Falcon 9 „v1.1“

Nun da die Falcon „1.0“ ‚aka block Im wies früher hieß Geschichte ist, mal ein kleiner Ausblick auf die Falcon „v1.“. Betrachten wir das mal genauer. Fangen wir mit der Bezeichnung an. Es ist ja das erste Mal, dass man Versionsnummern bei Raketen einführt. Das ist ungewohnt. Nun müssen nicht unbedingt Nummern viel versprechen. Denken wir an die Nummerierung der Delta Serie wo jede Generation eine neue Nummer erhielt, auch wenn das nur wenig an der Nutzlast änderte, weil die Verbesserung nur inkrementell war. Oder der Übergang Atlas H/I bei der es sich um die gleiche Rakete handelte, nur etwas modernisiert, aber einmal eben von der NASA und einmal von Lockheed Martin angeboten.

Nun kommt Musk aus dem Softwarebereich und da sind Versionsnummern gängig. Zu „v1.0“ vs. „v1.1“ fällt mir zweierlei ein:

  • Grundsatz: kaufe nie Version 1.0, da stecken noch Fehler drin
  • „1“ an der ersten Stelle nach dem Komma ist ein Minor Upgrade.

Nun ja, dass Nummer 1 stimmt, hat SpaceX schon beweisen. Nummer 2 ist definitiv falsch, was man an den wenigen offuiellen Daten wie man von der Rakete hat sehen kann:

Falcon 9 „v1.0“ Falcon 9 „v1.1“
Startmasse: 314 t 480 t
Schub Merlin 423 kN 654 kN
Nutzlast: 10.450 kg (real: 8.600 kg) 13.230 kg

Zuerst zur Nutzlast. Ich beziehe mich auf die von Gwen Shotwell bei der PK zum letzten Start gemachte Aussage, mehr Fracht können weil die Maximalnutzlast der Falcon 9 erreicht sei, nicht transportiert werden und den publizierten Maximalwerten für Dragon und Treibstoff. Nimmt man „mittlere“ Werte und eine realistische Treibstoffzuladung (die ja für 6 t Fracht reichen muss), so kommt man sogar auf niedrigere Werte die in etwa da liegen wo die ominöse „Maximalnutzlast“ der Falcon 9 V1.0 laut Users Guide (2009) liegt: 6.800 kg  Wobei ich diese schon zu niedrig halte. Die 7,6 t in 28.5 Grad LEO passen recht gut zu den auf Basis der Falcon 1 errechneten 8.200 kg.

Nun zum Konzept. An und für sich ist es ja ganz einfach: Wir strecken die Stufen, nehmen etwas schubstärkere Triebwerke und gut ist. Das Konzept ist ja nicht so neu. Thor, Atlas, Titan, Ariane alle wurden auf diese Weise in der Leistung gesteigert. Es gibt aber einen kleinen Unterschied zu diesen Trägern: Die Änderung. Die bisher massivste Änderung. die ich kenne ist die beim Übergang Ariane 3 → Ariane 4.Die erste Stufe wurden von 18,40 auf 28,40 m verlängert. Das entsprach einer Treibstoffzuladung von 55% mehr. Das war so viel, dass die Stufe ohne Booster nicht voll betankt werden konnte.

Die Gesamthöhe stieg von maximal 48,90 auf maximal 58,50 m, also gar nicht mal so viel. Wie viel stärker ist der Anstieg bei der Falcon 9: Von 48,10 auf 69,20 m. Ehrlicherweise muss man angaben, einiges davon entfällt auf die Nutzlastverkleidung die bisher nicht eingesetzt wurde. Was ist neu und was ist riskant? Nun erst mal neu ist die Nutzlastverkleidung. Nutzlastverkleidungen gelten als „unsexy“, man sollte sie aber nicht unterschätzen. China verlor bei den ersten kommerziellen Starts zwei Satelliten, als die Nutzlasthüllen kollabierten. Sie waren deutlich größer als die für eigene Satelliten verwendeten und der Belastung nicht gewachsen. Beim Start von Mariner 3 schmolz die Verkleidung und blieb an der Raumsonde kleben. beim ATDA Start öffnete sich die Verkleidung nicht und blieb an der Nutzlast. Bei einem Fehlstart beim der vorletzten Zenit SL gab es den Verdacht dass die schwingende Nutzlastverkleidung die Nutzlast beschädigt haben könnte, das soll auch schon einmal vorher passiert sein.

Natürlich muss nichts passieren. Die Ariane 5 setzte eine sehr große Nutzlastverkleidung ein, die man in der Größe in Europa niemals zuvor hatte und es gab keine Probleme und die bei der Titan 3D eingeführte übergroße Verkleidung für die Aufklärungssatelliten machte auch keine Probleme. Dadurch dass die Rakete schmaler ist als die Verkleidung, werden sich hinter der allerdings turbulente Wirbel bilden, die nicht ohne sind.

Das leitet zum zweiten Punkt über: Eine um fast 50% längere Rakete hat auch eine andere aerodynamische Belastung. Auch hier fallen einem gleich einige Beispiele ein, was da schief gehen kann. Beim ersten Mercury-Atlas Flug kollabierte diese bei Durchquerung von MAX-Q – die Struktur hielt den Belastungen nicht stand und beim ersten Atlas-Centaur Flug flog ein Panel weg, die Centaur überhitzte und explodierte. Mit Sicherheit unterscheiden sich die Belastungen bei diesem Unterschied in der Länge und natürlich auch durch die andere Form durch die Nutzlastverkleidung.

Kommen wir zu den Triebwerken: SpaceX spricht ja nur von Merlin 1D, als wäre das ein Minor Upgrade. Die Erfahrung zeigt: Triebwerke werden nicht mit enormen Sicherheitsfaktoren gebaut. Warum auch, das macht sie nur unnötig schwer. Viele Triebwerke konnten leicht im Schub gesteigert werden, als man ihre Belastungsgrenzen kannte, das finden wir bei fast jeder US-Trägerrakete und die Evolution vom Merlin 1 zum Merlin 1c ging ja auch in diese Richtung. Nur sind das eben 10% mehr Schub, die ESA musste beim Vulcain 1 als man den Schub um 20% erhöhen wollte, dieses weitgehend umkonstruieren und es entstand das Vulcain 2. Das Merlin 1D hat über 50% mehr Schub, da kann man von Fug und Recht von einem neuen Triebwerk sprechen. Neues Triebwerk – neue Qualifikation. Das es ein neues Triebwerk ist, sieht man auch daran, dass der Brennkammerdruck um 50% anstieg, und es bei dem publizierten Schub/Gewichtsverhältnis trotz 50% mehr Schub nur zwei Drittel eines Merlin 1D wiegen soll.

Nun neue Triebwerke sind immer riskant, vor allem weil man am Boden nicht alles testen kann wie wir von der Ariane 5 wiesen. Bei L502 trat eine unkontrollierbare Rolldrehung auf, die zum vorzeitigen Brennschluss führte. Sie konnte am Boden nicht beobachtet werden, klar da ist das Triebwerk fest eingespannt und beim Jungfernflug des Vulcain 2 zeigte sich, dass im Vakuum die Kühlung nicht ausreichte, auch das wurde bei Atmosphärendruck nicht beobachtet da war immer genügend Luft da um es zu kühlen.

Von allen Risiken sehe ich die meisten bei dem Einsatz des Merlin !D, da neue Triebwerk immer riskant sind. Das zeigt die Erfahrung sie sind am Boden eben nur bedingt testbar. Viele Einflüsse die nur im Flug auftreten wie POGO effekte sind nicht am Boden simulierbar. Ich sehe dagegen wenige Probleme damit, dass die Rakete länger ist. Die Belastungen kann man heute durch Compzterprogramme berechnen oder auch im Windkanal verifizieren. Die letzten Versagen durch strukturelles Versagen gab es in den USA vor mehr las 40 Jahren, was allerdings nicht heist, das sie ausgeschlossen sind, vor allem wenn man wie SpaceX nichts übernehmen will was schon vor 40 Jahren solche Dinge wie stufenkolissionen verhindert….

Zur Nutzlast: Nun ich halte die Nutzlast von 13,23 t als nicht unrealistisch, sogar eher zu niedrig bedenkt man die proklammierten Rekordwerte. Zum einen kann man vergleichen mit der Zenit, die 13,74 t Nutzlast bei 445 t Startmasse hat. Die Falcon 9 1.1 ist 10% schwerer und die Nutzlast ist niedriger, obwohl sie für eine andere Bahnneigung (28 vs 52 Grad) gilt. Bedenkt man, dass die Rakete selbst ohne spezielle Optimierungen ein besseres Voll/Leermasseverhältnis als die „v1.0“ aufweisen müsste (größere Triebwerke sind immer etwas leichter pro Kilonewton Schub, bei den Tanks sind die schwersten Teile die Abschlussböden, der Stufen Adapter bleibt gleich groß, während die restliche Rakete  im Gewicht ansteigt). So gesehen sind 13,23 t wenn man von der Falcon 1.0 hochrechnet eher etwas wenig.

Als sehr wenig erscheint es, nimmt man die Versprechungen von SpaceX beim Wort. Setze ich die spezifischen Impulse die angegeben sind ein in eine Berechnung , das Voll/Leermasseverhältnis von 30 zu 1 bei der ersten Stufe (für die zweite dann auf 18,6 zu 1 angesetzt, dass entspricht 30:1 nur bei dem zusätzlichen Treibstoff), dann komme ich auf 15,4 t maximale Nutzlast (5 t GTO) basierend auf den 7,18 t die nun zur ISS transportiert wurden. Nimmt man (ich halte den Wert für etwas niedrig) die von mir für die Falcon 9 berechneten 8,2 t (LEO) als Basis so wären es sogar 16,3 t in LEO und 5,4 t in GTO – beide angaben ziemlich nah an den ersten Verlautbarungen von SpaceX.

Da nun von geringeren Werten die Rede lässt auf eines schließen – man hat es wohl nicht so hinbekommen mit den angekündigten Weltrekordwerten. Setzt man dieselben Strukturfaktoren wie bei der Falcon 1.0, aber höhere spezifische Impulse (glaubhaft, da höherer Brennkammerdruck) an, so kommt man auf 12,6 t LEO und 3,3 t GTO. Während der LEO-Wert hinhaut ist der GTO Wert zu niedrig, was nur lösbar wäre mit einer zweiten Stufe mit sehr niedrigem Strukturfaktor von etwa 23,8 zu 1. (Alte zweite Stufe: 16,40 zu 1).

Das ist nicht das einzige was auffällt. Noch auffälliger ist, dass nun die Nutzlast der Heavy Variante mehr als dreimal höher als bei de „v1.“  ist, sie aber nicht dreimal so viel wiegt (1400 zu 480 t). Aufgrund des sehr hohen Stufenverhältnisses sollte ohne Crossfeeding die Nutzlast deutlich absinken. Das ergibt sich aus dem Logarithmus in der Raketengleichung. Es ist besser wenn beide Stufen das gleiche Start/Brennschlussverhältnis haben als wenn es bei Stufe 1/2 groß ist und bei Stufe 2/Nutzlast klein. Setze ich konservative werte ein, so komme ich auf 32 t LEO und 11,5 t GTO Nutzlast: immerhin, die GTO Nutzlast stimmt. Aber egal wie hoch man auch optimistische Werte nimmt, selbst mit den Strukturfaktoren von 30 kommt man nicht auf 45 t LEO Nutzlast ohne Crossfeeding. Mit diesen Strukturfaktoren landet man maximal bei knapp 42 t.

Egal wie man es dreht und wendet, die Physik zeigt das irgend etwas nicht stimmt. Passen die Werte zur LEO Nutzlast einer Falcon Heavy, dann müsste die Falcon 9 mehr Nutzlast transportieren als angegeben und bei der Falcon 9 passen GTO und LEO Nutzlast nicht zusammen. Bedingt durch die zweistufige Bauweise sinkt die recht stark ab, außer SpaceX hat eine „Wunderstufe“ mit extrem niedriger Trockenmasse konstruiert, dann allerdings müsste auch die LEO Nutzlast höher sein als bisher angegeben.

Aber das ist neues, den folgt man den Ausführung von SpaceX, so hätte ja schon die „v1.0“ den SES-8 mit einer Startmasse von 3,2 t in den Orbit bringen können, denn ihre Nutzlast wurde ja mit 4,5 t in den GTO angegeben. Wie wir wissen braucht SpaceX für die 3,2 t aber eine neue Rakete. Wahrscheinlich werden wir wohl nie die realen Werte kennen lernen, bisher waren die Nutzlasten auf jeden Fall deutlich kleiner als angekündigt: Bei der Falcon 1 wurden maximal 180 kg transportiert (anstatt 420) und bei der Falcon 9 7.180 kg anstatt 10.450 kg.

Bleibt noch ein Resümme: wie riskant ist der neue Start. Man könnte ja zwei Extrempositionen einnehmen – völlig neue Rakete – neues Risiko oder nur Minorupgrade – kein Risiko. SpaceX vertritt das letztere, müssen sie ja denn alle Starts setzen ja auf die Falcon 1.1. Ich würde sagen dass man heute die Belastungen von Nutzlasthüllen und Strukturen berechnen kann, man kann die Abtrennung testen, das alles ist heute im Computer und Windkanal simulierbar und wenn man diese Daten nimmt kann man die Unsicherheit durch die Verlängerung ausschließen.

Es bleiben die Triebwerke, die ich als neu ansehen würde und ihr Risiko. Das ist dann nicht das gleiche wir bei einer neuen Rakete aber es ist auch kein Routinestart sondern etwas auf dem halben weg dazwischen.

2 thoughts on “Falcon 9 „v1.1“

  1. Was ist mit Triebwerksausfall? Wenn man den Ausfall EINES Triebwerks einpreist, bekommt man Bernds Werte und die von Space-X vielleicht sogar zur Deckung: Bernd hat ja 15 bis 16 Tonnen LEO für die Falcon 9 berechnet. Fällt nun früh in der Mission ein Triebwerk der Unterstufe aus, steigen die gravitiven Verluste erheblich und es bleiben eben die 13,23 t, die „sicher“ abgeliefert werden können.

    Für die Falcon 9 Heavy ohne Crossfeed ist der Ausfall eines Triebwerks natürlich weniger kritisch, es ist ja nur eines von 27 und nicht eines von 9. Die durch den ausfall bedingten zusätzlichen gravitativen Verluste sind entsprechend weniger. Komplex ist hier lediglich das Nachverbrennen des ungenutzten Treibstoffs, falls das ausgefallene Triebwerk zu einem der beiden seitlichen Booster gehört. Eine denkbare Lösung wäre aber, den anderen seitlichen Booster in der Phase vor Erreichen des Brennschlusses stark zu drosseln, so dass die letzten Sekunden beide Booster dann wieder ungefähr gleich stark arbeiten können. In dieser Flugphase sind die zusätzlichen gravitativen Verluste durch dieses Manöver klein, da man sich schon nah an der Orbitalgeschwindigkeit befindet (unter der Annahme einer LEO-Mission).

    Ist der Cross-Feed vorhanden, kann man nach Triebwerksausfall auf einer Seite dort diie Pumpen Richtunng Zentralstufe natürlich schneller laufen lassen, so dass es gar nicht erst zu Unterschieden im Treibstoffstand der beiden seitlichen Booster kommt. Fällt hingegen ein Triebwerk der Zentralstufe aus, hat man mehr Sorgen. Auch hier lassen sich die zusätzlichen gravitativen Verluste aber reduzieren, wenn man ein Missionsprofil wählt, das nach Brennschluss der äußeren Booster die Rest-Rakete schon rein ballistisch die 200 bis 250 km Höhe erreicht. Dann kommt es nicht so sehr darauf an, in welcher Zeit die Zentralstufe das Delta-V bis zum Erreichen der Orbitalgeschwindigkeit aufbringt, und die gravitativen Verluste bleiben vergleichsweise klein, auch mit Triebwerksausfall.

    Aber das ist jetzt alles Spekulation und nicht durchgerechnet.

    Kai

  2. Wie toll das Merlin !D ist zeigt SpaceX selbst. Auszug aus
    http://www.spacex.com/press.php?page=20130320
    „Through a 28 test qualification program, the Merlin 1D accumulated 1,970 seconds of total test time“
    und „SpaceX’s testing program demonstrated a ratio of 4:1 for critical engine life parameters such as firing duration and restart capacity to the engine’s expected flight requirements. The industry standard is 2:1.“

    Wer sich auskennt erkennt dass diese Werte extrem niedrig sind. Da mir ja vorgeworfen wird, ich schreibe nur ohne zu zitieren, man möge mal hier rein schauen
    http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/20050182932_2005183254.pdf
    (leider derzeit nicht erreichbar wegen „inventur“)
    Da findet man auf Seite 13-16 Daten wie oft Triebwerke getestet wurden vor dem ersten Einsatz. Da ist selbst der Wert für ein nur „verbessertes“ Triebwerk sehr niedrig. Sieht man es wie ich als neues an, so ist der kleinste der des LE-5 mit 282 Zündungen und über 15000 s Betrieb.

    Typisch ist eine Lebensdauer von der fünf bis 20-fachen Betriebsdauer, meist so um den Faktor 10 und nicht nur Faktor 4. Allerdings erklärt das auch den Ausfall eines Triebwerks durch „zu extensives Testen“ bei CRS-1. De Fakto dürfte nun auch klar sein, wie die billigen Preise zustande kommen….

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