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Da SpaceX schon die tausendmalige Wiederverwendung ihrer Falcon 9 plant und immer verrücktere Pläne für die Zukunft hat, hier mal eine kleine Erinnerung, was sie bisher bei ihren Starts erreicht haben.
Fast unmittelbar nach dem Start brach ein Feuer im Heck der Rakete aus, das nach 25 Sekunden zu einem Druckverlust in den Leitungen führte. Dieses führte nach 34 Sekunden zum Abschalten der Triebwerke. Man vermutete zuerst, dass die thermische Isolation der ersten Stufe dafür verantwortlich ist. Es war auf den Startvideos zu sehen wie Sie von der Rakete abgetrennt wurde. Doch dies soll nach Elon Musk nicht die Ursache gewesen sein. Alle Systeme sollen nominal funktioniert haben bis das Feuer ausbrach.
Am 7.4.2006 gab Elon Musk eine erste Beurteilung des Fehlers heraus. Ursache war seiner Ansicht nach ein Techniker der am Tag vorher an der Avionik gearbeitet hatte und dabei eine kleine Kraftstoffleitung nicht wieder fest angezogen hatte, nachdem er sie entfernt hatte, um an die Avionik zu kommen. Dies soll einem der Techniker mit der meisten Erfahrung passiert sein. Vier Minuten vor dem Start gab es schon ein Leck, das man hätte "entdecken können, wenn man auf den richtigen Datenstrom schaut". 25 Sekunden nach dem Start beschädigte das Feuer das Heliumdrucksystem. Als Folge sank der Tankdruck ab und das Merlin Triebwerk wurde automatisch abgeschaltet. Die Rakete schlug etwa 1 Kilometer vom Startplatz in einem Riff auf. Elon Musk sprach von einem Teilerfolg.
Eine weitere Untersuchung durch die DARPA, Sponsor dieses Fluges (für den 14 Millionen Dollar gezahlt wurden) der ersten Stufe ergab dann als endgültige Ursache eine Korrosion der Mutter zwischen den Tankleitungen, durch der Treibstoff an diese Stelle austrat und sich entzündete. Das Feuer griff um sich, und als die Pneumatikleitungen beschädigt wurden bracht der Druckverlust das Triebwerk zum Abschalten. Warum der Druckverlust in der Tankleitung schon vor dem Start nicht bemerkt wurde (es gibt seit Jahrzehnten Computerprogramme welche jeden Parameter überwachen können und automatisch den Countdown abbrechen können) wurde nie erklärt.
Wie die Mutter korrodieren konnte wurde nie geklärt. Musk führte mehrere möglich Gründe an - die Lagerung der Rakete in einem nicht klimatisierten Hangar über drei Monate (so etwas wäre im CSG wo der gesamte Zusammenbau in klimatisierten Gebäuden geschieht z.B. undenkbar) sowie das feuchte Klima auf Omelek, der die Rakete durch mehrere Probecountdowns länger als vorgesehen ausgesetzt war. Möglich wäre auch eine galvanische Korrosion, da die Mutter aus Aluminium bestand, die Leitung aber aus Edelstahl. Man werde daher nun alle Aluminiummuttern durch Edelstahlmuttern ersetzen.
Nachdem beim ersten Start der Satellit Falconsat 1 der DARPA verlorenging, wurde beim zweiten Start nur Massen und einige DARPA Instrumente transportiert. Die Nachbesserungen an der Falcon 1 verschoben den zweiten Flug um 5 Monate auf März 2007. Das der Flug erneut von der DRAPA bezahlt wurde hat den Vorteil, dass es anders als bei allen folgenden Flügen eine genaue Benennung der Probleme und des Scheiterns gibt.
Die erste Stufe arbeitete einwandfrei, ebenso klappte nach 3 Minuten die Abtrennung der ersten von der zweiten Stufe und die Zündung derer im Vakuum. Nach den Bildern der Kamera an Bord der Rakete hat die erste Stufe dabei aber die zweite Stufe touchiert.
Nach 4 Minuten 10 Minuten sah man auf den Life Bildern einer Fernsehkamera an Bord der zweiten Stufe immer stärkere Oszillationen. Die Triebwerksdüse wurde schließlich unterschiedlich heiß (erkennbar an der Färbung) und erhitzte sich an einigen Stellen bis zur Gelbglut. Diese Schwankungen der Rollachse waren es, die schließlich zum Verlust des Funkkontaktes führten. Schon vorher hatte ein Sicherheitsmechanismus das Kestrel Triebwerk abgeschaltet. Die Rollbewegung führt zu einem Ansammeln des Treibstoffs an der Tankaußenseite und damit zu einem Abreisen des Treibstoffflusses. Elon Musk sprach von einer 90% Qualifikation der Rakete in einer ersten Stellungnahme, korrigierte diesen Wert dann auf 95+% in der offiziellen Verlautbarung an die Presse nach oben. Die Nutzlast eine Falcon 1 wurde nun herunter korrigiert auf 1270 Pfund (576 kg). (Vorher 670 kg), dafür der Startpreis von 6,7 Millionen Dollar auf 7,9 Millionen Dollar angehoben.
Auch klappte nicht die Bergung der ersten Stufe. Ein GPS Empfänger war defekt und man startete mit ihm und verließ sich auf Stroboskop Lampen und optische Signale von der Stufe. Als das Bergungsschiff am Zielort ankam war aber von der Stufe nichts zu finden. Einen genauen Aufschlagort konnte man mangels GPS Empfänger nicht bestimmen.
Am 13.7.2007 veröffentlichte SpaceX eine Kurzfassung des Berichts an die DARPA. Die teilweise für den Ausfall verantwortlichen Fehler wurden verharmlosend "Anomalien" genannt: (Ein Ausdruck den SpaceX gerne benutzt).
Fassen wir zusammen: Ein in der Raketentechnik in jedem anderen Träger übliches System zum Verhindern von Treibstoffschwappen und den Folgen für die Instabilität eines Triebwerks wird erst eingebaut, wenn ein Fehlstart es notwendig macht. Besonders markiert habe ich den Absatz über die Stufentrennung. Daran zu erkennen ist, das SpaceX bewusst auf Retroraketen verzichtet, um die beiden Stufen auf Distanz zu bringen und eine abzubremsen oder eine zweite zu beschleunigen, wie jeder andere Träger, der weltweit verfügbar ist, dies tut. Stattdessen separiert man die Stufen mit Federn und hofft, das die zweite Stufe nicht aerodynamisch abgebremst wird oder die erste Stufe keinen Restschub aufweist (wie er normal ist, bei einem 1000 °C heißen Triebwerk, bei dem die Treibstoffreste oder das Druckgas noch expandiert werden). Das ist Raketenbau nach dem "Prinzip Hoffnung" - Dies sollte sich noch bitter rächen....
Der Start der dritten Falcon 1 - diesmal erstmals mit dem Merlin 1C Triebwerk in der ersten Stufe - schlug am 3.8.2008 ebenfalls fehl. Die Stufentrennung versagte nach zweieinhalb Minuten Flug. Die Life Webcast Übertragung wurde auch wenige Sekunden vor der Stufentrennung abgebrochen. Ob dies technisch mit dem Ausfall in Zusammenhang steht, wurde nicht bekannt gegeben. Nutzlast war wiederum eine Masse die fest mit der dritten Stufe verbunden war.
Drei Tage später gab es dann eine genauere Erläuterung des Verlustes: Die Stufentrennung klappte, doch die erste Stufe kollidierte dann durch den Restschub von etwa 1% des Nominalschubs mit der zweiten. Die Stufentrennung erfolgte zu schnell, 1.5 Sekunden nach dem Ausbrennen der ersten Stufe. Bei dem regenerativ gekühlten Merlin 1C wäre das zu kurz gewesen, während bei dem Ablativ gekühlten Merlin 1 es kein Problem sei. Das sei ein Designfehler, der leicht zu korrigieren sei. Die Falcon, so erfuhr man bei dieser Gelegenheit verwendet keine Retroraketen welche die erste Stufe abbremsen (oder die zweite beschleunigen), sondern ein hydraulisches System. Dessen Fähigkeit einen Impuls zu übertragen ist natürlich geringer als eine kleinen Rakete, die daher bei anderen Trägern eingesetzt wird. (Zumindest allen die der Autor kennt).
Auf einem nicht veröffentlichten Video (SpaceX erhielt Telemetrie bis neun Minuten nach dem Start, schaltete die Videoübertragung aber ab, als das Ereignis auftrat) konnten AIAA Teilnehmer sehen wie die Zündung der zweiten Stufe das Fallschirmsystem der ersten Stufe sprengte und die Bruchstücke die Düse beschädigte, sodass die zweite Stufe durch die Unwucht und ungleichmäßige Form immer mehr oszillierte.
Was Elon Musk verschweigt: Schon beim zweiten Flug kollidierte die zweite Stufe mit dem Stufenadapter. Das Problem ist so gesehen nicht so neu und trat schon beim Merlin 1B auf, obwohl Musk den höheren Restschub nur für das Merlin 1C reklamiert. Der Fehler war also bekannt und hätte korrigiert werden können. Keine der beiden Stufen konnte geborgen werden. Bei der zweiten war dies nicht vorgesehen und bei der ersten wurde durch die Flamme der zweiten Stufe, die in zu geringer Entfernung zündete, die Fallschirme am Heck der ersten Stufe zerstört. Darauffolgte eine Plasmaexplosion welche das Heck der zweiten Stufe zerstörte. Damit ist auch beim dritten Start die dritte Erststufe verloren gegangen. SpaceX korrigierte die Nutzlast erneut nach unten auf 420 kg.
Nach zwei Monaten fand dann der vierte Testflug statt, nun mit einer reinen Satellitenattrappe aus 170 kg Aluminium. Am 28.9.2008 fand dann der Start statt, der auch erfolgreich verlief, inklusive einer späteren Zirkularisierung der Bahn die anfangs in 328 x 650 km Höhe lag durch eine Wiederzündung der zweiten Stufe. Der Satellit erreicht dann eine nahezu kreisförmige Bahn von 644 km Höhe.
Zwei Anomalien gab es dennoch zu berichten. Das erste war eine zu geringe Leistung der Rakete, denn ein höherer Orbit war geplant (330 x 686 km Höhe) und zum zweiten, dass die erste Stufe erneut nicht geborgen werden konnte. Sie wurde offensichtlich beim Wiedereintritt zerstört. Eine eingehendere Vermessung der Bahn durch die Radar Antennen des US Verteidigungsministerium ergab eine endgültige Bahn von 621 x 643 km Höhe mit einer Bahnneigung von 9.3 Grad. Die zweite Stufe hat dagegen ihren Treibstoff von 3.900 kg (1.200 kg Kerosin und 2.700 kg LOX) vollständig verbraucht. Die Daten lassen nun erstmals eine Berechnung der maximalen Nutzlast zu. Ich erhalte eine Nutzlast von 349 kg bei der derzeitigen Konfiguration. Das ist noch von den 420 kg entfernt allerdings ist damit zu rechnen, dass diese Rakete wahrscheinlich über größere Reserven verfügte und zusätzliches Equipment installiert wurde um mehr Daten zu erhalten (die Kamera und die Sender wiegen z.B. auch einige Kilos extra).
Diese Daten wurden dann auch von SpaceX bestätigt: Die zweite Zündung diente nicht zum Zirkularisieren der Bahn (dies sei nur Zufall gewesen). Sinn war es den Treibstoff bis auf nicht nutzbare Reste in der Größenordnung von 45 kg zu verbrauchen um eine Performanceabschätzung für die Falcon 1 zu machen. Vergleicht man nun aber die beförderte Nutzlast mit den Angaben von SpaceX in Diagrammen für diesen Orbit, so ergibt sich eine Differenz von -70 kg. Damit liegt die Nutzlast der Falcon 1 bei nur 350 kg.
Nach einem Jahr fand der erste Start einer bezahlten Nutzlast statt. Dies war der malaysische Satellit Razaksat. Nach SpaceX Angaben verlief der Start erfolgreich in den vorgesehen kreisförmigen Orbit von 685 km Höhe. Wörtliches Zitat von Elon Musk: "We nailed the orbit to well within target parameters...pretty much a bullseye.". Weitere Details über den Start gab es nicht.
Eine Vermessung des NORAD ergab einen Orbit von 666 x 687 x 8.9°. Geplant waren: 685 km kreisförmig, 9,0 Grad. Vergleicht man dies mit den Vorgaben des Users Guide so resultiert folgende Tabelle:
| Parameter | Abweichung vierter Start | Abweichung fünfter Start | maximal nach Users Guide |
|---|---|---|---|
| Perigäum | 2 km | 19 km | 5 km |
| Apogäum | 36 km | 2 km | 15 km |
| Inklination | 0,3 Grad | 0,1 Grad | 0,1 grad |
Legt man die Daten des Users Guide zugrunde, die auch rechtlich bindend sind (als zugesicherte Eigenschaften der Rakete), so erreichte keiner der beiden letzten Starts den geplanten Orbit und diese müssen daher als Teilerfolge eingestuft werden.
Die erste Stufe funktionierte nach den Videos einwandfrei, wenn man davon absieht, dass sie direkt nach dem Start sich um 90 Grad innerhalb einer Sekunde drehte und so fast mit dem Startturm kollidierte. Beim Betrieb der zweiten Stufe waren zwei helle Stellen auf der Düse erkennbar, eventuell durch das Gasgeneratorgas verursacht, dass auf die Düsenverlängerung trifft und dort nachverbrennt. In der letzten Minute fing die Stufe dann auch stark an zu rollen und neigte sich der Erde zu. Brennschluss der zweiten Stufe soll nach 578 s gewesen sein. Nutzlast war ein Konus mit den Abmessungen der Dragonkapsel. Vermessungen der Luftwaffe ergaben einen 235 x 273 km Orbit mit 34,51 Grad Bahnneigung. Während die Bahnneigung korrekt ist, war der Orbit deutlich elliptischer als geplant. (250 km kreisförmig). Es ist mit Sicherheit nicht für Kunden akzeptabel, die einen Satelliten in einer stabilen räumlichen Ausrichtung und in einem bestimmten Orbit ausgesetzt haben wollen. Ursache soll ein durch die Hitze des Triebwerks beschädigter Regler gewesen sein. Auch die Wiederzündung der taumelnden Stufe nach einem halben Umlauf fiel aus und das Ablassen des Treibstoffs führte zu ringförmigen Abgaswolken, die in Australien UFO Alarm auslösten.
Das Rotieren direkt nach dem Start soll durch die Abgase der Gasgeneratoren und die zurückgeworfenen Gase der Triebwerke verursacht worden sein. Eine andere frühere Aussage war das das Rollprogramm, das nach dem Passieren des Startturms durchgeführt wurde zu früh initiiert wurde. Als gravierender stufte Ken Bowersox in einem Interview das Rollen der zweiten Stufe ein. Diesmal hätte es noch nicht das Erreichen des Orbits beeinflusst, doch das könnte auch anders sein. Es könnte auch ein unerwünschter Orbit resultieren oder dass ein solcher nicht erreicht wird.
Bowersox bestätigte, dass die erste Stufe den Wiedereintritt nicht überstand. Das nicht nur das Fallschirmsystem versagte sondern die Stufe in Stücke zerlegt wurde bevor sie überhaupt die dichtere Atmosphäre erreichte wäre an den Trümmern zu erkennen. SpaceX würde nun daran arbeiten bei den nächsten Starts den Schutz zu verbessern und wenn dies auch nicht ausreicht würde man die Bergung aufgeben und das Fallschirmsystem weglassen. Er rechne nicht damit dass es sehr bald gelingen würde, sondern man "mehrere Versuche" unternehmen müsste bis es klappt.
Im Vorfeld gab es Probleme bei dem statischen Test der neuen Triebwerke, der erst beim dritten Anlauf wegen abweichender Parameter bei zwei Triebwerken klappte. Bei der sich anschließenden Inspektion wurden dann zwei Risse an der Düsenverlängerung aus Niob bei der zweiten Stufe entdeckt. Anstatt dies und die Ursache genauer zu untersuchen wurde einfach der Teil entfernt. Die folgenden Düsen werden wahrscheinlich auch gekürzt werden, was Performance kosten könnte. Bei anderen Trägern schließt sich hier meist eine intensive Kontrolle der Fertigung an, da dies ja nur einer von mehreren versteckten Fehlern sein kann. Ursache war wohl eine Materialermüdung durch ein Stickstoffdruckgasventil. Auch dies ist schwer verständlich. Wenn die Düse so empfindlich ist, dass schon gas aus einem Überdruckventil Risse verursacht, was passiert dann erst wenn sie den über 1000° heißen, viel intensiveren Gasstrom beim Betrieb ausgesetzt ist?
Beim Start fing eine Verbindungsleine Feuer und der Startturm wirkte danach auch etwas angeschmort. Ursache soll ein nicht geschlossenes Ventil auf der Seite des Startturms gewesen sein. Bei der Rakete waren alle Ventile geschlossen und sie konnte nicht Feuer fangen.
Das Presskit zum zweiten Flug lieferte einige neue Daten. Die Brennzeit der ersten Stufe war identisch zum ersten Flug und lag bei 178 s. Diese scheint konstant zu sein. Die zweite Stufe brannte deutlich länger: 351 s anstatt 332 s beim Jungfernflug. Dabei wurden spezifischer Impuls und Schub leicht nach unten korrigiert: 411 kN und 3295 m/s. Vorher waren es 420 kN und 3366 m/s. Nutzlast war die 5.200 kg schwere Dragon Kapsel ohne Nutzlast.
Auch diesmal sollte die erste Stufe geborgen werden. SpaceX schraubte die Erwartungen aber herunter. "Volle Wiederverwendung erfordert mehrere Versuche". Eventuell wäre man in einigen Jahren soweit eine erste Stufe zu bergen. Diesmal war das Wetter dran schuld, das nicht geborgen wurde. Die Bergungsflotte rückte diesmal nicht einmal aus.
Erreicht wurde ein Orbit von 288 × 301 km mit einer Inklination von 34,53 Grad. Geplant war ein kreisförmiger 300 km Orbit mit 34,50 Grad Inklination. Auch hier kann man die Daten mit denen des Users Guide vergleichen:
| Parameter | Abweichung erster Start | Abweichung zweiter Start | Abweichung dritter Start | maximal nach Users Guide |
|---|---|---|---|---|
| Perigäum | 15 km | 12 km | 13 km | 10 km |
| Apogäum | 23 km | 1 km | 6,5 km | 10 km |
| Inklination | 0,01 Grad | 0,03 Grad | 0,14 / 0,04 Grad | 0,1 grad |
Demnach erfüllen beide Orbits nicht die Anforderungen welche garantiert werden (wenn auch beim zweiten Flug nur knapp). Aufgrund des unvorhergesehenen Rotierens der zweiten Stufe beim Jungfernflug wäre eine kommerzielle Nutzlast verloren gewesen, da so nicht die Solarzellen beschienen werden und die Batterien bald nicht mehr ausgereicht hätten die Stromversorgung zu sichern. Aber alleine aufgrund der Vorkommnisse vor dem Start /Risse in der Düse, Brand der Leitungen des Startturms kann man den zweiten Flug nur als Teilerfolg ansehen.
Später wurde bekannt, dass eines der Merlin Triebwerke beim Herunterfahren einen "oxygen-rich Shutdown" hatte, der wie SpaceX selbst einräumt unter anderen Umständen die Turbine beschädigt haben könnte. Da es aber beim Herunterfahren war, bezeichnet es SpaceX nur als "Engine Anomalie". Ein Beratungspanel welche unabhängig von der NASA die Sicherheit bei bemannten Raumfahrzeugen untersuchen soll und damit Unglücke wie bei Apollo 1 verhindern soll, stufte den Vorfall wesentlich dramatischer ein:
""There was no explanation or root cause analysis or corrective action for this particular anomaly," Charles Daniel said during a public meeting last Friday in Washington D.C., according to Space News. "This is a relatively troublesome statement not to recognize that a premature engine shutdown was a significant event.". Dieses Gremium bekam die Informationen darüber erst im September 2010. Auch dann erst drang diese Information an die Öffentlichkeit. Die NASA hatte Kenntnis seit Mitte Dezember, aber als "Kunde" kein Recht diesen Vorfall publik zu machen. Einen unabhängigen Sachverständigen, der öffentlich mutmaßte, dass genau ein solcher Vorfall sich ereignet hatte, wurde von SpaceX im Juni 2010 verklagt. Der Rechtstreit wurde im August beigelegt. Auch hier kannte SpaceX das Phänomen schon vorher von Testständen, doch war dies offensichtlich nicht Grund genug dem Fehler nachzugehen und ihn zu beheben - eben "Prinzip Hoffnung".
Angesichts dieses verschwiegenen Vorfalls, den zumindest andere Experten als bedenklich einstufen (bei SpaceX ist es wie immer nur eine "Anomaly") kann man auch diesen Flug nur als teilweise erfolgreich einstufen, zumal auch erneut nicht die garantierten Abweichungen im Users Manual eingehalten wurde.
Wie bei den vorhergehenden Starts der Falcon 9 klappte auch diesmal der Start erst im zweiten Anlauf. Nachdem schon am 29.4.2012 die statische Zündung erst beim zweiten Anlauf klappte, wurde auch der erste Startversuch am 19.5.2012 eine halbe Sekunde vor dem Abheben (oder 2,5 s nach dem Zünden abgebrochen). Wie sich herausstellte war ein Stickstoffdruckventil, dass sich vor dem Start öffnete um Turbopumpen und Triebwerk zu reinigen nicht ordnungsgemäß geschlossen worden. Der Brennkammerdruck stieg nach der Zündung rasch an und die Bordcomputer schalteten alle Triebwerke ab. Wäre die Rakete abgehoben, so wäre der Start schiefgegangen, wie Gwen Shotwell von SpaceX bestätigte, denn direkt nach dem Start kann die Falcon 9 noch keinen Triebwerksausfall abfangen. Die so oft betonte Engine out capability ist erst gegeben, wenn ein Teil des Treibstoffs verbraucht wurde, sonst reicht der Scheib nicht aus um die Rakete stabil weiter zu beschleunigen. Wie sich beim nächsten Start zeigte hätte ein Ausfall direkt nach dem Start zum Abschalten von zwei Triebwerken geführt und die Rakete wäre auf das Launchpad zurückgefallen.
Der Start verlief dann drei Tage später, nachdem das Ventil ausgetauscht wurde problemlos. Auch hier gab es erneut Abweichungen von der Sollbahn: Geplant waren nach Startmanifest: 310 x 340 km mit einer Inklination von 51,80 Grad. (NASA Presskit: davon abweichende Angabe : 51,62 Grad, eventuell bezieht sich die erste auf den Start am 19.5). Auch hier gab es wieder deutliche Abweichungen die in die obige Tabelle mit eingetragen sind. Erreicht wurden 346 x 297 km x 51,66 Grad. Die Bahn ist deutlich niedriger als geplant und die Inklination ist geringer. Perigäum und Inklination überschreiten erneut die zugesicherten Werte nach dem Users Manual
Am 7.10.2012 fand der zweite Start der Falcon 9 in diesem Jahr statt, der erste der ohne Probleme im Vorfeld und auf Anhieb stattfand. Dafür gab es eine "Anomalie", wie SpaceX es ausdrückte. 79 s nach dem Start veränderte sich die Rauchfahne um ein Triebwerk, es waren deutlich Teile zu sehen die wegflogen. Weder bei der NASA noch bei dem SpaceX Kommentaren gab es aber einen Hinweis, dass etwas passiert sein könnte. Das einzige was verblüffte war, dass die erste Stufe deutlich länger arbeitete. Auch die zweite Stufe arbeitete 8 s länger. Die Dragon wurde aber im vorgesehenen Orbit ausgesetzt.
Das etwas nicht stimmte konnte aber auch ein Laie beim SpaceX Webstream sehen, als bei 3:12 der Sprecher sagte "Pass the MECO Point"
und 3 s später "First Stage MECO" - nur sah man die auf dem Stream noch brennen. Drei Sekunden später kam dann die Kollegin mit "Stage
Seperation confirmed" und auf dem geteilten Bild (links Blick von unten auf die zweite Stufe, rechts Blick nach unten auf die
Triebwerke) hatte sich gar nichts getan. Bei 3:28 ging die Flamme aus, während der Sprecher sagte "And that Ignition confirmed"- man
fragt sich wirklich ob die Leute nur Sätze nach einer Zeitlinie ansagen oder wirklich irgendwelche Informationen haben. Bei 3:35
konnte man erst die Zündung sehen, die schon 6 Sekunden früher erfolgen sollte. Der Brennschluss erfolgte dann bei 9:50. (Alle Daten
nach dem Videostream von der mitlaufenden Uhr. Keine Daten wurden von SpaceX veröffentlicht).
Natürlich entfachte das sofort Diskussionen in diversen Internetforen. Wie die Firma darauf reagierte zeigt exemplarisch, wie viel SpaceX noch in Öffentlichkeitsarbeit tun muss. Das Startvideo wurde zuerst auf "Privat" gesetzt, also für die Öffentlichkeit gesperrt. Danach wurde es um genau die 3 s um den Vorfall gekürzt erneut ins Netz gestellt. Erst Stunden später wurde es ungekürzt erneut ins Netz gestellt.
Nach dem Start gab es dann nur die Meldung: Es gäbe eine "Anomalie". Eine Anomalie war auch der vorzeitige Brennschluss beim COTS-Demoflug 1 sowie das vorzeitige Abschalten des Triebwerks beim zweiten Falcon 1 Start. Man darf also davon ausgehen, dass eine "Anomalie" der SpaceX Ausdruck für ein Triebwerksversagen ist. Die acht Triebwerke hätten ausgereicht und der Bordcomputer hätte eine alternative Aufstiegsbahn errechnet. Also sei doch alles in Butter, die "engine-out capability" hätte sich bewährt. Doch auf den Videobildern sah man ja etwas wegfliegen. Später wurde gesagt: Das Triebwerk hätte "Druck verloren" und wäre nicht explodiert, man hätte "weiter Telemetrie von ihm erhalten". Nun verlieren aber Triebwerke bei denen im Falle des Merlin 1C 67,7 bar Brennkammerdruck herrschen nicht so einfach Druck. Die Trümmer seien wegfliegende Teile der aerodynamischen Verkleidung gewesen. Wenn der Druckverlust bzw. Gasstrom so stark ist, dass er diese absprengen konnte, dann ist es eigentlich unwesentlich ob das Triebwerk explodierte. Es ist dann in jedem Falle stark beschädigt.
Nach SpaceX Angaben arbeiteten dann acht Triebwerke weiter. Doch passiert dies nicht zu dem Angaben des Presskit:
| Stufe | Vorgabe Presskit | Real | COTS 2/3 | CRS 2 |
|---|---|---|---|---|
| Brenndauer erste Stufe | 180 s | 208 s | 183 s | 184 s |
| Brenndauer zweite Stufe | 359 s | 374 s | 372 s | 375 s |
Würde ein Triebwerk nach 79 s ausfallen, so müsste sich die Brenndauer auf 192,6 s erhöhen. Bei zwei Triebwerken sind es dagegen auf 208,9 s, was zu dem obigen Tabellenwert passt. Das Abschalten eines gegenüberliegenden Triebwerks ist die einfachste Möglichkeit der Kompensation des Verlustes, denn auch die N-1 einsetzte. Eine Alternative ist die Schubvektorsteuerung also das Drehen der Triebwerke. Das kann jedoch an Grenzen kommen, wenn ein Ecktriebwerk ausfällt. Daher wurde wohl erstes gewählt.
Der Verlust an Schub (die Falcon 9 startet mit (855.000 klbf, das sind 3804 kN bei 314 t Startmasse) bei nicht besonders hohem Schub/Gewichtsverhältnis führte dann zu erhöhten Gravitationsverlusten. Dies glich die zweite Stufe durch eine um 15 s längere Brennzeit aus. Doch dies hatte noch Folgen. Als Sekundärnutzlast sollte ein Prototyp der Orbcomm 2M Generation ein einen Orbit befördert werden. Dazu sollte 45 Minuten nach der Dragon im Apogäum die zweite Stufe erneut zünden und die Bahn anheben. Eine Prüfung ergab dass die Treibstoffreserven (die des Oxidators) zwar ausreichend für eine weitere Zündung waren, aber nicht ausreichend, damit keine Gefahr besteht dass die Stufe danach nicht der ISS gefährlich nahe kommen kann. Die Zündung erfolgte daher nicht und der Satellit verblieb in einem Orbit von rund 200 x 320 km (die angaben differieren hier etwas). Geplant waren 350 x 750 km. Durch den niedrigen erdnächsten Punkt, der nicht wie bei der Dragon angehoben wurde, verglühte er schon am 11.10.2012. Orbcomm OG2 war ein kleiner Satellit von nur 158 kg Gewicht. Er war für 10 Millionen Dollar versichert.
Auch zu der Dragon gibt es etwas zu bemerken. Sie transportierte nur 900 kg Nutzlast, davon 450 kg Güter für die ISS, der Rest "Umverpackungen". Das ist deutlich unter der von SpaceX publizierten Maximalnutzlast von 6000 kg. Selbst wenn diese für die kommende Falcon 9 "v1.1" mit 13,23 t Maximalnutzlast gilt, so sollte die derzeitige mit 10,45 t Maximalnutzlast über 3 t transportieren. Offensichtlich verdankt SpaceX dieser geringen Nutzlast, dass nicht auch die Dragon verloren ging, denn es reichte ja schon für einen sehr niedrigen Orbit, der mehr Treibstoff von der Dragon für die Anhebung erfordert. Dieser führte noch in einen 297 x 347 km Orbit, diesmal war es nur ein 197 x 318 km Orbit, also deutlich niedriger. Noch 20 km weniger im Perigäum und die Dragon wäre beim ersten Umlauf verglüht. Diese niedrige Umlaufbahn war aber so geplant, 203 x 322 km wurden vor dem Start genannt. Für diese Deutung spricht auch, dass die Dragon mit weniger Treibstoff als bei COTS 2/3, aber fast gleicher Nutzlast einen niedrigeren Orbit erreichte, aber beide Stufen längere Brennzeiten aufwiesen. Pro Sekunde verbraucht ein Merlin Vakuum rund 126,8 kg Treibstoff. 15 Sekunden mehr entsprechen dann schon 1,9 t Resttreibstoff der normalerweise verblieben wäre oder eben 1,9 t Nutzlast. Es muss sehr wenig Resttreibstoff gewesen sein, denn um von der Bahn in eine 350 x 750 km Bahn zu gelangen braucht man nur eine Geschwindigkeitsänderung von 164 m/s. Bei einer angenommenen Masse von 3 t für Satellit und Oberstufe (das meiste für die Stufe) braucht man nur 156 kg Treibstoff. Wenn nicht einmal diese kleine Restmenge zur Verfügung steht, dann war die Mission nahe am Scheitern.
Eine zweite Deutung wäre, dass die Dragon schon mit 900 kg Nutzlast an der Gewichtsgrenze war und daher in einem niedrigeren Orbit abgesetzt wurde als die mit nur 450 kg beladene beim letzten Flug. Das könnte den schon vorneherein niedrigen Anfangsorbit erklären. Dann gibt es natürlich auch kaum Reserven um einen Triebwerksausfall und den resultierenden Treibstoff-Mehrverbrauch aufzufangen. Nur passt dies wieder nicht zu einer Aussage von Gwen Shotwell nach dem Start: "“With the way it looks, over the 12 flights we’ll be taking up and back about 60 metric tons,” Das sollte nicht mal möglich sein, wenn die "v1.1" anstatt 10,45 t bis zu 13,23 t transportiert und man die nach oben beförderte und zurückgebrachte Masse zusammenzählt, wenn die Dragon schon jetzt mit 900 kg an der Grenze ist. Bilder vom Ausladen in der ISS zeigten anders als beim ATV, das vollgestopft war, sehr viel freien Raum. Am Volumen lag es also offensichtlich nicht.
Insgesamt zeigte sich zwar, dass die "engine-out capability" sich zwar bewährte, aber eine große Portion Glück im Spiel war. Wäre eine Dragon mit höherer Nutzlast gestartet, so hätte sie wohl das Schicksal des Orbcomm 2 Satelliten geteilt. Anders als bei der der Saturn V arbeitet SpaceX anscheinend nicht mit entsprechenden Treibstoffreserven die auch nötig sind um den Ausfall abzufangen und es scheint auch nicht möglich einen defekt vorher zu erkennen, wie dies bei der Saturn V und dem Shuttle der Fall war, wo mehrmals Triebwerke abgeschaltet wurden, bevor Teile durch "Druckverlust" abfielen. Technisch gesehen ist dies durch Überwachung der Parameter heute auch kein Problem mehr.
Aussagen von Elon Musk, er hätte schon explodierende Triebwerke bei Testläufen gesehen wo "dann nichts mehr übrig bleibt" lassen darauf schließen, dass Explosionen zumindest bei den Tests vorkamen. Auch dies ist heute eher ungewöhnlich, während es in den fünfziger und sechziger Jahren sehr häufig vorkam. Während der gesamten Entwicklung des Vulcain 1+2 mit Gesamtbetriebszeiten von mehr als zwei Tagen gab es keine Explosion eines Triebwerks.
Ob das Merlin 1D besser wird? Es bleiben Zweifel. Ein Merlin 1C hat ein Schub/Gewichtsverhältnis von 67, es wiegt 630 kg bei 422 kN Bodenschub. Das ist ein typischer Wert für ein Triebwerk dieser Größe. Dagegen soll das Merlin 1D ein Schub/Gewichtsverhältnis von 150 aufweisen, was ein Rekordwert wäre, vor allem für ein Triebwerk im mittleren Schubbereich. Bei einem Maximalschub von 161 klbf entspricht dies einem Gewicht von 477 kg. Also trotz mehr als 50% mehr Schub wiegt das Triebwerk deutlich weniger. Da damit natürlich auch weniger strukturelle Integrität einhergeht ist fraglich, ob dieses zuverlässiger ist. Eher scheint das Gegenteil wahrscheinlich. Die Saturn F-1 waren obwohl viel schubstärker waren (im Normalfall sind schubstärkere Triebwerke gemessen am Schub leichter, weil die Oberfläche und damit das Gewicht im Quadrat ansteigt, das Volumen, wesentlich für den Schub dagegen in der dritten Potenz) erreichten sie nur einen Wert von 82.
Insgesamt sind nun bei zwei Falcon 9 Starts schon zwei Triebwerksausfälle zu verzeichnen. Bei 40 eingesetzten Triebwerken sind dies nur 95% Zuverlässigkeit. Wenn andere Typen wie das Vulcain mit Werten weit über 99% erreichen, so ist dieser Wert sehr schlecht, auch bei der Absicherung für einen Ausfall. Schlussendlich könnte das Triebwerk auch früher ausfallen. Würde es in den ersten 47 s nach dem Start ein Triebwerk ausfallen, so würde die Beschleunigung unter den Startwert fallen, was gravierende Probleme für die Stabilität hätte. Bei einem Ausfall innerhalb der ersten 13 s sinkt die Beschleunigung unter 1g, die Rakete würde zurück auf die Startrampe fallen.
Einige Monate später gab man auf der Pressekonferenz bekannt dass man die Ursache gefunden habe, wollte aber keine Details veröffentlichen aus Sorge, andere Firmen oder die Chinesen könnten Rückschlüsse über SpaceX interne Fähigkeiten ziehen.
Anders als beim vierten Start klappte der fünfte Start der Falcon 9 ohne Probleme. Die Brenndauern der Stufen waren nochmals etwas höher, eine Sekundärnutzlast gab es auch nicht. Gwen Shotwell bestätigte später auf der Pressekonferenz, dass die Nutzlast die Transportgrenze der Falcon 9 erreicht hätte. Dabei wurde nicht wesentlich mehr Fracht mitgeführt als bei den letzten Flügen, doch die Bahn war eine andere. Die Nutzlast betrug 837 kg ohne und 1059 kg mit Verpackung. Da die Masse der Dragon mit 4-4,9 t je nach Autor und der Treibstoffvorrat mit 1,23 t maximal (bei so niedriger Belastung wahrscheinlich aber nicht vollständig betankt) angegeben wird lässt dies auf eine maximale Startmasse von 6,279 bis 7.179 t schließen. das liegt nahe an den 6,8 t die im Users Manual als "Typische Maximalnutzlast" angegeben werden. Auch die Aussage die Falcon v1.1 habe eine um 80% höhere Nutzlast (bei 13,15 t) lässt die Nutzlastangabe der Falcon 9 v1.0 auf rund 7,3 t sinken.
Der Orbit von 199 x 323 km weicht so stark von der Veröffentlichung bei Spaceflight (410 x 340 km) ab, dass entweder die Bahn geändert werden musste oder sie sich auf eine spätere Übergangsbahn nach dem ersten Zünden der Triebwerke der Dragon beziehen.
Der erste Flug der neuen Version der Falcon 9 trug den 586 kg schweren Satelliten CASSIOPE in einen 300 x 1500 km Orbit (geplant). Dieses Ziel scheint erreicht worden zu sein, doch zwei sekundäre Ziele nicht. Es war der erste Start in einen polaren Orbit von Vandenberg aus, dort wurde das Launchpad 4 Ost für 100 Millionen Dollar umgebaut.
Beim Jungfernflug scheiterten beide geplante Wiederzündungen von Merlin in der ersten und zweiten Stufe, wenn auch aus unterschiedlichen gründen. Bei der ersten Stufe bewirkten drei Triebwerke eine Rotation die vom Rollachsensteuerungssystem nicht mehr bewältigt werden konnte und zur Rotation führte. Als Folge sammelte sich der Treibstoff außen und der Treibstofffluss riss ab. Bei der zweiten Stufe kam der Ausfall nachdem ein Druck von 27,6 bar erreicht wurde noch in der Anlaufsequenz. Eine Ursache wurde nicht bekannt.
Die Wiederzündung der Oberstufe war ein Kriterium das für den Start des nachfolgenden Satelliten SES-8 erfüllt werden musste. Er wurde zum Cape verschifft, der Start aber ist offen bis SES eine ausreichende Erklärung für die Ursache und ob diese nochmals auftritt erhält. Vor dem nächsten Start wurde bekannt, das durch den kalten Sauerstoff und eine unzureichende Isolation der hypergole Zünder für das Triebwerk (TEA/) eingefroren war. Dies sollte bis zum nächsten Start korrigiert werden
Merkwürdig ist auch das insgesamt 20 Objekte sich nach NORAD im Orbit befinden. Keines erhielt einen Namen, auch die CSA gab eine Woche nach dem Start noch keine Auskunft über den Status von CASSIOPE. Die Objekte zerfallen in zwei Gruppen. Das eine sind 12 Objekte in einer 300 x 1400 km Umlaufbahn und acht in einer 400 x 1600 km Umlaufbahn. Das ein Satellit drei Kugeln aussetzt kommt man auf acht ausgesetzte Nutzlasten was die zweite Gruppe erklärt. Leider befindet sich keines auf einer 300 x 1500 km Bahn. Die Bahnabweichung beträgt 100 km, deutlich zu viel für die meisten Nutzlasten um dieses zu kompensieren. Die erste Gruppe muss dann die stufe sein. Nach SpaceX Angaben soll sich Isolation gelöst haben. Das Lösen von Teilen Bei Zündungen oder Brennschluss (siehe vorletzter Start wo kein Triebwerk explodiert sein soll, aber Teile wegfliegen). Das kommt auch bei keinem anderen Träger vor und wenn kann NORAD das als Debris identifizieren (es gibt ja nur Teile von Adaptern wie Bänder etc, die freigesetzt werden). Insgesamt ist der Flug wie der Jungfernflug der ersten Falcon zu bewerten: ein Orbit wurde erreicht aber nicht der geplante. Die Wiederzündung klappte nicht und es gab Probleme die gelöst werden müssen. (Im Blog die genauen Bahndaten, 2 Tage nach dem Start)
Der über Südafrika abgelassene Resttreibstoff der zweiten Stufe führte dort zu einigen Meldungen von Ufo-Sichtungen.
Der siebte Start ist der erste kommerzielle, und damit besonders wichtig, weil davon nicht nur neue Aufträge abhängen, sondern auch nun ein Start ein Risiko für den Kunden ist. Bisher waren es Erprobungsflüge oder Starts im Rahmen des COTS/CRS Programmes. Hier bezahlte die NASA für Serviceleistungen also beförderte Fracht. Ob für die 20 t SpaceX zwölf Flüge oder 14 braucht ist für die NASA nicht relevant. Ein Fehlstart von SES-8 bedeutet dagegen einen Einnahmeausfall für SES. Die Firma konnte sich mit dem Versicherer einigen und der Start ist nun versichert (Gesamtsumme: 200 Millionen Dollar).
Der Start verlief dramatisch, weil er erst im sechsten Anlauf gelang. Beim ersten Versuch am 25.11, schon einen Monat später als noch vor dem Start von Cassiope angekündigt war, wurde er zuerst abgebrochen als ein Ventil zur Druckbeaufschlagung des LOX-Tanks sich nicht korrekt schloss. Nach einer Pause wurde er wiederaufgenommen, diesmal automatisch gestoppt, als auf der Bodenseite eine Spannung nicht korrekte Werte hat. Die Lösung war nicht diesem nachzugehen, sondern die Grenzwerte abzusenken, sodass das System bei den auftretenden Werten nicht mehr den Countdown stoppt. Die Frage ist nur, warum man vorher solche Grenzwerte dann festgelegt hat. Der Countdown wurde zum zweiten Male aufgenommen. Diesmal erneut gestoppt, erneut durch ein Problem mit der Druckbeaufschlagung des LOX-Tanks durch ein Ventil. So was soll passieren, wenn man Probleme einfach ignoriert. Dann schloss sich das Startfenster und der Start wurde vertagt. Als weiteres Problem gab es auch ein Problem mit einer Verbindungsleine von der Rakete zum Startturm, die sich verknotet hatte.
Elon Musk lies sich dann aus, wie schlimm die Firma durch die FAA Regulatoren behindert wird, da nun die nächsten Tage wegen erhöhten Flugverkehrs kein Start möglich ist. Das würde die kommerzielle Nutzung enorm behindern. Tatsache ist das seit 1959 kein Start am Cape um Thanksgiving stattfand. Schließlich wollen auch die NASA und USAF Mitarbeiter in den den Feiertagsurlaub. An Thanksgiving, dem 28.11.2013 zündeten die Triebwerke zuerst - und wurden vom Bordcomputer dann abgestellt, weil der Schub sich zu langsam aufbaute. Space startete den Countdown nochmal und während er lief versuchte man das Problem einzukreisen. Schließlich stoppte man den Countdown, weil man das Problem nicht einkreisen konnte. Der Start sollte nun am Samstag dem 30.11. stattfinden, doch die Probleme waren so schwerwiegend, dass er schnell weiter rutschte auf den 3.12.2013.
Diesmal startete die Rakete beim ersten Anlauf. Nach 5 Minuten 20 Sekunden erreichte sie einen Parkorbit unbekannter Höhe. Nach 18 Minuten zündete sie erneut für (je nach Quelle etwas über eine Minute") bis 71 Sekunden und setzte SES-8 vier Minuten später (nach 33 Minuten) aus. Als Zielorbit des 3138 kg schweren SES-8 wurde ein Orbit von 295 x 80.000 km mit einer Inklination von 20,75 Grad angegeben. Dieser Supersynchrone GRO Orbit versucht die Nachteile der hohen geografischen Breite von Cape Canaveral dadurch auszugleichen, das das Apogäum höher liegt. in diesem wird die Inklination bei niedrigerer Geschwindigkeit abgebaut und dadurch benötigt der Satellit weniger Treibstoff um den endgültigen GEO zu erreichen. Als Preis muss die Rakete aber eine höhere Energie aufwenden. Zum Teil wurde beim Manöver auch die Inklination abgebaut. Der erreichte Orbit von 423,4 x 79323 km mit einer Bahnneigung von 20,51 Grad ist sogar noch energieärmer, aber weicht wieder deutlich von den vorher veröffentlichten Zahlen ab. Es ist bei SpaceX offensichtlich nicht möglich selbst konservativ gesetzte Grenzen bei den Abweichungen einzuhalten. Schuld dran dürfte der hohe Schub der zweiten Stufe sein. Selbst wenn sie auf 5 g gedrosselt wird ist dies erheblich mehr als die Beschleunigung durch eine Centaur, DCSS oder ESC-A. Da der Computer die Bahn in festen Abständen überprüft ist die Abweichung so höher und die Bahn ungenauer.
Deutlich wurde dabei aber auch, das der Ruf des "Preisbrechers" relativ ist, denn durch das Manöver bei dem beide stufen bis zum Verbrauchen des Treibstoffs brannten wurde nur eine Nutzlast von weniger als 3,2 t in einen "Ariane 5 kompatiblen Orbit" entlassen - dieser ist Standard und wird auch von ILS mit der Proton und Sealaunch mit der Zenit angestrebt. Das sind nur zwei drittel der auf 4,85 t angegebenen Nutzlast in einen GTO mit einer Bahnneigung von 28,8 Grad. SES soll je nach Quelle zwischen 66 und 66 Millionen Dollar für den Start gezahlt haben, was trotz eines Rabattes als erster kommerzieller Start auch teurer als die angegeben Preise auf der Homepage ist.
Diesmal gab es keine Verzögerungen beim Start, auch wenn er im Vorfeld vom 20.12. über den 27.12. auf den 3.1.2014 rutschte und dann wegen einer Inspektion der Nutzlasthülle nochmals um drei Tage verschoben wurde. Auffällig ist erneut die starke Abweichung des Orbits mit den Angaben im Presskit. Der Orbit sollte bei 295 x 90.000 km x 22,5 Grad liegen, erreicht wurden aber 375,6 x 90.038 x 22,47 Grad. Eine Erklärung wurde nicht gegeben, das hohe Perigäum ist aber eine Folge der Parkbahn, die schon ellipsenförmig war (197 x 497 km Höhe). Wenn die Wiederzündung nach 21 Minuten erfolgt ist das Oberstufe-Satellitgespann schon auf dem halben Weg zum Apogäum, also in 350 km Höhe und so erhält man den Orbit mit dem hohen Perigäum.
Der Autor vermutet als Ursache dass die Falcon 9 für den Triebwerksausfall eine Treibstoffreserve vorhalten muss. Diese wird dann, wenn es keinen Ausfall genutzt um die Parkbahn zu erweitern bzw. die Oberstufe ist so programmiert, dass sie Brennschluss hat wenn noch genügend Treibstoff für das zweite Manöver vorhanden ist, unabhängig ob schon eine kreisförmige Bahn erreicht wurde. Sinnvoller wäre es bei der zweiten Zündung den Treibstoff zu verwenden indem man die Inklination abbaut, doch dazu muss die Oberstufe im passenden Winkel zur Bahnebene gezündet werden, was bei einem vorgegebenen Profil nicht möglich ist.
Thaicom 6 wog nach Angaben des Herstellers Orbital 3325 kg ist also etwas schwerer als SES-8. Dies ist an der höheren Inklination erkennbar. Als Kompensation wurde das Apogäum etwas weiter angehoben, sodass der Orbit energetisch dem einer Ariane 5 entspricht. Sollte diese Strategie der supersynchronen Orbits aber Normalfall werden, dann dürfte dies die Nutzlast einer Falcon 9 für GTO Bahnen auf unter 3,5 t begrenzen, mithin ein Drittel weniger als auf der Webseite versprochen. Schuld daran ist der zweistufige Aufbau. So gelangt neben dem Satelliten auch die Oberstufe in einen Orbit deren Masse man auf 4 bis 5 t schätzen kann - also deutlich mehr als die Nutzlast selbst wiegt.
Quelle
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/007/131203launch/#.UqGajPQ3siY
http://www.nasaspaceflight.com/2013/11/falcon-9-aiming-thanksgiving-launch-ses-8/
http://www.nasaspaceflight.com/2013/12/spacex-falcon-9-v1-1-milestone-ses-8-launch/
Nach einjähriger Verzögerung (der Start war ursprünglich für den 6.4.2013 geplant, rutschte dann aber weil die neue Version der Falcon 9 noch nicht qualifiziert war und aufgrund Problemen bei der Fertigung (Metallbearbeitung, nichts näheres bekannt) in den Februar. Öl das man vor der Integration der Dragon im hinteren Traunk fand, machte eine weitere Startverschiebung nötig. Kommentar von Gwen Shotwell, Präsidentin von SpaceX " It’s worth saying that the trunk never had any contamination-control requirements on it,". Ja wenn es keine Anforderungen gibt dann ist auch alles in Ordnung. Zuletzt fiel eine Radaranlage am Cape aus, die für die Überwachung der Flugbahn benötigt wurde. Der erste Startversuch wurde am 15.4.2014 abgebrochen als ein Heliumventil defekt war. Beim zweiten Versuch am 18.4.2014 wurde die Dragon mit rund 2 t Fracht zur ISS geschossen. Daneben gab es noch etliche Subsatelliten.
Da die Falcon 9 nun für ISS Missionen überdimensioniert ist (bei der ersten Version reichte die Nutzlast nicht aus die Fracht zu transportieren die möglich gewesen wäre, bei der zweiten Version ist durch 50% mehr Nutzlast die Frachtkapazität größer als das zur Verfügung stehende Volumen in der Dragon und am Trunk wird nicht so viel Fracht transportiert), wagte man erneut eine Bergung der ersten Stufe. Die Umlaufbahn war nach den ersten Noraddaten sechs Umläufe nach dem Start zumindest für die Sekundärnutzlasten zu gering. Sie hatten Umlaufbahnen von 300 x 332 km Höhe, drei Objekte, darunter die Dragon und die zweite Stufe welche von 317 x 333 km. Geplant waren 320 x 340 km.
Nach der Wasserung der Dragon wurde in dieser im inneren Wasser entdeckt. Die zurückgeführte Fracht war nicht beschädigt. Sollten mit der Dragon aber eines Tages Menschen transportieren wäre es von Vorteil, wenn sie wasserdicht wäre.
Quellen:
http://spaceflightnow.com/falcon9/009/status.html
http://www.nasa.gov/sites/default/files/files/SpaceX3cargo_Apr7_508.pdf
Schon im Vorfeld wurde der Start verschoben. als SpaceX den üblichen Hotfire Test kurzfristig absagte. Dieser fand am 9.5. statt der Start sollte am 10.5 erfolgen. Sehr schnell wurde klar, dass es sich nicht um wenige Tage handelt, sondern eine unbestimmte Zeit, nur was die Ursache war erfuhr man nicht. Mit Erfolgsmeldungen ist die Firma nicht ganz so zurückhaltend. Später wurde bekannt das ein Heliumleck war. Da der Start gleich um einen Monat auf den 11.6. verschoben wurde, scheint es sich um ein größeres Problem zu handeln.
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/010/140521helium/#.U4Ciw_nNSUg
Nach einigen weiteren Verzögerungen durch einen der Orbcomm Satelliten war der zweite Startversuch für den 20.6.2014 angesetzt. Diesmal gab es kurz vor dem Start einen Abfall des Tankdrucks in der zweiten Stfue der schließlich auf ein Ventil im Sauerstofftank zurückgeführt werden konnte. So vergingen noch ein paar Wochen bis die Firma den 14.6.2014 als Starttermin ins Auge fasste. Für Orbcomm dürfte es nicht mehr so viel ausmachen, schließlich sollte nach Spaceflight Now der Start ursprünglich schon im November 2013 stattfinden.... Für SpaceX wird es dagegen knapp. Anfang des Jahres wies ihr Manifest 14 Starts für 2014 aus. Selbst Elon Musk glaubte an nicht mehr als 10 Starts für 2014. Nun ist das halbe Jahr um und es fanden nur zwei Start statt.
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/010/140711staticfire/#.U8FvlvnNRjU
An dieser Stelle habe ich die Statistik beendet. Auch weil es nun mehr und mehr Routine geworden ist. Ich kommentiere ja auch nicht jeden Start einer Sojus oder Ariane. Daher habe ich auch die beiden Fehlschläge 2016 und 2015 hier nicht aufgeführt. Es wäre ungerecht nur diese zu erwähnen und die anderen Starts wegzulassen.
| Startdatum | Version und Nummer | geplanter Orbit | erreichter Orbit | Bemerkungen | Quelle |
|---|---|---|---|---|---|
|
4.6.2010 |
Falcon 9 "v1,0" Nr. 1 |
250 x 250 km x 34,5° |
235 x 276 km x 34.5" |
Oberstufe torkelt um Längs- und Rollachse, Wiederzündung scheitert |
http://planet4589.org/space/jsr/back/news.629 http://www.spaceflightnow.com/falcon9/001/100603prelaunch/index.html |
|
8.12.2010 |
Falcon 9 "v1,0" Nr. 2 |
300 x 400 km x 34,5° |
279 x 308 x 34,5° |
Rakete kollidiert fast mit Startturm, Leitungen zerstört. Zwei Triebwerke in der Erststufe ausgefallen. Oberstufe brennt 30 Sekunden länger als beim Jungfernflug zum Ausgleich, Orbit ist trotzdem zu niedrig. |
http://planet4589.org/space/jsr/back/news.636 http://www.spaceflightnow.com/falcon9/002/cots1_presskit.pdf |
|
22.5.2012 |
Falcon 9 "v1,0" Nr. 3 |
310 x 340 km x 51,6° |
297 x 346 x 51,6° |
http://planet4589.org/space/jsr/back/news.659 http://www.spaceflightnow.com/falcon9/003/launchtimeline.html |
|
|
8.10.2012 |
Falcon 9 "v1,0" Nr. 4 |
310 x 325 km x 51,6° |
202 x 323 km x 51,65° |
Ausfall eines Triebwerks nach 68 s, Oberstufe brennt 30 s länger |
http://planet4589.org/space/jsr/trans/deutsch/jsr668de.html http://www.spaceflightnow.com/falcon9/004/status.html |
|
1.3.2013 |
Falcon 9 "v1,0" Nr. 5 |
200 x 325 km x 51,66° |
199 x 323 x 51,7!° |
Ausfall eines Thrusterblocks der Dragon |
http://planet4589.org/space/jsr/back/news.675 http://www.spaceflightnow.com/falcon9/005/status.html |
|
29.9.2013 |
Falcon 9 "v1,1" Nr. 1 |
300 x 1500 km x 81° |
325 x 1485 x 81,0° |
Zwölf "Debris" Stücke von der zweiten Stufe in der Umlaufbahn. |
http://planet4589.org/space/jsr/trans/deutsch/jsr688de.html http://www.spaceflightnow.com/falcon9/006/UpgradedF9DemoMission_PressKit.pdf |
|
3.12.2013 |
Falcon 9 "v1,1" Nr. 2 |
295 x 80.000 x 20,75° |
423 x 79977 x 20,46° |
Über 150 km Abweichung im Perigäum |
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/007/status.html http://www.spaceflightnow.com/falcon9/007/ses8_presskit.pdf http://planet4589.org/space/jsr/back/news.691 |
| 6.1.2014 | Falcon 9 "v1,1" Nr. 3 | 295 x 90.000 x 22,5° | 375,6 x 90.038 x 22,45° | 140 km Abweichung im Perigäum | http://www.spaceflightnow.com/falcon9/008/status.html http://www.spacex.com/sites/spacex/files/spacex_thaicom6_presskit.pdf |
| 18.4.2014 | Falcon 9 "v1,1" Nr. 4 | 310 x 340 x 51,6 | 313 x 332,5 x 51,66 | http://spaceflightnow.com/falcon9/009/status.html |
Neun Starts, dabei drei Fehlstarts, einen unbrauchbaren Orbit (gleichbedeutend bei kommerzieller Vermarktung mit einem Fehlstart) und drei Orbits mit gravierenden Abweichungen von den Sollangaben. Dies ist die Bilanz einer Firma, die viel verspricht und bislang wenig liefert. Was ebenfalls schwer wiegt ist das enorme Hochloben der Leistungen ("95+ Mission Success" bei Flug 2, der keinen Orbit erreichte) und das Verschweigen von Fehlern und Problemen (Triebwerksausfall beim zweiten Start der Falcon 9, Bekanntgabe ob die Bergung klappte erst nach mehrfachen hartnäckigen Nachfragen von Journalisten). Bei anderen Firmen würden schon kleinere Vorkommnisse eine genaue Untersuchung nach sich ziehen. so gab es 2010 bei mehreren Countdowns der Ariane 5 Abbrüche wegen Probleme mit einem Heliumdruckventil. Dies führte zu einer Verschiebung aller Missionen und einem Audit der gesamten Produktion um das Problem einzukreisen. Wenn bei SpaceX die Düse Risse hat, wird sie dagegen einfach gekürzt...
Die Nutzlast nahm dabei bisher immer ab. Bei der Falcon 1 offiziell von 670 auf 420 kg. Nach Berechnungen des Autors über den verbliebenen Resttreibstoff (Brennzeiten der zweiten Stufe sind bekannt) sind es sogar nochmals 70 kg weniger. Bei der Falcon 9 ist nachdem die zweite Stufe erneut zündete um ihren Resttreibstoff zu verbrennen nur eine Abschätzung möglich, da deren Trockenmasse unbekannt ist. Je nach deren Trockenmasse liegt die Maximalnutzlast der Falcon 9 für diesen Orbit bei rund 7 t (zwischen 6,5 und 7,2 t, je nach Gewicht der Stufe, je leichter sie ist um so geringer). Auch hier gibt es Indizien, dass diese Unterperformance nicht geplant war: die zweite Stufe sollte eigentlich mit der zweiten Zündung eine Fluchtbahn erreichen, es resultierte aber nur ein Apogäum in 11.000 km Höhe - da fehlen noch rund 1.600 m/s für eine Fluchtbahn.
Nach Berechnungen des Autors, inzwischen auch von der Fachgruppe Trägersysteme liegt die Nutzlast der Falcon 9 Block I bei
GTO-Missionen ebenfalls deutlich unter den veröffentlichten Daten (etwa 2-2,5 anstatt 4,5 t). SpaceX hat dieses Problem durch eine 50%
größere Falcon v1.1 "gelöst", die nun die Sollnutzlast erreichen soll. Dafür ist sie für die ISS-Versorgungsflüge überdimensioniert. Mit dem letzten Flug der Falcon 9 wurden diese
Berechnungen bestätigt. Die Falcon 9 "V1,0" muss eine Nutzlast für ISS Missionen zwischen 6,2 und 7,2 t aufweisen, am wahrscheinlichsten 6,8 t.
Bedenklich ist vor allem die Salamitaktik - nur so viel von den Problemen zuzugeben wie man gerade muss. Was sonst noch so schief geht, darüber kann man nur mutmaßen. SpaceX veröffentlichte bisher auch keine Daten über die erreichten Bahnen - die muss man sich über andere Quellen wie das NORAD beschaffen. Besserung ist auch nicht von der NASA zu erwarten, in deren Auftrag die nächsten Flüge erfolgen werden, wie Lindenmoeyer, COTS Programmmanager sagte:
""We are certainly a very interested customer and lead investor for SpaceX, but this is not a NASA vehicle," he said. "It's theirs, it's their responsibility and they are responsible for mission success.""
Artikel verfasst: 1.3.2010
Artikel zuletzt modifiziert: 26.5.2014
© der Bilder: SpaceX
Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.
Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:
Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.
Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.
Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.
Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:
und
Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)
Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:
US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)
US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie
2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.
Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.
Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.
Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.
Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.
Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.
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