{"id":5655,"date":"2011-12-12T00:33:22","date_gmt":"2011-12-11T23:33:22","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=5655"},"modified":"2011-12-12T09:32:20","modified_gmt":"2011-12-12T08:32:20","slug":"was-bleibt-ubrig-teil-1","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2011\/12\/12\/was-bleibt-ubrig-teil-1\/","title":{"rendered":"Was bleibt &uuml;brig? &#8211; Teil 1"},"content":{"rendered":"<p>Ich will mich heute mal mit der geplanten Wiederverwendung der Falcon 9 besch&auml;ftigen. Das ganze ist recht schwierig, vor allem weil es nur ein Video gibt, aber keine Daten. Ich will versuchen trotzdem eine ungef&auml;hre Hausnummer, also einen Erfahrungswert gewinnen. Als Ausgangsbasis muss die derzeitige Falcon 9 dienen, von der folgendes bekannt ist:<\/p>\n<ul>\n<li>Gewicht des Triebwerksblocks der ersten Stufe, der ca. 50% der Vollmasse ausmacht: 7710 kg -&gt; Leergewicht der ersten Stufe 15000 kg<\/li>\n<li>Treibstoffzuladung erste Stufe: 244.000 kg (Jungfernflug)<\/li>\n<li>Treibstoffzuladung zweite Stufe: 42,1 t (Jungfernflug)<\/li>\n<li>Startgewicht: 313 t (COTS-1)<\/li>\n<li>Nutzlast: 9,8 t bei 333,4 t Startmasse<!--more--><\/li>\n<\/ul>\n<p>Die Daten sind nicht schl&uuml;ssig, da bei den ersten Fl&uuml;gen die Startmasse und Nutzlast deutlich kleiner ist, die Maximalnutzlast also nicht erreicht wird. Ich habe daher f&uuml;r eine vollgetankte Falcon 9 folgende Daten postuliert, basierend auf den bekannten Tankvolumina.<\/p>\n<p>&nbsp;<\/p>\n<table class=\"style2\" style=\"width: 100%;\" cellspacing=\"4\" cellpadding=\"3\">\n<tbody>\n<tr>\n<td class=\"style1\"><\/td>\n<th class=\"style1\">Vollmasse<\/th>\n<th class=\"style1\">Leermasse<\/th>\n<th class=\"style1\">spezifischer Impuls<\/th>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"style3\">Stufe 1<\/td>\n<td class=\"style3\">261500 kg<\/td>\n<td class=\"style3\">15.000 kg<\/td>\n<td class=\"style3\">2980 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"style3\">Stufe 2<\/td>\n<td class=\"style3\">48.800 kg<\/td>\n<td class=\"style3\">3.000 kg<\/td>\n<td class=\"style3\">3355 m\/s<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"style3\">Nutzlast:<\/td>\n<td class=\"style3\">9.800 kg<\/td>\n<td class=\"style3\"><\/td>\n<td class=\"style3\"><\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td class=\"style3\">Nutzlastverkleidung:<\/td>\n<td class=\"style3\">1.500 kg<\/td>\n<td class=\"style3\"><\/td>\n<td class=\"style3\"><\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>F&uuml;r diese Rakete ist eine Endgeschwindigkeit von 9438 m\/s f&uuml;r 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.<\/p>\n<p>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 Tr&uuml;mmerfeld an, beim zweiten Flug dieser Rakete wurde es gar nicht erst probiert und einger&auml;umt man w&auml;re noch Jahre von der Wiederverwendung der ersten Stufe entfernt und w&uuml;rde dies erstmal aussetzen um die Nutzlast zu erh&ouml;hen. Die zweite Stufe die auch geborgen werden sollte, wurde bisher nie geborgen. Warum man nun eine viel aufwendigere Methode angeht ist mir ein R&auml;tsel, wenn man nicht mal die Hausaufgaben geschafft hat, die man f&uuml;r die einfachere L&ouml;sung l&ouml;sen muss.<\/p>\n<p>Das Tr&uuml;mmerfeld zeigt, das die erste Stufe den Wiedereintritt strukturell nicht &uuml;berstanden hat. Sie muss also verst&auml;rkt werden. Damit wird sie schwerer. Doch um wie viel? Mir fallen zwei Tr&auml;ger 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 &#8222;Aus&#8220; kam nach Untersuchungen in DLR-Windtunneln. Es stellte sich heraus, dass die Stufe durch ihren Schwerpunkt nahe der Triebwerke zum &Uuml;berschlagen neigt, was zum verheddern in den Fallschirmen f&uuml;hren k&ouml;nnte. Auch die Erststufe der Falcon 9 soll &#8222;Purzelb&auml;ume&#8220; geschlagen haben, nur reicht ihre Integrit&auml;t nicht aus, um diese zu &uuml;berstehen.<\/p>\n<p>Die Ariane 1 Erststufe wog 160,7 t bef&uuml;llt, 14,1 t leer. Sie bestand aus Edelstrahl und nicht Aluminium wie die Falcon, was auch der thermischen Stabilit&auml;t nicht abtr&auml;glich war. W&uuml;rde man die Falcon 9 Erststufe strukturell so verst&auml;rken, dass sie dasselbe Voll\/Leermasseverh&auml;ltnis aufweist, so w&uuml;rde sie 23,7 t wiegen, also 60% h&ouml;her als bisher.<\/p>\n<p>Das zweite Modell ist die Baikal. Sie setzt zudem dieselben Treibstoffe ein, ist daher also eher vergleichbar. Die Baikal wird aber mit einem D&uuml;sentriebwerk zum Startplatz zur&uuml;ckfliegen. Dagegen soll die Falcon 9 Erststufe dazu ihren eigenen Treibstoff nutzen, was per se ineffizienter ist &#8211; das D&uuml;sentriebwerk nutzt den Luftsauerstoff zur Verbrennung, dazu noch die Umgebungsluft als Arbeitsmedium, dass mit erhitzt wird.\u00a0 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 verf&uuml;gt es &uuml;ber Fl&uuml;gel welche Auftrieb liefern und so den Treibstoffverbrauch senken.<\/p>\n<p>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.<\/p>\n<p>Daf&uuml;r ist es ein &#8222;Komplettpaket&#8220;, dass zur Basis zur&uuml;ckfliegen kann. Ansonsten muss man noch den Treibstoff rechnen, den man daf&uuml;r braucht. Hier gibt es &uuml;berhaupt keine Erfahrungswerte. Bei Ariane 1 war eine Wasserung im Atlantik geplant. Die Baikal w&uuml;rde mit einem D&uuml;sentriebwerk zur&uuml;ckfliegen. Wie die weg vom Startplatz gerichtete Bewegung umgedreht werden kann, ohne viel Treibstoff zu verbrauchen und ohne aerodynamische Hilfe wie Fl&uuml;gel, ist mir ein R&auml;tsel. Was man aber in jedem Fall ben&ouml;tigt, ist Treibstoff um die Fallbewegung zu neutralisieren, die Lage zu kontrollieren und f&uuml;r eine kurze Schwebephase und zum Navigieren. Nimmt man daf&uuml;r 500 m\/s an und den spezifischen Impuls am Boden, so ben&ouml;tigt man 21% der Trockenmasse daf&uuml;r. Das k&auml;me zur strukturellen Verst&auml;rkung hinzu, womit diese dann schon ohne D&uuml;sentreibwerk fast das Voll\/Leermasseverh&auml;ltnis der Baikal erreicht.<\/p>\n<p>Nimmt man also eine Strukturelle Verst&auml;rkung um 60% und die Treibstoffreserve von 21% der Startmasse an, so resultiert eine Abtrennungsmasse von 27,15 t anstatt 15 t. Alleine dies w&uuml;rde die Nutzlast von 9800 auf 8400 kg erniedrigen. W&auml;re die Stufe doppelt so schwer, so wie dies bei der Baikal der Fall ist, so sinkt die Nutzlast auf 8100 kg.<\/p>\n<p>Die zweite Stufe werde ich mir &uuml;bermorgen vornehmen. Daher an dieser Stelle nur noch eine Betrachtung des Nutzens. Da es praktisch keine Erfahrungswerte gibt wie die Stufe, vor allem gro&szlig;fl&auml;chige Strukturen wie Tanks den Wiedereintritt &uuml;berstehen (Haarrisse, thermische Sch&auml;den?) wird man sich auf die Triebwerke beschr&auml;nken. Normal ist, dass ein Triebwerk eine h&ouml;here 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 Tr&auml;gern ist sie auch h&ouml;her, aber nur selten bekannt. Eine Ausnahme ist das RL-10, dessen Lebensdauer das f&uuml;nffache der Betriebsdauer betr&auml;gt.<\/p>\n<p>Trifft dies auf die Merlin auch zu, dann kann jedes Triebwerk nur zweimal verwendet werden, da jede Stufe eine Testz&uuml;ndung vor dem Start durchl&auml;uft, also schon zwei Betriebsdauern vor dem Start. Ob sich dann noch die Wiederverwendung lohnt? Bei der zehnfachen Betriebsdauer w&auml;ren es vier Eins&auml;tze (man wird nicht bis zum &auml;u&szlig;ersten gehen und es kommen ja noch die Statischen Z&uuml;ndungen 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.<\/p>\n<p>Um Diskussionen vorzubeugen: Das ist hier nur ein Aspekt. Es g&auml;be sehr viel mehr zu diskutieren, z.B. das Konzept der Punktlandung mit einem aerodynamisch nicht steuerbaren K&ouml;rper (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 st&auml;rk auf die Triebwerksseite verschobenen Schwerpunkts und und und. Doch zum einen liegt das au&szlig;erhalb 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&#8230;.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Ich will mich heute mal mit der geplanten Wiederverwendung der Falcon 9 besch&auml;ftigen. Das ganze ist recht schwierig, vor allem weil es nur ein Video gibt, aber keine Daten. 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