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Ich will mich heute mal mit der geplanten Wiederverwendung der Falcon 9 beschäftigen. Das ganze ist recht schwierig, vor allem weil es nur ein Video gibt, aber keine Daten. Ich will versuchen trotzdem eine ungefähre Hausnummer, also einen Erfahrungswert gewinnen. Als Ausgangsbasis muss die derzeitige Falcon 9 dienen, von der folgendes bekannt ist:

• Gewicht des Triebwerksblocks der ersten Stufe, der ca. 50% der Vollmasse ausmacht: 7710 kg -> Leergewicht der ersten Stufe 15000 kg
• Treibstoffzuladung erste Stufe: 244.000 kg (Jungfernflug)
• Treibstoffzuladung zweite Stufe: 42,1 t (Jungfernflug)
• Startgewicht: 313 t (COTS-1)
• Nutzlast: 9,8 t bei 333,4 t Startmasse

Die Daten sind nicht schlüssig, da bei den ersten Flügen die Startmasse und Nutzlast deutlich kleiner ist, die Maximalnutzlast also nicht erreicht wird. Ich habe daher für eine vollgetankte Falcon 9 folgende Daten postuliert, basierend auf den bekannten Tankvolumina.

Für diese Rakete ist eine Endgeschwindigkeit von 9438 m/s für die Nutzlast von 9.800 kg errechenbar (die Nutzlastverkleidung soll nach dem Betrieb der ersten Stufe abgeworfen werden). Dies soll auch die wiederverwendbare Rakete erreichen.

Nun zu den bisherigen Versuchen Stufen zu bergen. Sie scheiterten alle. Sowohl bei der Falcon 1 wie 9. Beim Jungfernflug der Falcon 9 kam nur ein Trümmerfeld an, beim zweiten Flug dieser Rakete wurde es gar nicht erst probiert und eingeräumt man wäre noch Jahre von der Wiederverwendung der ersten Stufe entfernt und würde dies erstmal aussetzen um die Nutzlast zu erhöhen. Die zweite Stufe die auch geborgen werden sollte, wurde bisher nie geborgen. Warum man nun eine viel aufwendigere Methode angeht ist mir ein Rätsel, wenn man nicht mal die Hausaufgaben geschafft hat, die man für die einfachere Lösung lösen muss.

Das Trümmerfeld zeigt, das die erste Stufe den Wiedereintritt strukturell nicht überstanden hat. Sie muss also verstärkt werden. Damit wird sie schwerer. Doch um wie viel? Mir fallen zwei Träger ein, bei denen man es untersucht hat. Das eine ist die Ariane 1 Erststufe. Es kam hier nie zu einer Bergung, doch man hat es intensiv untersucht. Das „Aus“ kam nach Untersuchungen in DLR-Windtunneln. Es stellte sich heraus, dass die Stufe durch ihren Schwerpunkt nahe der Triebwerke zum Überschlagen neigt, was zum verheddern in den Fallschirmen führen könnte. Auch die Erststufe der Falcon 9 soll „Purzelbäume“ geschlagen haben, nur reicht ihre Integrität nicht aus, um diese zu überstehen.

Die Ariane 1 Erststufe wog 160,7 t befüllt, 14,1 t leer. Sie bestand aus Edelstrahl und nicht Aluminium wie die Falcon, was auch der thermischen Stabilität nicht abträglich war. Würde man die Falcon 9 Erststufe strukturell so verstärken, dass sie dasselbe Voll/Leermasseverhältnis aufweist, so würde sie 23,7 t wiegen, also 60% höher als bisher.

Das zweite Modell ist die Baikal. Sie setzt zudem dieselben Treibstoffe ein, ist daher also eher vergleichbar. Die Baikal wird aber mit einem Düsentriebwerk zum Startplatz zurückfliegen. Dagegen soll die Falcon 9 Erststufe dazu ihren eigenen Treibstoff nutzen, was per se ineffizienter ist – das Düsentriebwerk nutzt den Luftsauerstoff zur Verbrennung, dazu noch die Umgebungsluft als Arbeitsmedium, dass mit erhitzt wird.  Ein Turbofan Triebwerk erreicht einen spezifischen Impuls, wenn man es auf den Treibstoff bezieht, von 29.000 m/s, also zehnmal mehr als ein Raketentriebwerk. Weiterhin verfügt es über Flügel welche Auftrieb liefern und so den Treibstoffverbrauch senken.

Die Baikal soll trocken 20,7 t, die URM der Angara, also die nicht wiederverwendbare Version dagegen nur 10,5 t. Sie ist also doppelt so schwer wie ihre nicht wiederverwendbare Version.

Dafür ist es ein „Komplettpaket“, dass zur Basis zurückfliegen kann. Ansonsten muss man noch den Treibstoff rechnen, den man dafür braucht. Hier gibt es überhaupt keine Erfahrungswerte. Bei Ariane 1 war eine Wasserung im Atlantik geplant. Die Baikal würde mit einem Düsentriebwerk zurückfliegen. Wie die weg vom Startplatz gerichtete Bewegung umgedreht werden kann, ohne viel Treibstoff zu verbrauchen und ohne aerodynamische Hilfe wie Flügel, ist mir ein Rätsel. Was man aber in jedem Fall benötigt, ist Treibstoff um die Fallbewegung zu neutralisieren, die Lage zu kontrollieren und für eine kurze Schwebephase und zum Navigieren. Nimmt man dafür 500 m/s an und den spezifischen Impuls am Boden, so benötigt man 21% der Trockenmasse dafür. Das käme zur strukturellen Verstärkung hinzu, womit diese dann schon ohne Düsentreibwerk fast das Voll/Leermasseverhältnis der Baikal erreicht.

Nimmt man also eine Strukturelle Verstärkung um 60% und die Treibstoffreserve von 21% der Startmasse an, so resultiert eine Abtrennungsmasse von 27,15 t anstatt 15 t. Alleine dies würde die Nutzlast von 9800 auf 8400 kg erniedrigen. Wäre die Stufe doppelt so schwer, so wie dies bei der Baikal der Fall ist, so sinkt die Nutzlast auf 8100 kg.

Die zweite Stufe werde ich mir übermorgen vornehmen. Daher an dieser Stelle nur noch eine Betrachtung des Nutzens. Da es praktisch keine Erfahrungswerte gibt wie die Stufe, vor allem großflächige Strukturen wie Tanks den Wiedereintritt überstehen (Haarrisse, thermische Schäden?) wird man sich auf die Triebwerke beschränken. Normal ist, dass ein Triebwerk eine höhere Lebensdauer hat, als die maximale Brenndauer. Bei Triebwerken die bemannte Missionen absolvieren, wie das F-1, J-1, Vulcain und NK-33 lag die theoretische Lebensdauer bei mindestens der 10 fachen Betriebsdauer. Bei unbemannten Trägern ist sie auch höher, aber nur selten bekannt. Eine Ausnahme ist das RL-10, dessen Lebensdauer das fünffache der Betriebsdauer beträgt.

Trifft dies auf die Merlin auch zu, dann kann jedes Triebwerk nur zweimal verwendet werden, da jede Stufe eine Testzündung vor dem Start durchläuft, also schon zwei Betriebsdauern vor dem Start. Ob sich dann noch die Wiederverwendung lohnt? Bei der zehnfachen Betriebsdauer wären es vier Einsätze (man wird nicht bis zum äußersten gehen und es kommen ja noch die Statischen Zündungen beim Probecountdown dazu). Insgesamt erscheint es allerdings bei der ersten Stufe noch am verlockendsten. Sie setzt 9/10 aller Triebwerke ein und der Nutzlastverlust ist gering.

Um Diskussionen vorzubeugen: Das ist hier nur ein Aspekt. Es gäbe sehr viel mehr zu diskutieren, z.B. das Konzept der Punktlandung mit einem aerodynamisch nicht steuerbaren Körper (hat man mit aerodynamisch geformten Kapseln z.B. nie hinbekommen und das mit Jahrzehnten Erfahrung), die ungleiche Belastung durch die nicht aerodynamische Form, das Problem des stärk auf die Triebwerksseite verschobenen Schwerpunkts und und und. Doch zum einen liegt das außerhalb meiner Kompetenz und zum anderen ist es noch schwerer zu quantisieren und wir wollen ja nicht das gleiche wie SpaceX machen, also ins Blaue stochern ohne Daten vorzulegen….