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Die Falcon 9

Einleitung

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.

Die Falcon 9

Triebwerke Im September 2005 gab SpaceX eine Kehrtwendung in ihrer Entwicklungspolitik bekannt. Anstatt zuerst die Falcon 5 zu entwickeln, soll mit der Falcon 9 nun zuerst eine noch größere Rakete entstehen. Wie der Name andeutet, bündelt sie 9 Merlin-Triebwerke in der ersten Stufe. Schon im 2. Quartal 2007 soll ihr Erstflug erfolgen, der der Falcon 5 dagegen zum Jahresende 2007 (zumindest so die Planungen in 2005).

Die Falcon 5 und 9 sollen nach den ersten Plänen nun aus einer gemeinsamen ersten Stufe bestehen. Die Falcon 5 setzt fünf Triebwerke ein, die Falcon 9 dagegen neun. Damit die Falcon 5 überhaupt starten kann, ist die erste Stufe nur teilweise gefüllt. Über das verwendete Material der Stufe 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 bei Ariane 5 eingesetzt. In einem Papier, dass der IAC vorgelegt wurde, spricht SpaceX dagegen von einer Lithium-Aluminiumlegierung, wahrscheinlich der Typ 2195, welche auch den Space Shuttle-Tank 10 % leichter machte. Der Zwischenstufenadapter besteht aus Composite-Materialen.

Zuerst waren die Merlin 1B mit jeweils 378 kN Schub pro Triebwerk für die Falcon 9 vorgesehen. Verzögerungen in der Entwicklung führten zum Wechsel auf das Merlin 1C, eine regenerativ gekühlte Version des Merlin mit einem Scvon (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 die dafür notwendige Leistung aufweisen. Eine weitere Möglichkeit besteht darin, die Triebwerke zu schwenken.

Stufe 1

Die erste Stufe hat eine Länge von 30,50 m und fasst 146.400 l LOX und 94.000 l Kerosin (Quelle). Dies sind bei einer Dichte von 1,14 für LOX 166.900 kg LOX und bei einer Dichte von 0,83 für Kerosin 78.000 kg des Kerosins. In einem FAA Dokument wird die typische Zuladung mit 38.700 Gallonen LOX und 24.900 Gallonen Kerosin angegeben. Das sind 94.256 l Kerosin und 149.495 l Sauerstoff, bei den obigen Dichten also 167.000 kg LOX und 78.250 kg Kerosin.

Pro Sekunde werden beim Block I-Design 3.200 Pfund (1.452 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 beide Treibstoffe.

Die Triebwerke werden nicht gleichzeitig, sondern zeitlich versetzt 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. Dadurch soll die maximale Beschleunigung unter 6,0 g liegen. Trotzdem ist dieser Wert höher als bei jeder anderen im Einsatz befindlichen Trägerrakete. Bei allen bisherigen Flügen wurden die Triebwerke aber gleichzeitig abgeschaltet.

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 (4.540 kN ).

Beim Block II-Design soll der Startschub bei 1 Million Pfund (4.400 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), der Triebwerksblock wiegt 7.720 kg, etwas mehr als die Hälfte der Trockenmasse der ersten Stufe. Diese wiegt 17.726 kg mit Stufenadapter, eine Gewichtsreduktion war geplant.

Die erste Stufe soll drei Viertel des Startpreises ausmachen. Daher erprobt SpaceX seit 2012 im Projekt Grasshopper Starts der ersten Stufe vom Boden und eine erneute Landung als Vorbereitung der wichen Landung. Dort allerdings mit einem Merlin 1D Triebwerk in einer "alten" Falcon 9 Erststufe.

Zweite Stufe

Flacon ModelleDie zweite Stufe ist eine verkürzte erste Stufe (Tanklänge nach den Abbildungen etwa 4,60 m, Gesamtlänge mit Stufenadapter: 12,50 m). Bei den ersten drei Flügen 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 mit 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 um die 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). Es ist mehrfach zündbar.

Der spezifische Impuls soll im Vakuum 3.335 m/s betragen. Dieser Wert erscheint für ein Gasgeneratortriebwerk mit niedrigem Brennkammerdruck sehr hoch. Nur wenige russische Hochdrucktriebwerke erreichen eine 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 3.295 m/s liegt.

Bei den ersten drei Flügen wurde die Brenndauer stufenweise verlängert: (reale Daten nach dem Video/Kommentar)

  Brenndauer Stufe 1 nach Presskit Brenndauer Stufe 1 real Brenndauer Stufe 2 nach Presskit Brenndauer Stufe 2 real    
Flug 1 174 s 178 s 297 s 332 s    
Flug 2 178 s 179 s 351 s 346 s    
Flug 3 180 s 180 s 360 s 370 s    

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 lagerfähige Treibstoffkombination MMH/NTO. Sie sollen auch bei GTO-Missionen im Apogäum zünden und so die Differenz zum GEO-Orbit absenken (von 1.519 auf 1.100 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 zustande, weil die Draco-Triebwerke auch die ausgebrannte zweite Stufe anheben müssen. Sie sind für eine Betriebszeit von 1.200 s spezifiziert.

Wie die erste Stufe soll auch die zweite 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 beim Wiedereintritt geschützt werden. Wahrscheinlich werden die Draco-Triebwerke die Stufe gegen die Bahnrichtung abbremsen und während des ballistischen Fluges stabilisieren. SpaceX gibt beim Payload Users Guide an, 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.

Nutzlastverkleidung und andere Systeme

Die Nutzlasthülle 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 und 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 durch einem Zwischenboden. Mit der Einführung der Falcon 9 v1.1 wurde sie auf 13,90 m verkürzt. Die Dragon-Missionen setzen keine Nutzlastverkleidung ein, sondern nur eine Hülle über der Kapsel.

Die Avionik ist weitgehend identisch zu der der Falcon 1, 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 die 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 statt 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 der beiden 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 Nutzlastmontage erfolgt vertikal.

Mitte 2007 sprach Elon Musk, davon, dass man ein Merlin 1C alle zwei Wochen produzieren kann (> 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.

Nutzlastangaben

Wie bei SpaceX üblich, variieren die Nutzlastangaben beträchtlich:

  September 2005 März 2006 Juni 2006 August 2007 Juni 2008 Juli 2008 Januar 2009 März 2010 / Users Guide Juli 2010 Dezember 2010 Mai 2011 (für Starts ab 2013) Mai 2012 September 2013
Nutzlast
LEO (kg)
8.700
9.300
10.320
10.400
12.500
9.900
10.450
10.454
11.500
9.800
16.000 (v1.1)
10.450 (v 1.0)
13.230 kg 13.150 kg
Nutzlast
GTO (kg)
3.400
3.400
4.536
5.070
4.640
  3.600-4.680*
4.536
    5.000 (v1.1)
3.000 (v1.0)
4.850 kg 4.850 kg
Nutzlast
SSO (kg)
            8.560
           
Startkosten
(Millionen Dollar):
27
  35
  57,75
46,8 36,75-57,75 49,9-56,6     54-59 54 56,5
Bemerkung:                     neue Version "v1.1" neue Version "v1.1" neue Version "v1.1"

* Abhängig von Startort und Neigung der Bahn. 3.600 kg in Ariane 5-kompatible Orbits vom Cape und 4.500 kg von Kwajalein aus.

SpaceX gibt an, dass man 10 % der Nutzlast bei GTO-Orbits als Reserve ansehe. Bei LEO-Orbits beträgt die maximale Nutzlast 6.800 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 (Angaben Juni 2008).

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. Wo 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, dass die Erststufenbergung - mit neun Triebwerken ist sie 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 zur 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, um gegen die Schwerkraft anzukommen.

Auf der anderen Seite passen die im offiziellen Falcon 9 Users Manual publizierten Brennzeiten der ersten Stufe und der 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.

Datenblatt Falcon 9 Block I

Falcon 9Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:


Startmasse:

Nutzlast:


Nutzlasthülle:

Startkosten:

2010-2013

5

100 % (beim ersten Start starke Abweichungen vom geplanten Orbit, instabile Lage)

54,90 m Höhe (48,10 m in der Dragon Konfiguration)
3,66 m Durchmesser

314.000 kg

6.800 kg in einen LEO-Orbit (strukturelles Limit)
3.000 kg in einen GTO-Orbit (Cape Canaveral)

5,20 m Durchmesser, 17,20 m Länge, 2.000 kg

57,5 Millionen Dollar

Stufe 1

Stufe 2

Länge:

33,00 m

7,00 m

Durchmesser:

3,66 m

3,66 m

Startmasse:

261.726 kg

48.957 kg

Leermasse:

17.726 kg

2,957 kg

Schub Meereshöhe:

3.807 kN

-

Schub Vakuum:

4.338 kN

411 kN

Triebwerke:

9 × Merlin 1C

1 × Merlin vacuum

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.608 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.976 m/s

3.295 m/s

Brenndauer:

180 sec

362 sec

Treibstoff:

LOX/Kerosin

LOX/Kerosin




Datenblatt Falcon 9 Block II (kein Einsatz)

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startmasse:

Nutzlast:

 



Nutzlasthülle:

-

-

-

54,90 m Höhe
3,66 m Durchmesser

333.400 kg

9.800 kg in einen 200 km LEO-Orbit
8.510 kg zur ISS
8.560 kg in einen polaren Orbit
4.536 kg in einen GTO-Orbit (Cape Canaveral)
2.473 kg auf einen Fluchtkurs

5,20 m Durchmesser, 17,20 m Länge

 

Stufe 1

Stufe 2

Länge:

33,00 m

7,00 m

Durchmesser:

3,66 m

3,66 m

Startmasse:

273.140 kg?

48.820 kg

Leermasse:

17.726 kg

2.952 kg

Schub Meereshöhe:

5.004 kN

-

Schub Vakuum:

5.553 kN

445 kN

Triebwerke:

9 × Merlin 1C Block II

1 × Merlin vacuum

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.696 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.981 m/s

3.355 m/s

Brenndauer:

155,5 / 174,2 s

354 s

Treibstoff:

LOX/Kerosin

LOX/Kerosin

Falcon 9 v1.1

Falcon 9 v1.1Mit 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 und die Rakete von 54,90 auf 69,20 verlängert. Das Startgewicht stieg von 334 auf 480 t und die Nutzlast von 10,45 auf 16 t. Die GTO-Nutzlast stieg nur langsam von 4,5 auf 5 t. Dieser Wert erscheint aber plausibel, während der vorherige bei dem spezifischen Impuls kaum möglich erscheint. Die Nutzlastverkleidung wurde gegenüber der ersten Version von 15,20 auf 13,90 m verkürzt. Der zylindrische Teil ist nun nur noch 6,60 m lang. Die Rakete ist nun extrem schmal mit einer Länge von fast 70 m bei einem Durchmesser von nur 3,70 m. Die Stufen selbst haben einen ähnlichen Aufbau wie bei der vorherigen Version: Es gibt zwei Tanks aus Aluminium-Lithiumlegierung (wahrscheinlich AL2195, die auch im Space Shuttle Tank und der SLS/Ares V eingesetzt wird. Die Tankdome bestehen nur aus Aluminium. Die zweite Stufe soll mit denselben Fertigungsmethoden und Werkzeugen gefertigt werden.

Der Zwischenstufenadapter der die lange Düse des Triebwerks der zweiten Stufe aufnimmt besteht aus einem Gerüst aus Aluminium und Verkleidungen aus Kohlenstoffverbundwerkstoffen. Die Stufentrennung erfolgt nur pneumatisch, ohne pyrotechnische Sprengsätze oder Beschleunigungs- / Abtrennungsraketen,

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 durchgeführt.

Die Daten auf der SpaceX-Webseite wurden nun modifiziert: Der Schub der Merlin 1D wurde (im Vakuum) von 689 auf 714,3 kN angehoben, dafür die maximale Nutzlast von 16.000 auf 13.230 kg abgesenkt. Die GTO-Nutzlast sank von 5.500 auf 4.500 kg. Diese Angabe bezieht sich auf einen 27,9° geneigten GTO. Dieser  Orbit hat ein ΔV von 1800 m/s. Um einen Standard-GTO mit einem Δv von 1500 m/s wie in ILS, Arianespace und Sealaunch anbieten zu kommen muss die Falcon 9 einen supersynchronen Orbit erreichen. Deiser hat ein Apogäum von 66.000 bis 80.000 km und eine verringerte Inklination. Das reduziert nach Musks Angaben die Nutzlast auf 3.500 kg.

Vor dem dritten Flug wurde aus dem Block III-Design die Bezeichnung "Falcon 9 v1.1". Die bisherige Version der Falcon 9 wurde nun in Falcon 9 "v1.0" umgetauft. Das verwundert wenig, wenn man weiß, das Elon Musk seinen geschäftlichen Erfolg Software verdankt und als Quereinsteiger ins Raketengeschäft kam.

OCTAWebIm Presskit zum Demoflug wurden dann die Angaben erneut konkretisiert. Demnach werden wie bei der 1.0 Version zwei der Triebwerke der ersten Stufe abgeschaltet sobald eine Maximalbeschleunigung erreicht wird. Dies erfolgt beim Demoflug nach 150 s, nach 163 Sekunden folgen die anderen sieben Triebwerke. Bei Tests am Boden wurde dagegen eine Brenndauer von 180 s angegeben. Nach 150 s werden zwei Triebwerke abgeschaltet, zum Betriebsende die anderen gedrosselt. Der Schub des Merlin 1D wurde während der Entwicklung laufend nach oben korrigiert. Beim Erstflug waren es 654 kN auf Meereshöhe und 716 kN im Vakuum. Zum Brennschluss hat die Rakete eine Geschwindigkeit von Mach 10 (3000 bis 3300 m/s je nach Temperaturbezug) und eine Höhe von 90 km. Neben dem neuen Merlin 1D kommt auch eine neue Anordnung der Raketentriebe, "oktaweb" zum Einsatz. Bei der Falcon 9 "v1.,0" waren sie in einem 3x3 Würfel angeordnet. Nun ist es ein zentrales umgeben von einem Ring von acht Triebwerken. Der Vorteil könnte sein, dass bei einem Ausfall eines Triebwerks die anderen acht durch Drehen den Schubvektor wieder in die richtige Richtung drehen können. Bei der 3X3 Matrix ist das schwieriger da die Ecktriebwerke weiter von der Mitte entfernt sind. Die Lösung dann ist es ein gegenüberliegendes Triebwerk auch abzuschalten. Das könnte beim dritten Start erfolgt sein, denn dort stieg die Brenndauer der stufe um 28 s an, aber nur 15 s wären nötig gewesen wenn nur ein Triebwerk ausgefallen ist. Das Octaweb soll mehr Schutz für jedes Triebwerk bieten und die Chancen erhöhen dass die Triebwerke den Wiedereintritt überstehen. Die Bergung ist für spätere Flüge vorgesehen. Dafür können rund 2,1 t schwere ausfahrbare Landebeine angebracht werden. Da die Abtrennungsgeschwindigkeit von Mach 10 auf Mach 6 sinkt (durch die schwerer Stufe und den Treibstoff zur Landung) wird dies Nutzlast kosten: 15% bei der Wasserung auf See, 30% bei der Landung auf dem Land. Soll die Oberstufe auch geborgen werden so steigt der Prozentsatz auf 40%. Bei höheren Bahnen / höherer Geschwindigkeit dürfte die Einbuße noch höher sein.

Es ist anzunehmen, dass die Differenz der Brenndauern beim Demoflug auf einem Resttriebstoffbestand beruht der bei diesem Flug vorhanden ist um die Stufe vor dem Aufprall auf dem Meer abzubremsen. SpaceX gibt die Wahrscheinlichkeit, das das Manöver erfolgreich ist nur zu 10% an. Genauso wurde die Kostenreduktion durch die Wiederverwendung die vorher mit übertriebenen Aussagen hoch angesetzt wurde auf nur noch 25% angegeben. Es klappte dann auch nicht. Beim Demoflug wird die zweite Stufe nur 294 s lang brennen, da der Satellit mit 500 kg nicht mal ein Zwanzigstel der Maximalnutzlast erreicht. Auch die erste Stufe brennt mit 163 s deutlich kürzer als Normal.

Die zweite Stufe  setzt wieder nur ein Triebwerk ein, es ist wiederzündbar um GTO-Bahnen zu erreichen, bei denen eine zweite Zündung über dem Äquator etwa 10-17 Minuten nach dem Start erfolgt. Dieses scheiterte beim Jungfernflug, danach wurden von NORAD zahlreiche Objekte in der Umlaufbahn registriert die von SpaceX als Isolationsmaterial bezeichnet wurden. Um die Zündung zu gewährleisten sind die Zündvorrichtungen redundant vorhanden.

Während der Schub der Triebwerke während der zweieinhalb Jahre dauernden Entwicklung laufend angehoben wurde, wurde die Nutzlast gesenkt und die Rakete wurde 26 t schwerer: 2011 war die Startmasse noch 480 t, nun sind es 506 t. Der Jungfernflug der Falcon 9  v 1.1 weihte auch das umgebaute PAD SLC 4E ein, das von 1964 bis 2005 für den Starts der Titan 3D und Titan 4 genutzt wurde.

Die folgenden Daten beruhen auf der Annahme, dass die Verkleidung dasselbe Flächengewicht wie die Ariane 6 Verkleidung aufweist und bei den verlängerten Stufen nur die verlängerten Tanks sich im Gewicht ändern, nicht aber das Schubgerüst mit Triebwerken. Die Trockengewichte der Falcon 8 v1.0 sind bekannt, daraus habe ich die hier angegebenen Stufengewichte rekonstruiert.

Datenblatt Falcon 9 v 1.1

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Nutzlast:

Nutzlasthülle:

Startkosten:

2013-?

100%

68,40 m Höhe, 58,60 m mit Dragon
3,7 m Durchmesser

505.486 kg

13.150 kg in einen 200 km LEO-Orbit
4,850 kg in einen GTO-Orbit (Cape Canaveral)

5,20 m Durchmesser, 13,90 m Länge. Dragon: 7,20 m Höhe x 3,7 m Durchmesser

54-59,5 Millionen Dollar (2013)

 

Stufe 1

Stufe 2

Länge:

38,30 m ohne Stufenadapter. 44,3 m mit

8,30 m ohne Stufenadapter, 14,30 m mit

Durchmesser:

3,66 m

3,66 m

Startmasse:

393.036 kg?

96.115 kg?

Leermasse:

25.615 kg?

5.020 kg?

Schub Meereshöhe:

5.885 kN

-

Schub Vakuum:

6.672 kN

801 kN

Triebwerke:

9 × Merlin 1D

1 × Merlin 1D vacuum

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.766 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

3.040 m/s

3.355 m/s

Brenndauer:

150 / 180 s

375 s

Treibstoff:

LOX/Kerosin

LOX/Kerosin



Startablauf

Zeit Ereignis
. 3 Tage Falcon 9 erreicht den Startplatz
-13 h 30 min Anschluss der elektrischen Leitungen
-13 Stunden Nutzlastverantwortlicher gibt den Start frei
-3 h 50 min Betankung mit LOX beginnt
-3 h 40 min Betankung mit Kerosin beginnt
- 3 h 15 min Betankung mit LOX/Kerosin fertig
-3 h Flugpfad in den Bordcomputer übertragen
-6 Min letzter, automatisch vom Computer durchgeführter Teil des Countdowns beginnt
-2 Min SpaceX und Range Safety geben Start frei
-1 Onboard Computer beginnt mit letzten Checks, Wasserfallsystem zur Vibrationsunterdrückung scharf geschaltet
-40 s Tanks werden unter Flugdruck gesetzt
-3 s  Zündsequenz der Triebwerke beginnt
0 s Abheben der Falcon 9
+1 min 8 s Schallgeschwindigkeit erreicht
+1 min 18 s Max Q erreicht
+2 min 30 s Zwei Triebwerke schalten ab
+ 3 min restliche sieben Triebwerke schalten ab, Höhe 90 km, v= Mach 10
+3 min 7 s Stufen trennen sich
+3 min 14 s zweite Stufe zündet
+3 min 30 s Abtrennung Nutzlastverkleidung
max. 9 min 29 s Brennschluss zweite Stufe

Falcon 9 v1.2

Die (vorläufig) letzte Einsatzversion der Falcon 9 ist die V1.2. Es gibt bei ihr drei technische Änderungen zur v1.1. Die Wichtigste sind die (endgültigen?) Versionen der Merlin 1D. Die in der v1.1-Version eingesetzten, arbeiteten nur mit 80% des möglichen Schubs. Weitere Tests bei den Triebwerken gaben SpaceX die Zuversicht, dass sie auch bei dem erhöhten Schublevel zuverlässig arbeiten. Die Merlin 1D der ersten Stufe werden zum Brennschluss hin auf 70% des Schubs heruntergefahren. Beide Triebwerke sind restartbar. Die Falcon 9 v1.2 verhält sich zur v1.1 wie das Block II Design der Falcon 9 (1.0) zum Block I: Es wird die Triebstoffzuladung nur wenig erhöht, dafür der Schub der Triebwerke stark. Dies soll die Nutzlast stark steigern.

Der höhere Schub lässt es zu, mehr Treibstoff zuzuladen. Die Startmasse steigt um 35 t auf 540 t an. Der Schubanstieg ist jedoch höher, das reduziert die Gravitationsverluste und erhöht so die Nutzlast. Es wurde die dritte Stufe um 0,8 m verlängert und auch die Düse sodass der Vakuumimpuls des Merlin 1D ansteigt. Die Nutzlastverkleidung wurde dagegen von 13,90 auf 13,10 m verkürzt.

Bei der ersten Stufe werden als Neuerung unterkühlte Treibstoffe eingesetzt. Die Technik dahinter ist simpel: die Dichte einer Flüssigkeit ist um so höher, je kühler sie ist, am höchsten kurz vor dem Erstarren zu einem Festkörper. Füllt man die Tanks mit sehr kalten Flüssigkeiten, so nehmen sie mehr Treibstoff auf. Man verzichtete bisher (nicht nur bei SpaceX) darauf, weil bei LOX/Kerosin die Tanks in der leichten Legierung sowieso nur etwa 1/100 des Inhalts wiegen. Die Gewichtsersparnis ist daher minimal. Bei einer so langen Rakete, wie der Falcon 9, mit der entsprechend problematischen Statik, kam aber wohl eine Verlängerung der ersten Stufe nicht in Frage. Vor allem bei Sauerstoff ist der Effekt sehr groß. Flüssiger Sauerstoff wird aus Luftverflüssigung gewonnen und hat bei anderen Trägern beim Einfüllen eine Temperatur von -192 bis -196 °C. SpaceX kühlt ihn durch ein Stickstoffbad auf -207 °C ab. Flüssiger Stickstoff ist noch kälter als flüssiger Sauerstoff. Die Dichte steigt um 13% so von 1.134 auf 1,29 g/cm³ an. Ebenso wird das Kerosin von +20° auf -7° Celsius gekühlt. Beim Kerosin sind die Auswirkungen geringer, da die normalen Lagertemperaturen weit vom Siedepunkt entfernt sind. Es wird um 2,5 bis 4% dichter. Stärker kann es nicht abgekühlt werden, weil sonst Teile (Kerosin ist ein Kohlenwasserstoffgemisch) fest werden. Auf diese veränderte Mischung muss das Merlin 1D angepasst werden, sie ist nun sauerstoffreicher.

Die zweite Stufe setzt normale Treibstoffe ein, unterkühlte Treibstoffe würden sich hier während des Aufstiegs durch die Reibungshitze ausdehnen und den Tank sprengen. Unterkühlte Treibstoffe wurden auch für die Ariane 5 und das Shuttle erwogen, jedoch nie eingesetzt. Das Merlin 1D hat eine 0,8 m längere Düse mit einem Expansionsverhältnis von 165 erhalten und ist stärker im Schub (auf 38,5%) senkbar.

SpaceX spricht von einer Performancesteigerung von 30%. Der Autor hält aufgrund der Verbesserungen eher 10% für wahrscheinlich. Die Nutzlastangaben wurden aber nicht angehoben, weil für die Falcon 9 v1.2 die Wiederverwendung nun fest eingeplant ist, nicht nur wie bisher bei den Flügen zur ISS, wo die Dragon nie die Maximalnutzlast ausschöpften. Eventuell gelten für diese Version auch die anfangs angekündigten Nutzlasten von 16 t LEO und 4,85 t GTO. Der, seit dem Erststart wieder verfügbare, Users Guide nennt eine Maximalnutzlast von 10.886 kg für den schwereren Nutzlastadapter. Ein leichterer Adapter hat eine Maximalnutzlast von 3.453 kg.

Beim Jungfernflug mit dem zweiten Satz Orbcomm-Satelliten hatte die Rakete so viele Reserven, dass sie erstmals die Bahn drehen konnte (das kostet rund 30% Nutzlast) und weich auf einem Landeplatz in Cape Canaveral landete. Die Stufentrennung findet bei 3000 km/h geringerer Geschwindigkeit statt, das hinterlässt weitaus mehr Treibstoff in der ersten Stufe als, diese trocken wiegt. Sie brennt hier 170 s (Seebergung: 20 s) lang, was viel Treibstoff kostet. Ganz unbeschädigt scheint die Stufe die erstmals erfolgreiche Landung allerdings nicht überstanden zu haben, denn bei einem darauffolgenden Hotfire Test auf LC 39A wurde dieses nach 2 s abgebrochen. Der Test dauert normalerweise 3,5 s. So lange brauchen die Triebwerke, um hochzulaufen, dann werden sie bei diesem Test automatisch abgeschaltet. Bei einem Start würde nun die Startfreigabe erfolgen. Ein solcher Hotfire Test durchläuft jede Falcon 9 einige Tage vor dem Start. Im Laufe des Jahres plant SpaceX eine geborgene Stufe nicht nur zu inspizieren, sondern wiederzuverwenden. Da die Stufe 75% der Herstellungskosten ausmacht, bei der 4-fachen Betriebsdauer eines Merlin 1D maximal dreimal wiederverwendet werden kann und eine Nutzlasteinbuße von 30% resultiert, macht die Bergung nur Sinn, wenn die Nutzlast sowieso die Maximalnutzlast nicht ausnutzt. Elon Musk verspricht für die Zukunft jedoch eine Kostenreduktion auf 1% der heutigen Startkosten. Die Falcon 9 ist allerdings stetig teurer geworden.

SpaceX scheint Probleme mit der Einführung der neuen Version zu haben, obwohl die Firma einen Nutzlaststau hat, da sie in den letzten Jahren nur etwa die Hälfte der angekündigten Starts durchführte, verschob sie den zweiten Start auf März 2016 verschieben. Eventuell hat die Firma auch Probleme mit ihren Arbeitnehmern. In Bewertungsportalen gibt es eher schlechte Noten. So wird erwartet, dass 12 bis 14 Stunden am Tag gearbeitet wird. Das ist auf Dauer nicht möglich.

Auch für die neue Version werden von Analysten deutlich höhere Strukturfaktoren als die von SpaceX (als Ziel) angegebenen 30 für die erste und 25 für die zweite Stufe angenommen. Mit diesen Strukturfaktoren wäre selbst bei 30% Zuschlag die Nutzlast zu niedrig. Die Trockenmassen und Startmassen sind aufgrund Angaben von Schub, Brennzeit und Maximalbelastung berechnet.

Datenblatt Falcon 9 v 1.2

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Nutzlast:


Nutzlasthülle:

Startkosten:

2015–

1, davon kein Fehlstart

0 %

70,1 m Höhe, 3,66 m Durchmesser

541.300 kg

13.150 kg in einen 200-km-LEO-Orbit
4,850 kg in einen 27,9° geneigten GTO-Orbit

5,20 m Durchmesser, 13,10 m Länge

61,2 – 64 Millionen Dollar (2016)


Stufe 1

Stufe 2

Länge:

41,90 m

12,80 m

Durchmesser:

3,66 m

3,66 m

Startgewicht:

417.000 kg?

109.720 kg?

Trockengewicht:

25.300 kg?

4.120 kg?

Schub Meereshöhe:

6.806 kN

Schub Vakuum:

7.426 kN

934 kN

Triebwerke:

9 × Merlin 1D

1 × Merlin 1D Vacuum

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2766 m/s

Spezifischer Impuls (Vakuum):

3050 m/s

3413 m/s

Brenndauer:

162 s

397 s?

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Artikel zuletzt geändert am 5.2.2016

Links

SpaceX
COTS1 Press Kit
NASA Schätzung über die Falcon 9 Entwicklungskosten

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei werke über alle Trägerraketen der welt und zum zweiten zwei Bände über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nachb eineinm einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie aber historischer Weiterentwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4 - Europas steiniger Weg in den Orbit behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , das OTRAG Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4.Band 2: Europäische Trägerraketen 2: Ariane 5, 6 und Vega die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte wird mit dem Buch Internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Wer nur bei Amazon einkauft (nicht im normalen Buchhandel erhältlich) der kann auch beide Bände im DIN-A4 Format auf 540 Seiten zusammengefasst erwerben. Dank der Preispolitik von Amazon ist diese Ausgabe nur wenig teurer als ein Einzelband.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind auch die Möglichkeit sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Nationale Träger (Diamant, Black Arrow OTRAG)

Europa-Rakete

Ariane 1-4

Vega

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

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.

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