Raumcon
Raumfahrt => Unbemannte Raumfahrt => Thema gestartet von: tobi am 24. November 2016, 21:46:01
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Start 8./9. Januar geplant:
http://spacenews.com/echostar-expects-jan-8-or-9-spacex-launch-confronts-brazil-and-eu-deadlines/ (http://spacenews.com/echostar-expects-jan-8-or-9-spacex-launch-confronts-brazil-and-eu-deadlines/)
Erster SpaceX Start von 39A.
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In diesem Kalender wird als Startdatum der 16.1. genannt. SpaceX legt im Neuen Jahr ja richtig los. Hoffen wir, dass es so bleibt! :D
http://spaceflight101.com/calendar/ (http://spaceflight101.com/calendar/)
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Jetzt NET 26. Januar:
https://twitter.com/NASASpaceflight/status/816404129107083269 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/816404129107083269)
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Da die Freigabe der FAA nur für die Starts von Iridium Next - Satelliten gilt muss ja wohl in den kommenden Tagen noch einmal ein go für die Falcon allgemein erfolgen. Hat Jemand dazu schon etwas gefunden?
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Das würde mich generell mal interessieren.
Werden Lizenz der FAA nur für Flüge in bestimmten Konfigurationen erteilt (wie hier - Falcon 9FT mit 10x Iridium NEXT Satelitt) oder wird ne Musterzulassung der Falcon 9 erteilt?
Ich hätte jetzt aufgrund der Vorgänge und der Spezialität der Raumfahrt eh erwartet, dass man für jeden Flug ne Einzelfreigabe beantragen muss.
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Meines Wissens nach werden Lizenzen der FAA für die Trägerrakete allgemein erteilt. Bei neuen Trägern oder nach Fehlfunktionen (z.B. Explosionen) kann die Lizenz auch erst einmal für einen Start oder wie jetzt bei Iridium Next für eine Startsequenz oder eine begrenzte Anzahl von Starts erteilt werden.
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Meines Wissens nach werden Lizenzen der FAA für die Trägerrakete allgemein erteilt. Bei neuen Trägern oder nach Fehlfunktionen (z.B. Explosionen) kann die Lizenz auch erst einmal für einen Start oder wie jetzt bei Iridium Next für eine Startsequenz oder eine begrenzte Anzahl von Starts erteilt werden.
Warum andere Raketen eine "pauschale" Lizenz haben und SpaceX nicht, ist mir nicht ganz klar:
https://www.faa.gov/data_research/commercial_space_data/licenses/ (https://www.faa.gov/data_research/commercial_space_data/licenses/)
Jedenfalls ist der Wortlaut eindeutig, SpaceX hat noch keine Lizenz für Echostar, aktuell nur für Iridium & ISS Flüge. Die Lizenz für ISS Flüge gilt nur für Startplatz 40 bisher.
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Möglicherweise hängt es mit dem neuen Startplatz am Cape zusammen?
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Weiß eigentlich jemand wie schwer Echostar23 ist? Wäre interessant ob eine Land-Landung möglich ist. Auch würde mich eine Startzeit interessieren. Immerhin soll der Start schon in 9 Tagen am 26.01 erfolgen.
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Die alten lagen bei 4 bis 5 Tonnen und wurden im Laufe der Zeit eher immer schwerer.
Eine Landlandung wird sicherlich nicht möglich sein.
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Auch würde mich eine Startzeit interessieren. Immerhin soll der Start schon in 9 Tagen am 26.01 erfolgen.
Der Start ist am 26. Januar 2017, um 6:00 Uhr MEZ geplant. (Startfenster: 2,5 Stunden)
Ömm, jetzt bin ich mir unsicher :-\
Die Startzeit ist mit 26. Januar, 12:00 a.m. EST angegeben.
Ist dann bei uns schon der 27. Januar?
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Hier ist auch der Start am 26.01. um 6 Uhr MEZ angegeben - allerdings mit einem Startfenster von 2,5,Std. (12:00 - 02:30 am EST)
http://spaceflightnow.com/launch-schedule/ (http://spaceflightnow.com/launch-schedule/)
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Die alten lagen bei 4 bis 5 Tonnen und wurden im Laufe der Zeit eher immer schwerer.
Eine Landlandung wird sicherlich nicht möglich sein.
Die einzige Gewichtsangabe die ich gefunden habe besagt mehr als bis zu 6700 kg. Die Verlässlichkeit der Seite kann ich aber nicht beurteilen. :-\
https://www.neowin.net/forum/topic/1312790-falcon-9-echostar-23-mission-thread/ (https://www.neowin.net/forum/topic/1312790-falcon-9-echostar-23-mission-thread/)
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Stimmt, das Startfenster ist 2,5 h offen (habe das oben geändert).
Aber ist dann nicht bei uns schon der 27. Januar?
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Aber ist dann nicht bei uns schon der 27. Januar?
Die Zeitangabe bezieht sich auf die Nachtzeit von 00:00 bis 02:30 am EST. Es bleibt beim 26.
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... Die Startzeit ist mit 26. Januar, 12:00 a.m. EST angegeben. ...
12:00 am ist gleichbedeutend mit der 24-Stundenangabe 00:00 Uhr. Also gilt:
26. Januar, 12:00 a.m. EST = 26. Januar, 00:00 EST = 26. Januar, 06:00 MEZ
Gruß
Peter
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Oh das heißt am Donnerstag den 26.01 pünktlich aufstehen ;D
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Moin,
Oh das heißt am Donnerstag den 26.01 pünktlich aufstehen ;D
Nö, am 26.1. kannst du ausschlafen.... ;)
Nächster angepeilter Starttermin: NET 30.1.
Ursache: LC-39A ist noch nicht betriebsbereit.
Quelle: Chris Bergin auf NSF-L2
Gruß
roger50
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Musk lässt mal wieder eine Bombe platzen:
Expendable. Future flights will go on Falcon Heavy or the upgraded Falcon 9.
https://twitter.com/elonmusk/status/822926184719609856 (https://twitter.com/elonmusk/status/822926184719609856)
Keine Landung bei diesem Flug. In Zukunft sollen schwere Satelliten auf FH oder F9 v1.3 fliegen.
Da sind wir natürlich alle gespannt, wie sich das auf die Einschaltzahlen auswirkt. ;)
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Musk lässt mal wieder eine Bombe platzen:
Expendable. Future flights will go on Falcon Heavy or the upgraded Falcon 9.
https://twitter.com/elonmusk/status/822926184719609856 (https://twitter.com/elonmusk/status/822926184719609856)
Keine Landung bei diesem Flug. In Zukunft sollen schwere Satelliten auf FH oder F9 v1.3 fliegen.
Da sind wir natürlich alle gespannt, wie sich das auf die Einschaltzahlen auswirkt. ;)
Ne oder? Dann nutzt doch bitte eine schon geflogene Stufe. :-[ Von mir aus verschiebt den Start nach SES-10 aber ne neue Stufe einfach wegschmeißen? Ja soweit bin ich schon, dass es für mich unvorstellbar ist bei SpaceX ne neue Stufe nicht zurück zu holen.
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Der Twitterpost auf den er bezieht: https://mobile.twitter.com/gdoehne/status/822925830154092544 (https://mobile.twitter.com/gdoehne/status/822925830154092544)
Next SpaceX flight (Echostar) has v heavy GTO payload (5500kg)
Will Falcon fly expendable, or try low-margin droneship landing?
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Ne oder? Dann nutzt doch bitte eine schon geflogene Stufe. :-[ Von mir aus verschiebt den Start nach SES-10 aber ne neue Stufe einfach wegschmeißen? Ja soweit bin ich schon, dass es für mich unvorstellbar ist bei SpaceX ne neue Stufe nicht zurück zu holen.
Fände ich auch besser, aber Echostar ist vermutlich dagegen. Vielleicht ist SpaceX Echostar auch entgegen gekommen wegen der langen Verzögerung, sodass man den Satelliten jetzt in einen Über-GTO schießt, damit der Satellit noch etwas Treibstoff sparen kann.
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Da muss ich mir doch ernsthaft die Augen reiben. :o Ohne auch nur den Versuch einer Landung? Das hätte ich mir bei SpaceX nicht mehr vorstellen können. Da hat blackman vollkommen recht - eine gebrauchte F9 wäre zwar eigentlich auch noch zu schade, aber eine neue einfach wegwerfen? :'(
Hoffentlich nur eine Fehlinterpretation!!!
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Wenn der Kunde es nun mal so wünscht... *schulterzuck*. Vielleicht setzen sie den Resttreibstoff dann nochmal für irgendeinen Test ein, meinetwegen nochmal eine Wasserung, oder auch nur den reinen Boostback-Turn, jeweils mit auf's allerletzte ausgereizten Parametern...
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Ja meine Güte, SpaceX muss auch mal wieder Geld verdienen nach dem letzten Verlust.
Den "Extra-Service" mit der höheren Umlaufbahn werden sie sich sicherlich bezahlen lassen,
bzw. Folgeaufträge erhalten, wie auch immer.
Außerdem haben sie ja schon einige Stufen gesammelt. Wie viele sind es eigentlich bisher?
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Sind bereits 7 Stück. Wobei eine ausgestellt wurde und die von JCSAT-14 nie mehr fliegen wird.
Also 5 wahrscheinlich noch flugfähige.
Das Englische Wiki hat eine sehr gute Auflistung: https://en.m.wikipedia.org/wiki/List_of_Falcon_9_and_Falcon_Heavy_launches (https://en.m.wikipedia.org/wiki/List_of_Falcon_9_and_Falcon_Heavy_launches)
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Bin auch nicht gerade begeistert, wenn sie vom bisherigen Prinzip abrücken und wieder in den Wegwerfmodus wechseln.
Das passt nicht zur bisherigen Philosophie.
Wenn die Nutzlastkapazität mit der Weiterentwicklung der F9 Block 5 bzw. der Falcon Heavy verfügbar ist, dann kann man wieder solche Aufträge annehmen.
Ansonsten sehe ich das als kleinen Rückschritt, auch wenn ich mich zu den SpaceX-Fans zähle. (Denen man ja nachsagt, das sie uneingeschränkt alles gut finden, was SpaceX macht ...)
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Bin auch nicht gerade begeistert, wenn sie vom bisherigen Prinzip abrücken und wieder in den Wegwerfmodus wechseln.
Das ist übertrieben. Wenn sie es mal für eine Rakete machen, kann man noch nicht von einem "Wechseln in den Wegwerfmodus" reden.
Das passt nicht zur bisherigen Philosophie.
Wenn ich es richtig mitbekommen habe, lautet die Philosopie "Wenn möglich, Mehrwegrakete; wenn nicht möglich, Einwegrakete." Einwegrakete war lange nicht mehr nötig; jetzt ist es eben das erste Mal. Was soll's. Eine Rakete fühlt keinen Schmerz, ist noch nichtmal ein lebendes Wesen. ;)
Wenn die Nutzlastkapazität mit der Weiterentwicklung der F9 Block 5 bzw. der Falcon Heavy verfügbar ist, dann kann man wieder solche Aufträge annehmen.
Wenn eine Privatfirma die Aussicht hat, mit einem Auftrag Gewinn zu machen, wird sie den annehmen, auch wenn sie dafür die eingesetzten Mittel opfern muss. Selbst wenn die Privatfirma mit einer schwarzen Null dabei rauskäme, wird sie den Auftrag lieber annehmen, als dass sie ihn an die Konkurrenz verliert.
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Danke Terminus. Ganz deiner Meinung.
Und vielleicht kann man bei Echostar nicht länger warten. Diese Flüge müssen endlich mal abgearbeitet werden.
Dann verlieren sie eben mal eine Erststufe. Das heißt ja nicht dass dies jetzt die Regel wird. Und dieser Verlust wird ihnen ja auch vergolten werden.
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Das passt nicht zur bisherigen Philosophie.
Wenn ich es richtig mitbekommen habe, lautet die Philosopie "Wenn möglich, Mehrwegrakete; wenn nicht möglich, Einwegrakete." Einwegrakete war lange nicht mehr nötig; jetzt ist es eben das erste Mal. Was soll's. Eine Rakete fühlt keinen Schmerz, ist noch nichtmal ein lebendes Wesen. ;)
Zum Mehrwegmodus gehört auch die Wiederverwendung der geborgenen Erststufen. Darauf warten wir aber noch. Bisher hat SpaceX keinen Mehrwegmodus erreicht. Lediglich eine Bergung der Erststufen zu Lasten einer verringerten Nutzlast.
Ich finde die Bergung technisch anspruchsvoll, und die haben sich durch hartnäckiges Weitermachen von anfänglichen Fehlschlägen zu Erfolgen durchgearbeitet. Respekt! Aber ob sich das kommerziell rechnet ist auch heute noch völlig unklar. Wir wissen nicht was die Aufbereitung für einen Wiederflug kostet ggü. Kosten einer neuen Stufe und höhere Einnahmen aus nicht verringerter Nutzlastkapazität.
Kann ja sein daß sie derzeit keine weiteren geborgenen Stufen auf Halde brauchen.
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Oder besser damit fahren wenn sie auf die Bock 5 Erststufen warten.
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SpaceX sollte meiner Meinung nach jetzt möglichst viele Stufen bergen um zu schauen, ...
1. ...was alles kaputt geht und verbessert werden muss. Es gibt schließlich statistische Effekte.
2. ...was verbessert werden muss, um die Bergung + Wiederverwendung der Stufe so einfach wie möglich zu machen.
Diese "lessons learned" sollen dann ja in die finale Version der F9 einfließen, die Ende 2017 oder vielleicht auch erst 2018 fliegen soll.
Natürlich ist es günstiger die Stufe im Meer zu entsorgen, als sie mühsam auf Land abzumustern, wenn sie nicht wieder geflogen wird. Aber Musk möchte halt mehr für die Umwelt des Planeten tun.
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Oder besser damit fahren wenn sie auf die Bock 5 Erststufen warten.
Diese soll ja wie tobi schon sagt aber laut Musk erst Ende 2017 fliegen. So lange möchte der Kunde eben nicht warten.
SES-9 hatte ein Startgewicht von 5,271 kg und man hatte diesen mit einer Falcon 9 FT auf einen Zielorbit mit 290 km Perigäum und 40.600 km Apogäum gebracht. Schon bei besagter Mission wurde im Vorfeld die versuchte und letztlich leider fehlgeschlagene Landung als recht heikel betrachtet.
Zu Echostar 23 (5500 kg?) sind bisher keine Zielorbitinformationen verfügbar, oder? Ich denke wenn man diese mal hat, müsste die Entscheidung von SpaceX auf eine Wegwerf-F9 zu gehen verständlicher sein.
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Vielleicht möchte man angesichts des erhöhten Risikos eines Landefehlschlags gerade angesichts des recht straffen Startzeitplans eine (u. U. sogar größere) Beschädigung der Landebarge auch einfach nur vermeiden.
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Das sie diese Stufe nicht landen ist halb so wild. Die bisherigen gelandeten Stufen, die überhaupt nochmal geflogen werden sollen, werden eh nur noch ein oder 2 mal genutzt, falls überhaupt. Ich bezweifel, dass sie nach dem nächstens Großupgade diese Stufen noch lange nutzen wollen, nur weil sie da sind. Daher ginge es diesesmal wohl hauptsächlich um Landeerfahrung.
Und ich finde es eher Toll, das sie einen Expendable machen. Die Flugdatenauswertung im Vergleich zu den bisherigen mit Landung wird sicher sehr interesannt.
Und auch der Zielorbit wäre sehr interesant. Einerseits ist es soweit ich es gerade einsehen konnte der schwerste GTO Start bisher. Bei den GTO Starts 2016 haben sie auch die Inklination schon mit verkleinert, mal gespannt wie weit sie sie dieses mal mit abbauen.
Grüße aus dem Schnee
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Vielleicht möchte man angesichts des erhöhten Risikos eines Landefehlschlags gerade angesichts des recht straffen Startzeitplans eine (u. U. sogar größere) Beschädigung der Landebarge auch einfach nur vermeiden.
Auf diese Idee bin ich noch garnicht gekommen. Irgendwie ist sie logisch. Möglicherweise erproben sie ja eine weiche Wasserlandung ohne Barge. ;)
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Soweit ich mich erinere war das Maximum bis jetzt 5300kg, aber danach sah der Booster ziemlich versenkt aus, vielleicht ist es kaum ein verlust auf die so beschädigte Hardware zu verzichten um dem Kunden lieber noch ein besseren Absetzorbit zu spendieren.
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Ich frag mich gerade ob die F9 überhaupt mit Landebeine und Gridfins ausgestattet sein wird. Gebraucht werden sie dieses mal ja nicht. Ich könnte mir deshalb vorstellen, das man sie garnicht montiert. Auf der anderen Seite verkompliziert jede Änderung zur Standard-F9 die Vorgänge.
Ist also ne Abwägungssache ob man eher die Abweichung vom Standard oder die unnötigen Kosten für die Herstellung der Beine und der Gridfins in Kauf nimmt.
Mein Tipp:
Wir sehen ne F9 ohne Beide und Gridfins. Vor allem die Herstellungskosten für die Beine dürften doch erheblich sein und die ganzen Anschlüsse dürfte man relativ einfach "blind" machen können.
Mane
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Nicht nur die Kosten auch deren Masse kostet was. Selbst die Gridfins habe zusammen sicher mindestens eine Tone.
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Stimmt, aber die Masse sollte nicht das Problem sein. Wenn Echostar 23 wirklich 5500kg hat und das Maximum bisher bei ca. 5300kg gelegen ist, ist da ja keine Welt dazwischen. Wenn man also den Treibstoff verbrennt, der eigentlich für die Landung benötigt wird, sollte das schon reichen.
Aber grundsätzlich hast du natürlich recht. Beine und Gridwins wiegen Tonnen...
Mane
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Beim Iridium Start ist für die F9 eine Leistungssteigerung von 10 % angegeben worden. Da dürfte dann ja wohl ein Mehrgewicht von knapp 4 % (5500 / 5300 kg) nicht der entscheidende Faktor für die Absage einer Landung der F9 sein. Vielleicht werden ja in Vorbereitung der Block 5 Variante einige Trägerstufen nicht mehr gebraucht? Ich bin wirklich gespannt womit uns EM am 30.1. überrascht.
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Das mit den 10% stimmt leider nicht so ganz, das was man dadurch erreichen könnte sind die Gravitationsverluste minimieren.
Die Raketengleichungen sind hier ganz eindeutig, für jedes deltaV das man benötigt braucht man abhängig vom ISP ein bestimmtes Voll/Leermasse Verhältnis.
Das natürlich für beide Stufen getrennt. Da die 200kg aber nicht durch eine Erhöhung der Treibstoffmasse der Oberstufe kommen kann, den die ist schon voll,
muss sie über den Booster kommen.
Jeder Kilo mehr an Nutzlast schlägt bei dem nötigen deltaV ca. mit dem Faktor 11,3 auf den Booster durch, also bedeuten 200kg mehr Nutzlast, ca. 2260kg mehr nötige Nutzlast für für den Booster. Wenn eine Boosterlandung mit 5300kg in GTO gerade noch so geht, bedeutet dass das der Booster mit ca. 5000kg weniger Treibstoff aus kommen muss.
Für die Oberstufe ist das relativ wenig zusätzliches deltaV aber 5000kg weniger für die Landung sind bei drei Merlins 5,6s Bremsdauer.
Der Upgrade von Block 5 sollte aber mindestens 10% mehr Schub bringen, damit müsste die F9 aber gleich nach dem Abheben mit 4m/s² beschleunigen, das tat sie aber offensichtlich nicht.
Der Gewinn durch den höheren Schub ist vor allem direkt nach dem Start sehr wichtig, weil sich da die Gravitationsverluste am stärksten auswirken.
Das ist auch der wesentliche Grund warum kleine Feststoffbooster mit sehr hohem Schub für kurze Zeit so viel mehr Nutzlast bedeuten.
(nicht das wir uns falsch verstehen, ich rede hier den Feststoffbostern nicht das Wort, die haben andere Nachteile)
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Start verzögert sich weiter:
Echostar 23 launch on Falcon 9 from 39A now "Early February". Target moving right every few days based on pad readiness for Static Fire.
https://twitter.com/NASASpaceflight/status/823616471062507521 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/823616471062507521)
Jetzt Anfang Februar. 39A ist noch nicht fertig.
Bereits vor einem Jahr hat Shotwell mal behauptet, dass 39A fertig sei:
Shotwell: we have completed and activated LC-39A for F9 and Falcon Heavy missions.
https://twitter.com/jeff_foust/status/694955964391411712 (https://twitter.com/jeff_foust/status/694955964391411712)
Alternative Fakten. ;D
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Nachtrag Chris Bergin im NSF:
NET Feb 3. Window opens 00:07 local time. Emphasis on the NET.
NET 3.Februar. Startfenster öffnet sich 00:07 EST. Betonung liegt auf NET.
Gruß
roger50
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Liegt es wirklich am SLC-39A oder ist das nur eine Ausrede? Ende vergangenen Jahres war ja schon der erste Start vom 39A angesagt.
Gibt es schon Informationen zur Freigabe des Starts von der FAA? Liegt der wirkliche Grund eventuell an dieser Entscheidung?
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Datensammlung zum EchoStar 23:
Bekanntgabe der Bestellung: April 2014
(siehe https://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/01052014144719.shtml (https://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/01052014144719.shtml) )
ursprüngliches Startdatum: Q3 2016
geplante Testposition im GEO: 67,1 Grad West für rund 30 Tage
weitere geplante Testposition im GEO: 86,4 Grad West für 90 Tage
Bahnverfolgung, Telemetrie und Fernsteuerung während der Tests über Bodenstationen Cheyenne, WY und/oder Summerset, SD
geplante Einsatzposition im GEO: 45 (44,9) Grad West
Transponderausstattung: 32 Ku-Band-Transponder, auch von Ka- und S-Band Ausstattung wurde gesprochen
verwendeter Satellitenbus: SSL-1300
Herkunft Bus: Space Systems/Loral, ursprünglich geplant für EchoStar 13 alias CMBStar 1
Satellitenstartmasse: ~ 5,5 Tonnen
Antrieb: chemischer Apogäumsmotor, chemische Lageregelungstriebwerke, elektrische Triebwerke (4 x SPT-100)
Auslegungsbetriebsdauer ab Beginn Regelbetrieb: 15 Jahre
Energieversorgung: Zwei Solarzellenausleger, Akkumulatoren
erwartete Satellitenleistung bei Betriebsende: 20 Kilowatt
vorgesehene Anwendung:
BSS für Brasilien (Ku-Band) mit Uplinks aus den USA.
Die Versorgung Brasiliens soll unter der Aufsicht Brasilianischer Behörden erfolgen. Für dieses Geschäft gibt es eine EchoStar-Tochter namens Echostar 45 Telecomunicacoes Ltda. mit der Adresse Avenida Brigadeiro Faria Lima, 201, Conj 71-C, Pinheiros 05426-100 Sao Paulo.
Als EchoStar 13 sollte der Sat einmal China mit Diensten für Mobilgeräte im S-Band versorgen. Der gewünschte Einsatz pünktlich zur Sommerolympiade in China 2008 konnte jedoch nicht gewährleistet werden.
Axel
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"We shall have completed" - Das ist eine voraussichtliche Ankündigung.
Im Tweet von Jeff Foust (https://twitter.com/jeff_foust/status/694955964391411712) steht aber eindeutig
we have completed...
Hat er einen Zitierfehler gemacht? Gibt es irgendwo das Originalzitat?
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Laut dieser Twitter Meldung steht zum ersten mal eine F9 auf Pad 39A. Da sollte es bald ein Video von US Launch Report geben.
"@CJDaniels77 Falcon 9 appears vertical today on 39A"
https://twitter.com/USLaunchReport/status/824687362470973440 (https://twitter.com/USLaunchReport/status/824687362470973440)
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Ist
wohl nur der Transport Erector
https://twitter.com/Markos_pen/status/824705175344607235 (https://twitter.com/Markos_pen/status/824705175344607235)
(https://images.raumfahrer.net/up055110.jpg)
Static Fire voraussichtlich Anfang nächster Woche.
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Sowas ;D . Einen "falschen Alarm" dieser Art gab es jetzt schon ein paar mal. ::)
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Die Leute sind ungeduldig und wollen ihr abendliches Entertainment :)
Im nasaspaceflight forum kamen ganz panische Fragen auf, ob die expendable Stufe den Beine und Gitterflossen hat.
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"We shall have completed" - Das ist eine voraussichtliche Ankündigung.
Im Tweet von Jeff Foust (https://twitter.com/jeff_foust/status/694955964391411712) steht aber eindeutig
we have completed...
Hat er einen Zitierfehler gemacht? Gibt es irgendwo das Originalzitat?
Ich habe das Zitat falsch in Erinnerung gehabt. Mea maxima culpa. Deswegen habe ich meinen fehlerhaften Beitrag gelöscht, in dem ich von "we shall have completed" geredet habe. Ja, jeder weiß, dass bei SpaceX zeitliche Ankündigungen mit einer saftigen Prise Salz zu nehmen sind. Allerdings hat die Erfahrung bislang auch gezeigt, dass sie das Angekündigte fertig schaffen - zum Teil mehrere Jahre später, aber immerhin. Insgesamt waren sie bislang auch immer noch schneller und innovativer als andere "Etablierte", wesewegen ich Ihnen bei allem PR Gedöns und teilweise etwas zu vollem Mund auch für die Zukunft vieles zutraue und alles Gute wünsche.
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Ist wohl nur der Transport Erector
Ist da die RSS angeklappt?
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Wenn ein Shuttle dorthin gecrawelt wäre, hätte es jeder gewusst. Man hat sich damals sicher nicht im geringsten vorstellen können, daß man eine Rakete mit einem Erektor hinbringen und aufrichten könnte. Beim Shuttle gabs keinen Hot fire Test, der musste gleich funktionieren...
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....Beim Shuttle gabs keinen Hot fire Test, der musste gleich funktionieren...
Ja und nein. Für die SSMEs gab es ab und an ein
Flight Readiness Firing (FRF). Beispiel:
Axel
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Oh, Wahnsinn, ich glaub damals wohl keins mitgekriegt...
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Die NASA will den Start von Echostar 23 am 3.Februar wohl live auf allen Kanälen übertragen (wenn er denn überhaupt stattfindet).
https://www.nasa.gov/multimedia/nasatv/schedule.html (https://www.nasa.gov/multimedia/nasatv/schedule.html)
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Moin,
Die NASA will den Start von Echostar 23 am 3.Februar wohl live auf allen Kanälen übertragen (wenn er denn überhaupt stattfindet).
Das erscheint momentan wohl sehr fraglich... 8)
Wie Chris Bergin heute im NSF schreibt, sind die Tests mit dem TEL zwar wohl gut verlaufen, aber dann:
...there's a lot of doubt about making Feb 3, or even close to that.
Es dürfte wohl noch einige Tage länger dauern, bis das Pad wieder in Betrieb geht... :(
Es wird sogar angesprochen, daß CRS-10 sogar Priorität bekommen könnte, wenn sich der Echostar-Start noch weiter verschiebt.
Gruß
roger50
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N'abend,
wie schon angedeutet, rutscht Echostar 23 nach hinten im Schedule. SpaceX hat heute offiziell mitgeteilt, daß CRS-10 der erste Start von Pad 39A sein wird, und zwar ca. Mitte Februar... 8)
Damit dürfte der hier diskutierte Start Ende Februar, oder sogar erst im März stattfinden... :(
Gruß
roger50
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Posts zu Hyperloop wurden entfernt. Hier geht es um Raumfahrt, nicht um Hyperloop. Ich bitte um Beachtung.
Danke und Gruß Pirx
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Also wenn das so weitergeht dann wird das nichts mit 20 Starts 2017.
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Also wenn das so weitergeht dann wird das nichts mit 20 Starts 2017.
Keep cool ;) Wir haben ab Mitte des Jahres 3 Pads und wenn LC-39A mal eingespielt ist, dann geht das auch wieder fixer :)
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Es könnten immer noch zwei im Februar werden und wer sagt den das nur zwei Starts pro Monat möglich sind (wenn das PAD endlich mal fertig ist)?
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Moin,
Es könnten immer noch zwei im Februar werden ......
Könnte gerade so klappen - oder eher gerade nicht... 8)
Von Chris Bergin heute im NSF:
Start Echostart 23 momentan geplant NET 28.2., 6:27 MEZ
Gruß
roger50
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Der Mission-Patch für Echostar 23 wurde veröffentlicht, seit langem mal wieder einer ohne ASDS und ganz nackt so ohne Beine. Bezüglich der Bedeutung der acht Sterne wird in den englischsprachingen Nachbarforen gerade noch diskutiert.
(https://images.raumfahrer.net/up055109.png)
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Damit wäre auch geklärt, ob Gridfins und Beine mitfliegen.
Da beides bei den letzten Patches immer mit abgebildet war dürfte es sehr eindeutig sein, das man diese Falcon 9 auch in dieser hinsicht leichter gemacht hat.
Da bin ich sehr gespannt auf die Performance
Grüße aus dem Schnee
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Der Start ist jetzt für den 28.2. um 6.27 Uhr MEZ geplant.
https://spaceflightnow.com/launch-schedule/ (https://spaceflightnow.com/launch-schedule/)
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@RonB: Siehe zwei Posts über deinen Post! ;)
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@ Axel_F
Vielen Dank, da war wohl meine Brille an der Stelle beschlagen - Sorry :-[.
Hat sich in der kurzen Zeit auch schon wieder geändert auf Anfang März.
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N'abend,
tja, mit der heutigen Verschiebung von CRS-10 auf den NET 17.2. ist der 28.2 für Echostar sicher gestorben. Denn in 11 Tagen schafft auch SpaceX momentan keinen zweiten Start. Zumal noch niemand weiß, ob und welche Schäden an der Rampe beim Erststart aufgetreten sind. Da gab es schon öfters böse Erfahrungen. Siehe Erststart Saturn-V, Shuttle, oder auch Sojus in Vostotchny.... :(
Gruß
roger50
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Der Start soll jetzt am 1. März zwischen 6:28 und 8:58 Uhr MEZ stattfinden - hoffentlich.
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Alle 3 emotionalisierenden Beiträge habe ich gelöscht. Die Information selbst steht jetzt im Kalender.
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Ich finde die Verschiebung des NET-Starttermins interessant. Sie haben noch keinen Erststart mit CRS-10 ausgeführt, sind aber zuversichtlich den darauffolgenden Start mit Echostar 23 in Rekordzeit (10 Tage) hinzulegen. Wie Roger schon angesprochen hat, kann es auch ohne eine Verschiebung des CRS-10-Starts zu weiteren Probleme kommen und somit schnell zu Verzögerungen führen. Da stößt die Vorverschiebung bei mir irgendwie auf Unverständnis. Ich lass mich aber Positiv überraschen. :)
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Na ja, wir sollten das NET Datum nicht überbewerten. Es ist ja zuerst einmal nur ein Zieldatum auf das man hinarbeitet. Wenn das SpaceX Management eine (wenn auch geringe) Chance sieht am 28.2. starten zu können, macht es absolut Sinn das NET Datum auf den 28.02. zu legen. Es wäre doch total doof wenn man eigentlich am 28.2. starten könnte, es dann aber doch nicht kann weil alle auf den 01.03. hingearbeitet haben.
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+1 für den Beitrag von m.hecht.
NET sollte nicht überbewertet werden.
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Ist doch auch mal eine nette Überraschung den Start nach vorne zu verlegen anstatt ihn nach hinten zu verschieben. Außerdem hat die Startzeit von 06:51 Uhr MEZ ja auch noch den Vorteil, dass wir etwas länger schlafen können ;D.
Edit: War nichts mit länger schlafen. Startzeit jetzt 06:27 Uhr MEZ.
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Eines Zeigt das wohl, man glaubt das man in der Lage ist 10 Tage nach dem kommenden Start den nächsten machen zu können und hat offensichtlich die ganzen Komponenten bereit.
Mir ist NET natürlich klar, aber eine Vorverlegung macht man nur wenn Dinge doch besser laufen als man gedacht hat.
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Eines Zeigt das wohl, man ... hat offensichtlich die ganzen Komponenten bereit.
Kein Wunder, sie hatten ja seit September auch Zeit genug, alles zu bestellen und vorzubereiten. :)
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Nun sind es sogar nur neun Tage - wenn der Termin weiter steht. Da wäre ja der static fire Test noch in dieser Woche fällig :o. Ich bin wirklich gespannt ob die SpaceX Mannschaft diesen Termin halten kann. Das wäre dann schon mal eine Hausnummer!
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Nun sind es sogar nur neun Tage - wenn der Termin weiter steht. Da wäre ja der static fire Test noch in dieser Woche fällig :o. Ich bin wirklich gespannt ob die SpaceX Mannschaft diesen Termin halten kann. Das wäre dann schon mal eine Hausnummer!
Ich glaube nicht daran. Irgendwo hab ich gelesen, dass die Mitarbeiter am Cape jetzt erstmal 2 Tage frei bekommen. Das ist auch sicher nötig, schließlich hat es sicherlich ne Menge Überstunden erfordert den Startplatz so schnell wie möglich einsatzbereit zu bekommen.
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Das static fire ist auf NET 24.2. gesetzt worden. Selbst wenn sich das noch um 1-2 Tage verschiebt ist der Start am 28. möglich. Ich glaube auch nicht dass die gleiche Startmannschaft wie bei CRS-10 eingesetzt wird.
Quelle: Chris B.
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Laut Chris Bergin gibts wenig Schaden am Pad 39A, also vielleicht geht was, aber ich tippe eher auf Anfang März. ;)
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1644889#msg1644889 (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1644889#msg1644889)
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Das mit dem wegklappen hat ja ganz gut funktioniert nur mir der Beregnungsanlage kam mir zu spät vor, es sei den für den Mastfuß hätten sie weiter unten noch zusätzliche Einrichtungen.
Insgesamt war eine sehr große Dampfwolke zu sehen und mit vielen Wasser zusammen sollte auch der Lärm geringer gewesen sein.
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Das späte Einsetzen der Beregnungsanlage ist sicherlich Absicht. Noch bei CRS-9 hatte sie schon bei T-10 eingesetzt. Vielleicht ist der Schacht am PAD-39A anders konzipiert und es sind nicht solche Wassermengen notwendig. Nach dem nächsten Start wird sich zeigen, ob an dem Ablauf etwas geändert wird.
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Das späte Einsetzen der Beregnungsanlage ist sicherlich Absicht. Noch bei CRS-9 hatte sie schon bei T-10 eingesetzt. Vielleicht ist der Schacht am PAD-39A anders konzipiert und es sind nicht solche Wassermengen notwendig. Nach dem nächsten Start wird sich zeigen, ob an dem Ablauf etwas geändert wird.
Ich hab glaube ich auf Reddit gelesen, dass LC-39A einen Wasserturm hat und in Vandenburg das Wasser über Turbinen gepumpt hat. Dadurch kann man wohl bei LC-39A später mit der Beregnung anfangen weil die Pumpen nicht erst hochfahren müssen.
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Ich hab glaube ich auf Reddit gelesen, dass LC-39A einen Wasserturm hat...
Ja, das ist das hohe, weiße Ding am rechten Bildrand.
(https://images.raumfahrer.net/up054771.jpg)
Quelle:
https://images.raumfahrer.net/up054771.jpg (https://images.raumfahrer.net/up054771.jpg)
Mane
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Das späte Einsetzen der Beregnungsanlage ist sicherlich Absicht...
Ich antworte mal in CRS-10 Thread. Da gehörts ja auch hin.
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L2 39A schedule has updated. No target for the Static Fire yet, but the launch date is NET March 12. Mainly to do with range availability.
https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1645957#msg1645957 (https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1645957#msg1645957)
NET 12. März. Starttempo weiter bei 1 mal pro Monat.
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Da ist dann ja wenigstens ein bisschen Luft für weitere Upgrades am Pad bzw. Fehlersuche und -beseitigung nach dem ersten Start.
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NET 12. März. Starttempo weiter bei 1 mal pro Monat.
Laut Chris Bergin soll es wohl hauptsächlich an der Verfügbarkeit der Range liegen.
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Das Thema hatten wir vor kurzer Zeit doch schonmal, die Ursache hing doch an der uralten Airforceanlage?
Und hier sollte doch (bald?) Ersatz kommen?
Da kann SpaceX dann nichts dafür. Das könnte EM ziemlich ärgern, wenn sie endlich loslegen können und dann bremst das Umfeld einen aus.
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Meines Wissens soll am 8.März ein Delta IV Start stattfinden. Brauchen die die Range wirklich einen halben Monat lang?
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Meines Wissens soll am 8.März ein Delta IV Start stattfinden. Brauchen die die Range wirklich einen halben Monat lang?
Naja, EchoStar 23 war ja bis vor kurzem noch fuer den 28. Februar geplant. Das ist dann eine Woche bis zum Delta Start und nicht ein Monat.
Ich vermute eher dass die AirForce hier Prioritaet hat und die acht Tage zwischen den beiden Starts ihnen etwas zu wenig waren. Man bucht bei der Range nicht nur das Startdatum sondern mindestens noch ein, zwei Tage Reserve. Das bringt uns dann runter auf sechs Tage zwischen den Starts und wenn man dann vor dem Delta Start noch ein Dress Rehearsal machen will muss man da auch schon die umkonfigurierte Range mit einbeziehen.
Und drei Tage spaeter ist ja dann schon der EchoStar Start, das passt also alles ganz gut. ;)
Aber hiess es nicht auch, dass die Falcon 9 jetzt ein automatisches FTS hat?
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So richtig verstehe ich das auch nicht. PAD 37B ist etwa 9,5 km Luftlinie vom PAD 39A entfernt. Da soll es nicht möglich sein auf beiden Startplätzen eine Start vorzubereiten? Das Startdatum kann ja um ein oder zwei Tage differieren, aber eine Rakete hinstellen und vorbereiten? Ich denke da muss auch einiges im Ablauf auf die neuere Zeit und Technik abgestimmt werden. Oder ist es so, weil es immer so war?
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Ich glaube SpaceX könnte schon den Start vorbereiten aber diese ominöse Range spielt da nicht mit. Soweit ich mich durch die Reddit-Posts wühlen konnte handelt es sich dabei um das System zur Verfolgung der Rakete beim Start und das ist wohl inzwischen komplett veraltet und braucht relativ lange um es für einen Start vorzubereiten. An der Ostküste haben sie außerdem wohl nur ein solches System. Aber wie Nitro schon geschrieben hat, sollte die F9 eigentlich mit nem automatischen FTS fliegen und auf die Range nicht mehr angewiesen sein...
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hm, wenn da ne Delta IV starten soll ist das ein Milliärauftrag, also wohl vertikale Integration, vermutlich dauert das nochmals länger?
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Aber hiess es nicht auch, dass die Falcon 9 jetzt ein automatisches FTS hat?
Echostar-23 war ja ursprünglich vor CRS-10 geplant und ist laut NSF entsprechend nicht mit dem AFTS ausgerüstet, das bei CRS-10 Premiere gefeiert hat.
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Moin,
wir haben die Aufgaben der Range schon mal diskutiert, ist aber wohl an einigen vorbeigegangen:
Ich glaube SpaceX könnte schon den Start vorbereiten aber diese ominöse Range spielt da nicht mit. Soweit ich mich durch die Reddit-Posts wühlen konnte handelt es sich dabei um das System zur Verfolgung der Rakete beim Start....
Die "Range" ist weitaus mehr als nur ein Bahnverfolgungssystem.
VAFB und auch CCAFB sind Militäreinrichtungen und alle Anlage werden von Soldaten und zivilen Beschäftigten betrieben. Und alle arbeiten 5 Tage, 40 Stunden. Die wesentlichen Aufgaben, die sie haben, sind u.a.:
Die Außensicherung der Startkomplexe, damit keine Unbefugten sich herumtreiben. Die Absicherung des Luftraums und der Sicherheitszone auf dem Wasser. Sie betreiben die Telemetrieempfänger am Cape, über die die Funksignale des Trägers hereinkommen und leiten sie an den Nutzer (hier SpaceX) weiter. Sie betreiben die Tracking Kameras. Sie stellen die Verbindungen zu den Satelliten im Orbit (TDRSS u.a.), die uns z.B. die Onboard-Bilder vom Aussetzen der Nutzlast und der Landungen auf den Barges bieten. Sie betreiben die Feuerwehr und die medizinischen Notfalleinrichtungen am Cape. Sie liefern per Pipeline N2, mit der die Tanks des Trägers vor dem Betanken durchgespült werden, usw., usw.
Alles gegen Gebühren.
Das alles kann SpaceX natürlich auch selber machen. Aber erst in Boca Chica, nicht in Florida oder Kalifornien... ;)
Gruß
roger50
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Dann kann man nur hoffen, dass sie in Boca Chica Sonderschichten über Sonderschichten fahren.
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Dann kann man nur hoffen, dass sie in Boca Chica Sonderschichten über Sonderschichten fahren.
Ähm ... Auch die Kohlenstoffeinheiten bei SpaceX sind Menschen ...
Axel
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Ähm ... Auch die Kohlenstoffeinheiten bei SpaceX sind Menschen ...
Kohlenstoffeinheiten, große Klasse ;D ;D ;D
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Ähm ... Auch die Kohlenstoffeinheiten bei SpaceX sind Menschen ...
Kohlenstoffeinheiten, große Klasse ;D ;D ;D
Die sind aber nicht von mir. Werden im Film Star Trek I so genannt.
Axel
-
Kohlenstoffeinheiten, große Klasse ;D ;D ;D
Die sind aber nicht von mir. Werden im Film Star Trek I so genannt.
Ha, wusste ich doch, dass ich das in irgend nem Buch oder Film schonmal gehört hatte. :)
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Aber hiess es nicht auch, dass die Falcon 9 jetzt ein automatisches FTS hat?
Im folgenden Artikel zu diesem Thema spricht man bzgl. der F9 weniger vom Flight Termination System als vom AFSS (Autonomous Flight Safety System): https://spaceflightnow.com/2017/02/25/auto-destruct-safety-system-seen-as-key-to-ramping-up-launch-tempos/ (https://spaceflightnow.com/2017/02/25/auto-destruct-safety-system-seen-as-key-to-ramping-up-launch-tempos/)
Scheinbar flog dieses die letzten Male nur im “shadow” backup Modus mit und erst beim zuletzt erfolgten 39A-Start war es dann erstmalig das primäre Sicherheitssystem. Der Impact des ganzen ist aber nicht darin zu finden, dass die alte Range obsolet wird, sondern primär darin, dass ein Teil der Arbeit (gerade in der Vorbereitung) der Air Force abgenommen wird.
“Our role to ensure public safety during launches using this system is unchanged,” said Howard Schindzielorz, the 45th Space Wing’s chief engineer, in an Air Force statement. “Our Flight Termination System requirements still apply for design, test, operational performance and reliability. We still develop the mission rules to provide public safety, but the system works with mission rule data files loaded into the on-board AFSS units. This essentially shifts the workload to the front-end of the launch process.”
Das Militär wird außerdem immer noch gebraucht für Wetterbeobachtung, maritime und luftseitige Patrolien sowie die Sicherheit des Startplatzes. Prinzipiell ist man bei SpaceX mit den gegenwärtig benötigten mehreren Tagen zur Range-Rekonfiguration zwischen ULA und SpaceX verständlicherweise sehr unzufrieden und wohl auch in ständiger Verhandlung.
Hans Königsmann vermutet, dass man zukünftig (eventuell in einigen Jahren) möglicherweise sogar zwei Starts am Tag sehen könnte. Bis dahin ist es aber noch ein gewisser Weg. Bei der Air Force bzw. der Eastern Range in Cape Canaveral richtet man sich jedenfalls auf ca. 48 Starts pro Jahr ab 2020 ein.
Es wird auch erwähnt, dass das alte manuelle Flugabbruchssystem mit zwei zurückkehrenden Boostern der FH überfordert sein könnte, weswegen man sicherlich sehr dankbar über das neue automatische System ist.
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Danke, doc Hoschi, für diese Klarstellung :)
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Eine Woche zur rekonfiguration erscheint mir auch sehr lang :/
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Das was echt ärgerlich ist, dass die Verzögerungen am PAD39A zur Änderung der Startreihenfolge geführt hat und deswegen ES23 nach hinten gerutscht ist diese Rakete aber noch das alte System benötigt und deshalb nun wegen des Delta IV Starts nach hinten gerutscht ist.
Das ist so als hängt man 7km vor dem Flughafen im Stau, weil 2min vorher ein Sattelzug sich quer über die Autobahn gelegt hat, man deswegen 2h später am Flughafen ankommt, das Gate gerade in dem Moment erreicht das Flugzeug weggedrückt wird, der nächste Flieger aber erst dann startet das man beim Umsteigen den nächsten Jet auch nicht mehr erreicht. :(
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FAA hat diesmal die Starterlaubnis etwas früher erteilt:
https://twitter.com/stephenclark1/status/837051854659923968 (https://twitter.com/stephenclark1/status/837051854659923968)
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Moin,
lt. Chris Bergin (NSF) ist der Static Fire Test NET 7.3. , also morgen. Der Starttermin 12.3. steht weiterhin, die Verschiebung des Delta-4 Starts hat offenbar keinen Einfluß darauf.
Bis Sonntag stand der TEL noch auf der Rampe, wurde an dem Tag aber zurück in den Hangar gefahren.
Gruß
roger50
Edit: TEL-Status korrigiert
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Es geht wieder los. :)
Die F9 geht in die vertikale, OHNE Payload.
(https://images.raumfahrer.net/up055108.jpg)
https://twitter.com/SpaceflightNow/status/839136228050075648 (https://twitter.com/SpaceflightNow/status/839136228050075648)
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B1030/F9-031 vor und nach dem Aufrichten:
(http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=41932.0;attach=1410270;image)
(http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=41932.0;attach=1410272;image)
Quelle: http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1651516#msg1651516 (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=41932.msg1651516#msg1651516)
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Bei SFN gibt es auch noch ein Zeitraffer-Video vom Aufrichtprozess: https://spaceflightnow.com/2017/03/07/watch-a-time-lapse-of-the-falcon-9-rocket-going-vertical/ (https://spaceflightnow.com/2017/03/07/watch-a-time-lapse-of-the-falcon-9-rocket-going-vertical/)
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Mal sehen, ob es heute etwas wird mit dem SF.
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Gibts jetzt eigentlich eine Landung, oder nicht?
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Auf dem Foto gibt es keine Gridfins und keine Landebeine. Somit wird es wohl keine Landung geben. Hoffentlich gibt es Bilder vom Wassern.
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Hoffentlich gibt es Bilder vom Wassern.
Wenn sie aus Performancegründen keinen Re-Entry-Burn machen, könnte sich die Stufe bereits beim Eintritt in die Athmosphäre zerlegen.
Andererseits wird es sehr interessant werden, ob sie irgendetwas von dem Flug überhaupt dafür nutzen werden, um für die Wiederverwendung zu lernen. Vielleicht macht es auch mal Sinn, ihn dafür zu nutzen, um die maximale Performance ohne Wiederverwendung zu ermitteln, das ist ja jetzt schon seit Jahren nicht mehr gemacht worden.
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Man könnte ja auch mal testen, was passiert, wenn die Landebeine bei zu hoher Geschwindigkeit ausklappen, oder die Gridfins, ab wann sich die Rakete zerlegt etc. Belastungstests über die Grenze hinaus sind für mich immer das spannendeste. ;D
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Naja diesmal nicht, keine Beine, keine Fins dran....
Abgesehen davon, diese Events kann man leicht berechnen. Obwohl ich sonst ja kein Fan von "man kann alles berechnen" bin.
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Moin,
lt. Chris Bergin im NSF wurde der gestrige SFT wegen eines ungenannten Problems vorzeitig abgebrochen. Heute, am Mittwoch, soll ein neuer Versuch erfolgen.
Gruß
ruger50
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Man könnte ja auch mal testen, was passiert, wenn die Landebeine bei zu hoher Geschwindigkeit ausklappen, oder die Gridfins, ab wann sich die Rakete zerlegt etc. Belastungstests über die Grenze hinaus sind für mich immer das spannendeste. ;D
Das hat man alles schon getestet. Es gab 14 Tests mit einer F9 für die Landung. Bei einem Test ist man an die Maximalbelastungen gegangen. Auch wenn natürlich ein Test, welche einen RUD erzeugt immer "Spannend" ist, produktiv ist er nicht wirklich.
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Der HotFire Test heute ist abgesagt. 30 Minuten im Testwindow gab es ein nicht spezifiziertes Problem, weshalb der HFT zuerst um 24 Stunden, dann um 48 Stunden verschoben wurde.
Das Startdatum ist ebenfalls verschoben auf den 14.03. mit Backup am 16.03.! Der 14. ist auch deshalb unsicher, da an dem Tag bereits eine Delta IV einen Slot hat.
https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839541000909570048 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839541000909570048)
Mane
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Zwei Starts an einem Tag auf dem Cape wären doch auch mal eine interessante Sache - besonders für Besucher ;)
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Stimmt. Das wird aber noch dauern, bis wir sowas sehen...
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Laut Chris Bergin soll der Static Fire um 6 Uhr Abends Ortszeit statt finden. Die F9 steht wohl schon wieder senkrecht auf dem Pad.
"Target T-0 for the Falcon 9 Static Fire is 6pm local (11pm UTC). Rocket is vertical again, so that's a very good sign per Wednesday's issue."
https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839834284995268609 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839834284995268609)
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Je nach Ausgang des heutigen Static Fire Versuchs entscheidet sich auch der Terminkonflikt zwischen SpaceX und ULA für einen Start am 14.3. Sollte es zu weiteren Verzögerungen kommen, wird auf jeden Fall ULA der Vorrang gewährt. Sollte heute alles glatt gehen, darf wohl die Range entscheiden.
Chris R. @beeberunner
@NASASpaceflight you've probably got this question a million times, who's launching on 14th SpaceX or ULA?
Chris B - NSF @NASASpaceflight
@beeberunner It'll be decided after the Static Fire. More delays - ULA gets the range. Good test - Range decides who gets the 14th.
Quelle: https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839857570395324419 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839857570395324419)
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N'abend,
auch wenn's eigentlich OT ist:
Zwei Starts an einem Tag auf dem Cape wären doch auch mal eine interessante Sache - besonders für Besucher ;)
Stimmt. Das wird aber noch dauern, bis wir sowas sehen...
Och, das gab's in den letzten 60 Jahren schon dutzendfach..... ;)
Nur ein Beispiel:
27.2.1959
Start einer Polaris von LC-25A
Start einer Jupiter von LC-26B
also sogar von benachbarten Pads.
Weitere Beispiele (wie Atlas-Agena und Titan-II im Gemini-Programm) jederzeit gerne auf Anfrage und gegen Gebühr.... ;)
Gruß
roger50
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Moin,
on Topic:
Static Fire ist am Donnerstagabend erfolgt, SpaceX bestätigt, daß der 14.3. für die Mission steht. Also wird die Delta-4 verschoben. :)
https://twitter.com/SpaceX/status/839981566054998017 (https://twitter.com/SpaceX/status/839981566054998017)
Jetzt müßten sie bloß noch den Start auf eine annehmbare Zeit legen... :(
Verschlafener Gruß
roger50
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Das wäre doch endlich mal ein neues Space Racing:
Zwei Raketen zur selben Zeit!
SpaceX versus ULA.
Wer hat die längste Rakete?
Welche steigt am schnellsten auf?
Der Wettlauf ins All.
Wo liegen die Sympathien?
Wie stehen die Wetten?
Irgendwie ist die Range nicht up to date. ::)
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Zitat: "Static Fire ist am Donnerstagabend erfolgt, SpaceX bestätigt, daß der 14.3. für die Mission steht. Also wird die Delta-4 verschoben. :)"
Der Unterschied in der Startzeit zwischen der F9 und der Atlas beträgt immerhin über 19 Stunden und der Abstand zwischen den Startorten sind fast 10 km. Warum sollten eigentlich nicht beide Starts am gleichen Tag durchgeführt werden?
Korrektur: Die Atlas ist natürlich eine Delta. Sorry.
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StaticFire ist durch. SpaceX setzt Start fest. 14. März.
SpaceXVerifizierter Account @SpaceX
Static fire of Falcon 9 just completed. Targeting EchoStar XXIII launch from @NASA's Kennedy Space Center on Mar. 14, early morning EDT.
(https://images.raumfahrer.net/up055107.jpg)
https://twitter.com/SpaceX/status/839981566054998017 (https://twitter.com/SpaceX/status/839981566054998017)
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Zitat: "Static Fire ist am Donnerstagabend erfolgt, SpaceX bestätigt, daß der 14.3. für die Mission steht. Also wird die Delta-4 verschoben. :)"
Der Unterschied in der Startzeit zwischen der F9 und der Atlas beträgt immerhin über 19 Stunden und der Abstand zwischen den Startorten sind fast 10 km. Warum sollten eigentlich nicht beide Starts am gleichen Tag durchgeführt werden?
Wenn dann liegt es nur an der RANGE. ;)
Chris B. bringt´s da irgend wie auf den Punkt. ;D
https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839962180212629504 (https://twitter.com/NASASpaceflight/status/839962180212629504)
Edit: Der 45th Space Wing (verantwortlich für die Range) hat auch den Start von SpaceX auf dem Schirm. Der Drops ist gelutscht.
https://twitter.com/45thSpaceWing (https://twitter.com/45thSpaceWing)
Denke nicht das die ULA noch am gleichen Tag startet, auch wenn Tory noch auf eine Eingabe der USAF wartet.
https://twitter.com/torybruno/status/840273513126739968 (https://twitter.com/torybruno/status/840273513126739968)
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Hallo, um nochmal auf den Satelliten zurückzukommen der soll 5,5 tonnen wiegen. 8) Damit bräuchte man eigenlich die Leistug einer Falcon 9 Block 5 um die Erststufe wieder zu landen. ::)
Hier hab ich nochmal eine deutschsprachige Seite rausgesucht, mit noch mehr Details, zum Satelliten:
https://humanmarsmission.de/falcon-9-echostar-23-start-bereit/ (https://humanmarsmission.de/falcon-9-echostar-23-start-bereit/)
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Wetterprognose für den Start am 14.03 scheint sich etwas verschlechtert zu haben.
40% Chance das uns eine zu dicke Wolkendecke einen Strich durch die Rechnung macht.
Quelle: Reddit/NSF
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Der vollständige F9-Stack ist bereits vertikal am Pad.
(https://images.raumfahrer.net/up054922.jpg)
Quelle: SFN
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Geht ja auch bald los!
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Geht ja auch bald los!
Ich persönlich glaube nicht das es morgen einen Start gibt denn im Zeitraum sind Gewitter und Regen angesagt. Chance auf akzeptables Wetter nur noch bei 40%.
Wetter für Cape Canaveral: :(
https://www.wunderground.com/cgi-bin/findweather/getForecast?query=Cape+Canaveral%2C+FL (https://www.wunderground.com/cgi-bin/findweather/getForecast?query=Cape+Canaveral%2C+FL)
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40% ist immer noch gut genug damit es klappen kann. Letztendlich wird es das Wetter ab Tankbeginn entscheiden...
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Letztendlich wird es das Wetter ab Tankbeginn entscheiden...
Da hilft nur noch alle Daumen ganz fest drücken.... :D
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Meine Wetterkarte ist da optimistischer (Regenwarscheinlichkeit unter 10%).
https://weather.com/weather/hourbyhour/l/USFL0339:1:US (https://weather.com/weather/hourbyhour/l/USFL0339:1:US)
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Im "Handbuch" der Falcon 9 sind feste Vorgaben bei welchem Wetter geflogen werden kann. Da geht es unter anderem um Wolkendicken in bestimmten Schichten und nicht nur so ganz einfach um es regnet oder regnet nicht.
Aber soweit ich das sehe gibt es für diesen Start ja ein größeres Startfenster von daher bin ich auch eher optimistisch.
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Ein schönes Bild von der F9 auf der Rampe - ganz schön nackt so ohne Beine. Schön zu sehen auch die Corenummer B1030. Am Ausweichtermin übermorgen soll das Wetter gleich zu 90% einen Strich durch die Rechnung machen.
(https://images.raumfahrer.net/up055106.jpg)
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Meine Wetterkarte ist da optimistischer (Regenwarscheinlichkeit unter 10%).
https://weather.com/weather/hourbyhour/l/USFL0339:1:US (https://weather.com/weather/hourbyhour/l/USFL0339:1:US)
Der Start ist doch >> TUE 1:xx AM << wenn ich das richtig im Kopf habe. Die Wetterseite zeigt hier bei mir "Thunderstorms" bei 80% Regenwahrscheinlichkeit. *Grübel*
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Die gewohnten SpaceX-Livestreams sind jetzt auch online. Der Start kann kommen 8)
Kommentierter Webcast:
Der technische war kurz online. Ist aber seltsamer Weise wieder verschwunden...
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Dann liefere ich mal noch den Link zum "Technical Webcast" nach:
&feature=youtu.be
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Wann ist die genaue Startzeit? Hier im Forum steht 6.27 Uhr, der Webcast startet aber erst 6.34 Uhr. Ist die Uhrzeit noch von einem früheren Starttermin?
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Da die Startwahrscheinlichkeit gering ist und es keine Landung gibt, werde ich morgen wohl ausschlafen. ;)
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Wann ist die genaue Startzeit? Hier im Forum steht 6.27 Uhr, der Webcast startet aber erst 6.34 Uhr. Ist die Uhrzeit noch von einem früheren Starttermin?
Um 6:34 öffnet das Startfenster, aber das Startfenster ist 2,5 Stunden lang. Da kann man auch mal um 8 Uhr aufstehen, da steht die F9 bestimmt noch auf der Rampe.
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Ich frage mich, ob es Bilder von der Wasserung geben wird? Eigentlich ist SpaceX ja sicher dagegen diese Bilder zu zeigen, aber andererseits wäre ja mal was "ganz neues"...
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Ist wohl auf Donnerstag verschoben wegen ungünstiger Höhenwinde >:(
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Mist ich hatte mich schon auf einen schönen Start (in den Dienstag Morgen) gefreut. ;)
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Ist das denn sicher? Im Twitter sieht es so aus als wenn das Startfenster noch offen ist.
SpaceX hüllt sich noch in Schweigen. Bisher ist noch kein offizieller Abbruch für heute bestätigt. Es sind ja auch noch fast 2 Stunden Zeit.
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Twitter sagt: "Standing down on today's launch attempt due to high winds".
Damit wird der heutige Tag für einen Start nicht wahrgenommen; wegen schon erwähnter Höhenwinde.
"working toward next available launch opportunity"
Wann dann die nächste verfügbare Startgelegenheit sein wird, ist interessant.
Da war doch noch was... Ach ja, ne Delta.
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Laut SpaceFlightNow ist der nächste Startversuch Donnerstag früh. Also 2 Tage später. Aber es ist noch nicht bestätigt.
Quelle: http://live.spaceflightnow.com/status.html (http://live.spaceflightnow.com/status.html)
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Der neue Termin am Donnerstag ist jetzt offiziell von SpaceX bestätigt. Wettervorhersage sagt 90% für ein GO um 6.35 MEZ :D
https://twitter.com/SpaceX/status/841679133084135424 (https://twitter.com/SpaceX/status/841679133084135424)
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Die Falcon 9 mit EchoStar 23 auf der Startrampe LC-39A:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030232254-c019c62b.jpg) Credit: SpaceX Foto vom 13. März 2017
One Way - ohne Beine und Grid Fins.
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Weather remains 90% go for Falcon 9 launch of @EchoStar XXIII. Launch window opens tomorrow morning at 1:35 am EDT.
Wettervorhersage ist weiter gut. Mal schauen, ob ich da morgen frühe aufstehe. ;)
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Sieht cool aus mit dem "Heckflügel". :)
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Ach wenns doch endlich 'nen Antrieb gäbe, wo man die Dinger kompakter bauen könnte und nicht solche Streichhölzer hinstellen müßte....
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Ach wenns doch endlich 'nen Antrieb gäbe, wo man die Dinger kompakter bauen könnte und nicht solche Streichhölzer hinstellen müßte....
...na hoffentlich ist das kein Streichholz - und brennt nicht von oben runter :o
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Höör uff !! ;)
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Das Streichholz kommt unten ran, das lernt man doch jedes Neujahr im Auffrischungskurs "Raketen RUDimentär".
Grüße aus dem Schnee
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Bisher sieht alles gut aus für den heutigen Nachtstart (bei uns um 6:35 Uhr).
Das Wetter steht diesmal auf 90% GO.
Als nächstes steht die Kühlung des Treibstoffs (RP-1) und Oxidators an.
Die Startrampe wird weiträumig evakuiert.
Bordcomputer und Navigation werden hochgefahren.
Um 5:17 Uhr MEZ wird der Startleiter die Pol Umfrage aufrufen.
Alle Stationen müssen bereit sein für den Start.
Danach wird der Countdown bei T -1:18 h gestartet.
Um 5:25 Uhr MEZ (bei T -70 min) beginnt das Tanken des unterkühlten Kerosins.
Um 5:50 Uhr MEZ (bei T -45 min) beginnt das Tanken des unterkühlten Sauerstoffs (nahe beim Gefrierpunkt).
Sieben Minuten vor dem Abheben werden die 9 Merlins runtergekühlt.
Liftoff ist für 6:35 Uhr MEZ geplant - das Startfenster ist jedoch zweieinhalb Stunden offen.
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Laut SpaceX auf Twitter ist der Start jetzt für 7:00 Uhr MEZ geplant.
Gruß
Rücksturz
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Gibt es heute keinen Technical Webcast?
15 000 Zuschauer um diese Zeit bei einem Start ohne Erststufenlandung ist schon erstaunlich.
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Guckst Du hier:
:)
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Webcast läuft
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@Rücksturz
Bei mir ist diese Lifestream Aufzeichnung nicht verfügbar. Habe nur den Hosted Webcast :(.
Okay, habe ihn über YouTube direkt erreicht. Danke.
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Jetzt laufen wieder beide.
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Mal sehen, ob der 'technical stream' hier funktioniert...
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Ich bin mir nicht sicher, ob ich den Punkt in der Diskussion hier verpasst habe, frage mich jedoch, wieso das Startfenster fuer EchoStar 23 so gross ist?
Als Kommunikationsplattform soll doch ein fester Slot im Geo eingenommen werden, innerhalb der Kette, die sich dort oben bereits befindet. Sind die benachbarten Slots evtl momentan nicht belegt?
Gruesse,
Olli
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(https://images.raumfahrer.net/up054920.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up054921.jpg)
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Ich bin mir nicht sicher, ob ich den Punkt in der Diskussion hier verpasst habe, frage mich jedoch, wieso das Startfenster fuer EchoStar 23 so gross ist?
Als Kommunikationsplattform soll doch ein fester Slot im Geo eingenommen werden, innerhalb der Kette, die sich dort oben bereits befindet. Sind die benachbarten Slots evtl momentan nicht belegt?
Gruesse,
Olli
Das wäre aber nur ein Thema wenn es ein direkter GTO wäre wo das Apogäum auf Höhe es GEO-Zielorbit liebt. SpaceX startet doch meisten in einen GTO der ein wesentlich höheres Apogäum hat um dort oben die Inklinationsänderung billiger zu bekommen. Da kann dann das Startfenster auch länger sein.
Ausserdem geht der Start ja nicht direkt in einen GTO sondern es gibt eine Coastphase der Zweitstufe, auch da hat man ja Spielraum.
BTW: Sieht ja alles gut aus ;)
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Schade dass diesmal im Technical Webcast keine Telemetriedaten eingeblendet werden :(.
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Erster Brennschluss der Zweitstufe :)
Jetzt ~17 Minuten coasten, dann geht ab in den GTO.
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Im Hosted Webcast waren die Telemetriedaten eingeblendet, SECO1 war übrigens bei 27719 km/h.
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Bennschluss Booster mit ca. 9600km/h, ich erinnere mich nicht die F9 dabei schonmal schneller gesehen zu haben
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Bennschluss Booster mit ca. 9600km/h, ich erinnere mich nicht die F9 dabei schonmal schneller gesehen zu haben
Der Start hier müsste doch gut als Benchmark dienen was die F9 in der jetzigen Konfiguration zu leisten vermag wenn man da alles auf Anschlag hatte.
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Nachgereicht: Snaps vom Liftoff:
(https://images.raumfahrer.net/up054916.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up054917.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up054918.jpg)
(https://images.raumfahrer.net/up054919.jpg)
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Ja daraus kann man endlich mal die Grenzen bestimmen.
Bin sehr gespannt auf welcher Bahn der Satellit ausgesetzt wird.
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Und der Start zur Nachbetrachtung:
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Zweiter Burn der Zweistufe hat grad begonnen.
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Bennschluss Booster mit ca. 9600km/h, ich erinnere mich nicht die F9 dabei schonmal schneller gesehen zu haben
Ich habe gerade mal ein paar Videos per Zufall angeschaut:
THAICOM 8: 8300 km/h
JCSAT-14: 8350 km/h
SES-9: 8300 km/h
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Und schon fertig ;D
Jetzt noch aufs Aussetzen des Sats warten...
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Falls eine genauere Analyse die Zahlen bestätigen hob sie mit über 3m/s² ab, das würde bedeuten das sie dichter am maximalen Schub der auf deren Webside angegeben ist gestartet sind.
Leider keine Zahlen mehr beim zweiten beschleunigen.
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Das ging ja schnell mit dem zweiten Burn. Hier noch mal die Düse im Tageslicht.
(https://images.raumfahrer.net/up054915.jpg)
viele Grüße
Steffen
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Echostar 23 ist frei :)
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EchoStar-23 wurde freigesetzt:
(https://images.raumfahrer.net/up054914.jpg)
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Kurzes Start-Video:
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Das war jedenfalls perfekt 8).
Dann bis in 11 Tagen!?
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Verbleibt die Stufe im Orbit oder wurde noch eine Deorbitierungszündung durchgeführt?
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Ich bin mir nicht sicher, ob ich den Punkt in der Diskussion hier verpasst habe, frage mich jedoch, wieso das Startfenster fuer EchoStar 23 so gross ist?
Als Kommunikationsplattform soll doch ein fester Slot im Geo eingenommen werden, innerhalb der Kette, die sich dort oben bereits befindet. Sind die benachbarten Slots evtl momentan nicht belegt?
Gruesse,
Olli
Das wäre aber nur ein Thema wenn es ein direkter GTO wäre wo das Apogäum auf Höhe es GEO-Zielorbit liebt. SpaceX startet doch meisten in einen GTO der ein wesentlich höheres Apogäum hat um dort oben die Inklinationsänderung billiger zu bekommen. Da kann dann das Startfenster auch länger sein.
Ausserdem geht der Start ja nicht direkt in einen GTO sondern es gibt eine Coastphase der Zweitstufe, auch da hat man ja Spielraum.
BTW: Sieht ja alles gut aus ;)
Danke dir, Gerry :)
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weiß jemand die Bahndaten beim absetzen?
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Das wäre aber nur ein Thema wenn es ein direkter GTO wäre wo das Apogäum auf Höhe es GEO-Zielorbit liebt. SpaceX startet doch meisten in einen GTO der ein wesentlich höheres Apogäum hat um dort oben die Inklinationsänderung billiger zu bekommen. Da kann dann das Startfenster auch länger sein.
Bei diesem Start war nichts von einem Super-GTO zu lesen.
Offenbar war das ein gewöhnlicher Start in die synchrone Bahn.
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Hier ein paar schöne Fotos vom Start:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030232303-4eaf9008.jpg)
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030232305-ff1b139b.jpg) Credit: SpaceX
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Und eine schöne Langzeit-Belichtung:
(https://media.raumfahrer.net/upload/2023/10/30/20231030232306-e7260556.jpg) Credit: SpaceX
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Das wäre aber nur ein Thema wenn es ein direkter GTO wäre wo das Apogäum auf Höhe es GEO-Zielorbit liebt. SpaceX startet doch meisten in einen GTO der ein wesentlich höheres Apogäum hat um dort oben die Inklinationsänderung billiger zu bekommen. Da kann dann das Startfenster auch länger sein.
Bei diesem Start war nichts von einem Super-GTO zu lesen.
Offenbar war das ein gewöhnlicher Start in die synchrone Bahn.
Aber welche Inklination? Das ist doch die spannende Frage, wieviel Performance geht bei der F9?
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Leider gab es beider zweiten Triebwerkszündung keinerlei Geschwindigkeitsangaben mehr
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Ja daraus kann man endlich mal die Grenzen bestimmen.
Bin sehr gespannt auf welcher Bahn der Satellit ausgesetzt wird.
Kann man das?
Oder hatte dieser Start wieder stärkeren Spielraum weil der Start komplett ohne wiederverwendung durchgeführt wurde und dieser Spielraum (nicht ganz vollgetankt, Resttreibstoff beim MECO, nicht 100% Schub..) die rechnungen verfälscht?
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Kann man das?
Oder hatte dieser Start wieder stärkeren Spielraum weil der Start komplett ohne wiederverwendung durchgeführt wurde und dieser Spielraum (nicht ganz vollgetankt, Resttreibstoff beim MECO, nicht 100% Schub..) die rechnungen verfälscht?
Genau das hab ich mich auch gefragt. Ich denke es wäre falsch einfach davon auszugehen, dass dieser Start das aktuelle Limit darstellt. Was man sicher sagen kann ist, dass die aktuelle F9 den Satelliten nicht in den heute geflogenen Orbit hätte schießen können, wenn man die erste Stufe gelandet hätte. Deshalb eine Erststufe ohne Beine und Fins. Das bedeutet aber nicht automatisch, dass eine Einweg-F9 mit dem EchoStar23 an ihrem aktuellen Limit war.
Mane
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Aber warum nicht die Grenzperformance bringen? Klar, nicht bis die Triebwerke einen Flameout haben, aber bis im Tank nur noch das Sicherheitsmargin an Treibstoff ist.
Man kann ja jedes bischen Performance in den Inklinationsabbau und überhöhtes Apergäum stecken. Dies würde dem Apergäumsmotor einiges an Arbeit sparen.
Grüße aus dem Schnee
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Sicherlich. Wir wissen aber nicht, ob das auch gemacht wurde und pauschal davon ausgehen können wir nicht.
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Sicherlich nicht so das es einen unkontrollierten Brennschluss gibt, aber wenn man eh nicht Landen kann, so kann man auch allen verfügbaren Impuls bis auf einen ganz kleinen Rest der Nutzlast mitgeben. Dazu ist es nun mal am besten eine SGTO Bahn mit ganz hohem Orbit zu wählen.
Ist dann immer noch genug in den Tanks, könnte man eine dritte Triebwerkszündung im Apoapsis machen und die Inklination auf Null bringen dann den Satelliten abkoppeln und mit einem kleinen Rest den Periapsis Punkt tief in der Hochatmosphäre ändern.
Die restlichen Bahnkorrekturen, eventuell mit einer restlichen Änderung der Inklination, muss dann der Satellit selber machen, aber das ist mit ziemlich wenig deltaV möglich.
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Moin,
nix mit SGTO... :-\
Hier die aktuell erreichten Bahndaten von USSTRATCOM:
42070 ECHOSTAR 23 2017-014A 632.93min 22.43deg 35903km X 179km
Also gerade mal im Apogäum die GEO-Höhe erreicht, das Perigäum ziemlich tief, und die Inklination.... na ja.... ;)
Gruß
roger50
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Laut NSF ist es GTO-1711, also es fehlt noch 1711 m/s an Delta V für den GEO, normal vom Cape sind 1800, von Kourou sinds 1500 m/s.
Die Inklination wurde um 6° abgebaut von 28° auf 22°.
PS: Meiner Meinung nach hätte mehr gehen müssen (vgl. SES-9, JCSAT etc..), ich vermute, dass ist ein Resultat der Veränderungen nach der Explosion im September letzten Jahres. Da ist die Rakete sicher schwerer geworden.
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Noch ein paar Bilder:
(https://images.raumfahrer.net/up055104.jpg) (https://flic.kr/p/SqpM8W)EchoStar XXIII Launch (https://flic.kr/p/SqpM8W) by SpaceX (https://www.flickr.com/photos/spacex/), auf Flickr
(https://images.raumfahrer.net/up055105.jpg) (https://flic.kr/p/SqpLQb)EchoStar XXIII Launch (https://flic.kr/p/SqpLQb) by SpaceX (https://www.flickr.com/photos/spacex/), auf Flickr
Irgendwie ist ein Start ohne Landung nicht mehr interessant, das sieht man auch bei den Youtubeaufrufen des Webcasts, ohne Landung schauen es deutlich weniger.
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...
Irgendwie ist ein Start ohne Landung nicht mehr interessant, das sieht man auch bei den Youtubeaufrufen des Webcasts, ohne Landung schauen es deutlich weniger.
Hier:https://talkylander.com/ (https://talkylander.com/) habe ich für mich einen guten ausgleich gefunden. Warum immer nur zusehen? ;).
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Laut NSF ist es GTO-1711, also es fehlt noch 1711 m/s an Delta V für den GEO, normal vom Cape sind 1800, von Kourou sinds 1500 m/s.
Die Inklination wurde um 6° abgebaut von 28° auf 22°.
PS: Meiner Meinung nach hätte mehr gehen müssen (vgl. SES-9, JCSAT etc..), ich vermute, dass ist ein Resultat der Veränderungen nach der Explosion im September letzten Jahres. Da ist die Rakete sicher schwerer geworden.
Das sieht so aus als hätte man alles gegeben aber für den richtigen GTO reicht die Performance aktuell nicht. Also liegt die aktuelle GTO Nutzlast etwas unterhalb der 5,5t von Echostar-23.
Das ist dann noch ein weiter Weg zu den angegebenen 8,4 Tonnen. Die Aktuelle Nutzlast müsste sich noch um 55% Steigern um die Angaben zu erreichen.
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Es wurde auch Inklination abgebaut. Das kostet Treibstoff.
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Wenn man so an der Leistungsgrenze ist, was ist dann mit der Oberstufe, ist die im Orbit verblieben?
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Das ist leider noch unbekannt. Es gibt die theoretische Möglichkeit, daß man mit dem Resttreibstoff einen DeOrbit durchführt. Es gab aber auch schonmal die Meldung, daß die Akkus dafür nicht reichen würden in der Vergangenheit.
Noch gibt es keine öffentlichen Bahndaten. Aber die folgen i.d.R. früher oder später, sofern es kein militärischer geheimer Satellit ist.
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Diese Bahndaten sind ziemlich suspekt, die F9S1 hat der Oberstufe ca. 300m/s mehr an deltaV mitgegeben als den andern Satelliten davor. Damit müsste die Oberstufe mehr erreichen können als diese Bahn. Aber vielleicht ist es wirklich so das der zusätzliche Heliumtank so schwer ist.
Ein anderer Grund könnte vielleicht sein das man im Tank des Satelliten noch Platzreserven hatte und lieber da mehr Treibstoff rein gemacht hat.
Sowas könnte vielleicht aus der Geschwindigkeitszunahme beim Betrieb der Oberstufe ableitbar sein, dumm nur das SpaceX da während der zweiten Brenndauer jeine Daten angezeigt hat.
Aber vielleicht ist genau dies der Grund, warum diese Anzeige nicht gemacht wurde.
Hiermit hätte man es der Konkurenz schwerer gemacht die maximale Leistungsfähigkeit der F9 zu bestimmen.
Ich halte es kaum für wahrscheinlich, dass es keinen Grund dafür gab, die Flugdaten nach der Wiederzündung nicht anzuzeigen.
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Ist dann immer noch genug in den Tanks, könnte man eine dritte Triebwerkszündung im Apoapsis machen und die Inklination auf Null bringen dann den Satelliten abkoppeln und mit einem kleinen Rest den Periapsis Punkt tief in der Hochatmosphäre ändern.
Grundsätzlich gebe ich dir recht. Aber an eine Triebwerkszündung mit Satellit am Apergäum glaube ich nicht.
1. Das wäre die bisher längste Freiflugphase einer Falcon 9 Oberstufe. Ja, es gab schon welche mit über einer Stunde und auch welche, bei dennen über eine weitere Stunde später noch eine weitere für den Deorbit stattfand. Aber bis zum Apergäum einer GTO Bahn dauert es eine ganze Weile. Dies hatte man meines Wissens nach noch nicht und das gleich mit einem teuren Satelliten zu machen? Zu Riskannt.
2. Gäbe es eine dritte Zündung warum war die nicht angekündigt?
3. Wenn sie einen Inklinationsabbau am Apergäum mit der Oberstufe planen, warum dann an der Inklinationsmanipulation am Perigäum Treibstof verschwenden?
Nur so einige Gedanken dazu.
Grüße aus dem Schnee.
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zu 1) Nun ich denke du hast recht, eine dritte Zündung würde eine sehr lange Freiflugzeit bedeuten, dafür ist die Oberstufe wohl noch nicht ausgelegt, aber vielleicht kommt das noch.
zu 2) Ne die gab es sicher nicht, nur wäre das der richtige Zeitpunkt.
zu 3) Auch das stimmt.
Die wichtigste Frage die sich mir bei diesem Start gestellt hat ist warum sie bei der zweiten Brennphase die Geschwindigkeit und Bahnhöhe nicht gezeigt haben,
an einen Zufall glaube ich nicht.
Wenn man davon ausgeht das Merlin mit vollem Schub betrieben wurde, lässt sich aus den Daten indirekt eine Aussage über die Nutzlast+Trockenmasse der Oberstufe ziehen.
Wenn man die Oberstufenmasse als Konstant+Tankmasse_Zusatztank_Helium zieht, kann man ziemlich gut Aussagen über die Nutzlast machen.
Der einzige sinnvolle Grund der mir dazu einfällt ist das SpaceX oder der Kunde das nicht wollten.
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Es gibt erste Daten:
Alter: 35 Stunden (Also Daten von direkt nach dem Start)
ECHOSTAR 23:
Perigee: 182.1 km
Apogee: 35,906.8 km
FALCON 9 R/B:
Perigee: 186.4 km
Apogee: 35,854.2 km
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Ich bin mir nicht sicher, ob ich den Punkt in der Diskussion hier verpasst habe, frage mich jedoch, wieso das Startfenster fuer EchoStar 23 so gross ist?
Als Kommunikationsplattform soll doch ein fester Slot im Geo eingenommen werden, innerhalb der Kette, die sich dort oben bereits befindet. Sind die benachbarten Slots evtl momentan nicht belegt?
Ich bin mir auch nicht sicher, aber nach den derzeitigen NORAD-Daten (die von direkt nach dem Start) ist die Umlaufzeit 10,5 Stunden. Ist somit die Startzeit nicht generell zweitrangig? Wenn der Satellit in den GEO soll steht er ja quasi über dem Äquator. Wenn er jetzt schneller kreist als die Erde, kann damit nicht sein späterer Standort beeinflusst werden?
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Nach dem Start soll der Satellit möglichst lange in der Sonne sein, damit eventuelle Probleme im Sonnenlicht behoben werden können. Im Schatten gibts keinen Strom.
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Neue Daten:
ECHOSTAR 23:
Perigee: 180.7 km
Apogee: 35,902.9 km
Inclination: 22.4 °
FALCON 9 R/B:
Perigee: 183.0 km
Apogee: 35,849.6 km
Inclination: 22.4 °
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Neue Daten:
Falcon 9
========
Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4°
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4°
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4°
Echostar
========
Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4°
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4°
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7°
Echostar ist also auf dem Weg. Während die 2. Stufe der Falcon 9 (wie erwartet war) keinen DeOrbit durchgeführt hat. Die Frage ist jetzt, wie lange die Stufe braucht bis sie verglüht.
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Warum ist das Perigäum der 2. Stufe wieder leicht angestiegen?
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Messungenauigkeiten? Wie genau sind denn eigentlich die angegebenen Werte bezogen auf die Fehlertoleranz?
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Es gibt zwei weitere Körper welche die Bahn beeinflussen, der Mond und die Sonne. Die Elipse dreht sich ja um die Erde es sei den es ist eine Sonnensynchrone Bahn.
Da sich der Einfluss von den beiden mit dem Abstand ändert, ändert sich die Bahn auch ständig.
Endscheidend ist natürlich das die F9S2 bei jedem eintauchen in die hochatomsphähre etwas abgebremst wird, aber das sieht man fast nur am Apogäum
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Aber der De-Orbit dürfte sehr lange dauern oder? Bei 180 km höhe ist die Bremswirkung ja noch eher gering. Vorallem wenn man 35800 km abbauen muss.
Gruß Stefan
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Hängt davon ab wie lange für dich 'sehr lange' ist. Pi mal Daumen sollte es schon 10 Jahre dauern.
Für mich ist das ein deutlich überschaubarer Zeitraum.
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Es müssen aber nicht die 35800km abgebaut werden.
Der Vorbeiflug auf 180km Höhe bringt schon eine entsprechende Bremswirkung...
(Plakativ: Wenn die Ellipse die Erdoberfläche schneidet, fliegt man auch nicht mehr 35800km weit raus)
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Ich hab das so verstanden, dass jedesmal wenn die Stufe im perigäum die Atmosphäre durchfliegt, das apogäum durch die Bremswirkung verringert wird, solange bis die Stufe die Atmosphäre garnicht mehr verlässt. Darum sprach ich von abbauen.
Muss aber zugeben dass mein gesamtes Verständnis von Orbitalmechanik aus KSP kommt.
Gruß Stefan
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Das stimmt fast, im Prinzip wirkt sich der Geschwindigkeitsabbau vor dem Erdnächsten Abstand auch ein wenig drin aus das es näher zum Boden hin wird, aber das ist eben erstmal nicht viel.
Wichtiger ist das der Satellit ja nicht nur durch den Gravitationstrichter der Erde fliegt, sondern Sonne und Mond hier auch mitwirken, deswegen kommt es dazu das der minimale Abstand eben auch davon etwas abhängt.
Ich weiß zwar nicht wieviel das ist, aber wenn das +/- 20km wären, könnte sich das schon auswirken auf die Bremswirkung, dazu kommt dann wohl der Einfluss der Sonnenaktivität.
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Man sollte die Satellitenbtreiber jetzt langsam mal dazu verpflichten bei neu gebauten Satelliten
für die Entsorgung zu sorgen. Das kann doch so nicht weiter gehen.
Da ist die nächste Kollision doch schon vorprogrammiert.
Und eine 2. Stufe darf auch nicht oben bleiben. Das ist eine äußerst gefährliche Bahn
wenn sie bis auch 180 km runter geht, da kreuzt sie ja auch andere Satellitenbahnen.
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Ich weiß leider nichts über die Genauigkeit der Daten. Es ist auch das erste mal, daß ich die Bahndaten von einem Satelliten regelmäßig anschaue/auswerte, ich kann also wenig drüber verraten.
Hier die neusten Daten, ich habe sie mal ergänzt um die Umlaufzeit. Ich könnte mir vorstellen, daß die Umlaufzeit zeigt, ob sich die Bahn der Rakete "verkleinert" oder nicht.
Falcon 9
========
Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:51
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:37
Zeit: 19.03.2017 02:45 UTC - Perigäum: 184,1 km - Apogäum: 35842,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:34
Echostar
========
Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Und man sieht, wie die Umlaufzeit von Echostar steigt, und die von der Falcon sinkt. Meine Meinung: Man sieht, daß die Falcon bereits gebremst wurde.
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Als Beipiel mal ein Zitat von hier:
https://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/11042012082044.shtml (https://www.raumfahrer.net/news/raumfahrt/11042012082044.shtml)
Wiedereintritt von Molnija-1-89
[..] nach seinem Start am 14. August 1996 auf [..] (einem) Orbit mit einem Perigäum von rund 500 Kilometern über der Erdoberfläche und einen Apogäum von rund 48.000 Kilometern über der Erde [..]
[..] Am 12. März 2012 war mit 85 Kilometern über der Erdoberfläche schon einmal ein sehr niedriges Perigäum des Orbits von Molnija-1-89 ermittelt worden. Das Apogäum betrug rund 26.348 Kilometer. Am 6. April 2012 wurde der Satellit auf einer Bahn mit einem Perigäum von 84 Kilometern über der Erdoberfläche und einem Apogäum von 2.378 Kilometern beobachtet. [..]
Also wird durch die Bremsung im Perigäum zunächst schon hauptsächlich das Apogäum abgesenkt. Das Perigäum kann sich aber auch langsam reduzieren, da spielen auch die von Klakow erwähnten Faktoren mit rein. Wird das Perigäum zu niedrig kommt es letztlich zum Wiedereintritt, es kann dabei aber noch ein hohes Apogäum vorhanden sein.
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Alles klar, da gibts ja echt viel mit einzuberechnen. Kein wunder das man für Bahnberechnungen Supercomputer braucht. Danke für die vielen Infos.
Gruß Stefan
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@Hugo: Woher hast du denn die Daten?
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Fuer mich sieht das eher nach 25 Jahren aus, angenommen die Geschwindigkeit des Absinkens bleibt gleich.
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Ich glaube nicht, daß man nach 3 Tagen schon erkennen kann, ob sich die Daten ändern. Denn noch werden die Daten mit jedem Umlauf verbessert. Erkennen wird man sicher in einigen Wochen/Monaten etwas. Aber wie gesagt, ich habe das auch noch nie genauer beobachtet. Mal schauen wie sich das mit den Wochen/Monaten ändert.
@Hugo: Woher hast du denn die Daten?
Ich rechne die Daten selber aus. Es gibt vom NORAD die Rohdaten in Form der "Two Line Elements". Die neusten findet man hier: https://www.celestrak.com/NORAD/elements/tle-new.txt (https://www.celestrak.com/NORAD/elements/tle-new.txt) - Oder man schaut bei N2YO vorbei, da werden die Daten gleich mit ausgewertet und eine Grafik angezeigt. https://www.n2yo.com/satellite/?s=42071 (https://www.n2yo.com/satellite/?s=42071) - Bei mir macht OpenOfficeCalc dann den Text zum hier einfügen. Mal schauen, ich erzeuge auch Verlaufskurven, aber da sieht man nach 3 Tagen noch nicht viel.
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Super, danke dir!
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Aber die Bahnen sind dort ja gut bekannt und Sat Betreiber werden rechtzeitig vor möglichen Kollisionen gewarnt.
180km ist schon ziemlich tief. Kein Vergleich zu 500, 12000 oder erst recht 36'000 km.
Und da nicht nur direkt am Perigäum sondern auch etwas davor und danach gebremst wird baut sich auch der Perigäum selbst weiter ab und es kommt schnell zu einer Kaskade nach unten
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Echostar fliegt weiterhin fleißig:
Echostar
========
Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Zeit: 20.03.2017 23:00 UTC - Perigäum: 21822,0 km - Apogäum: 35881,9 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
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Mich würde echt interessieren, wie viel Treibstoff EchoStar verbraucht hat, bis er in seinem Zielorbit ist.
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für die erste Bahnkorrektur wird etwa 350m/s benötigt.
für die zweite ca. 390m/s
und für die dritte ca. 440m/s
für die letzte noch ca. 340m/s. (die noch kommen muss)
zusammen also ca. 1520m/s bis GEO
Rechnet man nun mit einem ISP für lagerfähige Treibstoffe von 3000m/s komme ich auf ca. 2164kg Treibstoff.
Vermutlich ist der Schub relativ klein, so das man so Ding nicht mit einer Triebwerkszündung auf die richtige Bahn bringen kann ohne viel Treibstoff zu verschwenden.
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....
Vermutlich ist der Schub relativ klein, so das man so Ding nicht mit einer Triebwerkszündung auf die richtige Bahn bringen kann ohne viel Treibstoff zu verschwenden.
Der Apogäumsmotor wird vermutlich so etwa 400 N Schub erzeugen können.
Beim EchoStar XVII des gleichen Herstellers waren es nominell
445 N - Monomethylhydrazin (MMH) und Stickstofftetroxid (NTO) benutzend.
Axel
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Es ist ziemlich interessant wie man so eine Bahnänderung macht, im Prinzip beschleunigt man in mehreren Abschnitten auf einer kummen Bahn, das ist so ähnlich als wollte man zu einer Berghütte die höher liegt und 23 grad um die Ecke, man läuft etwas schräk den Hang hinauf und mit jedem Schritt steigt man etwas höher und immer mehr in Richtung der Hütte.
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Ähm also aus KSP kenne ich es eigentlich so:
Wenn ich das Perigäum erhöhen will gebe ich am Apogäumspunkt Schub in Flugrichtung. Wenn mein Triebwerk nicht genug Schub produziert mache ich das halt einfach mehrmals.
Wenn ich die Inklination ändern möchte (was übrigens recht viel Treibstoff kostet) dann gebe ich Schub am Schnittpunkt des gewünschten und des aktuellen Orbits entweder in Richtung der Bahnnormalen oder der Bahnantinormalen.
Und das ist wie gesagt beides recht easy auch in mehreren Schritten möglich.
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Der Unterschied der Bahngeschwindigkeit bei 35800km zwischen GTO und GEO ist ca. 1500m/s und vom Cap aus sind ca. 28° Inklination abzubauen.
Wollte man beiden nach einander angleichen wäre das nötige deltaV sehr viel größer, aber real addiert man wärmend der Bahnänderung zum vorhanden Geschwindigkeitsvektor ständig einen Vektor der beides verändert. In dem Fall ist der zusätzliche Aufwand ziemlich klein.
Näherungsweise würde die Inklination einen Vektor von v=V0(1-cos(28°)), was für GTO ca. 187m/s wären und bei GEO ca. das doppelte.
Da zwischen GTO und GEO ca. 1500m/s nötig sind, ist der resultierende Vektor Wurzel(15002+1872)=1511m/s.
Der Grund dafür ist der sehr flache Winkel.
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Deine Rechnung ist falsch. Man braucht ca. 1800 m/s vom GTO bei 28° Inklination zum GEO auf 0° Inklination.
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Sind die Zahlen falsch, oder der Rechenweg?
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Ohne das hier groß verfolgt zu haben: Inklination auf null bringen geht nur an den beiden Punkten, an denen die Bahn die Äquatorebene kreuzt. Fällt dieser nicht mit dem Apoapsis zusammen, lässt sich Bahnanhebung und Inklinationsabbau nicht kombinieren.
Und die Aufstiegstrajektorie, die dafür sorgt, dass sowas möglich ist, wird wohl höchstwahrscheinlich nicht sinnvoll sein, sodass ich davon ausgehe, dass man im Allgemeinen dedizierte Brennphasen für Inklination und Bahnhöhe benötigt
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Ich bin der Meinung, daß das Triebwerk 4 mal gezündet werden soll für alle Bahnänderungen.
Jetzt gab es mal keine Änderung:
Echostar
========
Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Zeit: 20.03.2017 23:00 UTC - Perigäum: 21822,0 km - Apogäum: 35881,9 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 21.03.2017 21:16 UTC - Perigäum: 21821,6 km - Apogäum: 35881,10 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
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Echostar ist (fast) auf seinem Ziel angekommen. Die Frage ist, ob die Abweichungen Messfehler sind, oder ob man jetzt man anderen/kleineren Triebwerken die End-Position anfährt. Ich weiß es leider nicht. Aber es fehlen nur noch 6,5 Minuten in der Umlaufzeit bis zum "Stillstand".
Echostar
========
Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Zeit: 20.03.2017 23:00 UTC - Perigäum: 21822,0 km - Apogäum: 35881,9 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 21.03.2017 21:16 UTC - Perigäum: 21821,6 km - Apogäum: 35881,10 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 23.03.2017 14:39 UTC - Perigäum: 35532,7 km - Apogäum: 35799,2 km - Inklination: 0,2° - Umlaufzeit: 23:49:34
Die Falcon sinkt ganz langsam. Das Apogäum ist nach 6 Tagen um 0,08% gefallen. Wenn man das Linear fortführt, ist die Stufe in 23 Jahren unten. Wobei es natürlich irgendwann schneller gehen wird. Die Umlaufzeit ist um 0,09% gefallen.
Falcon 9
========
Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:51
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:37
Zeit: 19.03.2017 02:45 UTC - Perigäum: 184,1 km - Apogäum: 35842,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:34
Zeit: 23.03.2017 01:07 UTC - Perigäum: 186,8 km - Apogäum: 35825,6 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:18
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Echostar ist (fast) auf seinem Ziel angekommen. Die Frage ist, ob die Abweichungen Messfehler sind, oder ob man jetzt man anderen/kleineren Triebwerken die End-Position anfährt. Ich weiß es leider nicht. Aber es fehlen nur noch 6,5 Minuten in der Umlaufzeit bis zum "Stillstand".
Die 6,5 Minuten Abweichung zur sychronen Umlaufzeit benötigt man sicher noch, um zur endgültig geplanten Position über dem Äquator driften zu können. Wo genau soll EchoStar 23 da eigentlich stationiert werden?
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Bei 44,9 Grad West soll Echostar 23 Stationiert werden. Der Satellit zielt dann mit seinen Service auf Brasilien.
hier Nachlesen: https://humanmarsmission.de/start-echostar-23-falcon-9/ (https://humanmarsmission.de/start-echostar-23-falcon-9/)
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@Hugo: könntest du mal den Winkelabstand des Apogäums zur Sonne mit angeben und wenn möglich auch zum Mond, das würde vielleicht einen besseren Blick auf den Perigäumabstand schaffen.
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Sind die Zahlen falsch, oder der Rechenweg?
Formel hier:
https://en.wikipedia.org/wiki/Geostationary_transfer_orbit (https://en.wikipedia.org/wiki/Geostationary_transfer_orbit)
Kosinussatz:
(https://wikimedia.org/api/rest_v1/media/math/render/svg/df1c51cbc72ecec1d913209fccf03d705b6fcc38)
For a typical GTO with a semi-major axis of 24,582 km, perigee velocity is 9.88 km/s and apogee velocity is 1.64 km/s
GEO Geschwindigkeit ist 3,07 km/s
https://en.wikipedia.org/wiki/Geostationary_orbit (https://en.wikipedia.org/wiki/Geostationary_orbit)
Einsetzen:
Mit 28° Inklination kommt 1,795 km/s raus.
http://www.wolframalpha.com/input/?i=sqrt(3.07%5E2%2B1.64%5E2-2 (http://www.wolframalpha.com/input/?i=sqrt(3.07%5E2%2B1.64%5E2-2)*1.64*3.07*cos(28%C2%B0))
und mit 22° Inklination sogar nur 1,667 km/s
http://www.wolframalpha.com/input/?i=sqrt(3.07%5E2%2B1.64%5E2-2 (http://www.wolframalpha.com/input/?i=sqrt(3.07%5E2%2B1.64%5E2-2)*1.64*3.07*cos(22%C2%B0))
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@Hugo: könntest du mal den Winkelabstand des Apogäums zur Sonne mit angeben und wenn möglich auch zum Mond, das würde vielleicht einen besseren Blick auf den Perigäumabstand schaffen.
Folgende Zwischenergebnisse rechne ich aus:
Rektaszension des aufsteigenden Knotens = 92,2496
Numerische Exzentrizität der Umlaufbahn = 0,7309861
Argument des Perigäums = 183,6552
Mittlere Anomalie = 164,1077
Mittlere Bewegung = 2,28100747
Ich tue mich etwas scher damit, mir alles 3-Dimensional vorzustellen. Ab einem bestimmten Punkt der Berechnungen bin ich leider nicht mehr ganz mit gekommen, da halft dann Wikipedia ;) - Über den Mond rechne ich nichts weiter aus.
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Ah, die 92,2496° bedeuten wohl das der fernste Bahnpunkt derzeit um knapp 90° vor der Sonne liegt. Das bedeutet wohl das die Anziehungskraft den Mondes die F9 am 3.4 am stärksten in Richtung Mond anzieht, also sollte der geringste Abstand zur Erde etwa zu dieser Zeit erfolgen.
Bin mal gespannt ob sich das wirklich so darstellt.
@Hugo, wäre schön wenn du die Daten bis dahin posten könntest, Danke erstmal
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Rekatszension des aufsteigenden Knotens ist der Punkt entlnag des Äquators, wo die Bahn von Süden nach Norden den Erdäquator schneidet, gemessen gegenüber dem Frühlingspunkt.
Jetzt, quasi im Frühling, steht die Sonne tatsächlich dort. Damit sagen die 92 Grad jetzt tatsächlich etwas zur Lage gegenüber der Sonne aus.
Die 183 Grad für das Perigäum werden von diesem Punkt entlang des Orbits gezählt und liegt quasi auf der anderen Seite der Erde.
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Wikipedia sagt die 93 grad ist der Abstand vom Frühlingspunkt zum aufsteigenden Knoten und der Punkt ist gerade um 93 Grad vor der Position der Sonne am 21.3.
Liegt also etwa im Sternbild Krebs. Das Perigäu und Apogäum sind dann auf -90, +90grd
Also müsse der Mond wirklich um den 3.4 das nächste mal hinter dem Apogäum der F9 liegen.
Da der Mond heute eher in Richtung Perigäum liegt, sollte der minimale Abstand in Abhängigkeit von der Mondposition, gerade ziemlich maximal sein.
Bin echt gespannt ob sich das als richtig erweist.
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Von der F9 gibt es neue Zahlen. Die Umlaufzeit ist um 5 Sekunden gesunken:
Falcon 9
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Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:51
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:37
Zeit: 19.03.2017 02:45 UTC - Perigäum: 184,1 km - Apogäum: 35842,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:34
Zeit: 23.03.2017 01:07 UTC - Perigäum: 186,8 km - Apogäum: 35825,6 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:18
Zeit: 24.03.2017 08:34 UTC - Perigäum: 186,9 km - Apogäum: 35820,9 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:13
Ich habe die Zahlen in Grafiken gepackt. (Achtung, von der F9 sind Apogäum und Perigäum auf unterschiedlich skalierten Achsen)
Echostar:
(https://images.raumfahrer.net/up056219.png) (https://pl.vc/8jcu3)
(https://images.raumfahrer.net/up056220.png) (https://pl.vc/8w1aj)
Falcon 9:
(https://images.raumfahrer.net/up056221.png) (https://pl.vc/zbp7c)
(https://images.raumfahrer.net/up056222.png) (https://pl.vc/a2ie3)
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Neue Zahlen:
Falcon 9
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Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:51
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:37
Zeit: 19.03.2017 02:45 UTC - Perigäum: 184,1 km - Apogäum: 35842,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:34
Zeit: 23.03.2017 01:07 UTC - Perigäum: 186,8 km - Apogäum: 35825,6 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:18
Zeit: 24.03.2017 08:34 UTC - Perigäum: 186,9 km - Apogäum: 35820,9 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:13
Zeit: 26.03.2017 02:29 UTC - Perigäum: 188,0 km - Apogäum: 35812,8 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:4
Zeit: 26.03.2017 23:27 UTC - Perigäum: 182,4 km - Apogäum: 35815,1 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:1
Zeit: 29.03.2017 03:51 UTC - Perigäum: 184,8 km - Apogäum: 35808,5 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:56
Man sieht, die Umlaufzeit wird immer kleiner. (Hinweis: Führende Nullen fehlen, da muss wohl ne Formel angepasst werden bei der Uhrzeit, damit es hübscher aussieht) Die letzte Verkürzung der Umlaufzeit war etwas weniger als sonst. Aber nichts besonderes.
Echostar
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Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Zeit: 20.03.2017 23:00 UTC - Perigäum: 21822,0 km - Apogäum: 35881,9 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 21.03.2017 21:16 UTC - Perigäum: 21821,6 km - Apogäum: 35881,10 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 23.03.2017 14:39 UTC - Perigäum: 35532,7 km - Apogäum: 35799,2 km - Inklination: 0,2° - Umlaufzeit: 23:49:34
Zeit: 27.03.2017 16:07 UTC - Perigäum: 35772,0 km - Apogäum: 35839,2 km - Inklination: 0,1° - Umlaufzeit: 23:56:42
Zeit: 28.03.2017 16:03 UTC - Perigäum: 35741,8 km - Apogäum: 35845,4 km - Inklination: 0,1° - Umlaufzeit: 23:56:5
Zeit: 29.03.2017 14:23 UTC - Perigäum: 35768,5 km - Apogäum: 35884,7 km - Inklination: 0,1° - Umlaufzeit: 23:57:47
Echostar war vorgestern mit der Umlaufzeit schon perfekt, jetzt ist er etwas zu schnell geworden. Aber ich gebe zu, ich weiß nicht, wie genau die Daten sind. Auch die Inklination mit 0,1° ist noch da. Rechnet man den Kurs aus, bewegt Echostar sich noch immer ein wenig. Ich vermute, man navigiert jetzt langsam zur endgültigen Position hin. So weit wie ich weiß, muss Echostar noch diesen Monat Online gehen, sonst gibt es Konventionalstrafe. Sind ja noch 2 Minuten Zeit ;)
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Die Veränderungen bei Echostar sind deutlich, die von der Falcon 9 Oberstufe hätte ich jetzt eher mal als relativ konstant angesehen oder? Bzw. für mich wären das einfach Messfehler, ein paar Sekunden mehr oder weniger, oder? Ich arbeite an Hochspannung in der Elektrotechnik, da können schon Fehler von ein par Hundert Ampere auftreten, ohne das es wirklich verwunderlich ist. Interessant wird es für uns erst, wenn die Unterschiede sagen wir mal mehr als 5% sind oder ein dauerhafter Trend sichtbar wird.
Daher meien Frage auch, wie genau sind diese Daten und mit welcher Fehlertoleranz muss man die betrachten? Bei Apogäum und Perigäum gibt es im Mittel fast keinen Unterschied.
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Der zweite Eintrag für die F9S2 am 26.3 ist etwas merkwürdig, mir scheind das die Zahlen etwas ungenau sind. Na ja, vielleicht hängt das am Messverfahren und hat was mit der Sonnenaktivität zu tun oder was auch immer.
Zumindest eines sieht man, das Ding hat fast 50km höhe verlohren.
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Hat die F9 S2 auch Kaltgasdüsen oder erfolgen Kurskorrekturen über ein schwenkbares Haupttriebwerk?
Wenn die anvisierten Bahnparameter erreicht wurden bleibt doch noch was im Tank über oder? Es wird ja immer mit Reserven gerechnet?
Wieso gibt man nicht wenigstens nach der Separation ein kleinen Stubser mit den Resttreibstoffen, die ja eh abgelassen werden? Ist ja auch egal wenns nicht im Apogäum passiert, guter wille zählt?
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Das frage ich mich auch. Wenn das perigäum in sagen wir mal 80 km statt 180 wäre, dann würde das die dauer im.orbit doch extrem verkürzen.
Gruß Stefan
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Wieso gibt man nicht wenigstens nach der Separation ein kleinen Stubser mit den Resttreibstoffen, die ja eh abgelassen werden?
Das letzte was du willst ist ein trockengelaufenes und deshalb in Einzelteilen zerlegtes Triebwerk. Dann hast du nicht eine risen Raketenstufe die innerhalb von 14 Tagen bereits 50km Höhe abgebaut hat, sondern 1000de Kleinteile die Jahrhunderte im Orbit bleiben werden.
Mane
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Das stimmt. Das will man natürlich nicht.
Man weiß aber wieviel circa noch in der Oberstufe verblieben ist und kann über einen 3. Burn nachdenken bzw schon im Missionsprofil einplanen. Falls Bahnparameter x y z erreicht, dann Wende und brenne 30min später (Sicherheitsabstand zu Satellit) x Sekunden bis man meint das Treibstofflevel ist nun kritisch.
Da man dort nicht am höchsten Bahnpunkt ist ändert man ja sowohl Apogäum als auch Perigäum.
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... bis man meint das Treibstofflevel ist nun kritisch.
Das ist die bei Technikern wahnsinnig beliebte "Steigerung des Kritischen". Nachdem man schon bis zu dem maximal vertretbaren gegangen ist (um z.B. die Landung der ersten Stufe zu ermöglichen) kommt jemand aus dem Vertrieb und sagt: "Ach komm, ist ja bisher immer gut gegangen, einige bar/kilo/Sekunden werden ja wohl noch drin sein."
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Das stimmt. Das will man natürlich nicht.
Man weiß aber wieviel circa noch in der Oberstufe verblieben ist und kann über einen 3. Burn nachdenken bzw schon im Missionsprofil einplanen. Falls Bahnparameter x y z erreicht, dann Wende und brenne 30min später (Sicherheitsabstand zu Satellit) x Sekunden bis man meint das Treibstofflevel ist nun kritisch.
Da man dort nicht am höchsten Bahnpunkt ist ändert man ja sowohl Apogäum als auch Perigäum.
... bis man meint das Treibstofflevel ist nun kritisch.
Das ist die bei Technikern wahnsinnig beliebte "Steigerung des Kritischen". Nachdem man schon bis zu dem maximal vertretbaren gegangen ist (um z.B. die Landung der ersten Stufe zu ermöglichen) kommt jemand aus dem Vertrieb und sagt: "Ach komm, ist ja bisher immer gut gegangen, einige bar/kilo/Sekunden werden ja wohl noch drin sein."
Ist doch wurscht in dem Fall der Oberstufe. Die schaltet doch vermutlich eh ab sobald (und falls) die Zielparameter erreicht wurden. Vielleicht fliegt sie dann darueber hinaus auch weiter, bis eben nur noch ein kleiner Rest drin ist. Und der wird dann zum gezielten Versenken der Stufe genutzt, da gibt es ja kein kritisches Treibstofflevel. Der MVac geht halt einfach irgendwann aus. Ist das schlimm? Missverstehe ich hier irgendwas?!
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Man kann halt leider das Perigäum auf so einer GTO-Bahn nur sinnvoll im Apogäum absenken. Und bis man dort oben ist vergeht viel Zeit, offenbar zu viel Zeit um die Stufe nochmal zu aktivieren. Treibstoff ist da weniger das Problem, man könnte da vermutlich schon allein mut dem RCS das Perigäum gut absenken oder mit einem ABlassen des Resttreibstoffen mit Druckgas. Delta-V-Reserven hätte die Zweitstufe sicher, aber wie gesagt, es würde wohl einiges an Aufwand bedürfen die Stufe so lang aktiv halten zu können.
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Läßt man wirklich die Tanks leerbrennen, bis das Triebwerk halt ausgeht? Ist das nicht ziemlich riskant? Wenn beim Auto der Sprit ausgeht, stotterts ein bissel und Ruhe is. Aber ein Stottern durch ausgehen einer Komponente kann doch das Triebwerk zerfetzen oder? Das sind doch hier ganz andere Gewalten und Druckwellen ?
Ich denke doch, "Treibstoffrest" ist immer ein definierter, berechenbarer Anteil, der sichere Betriebsweise garantiert. Danach abschalten und abdampfen/ablassen....
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Wie funktioniert das eigentlich in der Schwerelosigkeit im Tank?
Der Treibstoff schwebt ja im Behälter, wie bekommt man den an den Auslass?
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Ich glaube Gerrys Aussage ist da schon am nähsten an der Wirklichkeit.
Es gibt nur sehr selten, wenn überhaupt, Zündungen von Oberstufen im GTO-Apogäum. Ich kann mich an keine einzige erinnern. Dafür sind sie nicht ausgelegt.
Vlt frieren die Leitungen bis dahin ein, vlt reichen die Batterien nicht, vlt gibt es noch andere Probleme.
Aber ich glaub nicht das es daran liegt, dass man die Stufe nicht zu lange im riskanten Bereich betreiben und eine Zerstörung riskieren will.
Die Sensoren sind doch recht feinmaschig und feinfühlig um eine stotternde Verbrennung, einen unsauberen Treibstofffluss ect sehr schnell zu registrieren und innerhalb von Millisekunden das Triebwerk abzuschalten.
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Es geht bei GTO Bahnen um 30m/s im Apogäum nur leider ist eine Kerosin Oberstufe nicht gerade optimal wegen der lagen Zeit bis Apogäum.
Na ja das könnte sich mit Methan vielleicht ändern falls man auch kleine Korrekturtribwerke dafür Konstruiert. Mir ist allerdings nicht klar, ob man dafür dann unbedingt Turbopumpen und eine Mikroturbine braucht? Könnte man die Stromversorgung mit einer kleinen Brennstoffzelle machen damit der Oberstufe nicht der Strom ausgeht?
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Ich habs gerade eben auch mal ausgerechnet, wenn ich mich nicht vertan habe, liegt das delta-v von einer 36000x180km zu einer 36000x100km Bahn bei knapp 10 m/s.
Selbst mit Kaltgasdüsen (die haben läppische 70s Isp) entspricht das bei einer sehr hoch angesetzten Leermasse der S2 von 2.5t gerade einmal 35 kg Treibstoff. Dafür braucht man weder ein Kerosin- oder Methan-Triebwerk, sondern nur die Überzeugung, dass es nötig ist, Stufen zu deorbiten. Und das beziehe ich nicht nur auf SpX sondern auf alle Anbieter. Wenn man bedenkt, dass es teilweise 25 Jahre alte Ariane 4 Oberstufen auf GTO Bahnen gibt, und wie wenig Treibstoff nötig ist um das alles zu vermeiden, keimt in mir jedes Mal die Wut auf...
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Naja mit dem Treibstoff allein ist es nicht getan.
Da muß ja eine zuverlässige (!) Steuerelektronik dabei sein. Nachdem die durch alles andere Geschehen beim Flug immer heftig mitbelastet wurde, muß gesichert sein, daß die Absicht auch erreicht wird und nicht womöglich noch zusätzliche Probleme erzeugt werden. Da gehen schon auch etwas Entwicklungs- und Hardwarekosten mit hinein.
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Die Leermasse ist eher 5t, aber ansonsten stimmt das schon. Müste mal schauen, ich gabe ein Programm mit dem man mal schauen könnte wie hoch der Isp von LCH4/LOX min wenigen bar druck beträgt. Der Druckgas Vorrat ist da vielleicht zu klein und 20kg Treibstoff verbleibt da wohl immer.
Geht es in so einem Fall nicht wenn man nur eine kleine Brennkammer mit einer Düsse und zwei Ventilen hat?
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Auch wenn es ein wenig Off-Topic wird:
Wie funktioniert das eigentlich in der Schwerelosigkeit im Tank?
Der Treibstoff schwebt ja im Behälter, wie bekommt man den an den Auslass?
Mit Kaltgasdüsen geht das. Hier wird das sehr schön erklärt:
=12m20s
Ich finde es auch schade, daß man keine Kaltgasdüsen dafür benutzt, um ein Mini-Deorbiting durchzuführen. Und wenn es die Zeit bis zum Wiedereintritt nur von 20 auf 10 Jahre verringert, alleine die Tatsache, daß man es gemacht hat, zeigt daß man Interesse da dran hat. Interessant wäre es mal, wenn man ein Micro-Triebwerk dafür entwickeln würde, was ggf. 1 kg wiegt und den kompletten Resttreibstoff verbrennen kann.
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Erstmal berechnet die Rakete, wie viel Treibstoff sie verbraucht hat und wie viel noch im Tank ist. Dem Verbrauch wird dann ein maximaler Ungenauigkeitsfaktor zugeschlagen und kurz bevor der Tank mit diesem maximalen Ungenauigkeitsfaktor leer wäre wird abgeschaltet und die Rakete als leer betrachtet. Bis zu diesem Punkt ist der Betrieb des Haupttriebwerks als sicher anzusehen. Es würde noch etwas länger funktionieren, aber wie lange ist die große Frage.
Übrigens hat SpaceX vorn einiger Zeit an ihren Raketen diesen angenommenen Ungenauigkeitsfaktor verringert, da sich zeigte, das sie präziser Treibstoff verbraucht haben, als sie bis dahin sicher sagen konnten.
--> ist nach dieser Überlegung noch Treibstoff vorhanden (rechnerisch) ist ein Deorbitburn sicherheitstechnisch in Ordnung, wird bei LEO Missionen auch getan.
Allerdings baut SpaceX die Inklination mit ab und setzt daher GTO Flüge so, das die Stufe sich rechnerisch Leer brennt.
Zum Zeitpunkt eines Deorbitburns. Klar, im Perigäum nicht gut, da das Apergäum runter gebracht wird. im Apergäum wäre es Ideal, auch keine Frage.
Allerdings wirkt sich jedes Manöver zwischen diesen beiden Punkten sowohl auf das Apergäum als auch das Perigäum aus, feuert man entgegen der Flugrichtung werden beide Bahnparameter gesenkt, wie stark jeweils hängt davon ab, ob man näher am Apogäum oder am Perigäum ist.
Gesenktes Perigäum--> Mehr Luftreibung und schnellerer Abbau des Apogäums, vielleicht sogar direkt beim ersten Perigäum verglühen.
Gesenktes Apogäum--> Man nimmt der Stufe sehr viele Umläufe um die Erde und damit vielleicht Jahre der nötigen Atmosphärischen Abbremsung ab und sorgt so für einen früheren wiedereintritt. Man reduziert das Risiko, dass im laufe der Zeit vor einem Wiedereintritt sich das Perigäum durch verschiedene Effekte so verändert, das es zu hoch wird und so noch länger bis gefühlt ewig dauert.
Im Endeffekt ist eine "Deorbitburn" jederzeit möglich, wenn auch mit unterschiedlichem Ergebnis und effizientz.
Zu möglichen Abbremsverfahren.
- Klar Hauttriebwerk zünden, dies fällt aber beim GTO-Flug eher flach, da man dem Satelit möglichst viel mitgeben will.
- Kaltgastriebwerke. zig bis gar über 100kg nur dafür? Nutzlastverlust.
- Alternativen? Stufe drehen und Ventile öffnen, das der verdampfende Sauerstoff, der als Sicherheitsrest im Tank ist durch das Triebwerk entweichen kann. Problem nur, das dann auch flüssiger Sauerstoff ausgedrückt wird und nicht so viel bringt.
- Bessere Alternativen? Vielleicht lässt sich der Überdruck der durch den verdampfenden Sauerstoff im Tank entsteht durch die Kaltgasdüsen leiten und nutzen, bevor die Tanks neutralisiert werden, oder dies sogar als Neutralisierung offen lässt.
Vielleicht gibt es noch andere Probleme, die diese beiden letzten Ideen verhindern, sind nur ein paar Gedanken dazu.
Grüße aus dem Schnee
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Erstmal berechnet die Rakete, wie viel Treibstoff sie verbraucht hat und wie viel noch im Tank ist. Dem Verbrauch wird dann ein maximaler Ungenauigkeitsfaktor zugeschlagen und kurz bevor der Tank mit diesem maximalen Ungenauigkeitsfaktor leer wäre wird abgeschaltet und die Rakete als leer betrachtet. Bis zu diesem Punkt ist der Betrieb des Haupttriebwerks als sicher anzusehen. Es würde noch etwas länger funktionieren, aber wie lange ist die große Frage.
Übrigens hat SpaceX vorn einiger Zeit an ihren Raketen diesen angenommenen Ungenauigkeitsfaktor verringert, da sich zeigte, das sie präziser Treibstoff verbraucht haben, als sie bis dahin sicher sagen konnten.
--> ist nach dieser Überlegung noch Treibstoff vorhanden (rechnerisch) ist ein Deorbitburn sicherheitstechnisch in Ordnung, wird bei LEO Missionen auch getan.
Allerdings baut SpaceX die Inklination mit ab und setzt daher GTO Flüge so, das die Stufe sich rechnerisch Leer brennt.
Gibt es eine Beleg/Referenz daß es SpaceX so macht ?
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Kommentar von Musk: https://twitter.com/elonmusk/status/726559284306173952 (https://twitter.com/elonmusk/status/726559284306173952)
Unsere Diskusion dazu: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3424.msg361517#msg361517 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3424.msg361517#msg361517)
Ging darum, das sie die Reserven reduzierten. Wenn sie per Schwimmer im Tank testen wäre dies recht unnötig. Abgesehen davon, ist das mit Schwimmer etwas schwierig, wenn die Rakete beim Flug durchgerüttelt wird.
Dies ist, was also als Referenz/Beleg sehe.
Grüße aus dem Schnee
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Kommentar von Musk: https://twitter.com/elonmusk/status/726559284306173952 (https://twitter.com/elonmusk/status/726559284306173952)
Unsere Diskusion dazu: https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3424.msg361517#msg361517 (https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=3424.msg361517#msg361517)
Ging darum, das sie die Reserven reduzierten. Wenn sie per Schwimmer im Tank testen wäre dies recht unnötig. Abgesehen davon, ist das mit Schwimmer etwas schwierig, wenn die Rakete beim Flug durchgerüttelt wird.
Dies ist, was also als Referenz/Beleg sehe.
Grüße aus dem Schnee
Danke. Wenn ich richtig verstehe ist von SpaceX klar daß sie mit zunehmenden Flugdaten die statistischen Unsicherheiten, ausgedrückt in 3 sigma, verringern. Das ist der übbliche Weg, macht z.B. Ariane auch.
Die Frage bleibt woher die Daten kommen, ob also die Triebwerke im Flug je nach erreichter Flugbahn und verbrauchtem Treibstoff geregelt werden, oder nur ein vorgegebenes Programm gesteuert wird. Dazu gibt es wohl keine Aussagen von SpaceX, (ich kenne keine)
Kleiner Beitrag zu der Diskussion, auf die verwiesen wurde:
Die Daten sind üblicherweise nicht die absoluten Daten für Schub, Treibstoffverbrauch oder ähnliches, sondern die Differenzen zwischen Vorhersagen und tatsächlicher Messungen (bzw. Auswertungen aus Messdaten). Damit kann man generellere Aussagen treffen, obwohl für jede Mission unterschiedliche Flugbahnen geflogen werden. Mit dem Vergleich zur analytischen Vorhersage wird dies quasi normiert. Mit steigender Flugerfahrung wird die Vorhersage immer genauer, bzw. man kennt die systematische Abweichung und die Strreuung um sie herum immer besser. Dann ist natürlich klar daß an die Treibstoffreserven verringern kann, ohne damit die Zuverlässigkeit (= Wahrscheinlichkjeit daß sie auch im ungündtigsten Fall ausreichen) zu verringern. Das geht egal ob man regelt oder steuert.
Brennkammerkühlung: Ist höchstwahrscheinlich nicht mit Sauerstoff sondern mit Kerosin und zusätzlich mit Filmkühlung (dafür eignet sich das Einspritzsystem besonders gut). Wenn doch Kühlkanäle aufreißen würde es mit Sauerstoff sofort zum Totalversagen führen, mit Kerosin nicht.
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Seit SES-9 gibt es die Option die F9 Oberstufe bis zum Maximum leerzubrennen, hier ein Artikel dazu:
http://spaceflight101.com/falcon-9-ses-9/ses-9-launch-success/ (http://spaceflight101.com/falcon-9-ses-9/ses-9-launch-success/)
The engine firing was set up to essentially burn the second stage to depletion, shutting the engine down when reaching a minimum propellant residuals level instead of relying on a guided shutdown based on more conservative simulations. This mission modification was agreed upon by SpaceX and SES to keep the original in-service schedule for SES-9, despite the multi-week slip of the launch.
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Tobi hat gewonnen. ;)
Wow, ok, scheint der von mir genannte ablauf doch älter zu sein, bzw. nicht zwangsweise.
Das leerbrennen scheint also wörtlich gemeint zu sein. Wow
Grüße aus dem Schnee.
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EchoStar23 ist noch immer nicht ganz da, so wie es aus sieht. Er pendelt noch ein wenig. Aber nicht viel, 0,08°, das stellt für den Betrieb kein Problem dar.
Echostar
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Zeit: 16.03.2017 11:49 UTC - Perigäum: 182,1 km - Apogäum: 35906,8 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:47
Zeit: 17.03.2017 23:52 UTC - Perigäum: 180,7 km - Apogäum: 35902,9 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:32:41
Zeit: 18.03.2017 23:47 UTC - Perigäum: 3931,4 km - Apogäum: 35891,8 km - Inklination: 13,7° - Umlaufzeit: 11:46:45
Zeit: 19.03.2017 14:14 UTC - Perigäum: 10296,4 km - Apogäum: 35891,7 km - Inklination: 7,3° - Umlaufzeit: 13:58:55
Zeit: 20.03.2017 23:00 UTC - Perigäum: 21822,0 km - Apogäum: 35881,9 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 21.03.2017 21:16 UTC - Perigäum: 21821,6 km - Apogäum: 35881,10 km - Inklination: 2,5° - Umlaufzeit: 18:16:28
Zeit: 23.03.2017 14:39 UTC - Perigäum: 35532,7 km - Apogäum: 35799,2 km - Inklination: 0,2° - Umlaufzeit: 23:49:34
Zeit: 27.03.2017 16:07 UTC - Perigäum: 35772,0 km - Apogäum: 35839,2 km - Inklination: 0,1° - Umlaufzeit: 23:56:42
Zeit: 28.03.2017 16:03 UTC - Perigäum: 35741,8 km - Apogäum: 35845,4 km - Inklination: 0,09° - Umlaufzeit: 23:56:5
Zeit: 29.03.2017 14:23 UTC - Perigäum: 35768,5 km - Apogäum: 35884,7 km - Inklination: 0,09° - Umlaufzeit: 23:57:47
Zeit: 02.04.2017 04:48 UTC - Perigäum: 35785,7 km - Apogäum: 35801,9 km - Inklination: 0,08° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 04.04.2017 08:29 UTC - Perigäum: 35776,6 km - Apogäum: 35810,4 km - Inklination: 0,08° - Umlaufzeit: 23:56:5
Dafür sinkt die Falcon langsam aber kontinuierlich. Die Umlaufzeit hat sich bereits um 0,22% reduziert. Zu beachten ist, daß die Umlaufzeit nicht bis 0% gehen kann. Aber ich weiß nicht, bei welcher Umlaufzeit eine Rakete verglüht.
Falcon 9
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Zeit: 16.03.2017 08:09 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35854,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:51
Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 18.03.2017 05:46 UTC - Perigäum: 183,4 km - Apogäum: 35845,7 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:37
Zeit: 19.03.2017 02:45 UTC - Perigäum: 184,1 km - Apogäum: 35842,2 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:34
Zeit: 23.03.2017 01:07 UTC - Perigäum: 186,8 km - Apogäum: 35825,6 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:18
Zeit: 24.03.2017 08:34 UTC - Perigäum: 186,9 km - Apogäum: 35820,9 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:13
Zeit: 26.03.2017 02:29 UTC - Perigäum: 188,0 km - Apogäum: 35812,8 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:4
Zeit: 26.03.2017 23:27 UTC - Perigäum: 182,4 km - Apogäum: 35815,1 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:31:1
Zeit: 29.03.2017 03:51 UTC - Perigäum: 184,8 km - Apogäum: 35808,5 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:56
Zeit: 30.03.2017 21:46 UTC - Perigäum: 186,4 km - Apogäum: 35802,2 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:50
Zeit: 02.04.2017 02:09 UTC - Perigäum: 186,7 km - Apogäum: 35792,7 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:40
Zeit: 03.04.2017 09:34 UTC - Perigäum: 186,2 km - Apogäum: 35786,2 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:31
Zeit: 04.04.2017 16:59 UTC - Perigäum: 186,5 km - Apogäum: 35780,10 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:26
Wenn man die Position von Echostar auf den Boden projiziert, entsteht folgende Flugkurve.
(https://picload.org/image/rcrcoppa/echostarposition.png) (https://pl.vc/179yom)
Die Zahlen sind Koordinaten. Umgerechnet hat der Kreis 10,44 Kilometern. Aber das ist der auf den Erdboden projizierte Kreis. Wenn man das per Dreisatz hochrechnet, müsste der Satellit um 58,63 Kilometern "Kreisen". Was dann wiederum einem Winkel von 0,09° entspricht, also der Inklination. Der Kreis ist optisch nicht geschlossen, da ich zur späten Stunde die Formeln zur Berechnung nicht mehr gefunden habe ;)
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Echostar hält seine Position mit 0,07° Inklination jetzt seit längerem Stabil. Folgend die Zahlen aus dem aktuellen Monat, man sieht, es verändert sich kaum noch etwas.
Echostar
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Zeit: 02.04.2017 04:48 UTC - Perigäum: 35785,7 km - Apogäum: 35801,9 km - Inklination: 0,08° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 04.04.2017 08:29 UTC - Perigäum: 35776,6 km - Apogäum: 35810,4 km - Inklination: 0,08° - Umlaufzeit: 23:56:5
Zeit: 04.04.2017 14:07 UTC - Perigäum: 35784,9 km - Apogäum: 35802,5 km - Inklination: 0,08° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 05.04.2017 14:03 UTC - Perigäum: 35785,0 km - Apogäum: 35802,6 km - Inklination: 0,07° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 06.04.2017 13:59 UTC - Perigäum: 35787,0 km - Apogäum: 35800,5 km - Inklination: 0,07° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 07.04.2017 13:55 UTC - Perigäum: 35787,0 km - Apogäum: 35800,6 km - Inklination: 0,07° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 08.04.2017 13:51 UTC - Perigäum: 35787,1 km - Apogäum: 35800,6 km - Inklination: 0,07° - Umlaufzeit: 23:56:6
Zeit: 09.04.2017 13:47 UTC - Perigäum: 35787,2 km - Apogäum: 35800,7 km - Inklination: 0,07° - Umlaufzeit: 23:56:6
Die Falcon sinkt langsam aber beständig, folgend mal nur ein kleiner Ausschnitt. Das Perigäum schwankt um 185 +/- 5 km, das Apogäum und die Umlaufzeit sinken.
Falcon 9
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Zeit: 16.03.2017 22:18 UTC - Perigäum: 183,0 km - Apogäum: 35849,6 km - Inklination: 22,4° - Umlaufzeit: 10:31:42
Zeit: 07.04.2017 07:49 UTC - Perigäum: 188,5 km - Apogäum: 35769,8 km - Inklination: 22,5° - Umlaufzeit: 10:30:15
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@Hugo: Für mich sieht das alles immer noch nach Messtoleranzen aus. Nehme ich mal spaßeshalber 1% Toleranz an (reine Vermutung von mir, aber Messgeräte mit einer Fehlerabweichung von 1% sind schon sehr gut) , dann kann sich das Apogäum noch deutlich mehr ändern, ohne das es sich die Umlaufbahn wirklich ändert. Sprich das Ding kommt nicht wirklich runter. Außer jemand weiß, wie genau die Daten wirklich sind.
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für die Umlaufzeit ist die 1% sicher falsch, Zeiten kann man sehr genau messen, am leichtesten wird man dass im Perigäum machen, da hat das Ding über 10km/s drauf, da ändert sich der Winkel vom Boden aus sehr schnell.
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War ne Annahme, hast du genaue Angaben für die Messtoleranz? Selbst bei Zeiten kann man sich fröhlich vertun, wenn man Todzeiten etc. nicht beachtet. Und die Änderungen im Perigäum und Apogäum sind wirklich minimal....
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Nein das nicht, nur wenn sich das Ding durch das Perigäum bewegt und ca. 185km hoch ist, sind schon 20s ca. 90° Winkeländerung am Himmel.
Die Lage der Bahn ist sicher auch gut erfassbar, ich denke nur das Apogäum ist relativ ungenau.
Wie gesagt, Zeiten kann man sehr genau erfassen.
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@D.H.: Das ist keine Messungenauigkeit.
Kopiere dir einfach die Apogäumswerte einmal in Excel und lass es dir darstellen. Im Ergebnis wird schon eine ganz gut passende Gerade draus. Und bei 15+ Messwerten ist das kein Zufall mehr
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Warum sollten die Messungenauigkeiten denn überhaupt so hoch sein? Die Umlaufzeit der F9 hat sich um 35s verändert. Das ist (messtechnisch) enorm. Da bin ich voll bei Klakow.
Aber auch die Toleranzen von Apogäum und Perigäum sind sicherlich maximal im Meterbereich (wenn überhaupt). Die Objekte werden mit Radar erfasst. Das ist bekanntlich eine elektromagnetische Welle die sich mit Lichtgeschwindigkeit bewegt. Die Zeit, die die reflektierten Radarstrahlen benötigen um wieder zur Erde zurückzukehren kann in Picosekunden gemessen werden. Über Millisekunden oder gar Sekunden brauchen wir gar nicht zu sprechen. Das Problem bei Radar ist, dass die erfassten Objekte eine gewisse Größe haben müssen damit genügend Strahlung reflektiert werden kann. Aktuell ist die Mindestgröße ca. 10cm für LEO Objekte. Alles darunter kann man mit Radar nicht oder nicht sicher "sehen". Bei einer F9 Oberstufe ist die Größe aber nicht das Problem.
Ich hab keine Quelle, aber mich würde eine Messtoleranz von mehr als einigen Metern sehr wundern. Wahrscheinlich reden wir eher über Zentimeter. Vor allem wie gesagt bei so großen Objekten wie Kommunikationssatelliten und Oberstufen.
Ich weiß, dass man die Positionen von Merkur und Venus via Radar heutzutage auf zwei, drei Kilometer!! genau messen kann, auch wenn sie von uns aus gesehen nahe der Sonne stehen (so wurde unter anderem die Relativitätstheorie getestet). Beide Planten sind deutlich weiter von der Erde entfernt als Satelliten im LEO oder GEO und ein Großteil der zwei bis drei Kilometer Toleranz sind von der Oberfläche der Planeten abhängig. Da gibt es eben auch Berge und Täler so dass die Radarstrahlen unterschiedlich lange zurück brauchen wenn sie auf einen Berg oder in ein Tal treffen.
Mane
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So ganz überzeugt habt ihr mich noch nicht wirklich.
Zum einen muss man denke ich differenzieren zwischen Messfehler durch das Verfahren an sich (hier halt Radarmessung, ist schon sehr genau, stimme ich zu) und der Implementierung. Sprich kommen Messfehler durch meinen Aufbau, Gerät etc. rein. Und das denke ich wäre hier auch gut möglich. Dritte mögliche Fehlerquelle wäre auch ein künstlicher Einbau von Störungen, so wie es beim amerikanischen GPS-System gemacht wird (ich weiß es nicht, es ist jetzt auch nicht als Verschwörungstheorie gedacht, nur auf Grund meiner eigenen Erfahrung gehe ich davon aus, dass Daten von militärischen Quellen nicht immer ganz genau sein müssen ;) ).
Zum anderen verwundert mich etwas die von euch genannte Ungenauigkeit von einigen Metern (und ich hatte vorher eher Kilometer vermutet). Wenn dem so wäre, warum werden Satelliten, die Gefahr laufen mit Trümmern zu kollidieren, unter Treibstoffeinsatz aus der Gefahrenzone befördert, obwohl die Trümmer meist im ein- bis zweistelligen Kilometerbereich vorbei fliegen. Sind die Messdaten nahezu exakt, brauche ich ja auch nicht auszuweichen, wenn es in ein paar Kilometern vorbei fliegt...
Das mit Merkur und Venus passt m.E. auch nicht so ganz. Planeten bewegen sich auf relativ bekannten Bahnen schon seit sehr langer Zeit. So eine neue Weltraum-Schrott-Oberstufe verhällt sich doch etwas chaotischer, v.a. wenn sie durch Erdatmosphäre abgebremst wird.
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Zum anderen verwundert mich etwas die von euch genannte Ungenauigkeit von einigen Metern (und ich hatte vorher eher Kilometer vermutet). Wenn dem so wäre, warum werden Satelliten, die Gefahr laufen mit Trümmern zu kollidieren, unter Treibstoffeinsatz aus der Gefahrenzone befördert, obwohl die Trümmer meist im ein- bis zweistelligen Kilometerbereich vorbei fliegen. Sind die Messdaten nahezu exakt, brauche ich ja auch nicht auszuweichen, wenn es in ein paar Kilometern vorbei fliegt...
Wenn ein anderes Objekt (muss ja kein Trümmerteil sein) einige Kilometer vorbei fliegt, weicht ein Satellit sicherlich nicht aus. Vor allen bei den polaren Orbits müsste dann praktisch immer ausgewichen werden. Die ISS hat einen größeren Sicherheitswürfel, in dem kein (bekanntes) Objekt eindringen darf.
Das mit Merkur und Venus passt m.E. auch nicht so ganz. Planeten bewegen sich auf relativ bekannten Bahnen schon seit sehr langer Zeit.
Hier hab ich zwei Anmerkungen:
1) Ja, die Bahnen sind schon lange bekannt, aber nicht mit einer Genauigkeit von wenigen Kilometern. Was denkst du, wie hat man diese Genauigkeit erreicht? Genau: Mit Radar.
2) Vor allem die Bahn von Merkur konnte man sich ohne die Relativitätstheorie nicht erklären (Stichwort: Periheldrehung). Um aber die Relativitätstheorie zu testen, hat man die Bahn der Venus (und ich glaub auch Merkur) mit dem Radar verfolgt. Kurz nachdem der Planet von uns aus gesehen hinter der Sonne verschwunden war, konnte man eine deutliche Laufzeitverlängerung der Radarsignale erkennen. Was man da gemessen hat ist ein relativistischer Effekt, denn die Radarstrahlen müssen ja in das Gravitationspotential der Sonne rein und auf der anderen Seite wieder hinaus, da die Sonne mit ihrer enormen Masse die Raumzeit um sich herum stark krümmt. Und das wurde eben mit der besagten Genauigkeit gemessen.
So eine neue Weltraum-Schrott-Oberstufe verhällt sich doch etwas chaotischer, v.a. wenn sie durch Erdatmosphäre abgebremst wird.
Dann mach mal bitte das, was Sensei geschrieben hat. Die Excel-Grafik zeigt praktisch eine Gerade nach unten. Chaotisch ist etwas anderes.
Mane
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Add: und ein wenig chaos ist schon immer mit dabei. V.a. Gravitative Einflüsse von Sonne, Mond... und die Erde hat auch nicht überall ein gleichmäßiges Schwerefeld. Dazu ist die Atmosphäre nicht kugelförmig sondern kann sich je nach Sonnenwind ect in dieser höhe erheblich unterscheiden.
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Echostar hat seine Inklination auf 0,02° abgebaut und sie somit das Ziel von 0° zu 99,995% erreicht. Hätte ich nicht gedacht, daß die Inklination noch weiter abgebaut wird. Dafür ist die Umlaufzeit um 4 Sekunden falsch und somit derzeit zu 99,995% korrekt.
| Norad-Nr | Epoche | Apogäum | Perigäum | Inklination | Umlaufzeit |
| 42070 | 20.03.2017 23:00 UTC | 35881,9 km | 21822 km | 2,5° | 18:16:28 |
| 42070 | 28.03.2017 16:03 UTC | 35845,4 km | 35741,8 km | 0,1° | 23:56:05 |
| 42070 | 05.04.2017 14:03 UTC | 35802,6 km | 35785 km | 0,1° | 23:56:06 |
| 42070 | 12.04.2017 13:35 UTC | 35801 km | 35787,4 km | 0,1° | 23:56:07 |
| 42070 | 31.05.2017 10:23 UTC | 35804 km | 35785,1 km | 0° | 23:56:08 |
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Wieso 4 Sekunden?
Die Zahl schaut doch nach 4 Minuten aus?
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24h beträgt ein Erdtag, aber das sind mehr als 360°.
Die Jahreslänge der Erde beträgt 365,2422 Tage, aber dabei dreht sicher die Erde eben nicht um 365,2422*360°, sonder einmal mehr um sich selbst.
Wenn ich das nicht falsch berechnet habe, sind das knapp 4min Differenz zu 24h, genauer, 3min und 55,9s
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24h beträgt ein Erdtag, aber das sind mehr als 360°.
Die Jahreslänge der Erde beträgt 365,2422 Tage, aber dabei dreht sicher die Erde eben nicht um 365,2422*360°, sonder einmal mehr um sich selbst.
Wenn ich das nicht falsch berechnet habe, sind das knapp 4min Differenz zu 24h, genauer, 3min und 55,9s
Das nennt man den Unterschied zwischen synodischem Tag oder Sonnentag (von Sonne im Meridian bis darauffolgendem Zeitpunkt Sonne im Meridian) = 24 Stunden; und siderischem Tag (von Stern im Meridian bis darauffolgendem Zeitpunkt Stern im Meridian = von 23 h 56 m 4,099 s.
Ist ganz gut bei Wikipedia erklärt.
Das heißt daß sich die Erde in einem siderischen Tag genau um 360 Grad dreht, also muss ein Satellit auf einer geostationären Bahn dies auch so machen, damit er von der Erdoberfläche gesehenj scheinbar stillsteht.
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Die Erde dreht sich im Jahr 366,2425 mal um sich selber und Minus 1 mal um die Sonne. Eine Erdumdrehung dauert dauert 23:56:04,09 Stunden. Jedes Jahr gehen die Sterne am Himmel 366,2425 mal auf und unter. Auch Echostar (würde man ihn sehen können) würde 366,2425 mal im Jahr auf und unter gehen. Nur daß seine Umlaufzeit mit 23:56:08 Stunden um ca. 4 Sekunden neben der perfekten Umlaufzeit von 23:56:04,09 liegt.
Einzig und alleine anders verhält es sich bei der Sonne, die geht einmal weniger auf und unter, weil die Erde sich -1 mal um die Sonne dreht pro Jahr. Es dauert 1,002738 Erdumdrehungen, bis man die Sonne wieder an der gleichen Stellt sieht. 23:56:04,09 mal 1,002738 ergibt dann die für Menschen hübsche dauer von 24:00:00 Stunden.
(Ich schreibe ganz bewusst "Minus 1", da sich die Erde anders herum um die Sonne dreht, als sie sich um sich selber dreht. Möchte man mit so etwas rechnen, muss man mathematisch eine Zahl Positiv und die andere Negativ machen.)
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24h beträgt ein Erdtag, aber das sind mehr als 360°.
Die Jahreslänge der Erde beträgt 365,2422 Tage, aber dabei dreht sicher die Erde eben nicht um 365,2422*360°, sonder einmal mehr um sich selbst.
Wenn ich das nicht falsch berechnet habe, sind das knapp 4min Differenz zu 24h, genauer, 3min und 55,9s
Das nennt man den Unterschied zwischen synodischem Tag oder Sonnentag (von Sonne im Meridian bis darauffolgendem Zeitpunkt Sonne im Meridian) = 24 Stunden; und siderischem Tag (von Stern im Meridian bis darauffolgendem Zeitpunkt Stern im Meridian = von 23 h 56 m 4,099 s.
Ist ganz gut bei Wikipedia erklärt.
Das heißt daß sich die Erde in einem siderischen Tag genau um 360 Grad dreht, also muss ein Satellit auf einer geostationären Bahn dies auch so machen, damit er von der Erdoberfläche gesehenj scheinbar stillsteht.
Hallo,
da lernt man tatsächlich nach 42 Jahren mit größtem Anteil Astronomieinteresse noch etwas dazu. :)
Vielen Dank und viele Grüße
Mario
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Hallo,
In diesem video (erste Hälfte) wird das ganze sehr anschaulich dargestellt:
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O.k. Alles klar.
Wieder mal den siderischen Tag vergessen.