{"id":18393,"date":"2025-09-18T10:09:40","date_gmt":"2025-09-18T08:09:40","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=18393"},"modified":"2025-09-18T11:58:21","modified_gmt":"2025-09-18T09:58:21","slug":"die-falcon-9-eine-nachlese","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/09\/18\/die-falcon-9-eine-nachlese\/","title":{"rendered":"Die Falcon 9 – eine Nachlese (1)"},"content":{"rendered":"
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Nachdem „SimonVR“ mich darauf aufmerksam gemacht hat, dass mein Falcon 9 Artikel<\/a> sowie der über die Entwicklung der Falcon 9<\/a> doch etwas abgehangen ist, denke ich, mache ich mal einen Blog dazu. Zuerst mal, worum es hier NICHT geht: nämlich eine Einsatzgeschichte der Falcon 9. Ebenso habe ich die wirtschaftliche Seite weitestgehend weggelassen, die kennt auch kein Außenstehender, auch wenn eine Recherche ergab, dass die Falcon 9 trotz Wiederverwendung in der Herstellung erstaunlich teuer ist. Die wenigen Daten, die man hat, zeigen, dass das Merlin-Triebwerk trotz der enormen Stückzahl (12 neue Erststufen und 150 Zweitstufen = ~250 Triebwerke pro Jahr) recht teuer ist, und die Zweitstufe, obwohl auch von ihr 10\u201320-mal mehr Exemplare als von der Konkurrenz gefertigt werden, ebenfalls.<\/p>\n

Ich nutze den Blog, um einige Kritikpunkte, die ich schon vor einem Jahrzehnt machte, nochmals anzubringen und konsolidiert zu erklären. Es handelt sich um bewusste Falschinformationen, oder umgangssprachlich „Lügen“. Ich weiß, SpaceX-Fans ignorieren dies, aber wenn eine Firma einen schon bei technischen Angaben belügt, wie ist es dann erst bei wirtschaftlichen Daten? Wobei ich denke, die schlechte Bilanz der Testflüge des Starships und der Tatsache, dass die bisherigen Versionen praktisch keine Nutzlast haben, vielleicht dem einen oder anderen Fan zum Umdenken bringen.<\/p>\n

Der Artikel wurde so lang, dass ich ihn in zwei Teilen veröffentliche<\/a>. Die einzelnen Subteile sind aber in sich abgeschlossen sodass ihr schon nach diesem ersten Teil kommentieren könnt.Den ganzen Artikel auch dauerhaft zum Nachschlagen findet ihr jetzt schon auf der Website<\/a>. <\/p>\n

Die Versionen<\/h4>\n

SpaceX spricht von mehreren Versionen der Falcon 9. Die Benennung ist nicht eindeutig; mal gibt es eine Versionsnummer „1.0“, mal eine Blocknummerierung wie bei der Saturn, mal eine Abkürzung wie FT für „Full Thrust“. Da es für keine Version außer der ersten viele technische Daten gibt, kann ich nur drei Versionen unterscheiden:<\/p>\n

Die erste Version wog 314 t und war mit Nutzlastverkleidung knapp 55 m lang. Sie wurde mit Merlin 1C angetrieben, denselben Triebwerken wie bei der Falcon 1<\/a>. Ihre Nutzlast war zu gering, sie reichte aus für die COTS-Testflüge der Fracht-Dragon<\/a> (aber ohne nennenswerte Nutzlast) und leichte Kommunikationssatelliten in den GTO. Reklamiert wurden 10.450 kg Nutzlast in den LEO und 4.536 kg in den GTO. Erst nach dem Ausmustern wurde bekannt, dass sie nur eine Nutzlast von 6.800 \/ 3.000 kg hatte, was ich auch anhand der Startmasse abgeleitet habe. Sie wurde nur fünfmal eingesetzt.<\/p>\n

Danach wurde die Rakete gestreckt. Der Transport über die Straße ließ keine Verbreiterung zu; zudem ist das Strecken einfacher, ein größerer Durchmesser bedeutet praktisch eine Neukonstruktion. Neben der Verlängerung wurde auch die Triebwerksanordnung von einer 3\u00d73-Matrix auf einen Kreis geändert. Mich wunderte schon damals diese komische Anordnung, da sie die Schubvektorregelung unnötig umständlich macht. Eine kreisförmige Anordnung ist nicht nur spiegelsymmetrisch zu bestimmten Achsen, sondern für jeden Drehwinkel.<\/p>\n

Die erste Version wog rund 505 t, die heutige 549 t. Sie sind 68,3 bzw. 70,1 m lang. Die kleine Verlängerung wurde durch eine leichte Schubsteigerung der Merlins erreicht. Diese Version setzt Merlin 1D ein, die mit bedeutend höherem Brennkammerdruck arbeiten und so mehr Schub liefern. Damit begannen die Bergungsversuche, die nach einigen Fehlschlägen inzwischen fast immer klappen. Nach geleakten Informationen beträgt die Nutzlast dieser Version 6,5 t in den GTO ohne Wiederverwendung bzw. 5,5 \/ 3,5 t bei See-\/Landbergung. Einen versteckten Hinweis liefert die Preisangabe, die sich auf eine Nutzlast von 5,5 t bezieht, dem Maximum für einen GTO. Die maximale LEO-Nutzlast kann man aus den Starlink-Starts ableiten; je nach Bahnhöhe\/-neigung liegt sie bei 16 bis 17 t. Die Webseite gibt dagegen seit Jahren die falsche Angabe 8,3 \/ 22,7 t an.<\/p>\n

Die Merlins<\/h3>\n

Die Falcon 9 ist von der Technik her Stand der Sechzigerjahre, als die USA LOX\/Kerosin-Raketen mit Nebenstromtriebwerken einsetzten, wie bei der Thor, Atlas oder Saturn. Das gilt auch für das Merlin-Triebwerk. Es ist ein Nebenstromtriebwerk, in der aktuellen Version im Schub vergleichbar mit dem H-1 der Saturn V oder dem LR-79 der Atlas oder Thor. Besonders ist die enorme Schubsteigerung, die seit der ersten Version den Schub verdoppelt hat.<\/p>\n

Neben den Nutzlastangaben, die nicht stimmen, beginnen bei den Merlins<\/a> schon die falschen Angaben. So soll es nur 470 kg wiegen, was ein Schub-\/Gewichtsverhältnis von 180 bedeutet. Wer sich mit Triebwerken auskennt, der weiß, dass selbst große Nebenstromtriebwerke selten auf ein Schub-\/Gewichtsverhältnis von mehr als 80 bis 100 kommen. Hauptstromtriebwerke, wie sie bis vor wenigen Jahren nur die Sowjetunion entwickelte, liegen etwas besser bei 120 bis 150. Das aktuelle Raptor in dieser Technik hat ein Schub-\/Gewichtsverhältnis von 140, also ein typisches für Hauptstromtriebwerke. Es wäre somit trotz überlegener Technik schlechter als das zehn Jahre ältere Merlin.<\/p>\n

Wie soll das möglich sein? Es ist eigentlich nicht möglich. Aus physikalischen Gründen sind Hauptstromtriebwerke bei gleichem Schub immer leichter. Ich bin ein Mensch, der alles logisch durchdenkt, und so suche ich nach einer Erklärung der Massenangabe von 470 kg. Was zu den 470 kg passen würde, wäre die reine Brennkammer ohne Turbopumpen und Düse. So wiegt die Brennkammer des etwas schubstärkeren Vulcain (ebenfalls Nebenstromtriebwerk) rund 600 kg. Letztendlich spricht die geringe Nutzlast ohne Wiederverwendung gegen die Angabe, denn bei einer LOX\/Kerosin-Rakete machen die Triebwerke den Großteil der Masse aus (bei der Version 1 wog der Triebwerksblock ungefähr die Hälfte der ersten Stufe; solche Angaben waren damals noch verfügbar).
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\nDas Erhöhen des Brennkammerdrucks hat auch den spezifischen Impuls, der zuerst relativ niedrig war, auf 3.050 m\/s im Vakuum bei der ersten Stufe gesteigert. Das Merlin Vacuum der zweiten Stufe soll dagegen einen spezifischen Impuls von 348 s = 3.413 m\/s aufweisen. Diese enorme Steigerung um 400 m\/s nur durch eine verlängerte Düse ist unmöglich. Man kann dies qualitativ abschätzen, indem man die spezifischen Impulse anderer LOX\/Kerosin-Triebwerke von Erst- und Oberstufen vergleicht. Diese erreichen je nach Düsenlänge 100 bis 200 m\/s mehr. Quantitativ kann man dies mit Tools wie FCEA2<\/a> bestimmen. Setzt man die bekannten Daten dort ein und bildet ein gewichtetes Mittel aus eingefrorenem und freiem Gleichgewicht (20:80 \u2013 diesen Wert erhält man, wenn man bei anderen LOX\/Kerosin-Triebwerken ähnliche Vergleiche anstellt), so kommt man auf 3.265 m\/s für das Erststufentriebwerk und 3.597 m\/s für die Vakuumversion, also ein Unterschied von rund 300 m\/s.<\/p>\n

Der Unterschied der FCEA-Ergebnisse zu den realen Angaben beruht auf der Tatsache, dass ein Teil des Treibstoffs nicht für Antriebszwecke verwendet wird, sondern für den Antrieb der Turbinen \u2013 daher auch die Bezeichnung Nebenstromtriebwerke. Wenn das Erststufentriebwerk um rund 210 m\/s schlechter als die theoretische Performance ist, so sollte dies auch für die Vakuumversion gelten, bei ihr sogar noch mehr, da durch die längere ungekühlte Düse mehr Energie verloren geht \u2013 sie glüht auf den Abbildungen. Bei einer gekühlten Düse wird diese Energie wenigstens genutzt, um den Treibstoff zu erwärmen, sodass dafür nicht die Energie aus der Verbrennung stammt. Ich habe in meinen Simulationen das Triebwerk mit einem spezifischen Impuls von 3.340 m\/s angenommen. Auch hier suche ich nach einer logischen Erklärung, und wenn man ignoriert, dass das Triebwerk Treibstoff für die Turbopumpenförderung benötigt \u2013 man also nicht den spezifischen Impuls des ganzen Triebwerks, sondern nur der Brennkammer nimmt \u2013 dann wäre der Wert von 3.413 m\/s möglich. Auch das ist eine bewusste Falschangabe.<\/p>\n

Die Tanks<\/h3>\n

Bei der ersten Version gab Elon Musk an, dass die Tanks aus der Aluminium-Legierung 2195 bestehen. Dies ist die modernste Legierung, die auch beim Space-Shuttle-Tank<\/a> eingesetzt wurde und dafür sorgte, dass die Nutzlast für die ISS entscheidend anstieg. Je nach Temperatur ermöglicht sie um 25 bis 40 Prozent Gewichtseinsparungen. Doch sie ist auch teurer, weshalb die NASA sie erst beim ISS-Aufbau einsetzte, der sonst viel mehr Flüge erfordert hätte. Tanks machen bei der Treibstoffkombination LOX\/Kerosin mit seiner hohen Dichte aber sowieso nicht den Löwenanteil am Leergewicht aus. Schon mit der Standard-Aerospace-Legierung 2219 wiegt ein Tank nur ein 75-stel des Inhalts. Zum Vergleich: Eine 1,5-l-PET-Flasche wiegt 48 g oder 1<\/sup>\/31<\/sub>-stel des Inhalts.<\/p>\n

Ebenso ambitioniert ist, dass beide Stufen Integraltanks aufweisen. Das ist ein Tank, der durch einen flachen Zwischenboden die beiden Flüssigkeiten trennt. So ein Zwischenboden ist aufwendig zu fertigen. Er muss flach sein, damit man den unteren Tank maximal füllen kann; er muss isoliert sein, sonst würde der um 200 Grad Celsius kältere Sauerstoff verdampfen und das Kerosin zu Eis erstarren. Neue kommerzielle Entwürfe (Atlas V, Ariane 6) setzen eher auf getrennte Tanks, auch wenn die zusätzliche Leermasse der Böden und vor allem der Zwischentanksektion, die nicht durch Innendruck stabilisiert ist, die Nutzlast absenkt. Aber so kann man pro Stufe vier identische Tankdome fertigen, anstatt zweierlei verschiedene. Das ist kostengünstiger.<\/p>\n

Alles zusammen spricht Elon Musk von einem Start-\/Leermasseverhältnis von 30 bei der ersten Stufe (ohne Adapter) und \u201enahezu 25\u201c bei der zweiten Stufe. Damit wäre die um 60 % größere Erststufe sogar um 3 t leichter als die der ersten Falcon-Version ( Start-\/Leermasseverhältnis 16). Das erscheint kaum glaubhaft; auf so niedrige Werte kamen nicht mal die ICBM-Versionen der Erststufen der Titan und Atlas, und diese waren bedeutend leichter als die für Trägerraketen vorgesehenen Versionen. Der Unterschied beruht auf den höheren Belastungen bei Max-Q durch die oberen Stufen und die Nutzlastverkleidung die eine Versteifung nötig machte. Bei Stufen mit einer Mischung über 100 t Masse liegen bei verschiedenen Trägern die Strukturfaktoren bei 17 bis 18. In diesem Bereich liegen Atlas, Titan, Saturn V, Atlas V und Superheavy-Erststufen. Gerade die SuperHeavy spricht dafür, dass sich der Wert von 30 bzw. 24 vielleicht nur auf die Masse ohne die Triebwerke bezieht.<\/p>\n

Weiter gehts im zweiten Teil<\/a><\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"

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