve ansehe. Bei LEO Orbits beträgt die maximale Nutzlast 6800 kg, also nur etwa die Hälfte der Maximalnutzlast. Dies kann eine Beschränkung des Block I Designs sein, da sonst SpaceX keine ISS Versorgungstransporte durchführen könnte (die Dragon Kapsel wiegt leer 5.130 kg).
Wie zu erwarten (durch die Bergung der zweiten Stufe) nimmt die Nutzlast rapide ab. (Juni 2008 Angaben)
Aus dem gleichen Grunde hängen die Preise von der Nutzlast ab:
Die 10 Millionen Dollar Unterschied zwischen 37 und 47 Millionen Dollar kommen nach SpaceX Angaben dadurch zustande, dass man bei diesen Missionen die zweite Stufe nicht mehr bergen kann. Wodurch die 10 Millionen bei sehr hohen GTO Nutzlasten herkommen gab SpaceX nicht bekannt. Eventuell ist es auch hier die fehlende Möglichkeit die zweite Stufe zu bergen. Das zeigt aber auch, das die Erststufenbergung - Mit neun Triebwerken erheblich teurer als die zweite Stufe - erforderlich ist für diese niedrigen Preise. Bislang ist dies bei den ersten sieben Starts einer Falcon 1 und 9 nicht gelungen. Ein Start soll 12-18 Monate nach Vertragsunterzeichnung möglich sein.
Wie bei der Falcon 1 ist ein deutlicher Trend der Rakete zur Kostensteigerung zu erkennen. Seit der Ankündigung hat sich ihr Startpreis verdoppelt. Für GTO Starts ist die 2011 verfügbare Version nur noch 9% preiswerter als eine Ariane 5 (zumindest pro Kilogramm Nutzlast, da diese wie bei der Falcon 1 sinkt, sobald die Rakete im Einsatz ist).
Die folgenden Daten der Falcon 9 habe ich aus den verfügbaren Daten von SpaceX rekonstruiert: Ein Fragezeichen steht hinter berechneten Werten. Es gibt sehr viele Unklarheiten. So passt z.B. die Angabe des Schubs und der Brenndauer nach dem ersten Full-Scale Test) nicht zu der Startmasse, dabei handelt es sich hier noch nicht einmal um die endgültige Version mit höherem Schub (und höherem Treibstoffverbrauch). Auch die oft beschworene "Engine-Out-Capability" ist bei der Falcon 9 in der Version wie sie zuerst starten soll nicht gegeben: Fällt ein Triebwerk aus, so reicht der restliche Schub kurz nach dem Abheben nicht mehr aus gegen die Schwerkraft anzukommen.
Auf der anderen Seite passen die im offiziellen Falcon 9 Users Manual publizierten Brennzeiten der ersten Stufe und dem Schub nicht zum Startgewicht der Rakete: Sie ergeben für die erste Stufe mindestens 315,8 t Treibstoff, was nur noch 20 t für alle Strukturen, Nutzlast und zweite Stufe übrig lässt.
 |
Falcon 9 (Block I)Startmasse: 322,000 kg (GTO)
Stufe 1: Vollmasse 261.726 kg Stufe 2 Vollmasse: 45.957 kg? Nutzlasthülle: 2.000 kg? |
Falcon 9 (Block II Angaben mit Merlin IC)Startmasse: 332,800 kg (GTO)
Stufe 1: Vollmasse 277.500 kg (271.500 kg aus Falcon 9 Heavy Daten)
Stufe 2 Vollmasse: 48.800 kg?
Nutzlasthülle: 2.000 kg? |
Mit der Ankündigung der Falcon Heavy wurden die Daten der Falcon 9 erneut revidiert. Der Schub des Triebwerks der ersten Stufe wurde erneut erhöht auf 622 kN, die Rakete verlängert von 54,90 auf 69,20 m. Das Startgewicht stieg von 334 auf 480 t und die Nutzlast von 10,45 auf 16 t. Die GTO-Nutzlast stieg nur langsam auf 4,5 auf 5 t. Dieser Wert erscheint aber plausibel, während der vorherige bei dem spezifischen Impuls kaum möglich erschien. Wahrscheinlich wird diese Version erst zur Verfügung stehen, wenn die Falcon Heavy entwickelt wurde, da sie dieselben verlängerten Booster einsetzt. Die COTS-Demoflüge (ohne Nutzlast) werden so von dem Block I (maximale Nutzlast 6,8 t), die operationellen Flüge dann vom Block II Typ (maximale Nutzlast 10,45 t) und ab 2013/4 wird dann das bisher vom Autor Block III getaufte Design eingesetzt werden. (eine offizielle Bezeichnung gibt es seitens SpaceX nicht):
Bei den schnellen technischen Änderungen ist natürlich auch denkbar, dass SpaceX das Block II Design gar nicht mehr einsetzt, schließlich soll ja schon in 2 Jahren die Falcon Heavy zur Verfügung stehen und so würde es nur wenige Flüge absolvieren. Offen ist auch ob die Falcon 1e dann ebenfalls dieses schubgesteigerte Triebwerk erhält. Da das Merlin 1D im Schub drosselbar ist, soll anders als bei den Bock I+II Versionen zum Brennschluss nicht Triebwerke abgeschaltet, sondern die vorhandenen werden im Schub langsam gedrosselt, so wies dies auch bei der Atlas V erfolgt um die Spitzenbeschleunigung zu erniedrigen. Die Merlin 1D Triebwerke mit dem höheren Schub sollen ab dem sechsten oder siebten Falcon 9 Flug eingesetzt werden. Ob dies auch der Einsatz der verlängerten Stufen ist, ist nicht bekannt. Die Merlin 1C mit 556 kN Maximalschub "Block II" scheinen überhaupt nicht zum Einsatz kommen, genauso wenig wie das Merlin 1B das für die Falcon V entwickelt wurde.
Es scheint - vor allem wenn man mit der Falcon Heavy vergleicht, als wäre ausschließlich die erste Stufe verlängert worden. Die Nutzlasthülle wurde dagegen von 17,2 auf 13,90 m verkürzt. Beim Grasshopper RLV, der auch das Merlin 1D einsetzt ist der Tank der ersten Stufe 25,90 m lang, das RLV selbst 32,33 m. Hier wird der Bodenschub mit 122 klbf, also 542 kN angegeben, deutlich geringer als bei der Falcon 9.
Datenblatt Falcon 9 Block III |
||
|
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Nutzlast:
Nutzlasthülle: |
2013-? - - 69,20 m Höhe, 3,66 m Durchmesser 480.000 kg 16.000 kg in einen 200 km LEO-Orbit
5,20 m Durchmesser, 13,90 m Länge |
|
|
|
Stufe 1 |
Stufe 2 |
|---|---|---|
|
Länge: |
41,00 m? |
9,00 m? |
|
Durchmesser: |
3,66 m |
3,66 m |
|
Startgewicht: |
413.00 kg? |
48.820 kg? |
|
Trockengewicht: |
13.700 kg? |
3.060 kg? |
|
Schub Meereshöhe: |
5.600 kN |
- |
|
Schub Vakuum: |
6.200 kN? |
445 kN |
|
Triebwerke: |
9 × Merlin 1D Block |
1 × Merlin vacuum |
|
Spezifischer Impuls
|
2696 m/s? |
- |
|
Spezifischer Impuls
|
2981 m/s? |
3355 m/s |
|
Brenndauer: |
192,2 s? |
354 s |
|
Treibstoff: |
LOX / Kerosin |
LOX / Kerosin |
Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher
umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils
rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands,
Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel,
Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.
© der Bilder: SpaceX
© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
| Sitemap | Kontakt | Neues | Bücher vom Autor | Buchempfehlungen |