2014-002A
\nNorad: 39500U
\nSatcat: 14002A
\nInklination: 22.4563 \u00b0
\nUmlaufdauer: 1 d 08:23:21 h
\nPerigäum: 375,6 km
\nApogäum: 90039,7 km<\/p>\n
2014-002B
\nNorad: 39501U
\nInklination: 22.4575 \u00b0
\nUmlaufdauer: 1 d 08:07:54 h
\nPerigäum: 375,9 km
\nApogäum: 89492,2 km<\/p>\n
Ich vermute wegen dem „Push“ den der Satellit durch Federn bei der Abtrennung erhält und die ihn beschleunigen, dass er das Objekt 2014-002A ist. Das Apogäum stimmt, die Inklination auch, aber das Perigäum nicht. Denn veröffentlicht wurden: 295 x 90.000 km x 22,5 Grad wieder eine Abweichung – warum?<\/p>\n
Nun ich schreibe erst mal was es nicht ist:<\/p>\n
Es liegt nicht an dem hohen Schub des Merlin 1d Vakuum. Die Oberstufen auf anderen Trägern sind, da diese dreistufig sind recht schubschwach, weil sie erst gezündet werden wenn die Orbitalgeschwindigkeit erreicht oder fast erreicht wird. Allerdings ist das Aufaddieren von Beschleunigungen und die Bahnberechnung nicht so komplex. Der im Jahre 1958 konstruierte erste Bordrechner der Centaur, der gerade mal einige Hundert Operationen pro Sekunde berechnen konnte stellte die Geschwindigkeit 20-mal pro Sekunde und die Bahn einmal pro Sekunde fest. Der Ariane 5 Bordcomputer mit einer Motorola 58020 (der fliegende Atari ST, MAC oder Amiga je nach Gusto) ermittelt die Bahn 40-mal pro Sekunde. Die Falcon hat noch bessere Prozessoren. Es ist unwahrscheinlich das es daran liegt. Auch der Schub kann es nicht sein, denn die Gemini Kapseln, die auch auf seo schubstraken (sogar noch höher beschleunigenden) Titanzweitstufen saßen erreichten ihne Bahnen mit Abweichungen von wenigen Kilometern. Ja wenn ich noch etwas weiter zurückgehe hatte selbst die analoge Steuerung der A-4 noch eine geringere Abweichung. Angeblich soll die Falcon 9 ja die Triebwerke der A-4 in verbesserter Form<\/a> einsetzen, vielleicht auch die Steuerung?<\/p>\n Es ist auch kein Zufall, man hat bewusst die Parkbahn ellipsenförmig gemacht. Die Frage ist, warum man im Launchmanifest nur 295 km angibt. Nun meine persönliche Ansicht nach liegt es an der Engine-Out capability. Als SpaceX die Falcon 9 vorstellte gab sie als Nutzlast 16.000 kg für LEO an, für GTO (298 Grad) noch 5.500 kg. Als beim CRS-1 Flug ein Triebwerk ausfiel. wurde die Nutzlast der neuen Version auf 4.860 kg \/ 13.150 kg gesenkt, denn die Sekundärnutzlast konnte nicht mehr in den Orbit gebracht werden, auch die Dragon hatte ein um 108 km zu niedriges Perigäum. Nun muss man wenn ein Triebwerk ausfällt die Treibstoffreserve dafür vorhalten, denn die anderen Triebwerke brennen nun länger und dies erhöht die Aufstiegsverluste – die Gravitation zieht länger an der Rakete bis sie Orbitalgeschwindigkeit erreicht hat.<\/p>\n Entweder hat man das nicht getan und bemerkte das bei diesem Start zum ersten Mal, oder (meine Theorie) man hat die Schubasymmetrie nicht richtig durchdacht. Beim CRS-1 Flug fiel ein Triebwerk aus. Die Brennzeit der ersten Stufe verlängerte sich aber so, wie wenn zwei Triebwerke ausgefallen wären. Die einfachste Logik ist, das der Bordcomputer ein zweites Triebwerk abschaltet. wenn er die Schubassmymetrie nicht ausgleichen kann, so haben die Triebwerke nicht viel Platz zum Schwenken um den Schubvektor wieder in die Längsachse zu bringen. Dann muss man aber Treibstoffreserven für den Ausfall zweier Triebwerke vorsehen. Das hat man beim CRS-1 nicht gemacht. Offensichtlich auch nicht bei den Planungen, sonst hätte man nicht die Maximalnutzlast der Rakete um glatte 20% abgesenkt.<\/p>\n Was macht man nun wenn kein Triebwerk ausfällt ? Nun man kann den Überschusstreibstoff nutzen um die Bahn energetisch günstiger zu machen, z.B. indem die Parkbahn dann nicht kreisfömig, sondern elliptisch ist. Eine zweite Möglichkeit wäre es bei der zweiten Zündung die Inklination abzubauen, doch dann müsste das Computerprogramm die Stufe vorher in die richtige Richtung drehen die eine andere als vorgeben wäre. Dagegen ist es mit der elliptischen Kreisbahn relativ einfach: man muss nur dann etwas später das Triebwerk abschalten.<\/p>\n Als Garantie gibt man eben, dann den mit einem Ausfall erreichbaren Orbit an. Das sind die 295 km. Warum das Perigäum aber trotzdem noch so hoch ist (üblich sind 160 bis 200 km)? Ich denke es liegt auch am Ausfall. Beim CRS1 Start sollte eine 310 km hohe Kreisbahn erreicht werden, es waren aber nur 203 x 302 km. Der Schub reichte nicht aus, das Perigäum auf die nötige Höhe zu hieven. Wenn dies immer so gegeben ist, dann gibt es bei einer 200 km Kreisbahn ein kleines Problem, denn dann ist das Perigäum 100 km hoch und bevor man sich versieht ist man wieder verglüht. Also muss man um mindestens 180 km Höhe zu erreichen, das Apogäum auf mindestens 295 km Höhe legen, die zweite Stufe zündet nach 28 Minuten, das ist noch vor Durchlaufen des Apogäums und so resultiert der hohe erdnächste Punkt. Auch dieses Manöver kostet Treibstoff.<\/p>\n Zuletzt noch eine Performanceanalyse. Ein 375 x 90.000 km Orbit hat eine Geschwindigkeitsanforderung von 10.551,2 m\/s. Bei der gewählten Inklination von 22,46 Grad hat Thaicom 5 noch 1501,8 m\/s für den GTO aufzuwenden, der Orbit ist also energetisch mit Ariane 5 kompatibel. Anders sieht es für die Falcon 9 aus. Da kommt einiges zusammen:<\/p>\n Das dürfte bei einer etwa 4 t schweren Oberstufe die ja zum Satelliten hinzukommt, auch die Performance ein wenig reduzieren. So kann man eben anstatt 4,85 t gerade mal Satelliten der 3-3,5 t Klasse transportieren. Dann reduziert sich auch der Preisvorteil entsprechend. Ich habe das schon mal berechnet – wenn das der Standardorbit ist, dann wird die Falcon 9 wahrscheinlich maximal 3,3 bis 3,5 t in einen GTO transportieren, je nach Gewicht der Oberstufe.<\/p>\n\n