Wiederverwendbarkeit und Landefähigkeit der Falcon-Familie

Ich erinnere mich daran, mal in einem Artikel in der "Spektrum der Wissenschaft" (das liegt aber bestimmt 25 Jahre zurück) etwas gelesen zu haben, daß für die Zentralstufe der Energija geplant war, quasi eine Erdumrundung zu fliegen und an deren Ende wieder am oder beim Startplatz zu landen. Wäre das für die Falcon auch denkbar oder ist deren Zentralstufe zu langsam?

Nur mit der Stufe geht das nicht. Die Erde dreht sich unter dem Orbit in den ca. 90 Minuten ja weiter. Das Stichwort ist "Cross-Range".

Das STS sollte so etwas für die USAF ja können: Start - 1 Orbit - Landung am Startplatz ... und hat deswegen seine großen Flügel bekommen.

Das STS sollte so etwas für die USAF ja können: Start - 1 Orbit - Landung am Startplatz ... und hat deswegen seine großen Flügen bekommen.

Ja, man müßte wohl 12 oder 24 Stunden warten und dann noch eine geeignete Orbithöhe wählen, damit man im richtigen Moment an der richtigen Stelle des Orbits ist. Und so lange müßte die Stufe leben.

Es ist machbar. Aber die letzte Aussage von Elon Musk war, daß sie die Entwickler-Kapazitäten lieber auf den großen Methan-Träger verwenden. Dafür werden wir wohl noch 5-6 Jahre Geduld haben müssen. Jedenfalls ist das der derzeitige Zeitplan und Verzögerungen sind möglich.

Ein Wiedereintritt aus dem Orbit ist thermodynamische schon eine "andere Hausnummer" als der Flug der Erststufe. Falls sie da wirklich drangehen sollten, wird das sehr spannend ... das technologische Risiko wäre hoch.

Ein Wiedereintritt aus dem Orbit ist thermodynamische schon eine "andere Hausnummer" als der Flug der Erststufe. Falls sie da wirklich drangehen sollten, wird das sehr spannend ... das technologische Risiko wäre hoch.

Sie müssen, wenn die Marspläne realistisch sein sollen, technisch und finanziell. Und nicht nur aus dem Orbit sondern aus interplanetarer Geschwindigkeit, so gut 12km/s. Aber aus dem Orbit wäre erstmal ein Anfang.

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Es ist machbar. Aber die letzte Aussage von Elon Musk war, daß sie die Entwickler-Kapazitäten lieber auf den großen Methan-Träger verwenden. Dafür werden wir wohl noch 5-6 Jahre Geduld haben müssen. Jedenfalls ist das der derzeitige Zeitplan und Verzögerungen sind möglich.

Woher hast du den den Zeitplan Führerschein?

Ich denke das mit der Rückkehr der Oberstufe hat sicher noch einen anderen wichtigen Grund,
nämlich den bei RP-1/LOX Triebwerken niedrigeren ISP der sich für hohe Bahnen mit viel deltaV Bedarf viel stärker bemerkbar macht als bei LCH4/LOX. Man ist halt bei GTO/SSO Bahnen viel dichter am maximalen Vmax dran.

Woher hast du den den Zeitplan Führerschein?

Das haben Tom Mueller, der Triebwerksentwickler und auch Elon Musk gesagt. Der Wert 2019-2020 gilt aber nur für den Träger. Ob da schon eine rückkehrfähige Oberstufe dabei ist, wurde auch nicht explizit gesagt. Aber immerhin hat Elon Musk in seiner reddit- Antwortaktion klar gesagt, daß die Entwicklung dieses Systems ein Grund ist, warum man keine Entwicklungskapazität für die Falcon 9 Oberstufe mehr verwenden will.

Aber da für den ersten Flug zum Mars derzeit (frühestens) 2024 genannt wurde, müssen sie da auch schon dran sein. Ursprünglich sollte 2024 der erste bemannte Flug sein. Aber da wird es sicher Verzögerungen geben. Die gibt es ja nicht nur bei SpaceX. Ich will schon zufrieden sein, wenn der erste bemannte Flug zum Mars 2028 oder 2030 stattfindet. Vielleicht mit einem Demo-Flug zum Mond 2026.

Das ist eine nicht überraschende Vorgehensweise bei SpaceX. Sie hatten ursprünglich mal vorgehabt, eine stärkere Version der Falcon 9 1.0 zu bauen. Auf der beruhte auch das CRS-Angbot an die NASA. Dann ist man mit der Falcon 9 1.1 schneller vorangekommen als ursprünglich gedacht und hat den Schritt übersprungen. Deshalb die Lücke in den Starts nach CRS-2. Das hat sicher eine Menge Geld gespart, auch wenn sich einige Flüge verzögert haben.

Ich denke das mit der Rückkehr der Oberstufe hat sicher noch einen anderen wichtigen Grund,
nämlich den bei RP-1/LOX Triebwerken niedrigeren ISP der sich für hohe Bahnen mit viel deltaV Bedarf viel stärker bemerkbar macht als bei LCH4/LOX. Man ist halt bei GTO/SSO Bahnen viel dichter am maximalen Vmax dran.

Das ist nicht das Hauptproblem. Aus GTO kann man die zweite Stufe fast genauso leicht zurückholen wie aus LEO. Der niedrigste Punkt der Bahn ist niedrig genug, daß man das mit Atmosphärenbremsung machen kann. Bei Falcon 9 Starts wird nur das Nutzlast-Gewicht zu niedrig. Man müßte dann alles in den GTO mit Falcon Heavy fliegen. Da ist die Frage, ob sich das für die Rückholung der Oberstufe wirklich lohnt.

Zitat von: Schillrich am 12. Januar 2015, 12:28:34

Ein Wiedereintritt aus dem Orbit ist thermodynamische schon eine "andere Hausnummer" als der Flug der Erststufe. Falls sie da wirklich drangehen sollten, wird das sehr spannend ... das technologische Risiko wäre hoch.

Sie müssen, wenn die Marspläne realistisch sein sollen, technisch und finanziell. Und nicht nur aus dem Orbit sondern aus interplanetarer Geschwindigkeit, so gut 12km/s. Aber aus dem Orbit wäre erstmal ein Anfang.

Spekulation: Ich denke die wiederverwendbare Zweitstufe wird wie die Dragonkapsel aussehen nur viel größer. Hitzeschild unten, Triebwerk hinter dem Hitzeschild mit Klappe. Die Seitenwände könnten angewinkelt sein wie bei Dragon. Dann noch Sekundärtriebwerke für die Landung, eventuell wie bei DragonV2 angebracht (nur mit Methan/Sauerstoff anstatt hypergol).

Mir ist heute beim anschauen des Videos vom abstiegt der ersten Stufe zur Plattform aufgefallen dass das Triebwerk eigendlich fast schon viele male Zündet. Man sieht das daran, dass die Antriebsflamme kurzzeitig immer wieder fast  aus zu sein scheint. Damit kann man natürlich auch dem Problem begegnen das ein Merlintriebwerk selbst ganz runtergeregelt, wohl immer noch zuviel Schub hat für die fast ganz leere Stufe. Das dürfte vielleicht auch nicht unbedingt gut für das Triebwerk und dessen Aufhängung sein, weil das schon Schubstösse sind.
Rein vom zünden ist da natürlich keine echte Wiederzündung weil wohl immer noch ein Restdruck im gesamten Treibstoff und Oxidatorsystem ist.

Ich bin wie wohl fast alle hier, sehr gespannt wie ein zukünftiger BFR-Träger am aussehen wird.
Von der Anzahl von Raptortriebwerken gehe ich mindestens vom 19 Stück aus.
Da die durchschnittliche vollumenmasse vermutlich im mittel ähnlich wie bei der Satur V sein wird,  gehe ich davon aus das der Core über 11 Meter haben wird.
Ich werde mir das mal durchrechnen was dabei raus kommen kann

Ich bin wie wohl fast alle hier, sehr gespannt wie ein zukünftiger BFR-Träger am aussehen wird.
Von der Anzahl von Raptortriebwerken gehe ich mindestens vom 19 Stück aus.
Da die durchschnittliche vollumenmasse vermutlich im mittel ähnlich wie bei der Satur V sein wird,  gehe ich davon aus das der Core über 11 Meter haben wird.
Ich werde mir das mal durchrechnen was dabei raus kommen kann

Dabei dran denken, daß bei Rückflug der ersten Stufe mindestens 160t in den Orbit kommen müssen.

Bei den Ergebnissen meiner Simulation hat Günther gestern ja einen Fehler gefunden. Ich hatte mich bei der Grundfläche verrechnet ...

In diesem alten Dokument hat die NASA 1967 verschiedene Re-Entries durchgerechnet:
http://ntrs.nasa.gov/archive/nasa/casi.ntrs.nasa.gov/19670019592.pdf

Die dortigen ballistischen Koeffizienten (die rechnen mit dem Gewicht, nicht der Masse) liegen im Bereich 479N/m² < B < 9576N/m²*.
Umgerechnet auf die Masse sind das 49kg/m² < B < 976kg/m².

Für den ballistischen Koeffizienten gilt B=M/c_w/A. Bei dem oben in der Simulation angenommenen m=15000kg und A=43m² ergibt sich:

• im Unterschall mit c_w=0,8 ein B=436 kg/m²
• im Überschall mit c_w=1,6 ein B=218 kg/m²
• im transonischen Bereich mit c_w=3,2 ein B=109 kg/m².

Grundlegend liegen die geometrischen Annahmen meiner Simulation damit im unteren Bereich der alten NASA-Simulation. Deren Wertebereich ist selbst aber ziemlich weit. Da die NASA damals wahrscheinlich eher an "kompakten, konventionellen Wiedereintrittskörpern" interessiert war (nicht Raketenstufen, sondern Kapseln), scheint es auch zu passen, dass meine Werte im unteren Bereich liegen (hohler, großer Körper).

Für die weitere Rechnung/Simulation ist der ballistische Koeffizient besser geeignet. Damit werden die Ergebnisse allgemeingültiger und wir müssen uns keine Gedanken mehr über Masse und Querschnittsfläche machen.



_{*Spannend, dass die NASA schon damals metrische Einheiten zumindest mit angibt ...}

Jetzt, gerechnet mit dem passenden ballistischen Koeffizienten, habe ich mal "alle wichtigen Größen" erzeugt und in ein Diagramm gepackt (fast wie im Studium ...):



Die Farben helfen, welche Kurve auf welcher Skala abzulesen ist.

Das Geschwindigkeitsprofil ist dasselbe wie vorher.
Anstelle des cw-Werts habe ich jetzt die Sprungfunktion des ballistischen Koeffizienten eingezeichnet, diesmal auch quantitativ. Da der cw-Wert reziprok eingeht, springt die Funktion jetzt "anders herum" bei den Mach-Übergängen.
Der Staudruck an der Stirn der Stufe gibt einen Eindruck, wann und wo die größte aerodynamische Belastung auftritt. Das ist tiefer und nach dem Geschwindigkeitsmaximum, aber noch im supersonischen Bereich, bevor der transonische Bereich durchflogen wird. (Über den Zacken dort, muss ich mir noch Gedanken machen, den die Funktion ist eigentlich stetig ... vielleicht ein Artefakt der diskreten Rechnung.)
Die "gespürte Trägheit" bei der Bremsung .... überrascht ... das sind gerade mal -5,3g, mit der die Stufe im schlimmsten Fall ihre träge Masse spürt. Vielleicht liegt das daran, dass sie oben in der Atmosphäre schon Geschwindigkeit verloren hat und unten nicht mehr so stark gebremst wird. (Das muss ich mal für kompaktere Körper durchrechnen ...).

Also Kommen gleich die aktualisierten Ergebnisse ...

Jetzt mit der reduzierten Grundfläche:





Im Cw-Wert rechne immer noch mit einer heuristischen Sprungfunktion, je nachdem, ob die Stufe supersonisch, transsonisch oder subsonisch unterwegs ist. Am Boden kommt sie jetzt mit ca. 185 m/s an.

Zitat von: Klakow am 12. Januar 2015, 18:09:27

Ich bin wie wohl fast alle hier, sehr gespannt wie ein zukünftiger BFR-Träger am aussehen wird.
Von der Anzahl von Raptortriebwerken gehe ich mindestens vom 19 Stück aus.
Da die durchschnittliche vollumenmasse vermutlich im mittel ähnlich wie bei der Satur V sein wird,  gehe ich davon aus das der Core über 11 Meter haben wird.
Ich werde mir das mal durchrechnen was dabei raus kommen kann

Dabei dran denken, daß bei Rückflug der ersten Stufe mindestens 160t in den Orbit kommen müssen.

Du meinst wohl die zweite Stufe, die Erststufe kommt doch nicht bis in ein Orbit, dazu wird sie nicht schnell genug?!

Bei der Simmulation gehe ich mal von folgenden Annahmen aus:
Raptor:
- Schub: 2,3MN
- Schub/Raptormasse >=150m/s²   (unter der Annahme das es noch besser wird als Merlin 1D)
- ISP nach derzeit bekanten Werten

Erststufe:
- 19x Raptor (v1.0)
- Massenverhältnis Vollbetankt/Leermasse >=27

Zeitstufe:
- 2 oder 3x Raptor (vermutlich eher 3)
- Massenverhältnis Vollbetankt/Leermasse >=27

Nutzlast 160t
Ich denke bei beiden Stufen

Zitat von: Führerschein am 12. Januar 2015, 18:33:22

Dabei dran denken, daß bei Rückflug der ersten Stufe mindestens 160t in den Orbit kommen müssen.

Du meinst wohl die zweite Stufe, die Erststufe kommt doch nicht bis in ein Orbit, dazu wird sie nicht schnell genug?!

Die erste Stufe muß nach Stufentrennung genug Treibstoff für den Rückflug haben, so meine ich es.

Nutzlast 160t

Die Grenze zwischen Stufe und Nutzlast ist hier verwischt. Wir gehen ja davon aus, daß die zweite Stufe MCT ist, ich jedenfalls. Das heißt, daß Tanks und Triebwerke der zweiten Stufe = MCT Bestandteil der 160t sind.  Der reine Nutzlastanteil kann niedriger sein. Die Nutzlast eines vollständig wiederverwendbaren Systems, bei dem die 2. Stufe wieder auf der Erde landet, kann geringer sein als die 160t. Je mehr desto besser, dann braucht man weniger Tankflüge, aber zwingend nötig ist es nicht.

Ich hoffe ich habe mich klar genug ausgedrückt.

Die Nutzlast wird zum Orbit geliefert und dort "entladen".

Die Raketen haben ein Startgewicht und ein Rückfluggewicht.

Startgewicht     = Leergewicht  aller Stufen+Treibstoff+ Nutzlastgewicht.
Rückfluggewicht= Startgewicht aller Stufen -verbrauchter Treistoff - Nutzlastgewicht. 

Oder ja?

Oder ja?

Oder nein!

Die zweite Stufe ist MCT. Ihr Leergewicht bei erreichen des LEO ist komplett Nutzlast, in dem Sinn, daß das Mars Raumschiff eben den Orbit erreicht hat und nur noch aufgetankt werden muß.

Das ist im Gegensatz zu normalen Orbit-Transporten. Da muß man das Leergewicht der Oberstufe von der Nutzlast getrennt betrachten. Bei Wiederverwendbarkeit muß da noch Treibstoff und Gerät für Wiedereintritt und Landung dabei sein, die auch nicht Nutzlast sind.

Wenn der Großträger Nutzlasten in den Erdorbit transportieren muß, wäre das viel weniger als die Nutzlast für einen Marsflug.

Eine kleine Nebenbeobachtung aus dem CRS-5-Flug von der ich bisher hier noch nichts las:

Anfang letzten Jahres sagte Gwyn Shotwell auf einer Konferenz, dass die Landung der Stufe Tageslicht und gute Wetterverhältnisse benötigen würde. Bei CRS-5 aber hätte die Stufe wohl, wenn genug Hydraulikflüssigkeit da gewesen wäre, auch bei Nacht und Wind aufsetzen können.

Scheinbar hat man also einen Weg gefunden die Landung der Erststufe "Nacht- und Schlechtwettertauglich" zu machen 

Die bessere Windverträglichkeit sicherlich mit den Finnen. Für Nachlandungen gibt es ja Radar. Das hatte man aber sicherlich ohnehin schon vorgesehen.

Was micht interessiert ist der hohe Resttreibstoffanteil bei der Landung, wurde bewusst so gehalten um die Landemasse zu erhöhen? Das wiederum hat aber mit einer Effektivität der senkrechten Landung wenig gemeisam. Bei der waagerechten Landung brauchen wir minimalem Resttreibstoff für die Luftstrahltriebwerke.

Was micht interessiert ist der hohe Resttreibstoffanteil bei der Landung, wurde bewusst so gehalten um die Landemasse zu erhöhen? Das wiederum hat aber mit einer Effektivität der senkrechten Landung wenig gemeisam. Bei der waagerechten Landung brauchen wir minimalem Resttreibstoff für die Luftstrahltriebwerke.

Wie kommst du auf hohen Resttreibstoffanteil? Den Feuerball kann man mit weniger als 100kg Kerosin erzeugen. Viel Treibstoff hätte großen Feuerschaden hinterlassen. Davon ist nichts zu sehen. Mal abgesehen davon, daß es der erste Versuch war und man da weniger knapp kalkuliert als später.

Den Feuerball kann man mit weniger als 100kg Kerosin erzeugen.

  Das stimmt ! Schon mit jeweils ca 50 kg Sägestaub aus Abluftzentrifugen haben wir bösen Buben früher ähnliche Feuerbälle erzeugt. 

Soso, Sägestaub und kleine Explosion? Gib mir mal deine Adresse, endlich haben wir den Typen der um 1910 für den großen Feuerball in Sibirien verantwortlich war!
 

Was micht interessiert ist der hohe Resttreibstoffanteil bei der Landung, wurde bewusst so gehalten um die Landemasse zu erhöhen? Das wiederum hat aber mit einer Effektivität der senkrechten Landung wenig gemeisam. Bei der waagerechten Landung brauchen wir minimalem Resttreibstoff für die Luftstrahltriebwerke.

Luftstrahltriebwerke erfordern eine ganz andere Konstruktion der Stufe, sie muss waagerecht an einem Flügel hängen können, das verursacht starke Biegespannungen wie bei einem Flugzeug. Dadurch wird die Stufe schwerer. Ganz zu schweigen von all den Systemen, die für ein modernes Luftstrahltriebwerk notwendig sind.

Außerdem geht die Ähnlichkeit zwischen Wegwerfversion und Wiederverwendbarkeitsversion komplett verloren. Das ist meiner Meinung nach eine der großen Stärken des Falconkonzepts.

Luftstrahltriebwerke erfordern eine ganz andere Konstruktion der Stufe, sie muss waagerecht an einem Flügel hängen können, das verursacht starke Biegespannungen wie bei einem Flugzeug. Dadurch wird die Stufe schwerer. Ganz zu schweigen von all den Systemen, die für ein modernes Luftstrahltriebwerk notwendig sind.

Außerdem geht die Ähnlichkeit zwischen Wegwerfversion und Wiederverwendbarkeitsversion komplett verloren. Das ist meiner Meinung nach eine der großen Stärken des Falconkonzepts.

Das und die Tatsache, daß auf dem Mars oder auf dem Mond sowieso nur senkrechte Landung mit Triebwerk in Frage kommt. Alle ihre Entwicklungen sind in dem Zusammenhang zu sehen. Auch wenn eine Falcon 9 Stufe nicht zum Mars fliegen soll.

Zunächst, da bei der Firma noch kommunistische Informationspolitik herscht, sind einige Angaben mit Vorsicht angebracht, selbst die Trockemasse der zweiten Stufe wurde nicht publiziert (?). Habe vor einen Jahr versucht die Masse zu berechnen, aber die notwendigen Daten waren nicht vollständig, somit hatte ich mehrere Egebnisse.


1) Der Resttreibstoff resultiert aus der Brenndauer der Stufe.
2) Nach der Trennung hat die Stufe eine v= 1900 m/s, es bedeutet Abbau als auch Umwandlung der v, dafür ist erheblich mehr Treibstoff als für eine geflügelter Stufe notwendig.

3) Bei einer leichter Stufe besteht aber eine aerodynamische Instabilität bei der Landung, auch für Mask (in deutsch Musk) gelten die physikalischen Gesetze.