Wiederverwendbarkeit und Landefähigkeit der Falcon-Familie

Angeblich steht bei NSF L2, dass das der letzte Grasshoppertest in McGregor ist. Alle weiteren Tests sollen auf dem Spaceport America stattfinden:
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=31075.msg1084343#msg1084343

Der letzte Test hat stattgefunden bei 20 Knoten Windgeschwindigkeit. Als Wind quer zur Landebahn hätte das SpaceShuttle nicht landen können (oder dürfen).

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=31075.msg1084395#msg1084395

Und der Grasshopper fliegt. Sie haben wohl wirklich alle Möglichkeiten ausgeschöpft, einen Krater zu produzieren. Hat nicht geklappt.

ws

No cows were injured during the making of this video.

 

Schönes Video mit schnellen Steaks!

Ein NSF-Mitglied, das schon früher interessante Neuigkeiten zu SpaceX verbreitet hat, sagt jetzt Grasshopper 2 heißt nicht Grasshopper 2 sondern

F9R-1

Das deutet darauf hin, daß man sehr zuversichtlich ist bezüglich Wiederverwendung. der Falcon 9.

Die Quellen des Mitgliedes sind unbekannt, aber er hatte bisher immer recht, wenn er solche Neuigkeiten verkündet hat.

Ein NSF-Mitglied, das schon früher interessante Neuigkeiten zu SpaceX verbreitet hat, sagt jetzt Grasshopper 2 heißt nicht Grasshopper 2 sondern

F9R-1

Das deutet darauf hin, daß man sehr zuversichtlich ist bezüglich Wiederverwendung. der Falcon 9.

Die Quellen des Mitgliedes sind unbekannt, aber er hatte bisher immer recht, wenn er solche Neuigkeiten verkündet hat.

Ausgezeichnet.
Damit sollten sich schonmal deutlich Kosten sparen lassen (sofern es auch bei einer echten Mission funktionert)

Scheinbar hat jeder den Post auf Twitter vom 27. August verpasst:

SpaceX ‏@SpaceX 27 Aug

Meanwhile in TX, Cowboy Johnny patiently awaits his next ride. Looks can be deceiving – Johnny is 6 ft tall!

pic.twitter.com/Vi3eAzHv6P

https://twitter.com/SpaceX/status/372407229086842880/photo/1

Sieht so aus als würde Grashopper 1 doch noch einmal fliegen. Ob es der Engine-Out-On Test sein wird?

Mal eine Frage:

Bei Raketenstarts sieht es optisch meist so aus, als würden die Triebwerke samt unterer Bereich der Stufe in der oberen dünneren Atmospähre in Feuer umhüllt sein. Das Phänomen der Rezikulation. Sieht man ganz gut zB hier:
https://images.raumfahrer.net/up031523.png

Bei Stufentrennungen sieht man entsprechend oft dass die untere (meist erste Stufe) etwas "angekokelt" aussieht:
https://images.raumfahrer.net/up031524.jpg

Bei den bisherigen Falcon 9 Starts konnte man dies auch bei der ersten Stufe bei der Stufentrennung sehen. Inwiefern ergeben sich dadurch mögliche Beschädigungen, oder ist nur "der Lack ab"?

Gibt es dazu überhaupt etwas bekanntes? (so viele Erststufen zum untersuchen wird man ja nicht / überhaupt nicht gehabt haben...)

Scheinbar hat jeder den Post auf Twitter vom 27. August verpasst:

Zitat

SpaceX ‏@SpaceX 27 Aug

Meanwhile in TX, Cowboy Johnny patiently awaits his next ride. Looks can be deceiving – Johnny is 6 ft tall!

pic.twitter.com/Vi3eAzHv6P

https://twitter.com/SpaceX/status/372407229086842880/photo/1

Sieht so aus als würde Grashopper 1 doch noch einmal fliegen. Ob es der Engine-Out-On Test sein wird?

Ich kann mich irren, aber ich glaube das ist überinterpretiert. Noch ein Flug ist möglich, aber in McGregor dürfen sie nicht hoch genug fliegen, um abschalten und wiederstarten zu ermöglichen. Daß sie mit Grasshopper noch umziehen, halte ich persönlich für unwahrscheinlich.

Vor ziemlich genau 24 Monaten hat Elon Musk sein Wiederverwendbarkeitskonzept vorgestellt. Seitdem hat es mehrere Grasshopperflüge gegeben und vielleicht gibt es diesen Monat noch den ersten Testflug auf dem Wege zu einer wiederverwendbaren Erststufe...

Also ich find das ziemlich flott.

Noch ein schickes Video mit Nahaufnahmen:
http://vimeo.com/73984690

Sieht so aus, als wenn Software plus Steuermechanik an einem gewissen Endpunkt sind.
Regelbares Triebwerk ebenso.
Das heißt, für die Landung von unbemannten Transportern bei Niedriggravitation wäre alles fertig.
Für Erdbedingungen glaub ich nach wie vor nicht, daß es sich rechnet, solange nur und ausschließlich Kostendruck dahintersteht, sowohl durch Konkurrenz als auch Politik.

Sieht so aus, als wenn Software plus Steuermechanik an einem gewissen Endpunkt sind.
Regelbares Triebwerk ebenso.
Das heißt, für die Landung von unbemannten Transportern bei Niedriggravitation wäre alles fertig.
Für Erdbedingungen glaub ich nach wie vor nicht, daß es sich rechnet, solange nur und ausschließlich Kostendruck dahintersteht, sowohl durch Konkurrenz als auch Politik.

Hallo McFire

Kannst du deine Aussage noch ein wenig verdeutlichen weil ich sie nicht ganz nachvollziehen kann in Bezug auf dem Endpunkt der Steuerung und der Niedriggravitation. Ich dachte immer das, das Hauptproblem das zu starke Triebwerk ist. Weil es mehr Schubkraft entwickelt als die Gravitationskraft der Erststufe. Wie kann da eine niedrigere Gravitation von Vorteil sein?

Zitat von: McFire am 11. September 2013, 11:28:40

Sieht so aus, als wenn Software plus Steuermechanik an einem gewissen Endpunkt sind.
Regelbares Triebwerk ebenso.
Das heißt, für die Landung von unbemannten Transportern bei Niedriggravitation wäre alles fertig.
Für Erdbedingungen glaub ich nach wie vor nicht, daß es sich rechnet, solange nur und ausschließlich Kostendruck dahintersteht, sowohl durch Konkurrenz als auch Politik.

Hallo McFire

Kannst du deine Aussage noch ein wenig verdeutlichen weil ich sie nicht ganz nachvollziehen kann in Bezug auf dem Endpunkt der Steuerung und der Niedriggravitation. Ich dachte immer das, das Hauptproblem das zu starke Triebwerk ist. Weil es mehr Schubkraft entwickelt als die Gravitationskraft der Erststufe. Wie kann da eine niedrigere Gravitation von Vorteil sein?

Ich verstehe ihn so: Die Steuerung ist erprobt und kann funktionieren. Und zwar mit unterschiedlichen Fluggeräten.

Dein Argument wegen starken Triebwerken ist richtig. Das bezieht sich aber auf die Erststufe und die wird wohl nicht auf anderen Himmelskörpern landen - obwohl es im Prinzip möglich wäre, den Central Core der Falcon Heavy in den Orbit zu kriegen und dort aufzutanken. Aber mit 9 Triebwerken ist er für interplanetare Flüge und Landungen unnötig schwer.

Als Stufe, die zu anderen Himmelskörpern fliegt und dort landet, kommt eher die Oberstufe in Frage. Und die bräuchte auf jeden Fall andere Landetriebwerke, auch für die Erde. Triebwerke, die entweder wesentlich stärker regelbar sind oder von vornherein schwächer, eventuell beides.

Ja genau. Ich finde eine Erststufe, die extrem viel Treibstoffreserven hat, nur um sich selbst einschließlich eines stabilen (!) Landemechanismus wieder runterzubringen, schlichtweg finanziell nicht zu stemmen. Sagen wir mal für die nächsten 10 Jahre oder bis ein Durchbruch bei der Antriebstechnik erfolgt. Und wenns keine LOX/LH2 Stufe ist, bringts dreifache Umweltverschmutzung. Dreifach, weil 1x hoch und 1x runter, aber letzteres viel länger in diversen Luftschichten.
Aber als Groß-Asteroiden oder Kleinmond-Lander ok. Durch die sehr viel kleineren Triebwerke gibts dann auch nicht soviel Ärger. Und wenn wir "woandershin" gehen, sowieso nur mit LOX/LH2. Vorerst - denn die Ionen sind dafür noch lange nicht soweit.
Der Erdmond ist da ein bissel eine Sonderstellung, finde ich. Einerseits ist die Gravitation schon wieder recht hoch, andererseits - man muß da ja eine derartige Landestufe nehmen. Geht ja nicht anders.
Und da wird man irgendwann Tonnen um Tonnen runterbringen müssen. Möglichst automatisch.

Ja genau. Ich finde eine Erststufe, die extrem viel Treibstoffreserven hat, nur um sich selbst einschließlich eines stabilen (!) Landemechanismus wieder runterzubringen, schlichtweg finanziell nicht zu stemmen. ...

Ich Dachte das diese Kapazität in erster Linie für den Ausfall eines Triebwerkes benötigt wird und wenn kein Ausfall eintritt wird es für die Rückkehr verwendet.

... Und wenns keine LOX/LH2 Stufe ist, bringts dreifache Umweltverschmutzung. Dreifach, weil 1x hoch und 1x runter, aber letzteres viel länger in diversen Luftschichten. ...

Bei der Rückkehr dachte ich immer das es nur zwei relativ kurze Brennfasen gibt. Einmal kurz nach der Stufentrennung und die zweite Kurtz vor der Landung. Die Triebwerke können ja gar nicht bei der gesamten Rückkehr brennen weil die Triebwerke zu viel Schubkraft besitzen. Bei der Umwelt frage würde mich auch interessieren was das größere übel ist. Ein wenig mehr verbranntes Kerosin in der Atmosphäre oder eine Erststufe mit unverbranntem Kerosin auf dem Meeresboden?

Zitat von: McFire am 17. September 2013, 11:55:30

Ja genau. Ich finde eine Erststufe, die extrem viel Treibstoffreserven hat, nur um sich selbst einschließlich eines stabilen (!) Landemechanismus wieder runterzubringen, schlichtweg finanziell nicht zu stemmen. ...

Ich Dachte das diese Kapazität in erster Linie für den Ausfall eines Triebwerkes benötigt wird und wenn kein Ausfall eintritt wird es für die Rückkehr verwendet.

Das wird angenommen. Grundlage der Annahme ist die Diskrepanz zwischen den Nutzlastangaben der NASA und SpaceX für die Falcon 9 1.1. SpaceX sagt 13t, die NASA fast 17t. 17t wäre dann ohne Engine out Kapazität. Einige haben kalkuliert, daß auf der Basis die Nutzlast bei wiederverwendbarer 1. Stufe zwischen 9 und 12t liegen könnte. 12t würden wohl sogar genug Reserven lassen, um auch die 2.Stufe wiederverwendbar zu machen und noch einen Dragon in den LEO zu bringen. Das ist aber ziemlich optimistisch gerechnet.

Zitat von: McFire am 17. September 2013, 11:55:30

... Und wenns keine LOX/LH2 Stufe ist, bringts dreifache Umweltverschmutzung. Dreifach, weil 1x hoch und 1x runter, aber letzteres viel länger in diversen Luftschichten. ...

Bei der Rückkehr dachte ich immer das es nur zwei relativ kurze Brennfasen gibt. Einmal kurz nach der Stufentrennung und die zweite Kurtz vor der Landung. Die Triebwerke können ja gar nicht bei der gesamten Rückkehr brennen weil die Triebwerke zu viel Schubkraft besitzen. Bei der Umwelt frage würde mich auch interessieren was das größere übel ist. Ein wenig mehr verbranntes Kerosin in der Atmosphäre oder eine Erststufe mit unverbranntem Kerosin auf dem Meeresboden?       

Es sind wohl drei Brennphasen. Die erste für den Rückflug zum Pad. Die zweite, um die Geschwindigkeit so weit zu reduzieren, daß die Stufe den Wiedereintritt in die dichte Atmosphäre übersteht und die dritte für die Landung. Der Cassiope-Flug soll in erster Linie Erfahrungen für die zweite Phase bringen. Hoffentlich braucht man da nicht sehr viel. Die erste und dritte lassen sich sehr genau kalkulieren. Die dritte Phase, Landung, braucht tatsächlich nur sehr wenig Treibstoff, weil den größten Teil der Bremsung die Atmosphäre erledigt.

Umweltverschmutzung sehe ich nicht als Problem. Es sind ja keine hypergolen Treibstoffe. Jedes Schiff dürfte mehr Schaden anrichten. Die nächste Generation mit Methan-Treibstoff wird noch weniger schädlich sein.

...

Das wird angenommen. Grundlage der Annahme ist die Diskrepanz zwischen den Nutzlastangaben der NASA und SpaceX für die Falcon 9 1.1. SpaceX sagt 13t, die NASA fast 17t. 17t wäre dann ohne Engine out Kapazität. Einige haben kalkuliert, daß auf der Basis die Nutzlast bei wiederverwendbarer 1. Stufe zwischen 9 und 12t liegen könnte. 12t würden wohl sogar genug Reserven lassen, um auch die 2.Stufe wiederverwendbar zu machen und noch einen Dragon in den LEO zu bringen. Das ist aber ziemlich optimistisch gerechnet.

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Ich versuche genau das Mathematisch zu beweisen.

Laut den Daten die ich hier http://www.spacelaunchreport.com/falcon9.html unter „Vehicle Components“ gefunden habe hat die Erste Stufe eine geschätzte Leermasse von 28.000kg und 411.000kg Treibstoff. Die Triebwerke habe zusammen 6201kN Schubgraft bei einem Spezifischen Impuls von 3040Ns/kg  und eine Brennzeit von 180s. Wenn Alle Triebwerke mit voller Leistung laufen( was sie nicht machen) wird nach meiner Rechnung 367.164kg Treibstoff verbraucht. somit bleiben mindestens 43.836kg Treibstoff übrig. Ich schätze das es zwichen 50.000kg und 53.000kg sind weil die Triebwerke zum end gedrosselt werden.

Ich suche zur zeit noch die Höhe, die Geschwindigkeit und die Entfernung vom Startpunkt  bei der Stufentrennung. Um weitere Berechnungen durchführen zu können.

Ist es sicher, daß die Angaben in kg waren und nicht in pound? Die 28t Leermasse scheinen mir sehr viel zu hoch. Ich habe von geschätzten Werten zwischen 13 und 18t gehört.

Die 18t könnten richtig sein, wenn es keine Gewichtsersparnis gegen die 1.0 gegeben hätte und das Gewicht sich entsprechend der Streckung erhöht. Aber Triebwerke, Thruststruktur und wohl auch Tank sind deutlich leichter geworden, da könnte der reale Wert eher bei 13-14t liegen als bei 18. Aber genaue Daten gibt es ja nicht, nur Schätzungen.

Edit: Hab nachgesehen, die schreiben wirklich so hohe Werte. Die Schätzungen weichen wild voneinander ab. Entsprechend kann man auch schwer die tatsächliche Nutzlast berechnen.

Ist es sicher, daß die Angaben in kg waren und nicht in pound? Die 28t Leermasse scheinen mir sehr viel zu hoch. Ich habe von geschätzten Werten zwischen 13 und 18t gehört.

Die 18t könnten richtig sein, wenn es keine Gewichtsersparnis gegen die 1.0 gegeben hätte und das Gewicht sich entsprechend der Streckung erhöht. Aber Triebwerke, Thruststruktur und wohl auch Tank sind deutlich leichter geworden, da könnte der reale Wert eher bei 13-14t liegen als bei 18. Aber genaue Daten gibt es ja nicht, nur Schätzungen.

Edit: Hab nachgesehen, die schreiben wirklich so hohe Werte. Die Schätzungen weichen wild voneinander ab. Entsprechend kann man auch schwer die tatsächliche Nutzlast berechnen.

Hier geht es ja nicht um die Nutzlast sondern um den Verbleibenden Treibstoff. Und der Steigt nur noch weiter wenn die Leermasse sinkt. Die Treibstoffmasse kann auf Grund der Stufenlänge und des Durchmessers gut bestimmt werden. Aber dass rechne ich jetzt nicht nach. Es sind Bestimmt über 50t Treibstoff übrig und das sollte reichen um die Stufe nach Hause zu bringen (Wenn ich mich ihre freue ich mich über eine Rechnung die das Gegenteil beweist). Und unwirtschaftlich finde ich das Ganze auch nicht weil keine Triebwerke mit nahezu 100% Zuverlässigkeit benötigt werden und somit erhebliche Kosten eingespart werden.

Ich gehe ja auch davon aus, daß mindestens die erste Stufe wirtschaftlich wiederverwendbar sein wird. Ob genug Nutzlast bleibt, daß man auch noch die zweite Stufe wiederverwendbar machen kann, ist eine andere Sache.

Zitat von: McFire am 17. September 2013, 11:55:30

... Und wenns keine LOX/LH2 Stufe ist, bringts dreifache Umweltverschmutzung. Dreifach, weil 1x hoch und 1x runter, aber letzteres viel länger in diversen Luftschichten. ...

Bei der Rückkehr dachte ich immer das es nur zwei relativ kurze Brennfasen gibt. Einmal kurz nach der Stufentrennung und die zweite Kurtz vor der Landung. Die Triebwerke können ja gar nicht bei der gesamten Rückkehr brennen weil die Triebwerke zu viel Schubkraft besitzen. Bei der Umwelt frage würde mich auch interessieren was das größere übel ist. Ein wenig mehr verbranntes Kerosin in der Atmosphäre oder eine Erststufe mit unverbranntem Kerosin auf dem Meeresboden?       

Richtig und nicht zu vergessen die benötigte Energie und Ressourcen um eine neue erste Stufe zu bauen.

@ Führerschein Ich glaube wir verstehen uns .
Mich beeindruckt das Gesamtkonzept das nur 1/10 der regulären Testzeit getestet wird. Und somit eine bis jetzt 90% Zuverlässigkeit erreicht wird aber auch 70-90% an Entwicklungskosten eingespart werden. Damit das überhaupt Funktioniert muss eine Kapazität für eine Triebwerksausfall vorhanden sein. Und wenn alles funktioniert wird zurückgeflogen. Mit jedem weiteren Start einer Falcon werden Mehr Daten und mehr Erfahrung gesammelt und die Zuverlässigkeit der Einzelnen Triebwerke erhöht. Ich glaube das dieses Konzept, das ich aus den gelesenen Forum Beiträgen und sonstigen quellen hergeleitet habe, einmalig auf der Welt ist und zum Erfolg führen kann.

Wer nichts wagt und ausprobiert kann nichts gewinnen oder verlieren.

Das mit der geringen Testzeit ist ein Gerücht. Die Aussage basiert darauf, daß SpaceX für einen bestimmten Test, den Qualifikationstest, eine bestimmte Testzeit angegeben hat. Die Triebwerke als Typ haben aber eine viel längere Testzeit hinter sich. Gwynne Shotwell hat mal bei einer Gelegenheit gesagt, daß sie ein einzelnes Triebwerk, allerdings noch ein Merlin 1C insgesamt 5000 Sekunden getestet haben, mit geringfügiger Aufarbeitung. Das sind eine Stunde 38 Minuten. Das Merlin 1D ist aber auf viel längere Lebensdauer ausgelegt worden.

Mag sein, daß Merlin insgesamt trotzdem weniger getestet wurde als das Vulcain, aber es ist eben von vorneherein auf Robustheit und Einfachheit ausgelegt. Wenn es funktioniert, muß man nicht unbegrenzt weiter testen.
Viel mehr getestet wird aber bei der Qualifikation der Stufe. Seit den Saturn wurden außer von SpaceX keine ganzen Erststufen mehr getestet. Und sogar die Produktionsstufen werden bis jetzt alle einem Acceptance Test unterzogen. Auch das ist einmalig.
Da bei jedem dieser Tests 10 Triebwerke laufen, Erst- und Zweitstufe, summiert sich die Testzeit des Triebwerkstyps schnell auf sehr hohe Werte.

Ok, ein paar Sachen muß ich überdenken. Aber daß durch  Bremsen in der Athmosphäre weniger Triebwerkseinsatz möglich ist, stimmt doch nur bedingt.
Eine Erststufe, die man "retten" will, muß auf alle Fälle wirklich (!) sanft landen. Sonst - Je stabiler die Zelle sein muß, desto mehr Gewicht muß gebremst werden. Eine Erststufe ist außerdem heutzutage auch ein ziemlich komplexes Gebilde, nicht nur die Triebwerke.
Also womit will man atmosphärisch bremsen? Die Stufe soll ja wegen des Aufstiegs kaum Luftwiderstand haben. Das oft zitierte spätere seitlich stellen betrifft dennoch einen runden, schmalen Körper. Vom Fallschirm will man ja weg. Das einzig sinnvolle wären extrem spreizbare flächige Teile, aber = Mehr Gewicht. Die stabile  Mechanik, um diese Dinger gesteuert auszufahren, damit sie nicht abreißen = mehr Gewicht.
Starkes Bremsen bei der Landung - ok , man hat die starken Triebwerke. Aber je später man bremst, des heftiger muß das sein. Also = größere Zellenkräfte auffangen = mehr Gewicht.
Davon abgesehen - daß evtl. Fehllandungen vedammt Schaden anrichten können, weil ja schließlich da eine Bombe herunterkommt, will ich erstmal beiseite lassen. Daß Bergungs-, Kontroll-, Prüf-, Reparaturkosten im Bereich eines Neubaues liegen könnten, wurde irgendwo schonmal berechnet.
Ich sags mal ganz banal - die Zeit ist noch nicht reif. Mit Zeit meine ich große Fortschritte bei den Triebwerken, so daß man nicht alles ausreizen muß bis an die Risikogrenze....