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Die engine-out capability

Dieser Artikel entstand aus einem Blogbeitrag über SpaceX und die von ihnen beschworene engine out capability. Daher geht es im ersten Teil vor allem um die Falcon 9. Ich will im zweiten Teil aber auch einen Blick auf die Entwicklung des Konzepts werfen.

Der Begriff

Es ist die Fähigkeit ein Triebwerk während des Fluges abzuschalten und diesen Ausfall auch abzufangen. Das erste ist relativ gut beherrschbar. Heute kann man so viele Triebwerksdaten in so kurzer Zeit verarbeiten, dass man selbst bei gravierenden Ereignissen noch rechtzeitig die Ventile zu einem Triebwerk schließen kann. Als zusätzlichen Schutz kann man jedes Triebwerk durch einen Kevlarvorhang vor Splittern schützen.

Das ist Punkt 1, schwieriger ist Punkt 2. Was passiert bei einem Triebwerksausfall? Der erste Punkt ist, der Schub fällt ab. Nehmen wir an, es ist recht spät, dann ist die einfachste Folge, dass man einen höheren Treibstoffverbrauch hat. Bei der ersten Stufe (die oberen Stufen haben meist weniger Triebwerke, sodass ein Ausfall kaum abfangbar ist) ist die Hauptaufgabe, eine Aufstiegsbahn zu erreichen die ihren Scheitelpunkt in der Höhe des Orbits hat. Nur der Teil der Beschleunigung, der über 1 g hinaus geht, bewirkt eine Beschleunigung in der Vertikalen, also einer Aufstiegsbahn mit dem gewünschten Scheitelpunkt (später kann man noch einen Teil für den Aufbau der horizontalen Beschleunigung nutzen). Fällt nun spät ein Triebwerk aus, so fehlt Beschleunigung was sich in einem höheren Treibstoffverbauch neiderschlägt, da nun die Erdgravitation länger wirkt (die Brenndauer ist ja durch das ausgefallene Triebwerk verlängert).

Die Falcon 9 - eine genaue Betrachtung

Problematischer ist ein Ausfall sehr kurz nach dem Start. Die Falcon 9 der COTS Flüge wiegt rund 314 t nach SpaceX Presskit. (ich meine es sind mehr, da die Brenndauer der Stufen länger als COTS 1 sind, die Tabelle aber vom ersten Presskit übernommen wurde) Der Startschub beträgt 3.800 kN. Das entspricht einer Beschleunigung von 12,1 m/s. Das ist auch die Minimalbeschleunigung die ein Träger aufweisen darf. Bei meinen Recherchen für die Saturn stolperte ich immer wieder über die Beschleunigung 1,25 g (12,26 m/s) als Minimalwert. Darunter steigen die Gravitationsverluste stark an und auch die Steuerung ist schwieriger. Das letzte ist leicht nachvollziehbar. Eine Rakete die gerade mit 1 g beschleunigt also praktisch still steht ist nicht gerade stabil, eine Rakete die ständig schneller wird, ist durch ihre Geschwindigkeit stabiler. Aus diesem Grunde musste bei der Saturn auch bei Ausfall eines Triebwerks eine Beschleunigung von mindestens 1,25 g gewährleistet sein.

Überträgt man dieses Kriterium auf die Falcon 9, so müsste sie mit mehr als 13,7 m/s beschleunigen um einen Triebwerksausfall direkt nach dem Start abzufangen. Sie startet aber mit 12,1 m/s. So ist die Engine-out capability nicht nach dem Start gegeben.

Das zweite Kriterium ist die Steuerbarkeit nach dem Ausfall. Es gibt hier zwei Möglichkeiten. Das eine ist es ein gegenüberliegendes Triebwerk abzuschalten und so die Schubsymmetrie aufrecht zu erhalten. Das ist die technisch einfachste Lösung, bedeutet aber dass man noch größere Reserven im Treibstoffvorrat und beim Startschub vorrätig halten muss. Das zweite ist die Möglichkeit die Triebwerke zu schwenken und so den asymmetrischen Schub aufzufangen. Bei den bei der Falcon eng zusammenliegenden Düsen erscheint es sehr schwer denkbar, dass sie so weit geschwenkt werden können um einen Ausfall aufzufangen.

Immerhin gibt es hier einen Präzedenzfall. Beim Arianestart V36 fiel ein Triebwerk nicht aus, aber der Brennkammerdruck betrug nur knapp die Hälfte. Trotz acht Triebwerken in der ersten Stufe fiel es immer schwerer diesen asymmetrischen Schub (das Triebwerk hatte nun nur noch 50% seiner Leistung) auszugleichen. Nach 90 s standen die Triebwerke beim Maximalausschlag und konnten den asymmetrischen Schub nicht mehr kompensieren, die Rakete drehte sich und 11 s später gab es Brüche in der Struktur, die das Selbstzerstörungssystem auslösten.

In diesem falle konnte also bei acht Triebwerken nicht der teilweise Ausfall eines Triebwerks kompensiert werden.

Basierend auf diesen Daten kann man nun folgendes ableiten:

  Falcon 9 (Merlin 1C) Falcon 9 (Merlin 1D) Falcon Heavy
Mittleres Triebwerk darf ausfallen nach 44 s 41 s 10 s
Äußere Triebwerke dürfen ausfallen nach 67 s 65 s 26 s

Die Daten beruhen auf der Annahme, dass die Beschleunigung nicht unter 1,25 g fallen darf und den von SpaceX angegebenen Werten für den Schub und Startmasse (Merlin 1C: 423 kN, Merlin 1D: 620 kN, Falcon 9: 314 und 4780 t, Falcon Heavy 1.400 t) sowie der Annahme, dass bei einem Ausfall eines äußeren Triebwerks zwei Triebwerke abgeschaltet werden müssen, während beim mittleren Triebwerk die Symmetrie erhalten bleibt.

Man sieht: die Falcon Heavy ist hier gutmütiger, aber durch 27 Triebwerke ist ein Ausfall auch dreimal wahrscheinlicher.

Schwer zu beziffern ist der erhöhte Treibstoffverbrauch. Man findet aber bei SpaceX keinerlei Angaben, dass es hier Reserven gibt um diesen aufzufangen. Dabei ist dieser unstriittig aufgrund der höheren Gravitationsverluste. Im Extremfall (zwei Triebwerke werden nach 67 s abgeschaltet) müssten die verbliebenen Triebwerke 31,7 s länger arbeiten, was bedeutet, dass die Erdbeschleunigung 31,7 s lang länger auf den Träger einwirken kann. Das dies mit einem höheren Treibstoffverbrauch einhergeht, dürfte klar sein. Genaue Werte sind jedoch nur bei Kenntnis der Aufstiegsbahn ermittelbar.

Natürlich, nur um dies noch zu erwähnen ist ein Ausfall bei der zweiten Stufe nicht abfangbar. Aufgrund dessen ist die Zuverlässigkeit schwer direkt berechenbar. Ich habe daher eine Monte Carlo Simulation durchgeführt. Dreh- und Angelpunkt ist natürlich die unbekannte Zuverlässigkeit eines Triebwerks. Das Vulcain 1 wurde für eine Zuverlässigkeit von 0,9946 ausgelegt. Es wurde anders als die Merlin wirklich extensiv getestet. Nimmt man dieses Kriterium auch für die Merlin an, so ergibt sich für die Falcon 9 eine Zuverlässigkeit von 0,977 und für die Falcon Heavy eine von 0,974. Das sind natürlich nur die Werte für die Triebwerke, andere Ereignisse die Katastrophal sein können (Stufentrennung, Steuerung, Avionik ...) sind nicht berücksichtigt. Nimmt man nur 0,99 an, so sinkt die Zuverlässigkeit schon auf 95,8% (Falcon 9) bzw. 95,3% (Falcon Heavy) ab.

Die Tendenz ist heute nue wenige Triebwerke zu nehmen, deise sind dafür sehr zuverlässig. Hier einige Daten für demonstrierte bzw. projektierte Zuverlässigkeiten:

Dagegen hatte die Saturn IB nur eine von 0,88 (trotz engine-out capability, allerdings für die ganze Rakete mit 9 Triebwerken) und die Saturn V eine von 0,95 (ebenfalls für die gesamte Rakete) mit 11 Triebwerken.

Doch man kann auch das vorliegende Datenmaterial nehmen. Bisher gab es fünf Falcon 1 Starts und drei Falcon 9 Starts. Beim ersten Falcon 1 Start fiel ein Merlin aus, und beim letzten Falcon 9 Start ebenso. Dort konnte der Ausfall sehr spät in der Betriebsphase abgefangen werden. Bei 25 eingesetzten Triebwerken sind dies zwei Ausfälle oder eine Zuverlässigkeit von 33/35 oder 0,942. Nimmt man dies als Vorgabe für die Simulation, so wird es wirklich übel: 82,4% für eine Falcon 9 und 75,2% für eine Falcon Heavy. Das halte ich schon für zu gering. Doch irgendwo zwischen 0,985 und 0,99 würde ich die Triebwerke schon einsortieren. Das ergibt dann eine Zuverlässigkeit der Rakete von 0,93 bis 0,958 je nach Konfiguration. Ariane 5 sollte 0,985 aufweisen. Allerdings sollte man dazu sagen, dass Probleme bei einem Triebwerk sich schon sehr oft nach dem Start zeigen. Die reale Zuverlässigkeit sollte daher geringer sein. Daher ist es bei Trägern mit flüssigen Treibstoffen üblich diese einige Sekunden lang am Boden zu halten, bis die Triebwerke hochgelaufen sind und eine Zeitlang ihre Normalparameter erreicht haben. Wie lange ist von dem Triebwerk und der Startsequenz abhängig. Die Falcon 9 bleibt 3 s lang fest am Boden, Ariane 5 und Space Shuttle rund 7 s und bei der Saturn V waren es sogar 8,9 s. So will man vermeiden, dass ein Triebwerk direkt nach dem Start ausfällt. Das hat auch beim ersten Startversuch zum COTS 2+ Start geklappt, dort wäre ein Ausfall katastrophal gewesen. Bei dem obigen Ariane 4 Start half es nichts, hier fiel das Triebwerk wenige Sekunden nach dem Start aus.

Die Zahl hat nicht nur akademische Bedeutung: Sollte die Versicherungsprämie um 5% höher sein, so ist bei den typischen Kosten eines kommerziellen Starts dies mit Mehrkosten von rund 12,5 Millionen Dollar bei einem Falcon 9 Start verbunden, die natürlich den niedrigeren Startpreis der Rakete relativieren (oder sie um diesen Betrag teurer machen. Bei der Falcon Heavy wären es wegen der teureren Satelliten (größere Nutzlast) rund 26 Millionen Dollar. (Versicherungsprämie 250 bzw. 400 Millionen Euro).

Die historische Entwicklung

Das Konzept kam in den frühen sechziger Jahren auf. Vorher hatten US-Träger ein bis drei Triebwerke. Ein Ausfall war nicht abfangbar. Bei der Konzeption der Saturn I setzte man dagegen acht Triebwerke des Typs H-1 ein, die wiederum evolutionär weiterentwickelte S-3D Triebwerke waren, die schon in der Jupiter Mittelstreckenraketen eingesetzt wurden.

Beim damaligen Stand der Technik war ein Triebwerksunfall relativ häufig. Damit dann bei acht Triebwerken nicht die Mission scheiterte arbeitete man an zwei Fronten: Verbesserung der Zuverlässigkeit und die engine-Out capability. Konkret heißt dies, die Saturn I konnte einen Triebwerksausfall nach 22 s abfangen können. Vorher ging dies nicht, weil sonst die Beschleunigung auf einen Wert unter 1,25 g gesunken wäre. Das hätte gravierende Folgen auf die Steuerung gehabt. Später wurden dann vier Triebwerke abgeschaltet um die Beschleunigung zu begrenzen. Damit nun ein Ausfall nicht katastrophal endet, wurden vorher die Triebwerke in Neutalstellung gefahren, das bedeutet der Schubvektor geht durch den Schwerpunkt, die Düsen sind nicht quer geneigt zur Flugrichtung.

Dies wurde auch getestet. Zuerst am Boden, dann im Flug Beim Start von SA-4 wurde ein Triebwerk während des Flugs abgeschaltet. Beim Flug SA-6 fiel ein Triebwerk nach 76,9 s aus. Dies wurde kompensiert und die anderen sieben Triebwerke arbeiteten 2,7 s länger. Bei der Saturn IB erfolgte die Kompensation durch Schrägstellen der anderen Triebwerke um die Schubassymetrie auszugleichen.

Das Konzept wurde auch auf die Saturn V übertragen. Bei der zweiten Stufe S-II war dies schon nach dem Start gegeben. Sie benötigte nur ein Schub/Gewichtsverhältnis von 0,8, startete aber mit 1,0. Es kam auch zweimal vor, beim dem zweiten Start, als ein Designfehler der Wasserstoffleitungen zuschlug. Als dann ein Triebwerk ausfiel, schaltete der Bordcomputer ein zweites ab - man hatte die Triebwerke falsch verkabelt, sodass der Bordcomputer die Ventile zu einem eigentlich funktionierenden Triebwerk schloss.

Der zweite Ausfall trat bei Apollo 13 vor, als das mittlere Triebwerk ausfiel. In beiden Fällen konnte der Ausfall aufgefangen werden.

Bei der ersten Stufe S-IC gab es auch eine engine-out capability, aber durch den sehr langsamen Start relativ spät im Flugprogramm. Später wurde sogar ein Triebwerk abgeschaltet um die Pogo-Schwingungen zu reduzieren und bei Skylab, als die Nutzlast kleiner war, wurden sogar erst zwei, dann nochmals zwei und zuletzt das verbliebene Triebwerk abgeschaltet. Aufgrund der schon legendären Zuverlässigkeit der F-1 Triebwerke kam es aber zu keiner Prüfung dieser Fähigkeit im Flug.

Auch Russland setzte dieses Konzept um. Die N-1 Trägerrakete hatte in der ersten Stufe dreißig und in der zweiten acht Triebwerke. Hier war die Möglichkeit einen Ausfall abzufangen sogar wesentlich für den Erfolg der Mission. Die erste Version der N-1 verwandte Triebwerke die bei Testläufen eine erschreckend niedrige Zuverlässigkeit hatten. Valentin Mischin, beteiligt bei der N-1 bezeichnete sie als "faule" Triebwerke. Die Lösung war es einen Ausfall abzufangen und das Risiko durch eine zweite Generation die erheblich zuverlässiger sein sollte zu reduzieren. Zum Einsatz dieser zweiten Generation kam es nicht mehr, sie treiben ab 2012 die Antares Trägerrakete an.

Das Steuersystem KORD der N-1 arbeitet allerdings anders als das der Saturn. Es versuchte nicht durch Schrägstellen der Triebwerke. Sie waren in der ersten und zweiten Stufe fest eingebaut, die Drehungen wurden durch zusätzliche Verniertriebwerke bewerkstelligt, die wohl mit einem Ausfall eines Triebwerks überfordert gewesen wären. Stattdessen schaltete KORD das gegenüberliegende Triebwerk ab. Ein Schubverlust wirkte sich nun doppelt so stark aus. Das führte dazu, dass man eine Schubreserve von 25% vorsah und die N-1 mit einer Beschleunigung von 1,5 G startete. In der ersten Stufe vergrößerte man so die Triebwerkszahl von 24 auf 30 Triebwerke.

Es zeigte sich bei der N-1 dass die Fähigkeit Triebwerke abzuschalten nichts hilft, wenn die Gesamtkonstruktion nicht ausgereift ist. Beim ersten Flug gab es einen Kabelbrandt, der zum Abschalten der Triebwerke führte. Metallteile hatten eine Turbine beschädigt und der ausgelaufene Treibstoff hatte sich entzündet. KORD reagierte falsch und schaltete ein Triebwerk mit abweichenden Parametern nicht ab, dafür aber das gegenüberliegende.

Auch beim nächsten Start reagierte KORD nicht schnell genug. Schon beim Hochlaufen wurde ein Triebwerk beschädigt, das bei der Explosion zwei gegenüberliegende mit beschädigte- Damit fehlten sechs Triebwerke. Schließlich wurde der Kabelbaum beschädigt und KORD schaltete alle Triebwerke ab und die Rakete fiel nach rund 10 s zurück auf die Startrampe und zerstörte diese.

Beim dritten Flug zeigte sich, dass die Verniertriebwerke überfordert waren, sie konnten die Rakete nach 50 s nicht mehr drehen und es kam zu Brüchen in der Struktur. Diesmal waren keine Triebwerksausfälle am Ausfall schuld. Beim letzten Flug gab es eine Explosion kurz vor dem Brennschluss. Die genaue Ursache wurde nie festgestellt, doch wurde eine Schockwelle verantwortlich gemacht die es gab als nach 90 s die inneren sechs Triebwerke abgeschaltet wurden.

Das Beispiel der N-1 zeigt deutlich dass die engine-out capability keine Hilfe ist, wenn die Gesamtkonstruktion an sich unzuverlässig ist.

Die einzigen Träger die mit acht Triebwerken jemals erfolgreich flogen waren die Ariane 4 und die Saturn I/IB. Bei letzterer gibt es zu wenige Flüge für eine gute Abschätzung des Ausfallsrisikos, aber es kam vor und konnte abgefangen werden. Die Ariane 1-4 Familie zeigt auch wie man ohne engine-out capability erfolgreich sein kann. Die Viking Triebwerke waren recht einfach und robust, aber die Rakete konnte einen Ausfall nicht abfangen, so gab es zwei Fehlstarts aufgrund Ausfälle der ersten Stufe. Einem  bei L02 (Verbrennungsinstabilität) und bei V36 (verknotetes Tuch in einer Treibstoffleitung und Feuer in einem PAL). Aufgrund der merkwürdigen Umstände und der Tatsache das bei einem Träger zwei Triebwerke ausfielen, kam damals auch der Verdacht der Sabotage auf. Doch nehmen wir diese nackten Zahlen: 3 ausgefallene Triebwerke.

Bei Ariane 1-4 wurden nahezu baugleiche Vikings (Analogie zur Falcon 9) in der ersten Stufe, zweiten Stufe und Boostern verwendet und zwar:

Das sind zusammen 958 Triebwerke, von denen auch 956 zündeten (die von L02 unv V36 in der zweiten Stufe nicht) und 953 arbeiteten ohne Probleme, das macht eine Zuverlässigkeit von

p = 954 / 956 = 0,99686

Die Zuverlässigkeit einer Ariane 4 mit 4 PAL-Boostern beträgt dann 0,996869 = 97,2%

Das ist eine Zuverlässigkeit die akzeptabel ist. Würde man dagegen das Vulcain ansetzen, das komplexer und dadurch auch eine höhere Ausfallwahrscheinlichkeit hat, so wären es 0,99149 = 92,5%, ein sehr niedriger Wert. Dazu kommt ja noch die Oberstufe, die häufiger ausfiel, nämlich viermal bei nur 144 Einsätzen.

Doch selbst wenn die Falcon 9 dieselbe Zuverlässigkeit wie die Viking erreicht, so ergibt sich für eine Falcon Heavy: 0,9986828 = 91,5%, ebenfalls ein deutlich zu niedriger Wert (95+% werden angestrebt), der deutlich macht, dass man selbst bei sehr zuverlässigen Triebwerken gewappnet gegen einen Ausfall sein muss.

Heutiger Einsatz

Der Trend geht heute zu weniger Triebwerken. Je weniger Triebwerke eine Rakete hat desto billiger ist sie, weil ein schubstarkes Triebwerk preiswerter in der Herstellung als zwei nicht so schubstarke ist. Zudem ist die Gesamtzuverlässigkeit einer Trägerrakete höher wenn sie weniger Triebwerke einsetzt, da jedes Quelle eines Ausfalls sein kann.

Die engine-out capability ist dagegen erst bei sehr vielen Triebwerken sinnvoll. So muss der Schubverlust ausgeglichen werden können. Das ist bei zwei oder drei Triebwerken praktisch nicht möglich. Zum zweiten muss der Ausfall auch steuerungstechnisch kompensiert werden können. Wenn dies durch Schrägstellen der anderen Triebwerke geschieht, dann geht dies nur bei relativ vielen Triebwerken. Bei einem Ausfall bei nur vier Triebwerken resultiert ein so asymmetrischer Schub, dass er nicht auf diese Weise aufgefangen werden kann. Dann kann man nur ein gegenüberliegendes Triebwerk abschalten und dieser Schubverlust muss mit einbezogen sein, dass bedeutet diue Rakete muss über genügend Schub und Triebstoffreserven verfügen.

Es muss gewährleistet sein, dass ein Ausfall keine katastrophalen Folgen hat: Bei der N-1 war bei den beiden ersten Fehlstarts nicht der Ausfall primär verantwortlich, sondern das dabei durch Explosionen und Brände die umliegenden Triebwerke und Leitungen beschädigt wurden.

Nicht jede Rakete mit vielen Triebwerken hat daher die Engine-out capability. So verfügt die Proton nicht darüber (fest eingebaute Triebwerke, zu wenig Schubreserve) und auch die Ariane 4 nicht (sie wurde aus der Ariane 1 entwickelt, die nur vier Triebwerke hatte. die vier Booster haben nicht schwenkbare Düsen. Sie können daher einen Schubverlust nicht abfangen).


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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