Wiederverwendbarkeit und Landefähigkeit der Falcon-Familie

Das von roger50 gepostete Video ist echt genial. Offenbar ist es in den USA legal so ein Video aufzunehmen.

Das wird diskutiert. Es scheint legal für nicht kommerzielle Zwecke. Aber der Hinweis auf die Webseite mit Werbung macht es eigentlich kommerziell. Aber für uns egal, wirklich ein phantastischer Blick in HD.

Bei der Wellenwand habe ich etwas Zweifel, was die Stabilität angeht. Man sollte die Kraft des Meeres nicht unterschätzen. Natürlich kenne ich die technischen Details nicht, aber "gefühlt" fehlen hinten noch abstützende Streben.

Geht mir ähnlich, aber wir wissen nicht, ob die noch nachgerüstet wurden. Die Bilder sind nicht neu, wie man an den fehlenden, inzwischen installierten neuen Schubeinheiten sieht. Vom Kreuzfahrer aus kann man das nicht sehen.

Das stimmt schon, aber Fakt ist ULA hat tierische Angst vor SpaceX, weil sie so dermaßen günstiger sind (und noch werden können) und bald die selbe Performance und Zuverlässigkeit haben. So wenn ich mich jetzt in Tory Bruno hineinversetze dann würde ich doch alles tun um der drohenden Konkurrenz Heer zu werden. Und das Geld haben sie es wenigstens zu probieren. Wenn sich es dann immer noch nicht lohnt, kann man wenigstens sagen man hat es versucht.

Ich hoffe sehr das ihre neue Rakete zum großen Teil Wiederverwendbar ist, sonst ist das (mal weit gedacht) deren Aus in Sachen Trägerrakete!

Selbst wenn man diese große - wirtschaftliche - Angst unterstellt, dann hat ULA wohl nicht solche Panik einfach etwas auszuprobieren von dem sie wirtschaftlich nicht überzeugt sind, selbst wenn es technisch klappt. Das wäre ja Geldverschwendung.

Außerdem wissen wir nicht was die abseits der Öffentlichkeit alles untersuchen.

Die Anmerkung mit dem "Aus in Sachen Traegerrakete" ist doch wilde Spekulation.

Die Anmerkung mit dem "Aus in Sachen Traegerrakete" ist doch wilde Spekulation.

Stimmt schon Aber ich glaube nicht das eine Delta IV Heavy mit knapp einer Milliarde Dollar so oft gebucht wird, wenn es eine minimal leistungsstärkere für fast 10% des Preises gibt.

Freunde des "schnellen Fortschritts" ich sage euch Montag der 13.April 2015 wird legendär  Da wird bei SpaceX gefeiert was das Zeug hält.

Wenn das klappt dann sollte jeder wissen. (auch ULA ) "Was Elon Musk sagt, wird Wirklichkeit "


Sry etwas OT und nicht fachlich aber ich musste es los werden. Ich freu mich wie ein kleines Kind.

Wenn die Rakete weich auf der Plattforn landen sollte, mag die eine oder andere Flasche geköpft werden, aber für eine rauschende Party ist es definitiv der falsche Zeitpunkt. Noch ist es schließlich reine Theorie, ob sich der ganze Aufwand (z.B. Plattform, Landebeine usw.) am Ende lohnen wird.

@Ruhri:
Reine Theorie ist das ist es sicher nicht. Der Punkt ist das vor SpaceX die Firmen recht hatten mit der Aussage das sich die Wiederverwendung nicht lohnt.
Aber man muss sich anschauen wie die Randbedingungen waren:
Das Verhältnis Abflugmasse/Leermasse war kaum besser 10 zu 1.
Dies führt unmittelbar dazu das man drei bis vier Stufen benötigt hat, anstatt zwei wie bei der F9.
Doppelt so hohen Verluste an deltaV.
Der Verlust singt mit kleinerer Leermasse stark.
Hier mal ein Beispiel: Wollte man einer normale Stufe mit 10 zu 1 ein deltaV der von ca. 70% vom ISP mitgeben, braucht man 13,625% vom Treibstoff dafür.
Bei ca. 22 zu 1, sind das nur noch 4,76%, das ist der Faktor 2,86 oder nur 34,9%


Würde SpaceX wie die Konkurrenz bauen, also viel schlechterer Abflugmasse/Leermasse Verhältnis,  hätte die Konkurrenz recht, so aber nicht.

Das "betriebswirtschaftliche Lohnen" macht sich eher nicht an diesen oberen Kennzahlen des technischen Designs fest. Da geht es um andere Dinge, u.a. logistische Prozesse und Zuverlässigkeit auf Komponentenebene. Mit welchem Aufwand lässt sich die Maschine herstellen, betreiben und erhalten?

In diese Dinge haben wir keinen echten Einblick. SpaceX ist hier von seiner Arbeit überzeugt. ULA traut dem Braten nicht ...

naja einerseits muss SpaceX sagen " ja es lohnt sich natürlich" und der Konkurrent "muss" sagen "lohnt sich eh nicht". Solange es keine Zahlen gibt (und zwar nach ein paar Jahren Wiederverwendung), kann man beiden Parteien nicht glauben.^^

SpaceX nimmt eine Menge eigenes Geld in die Hand, das macht sie glaubwürdig.

Die ULA redet seit viele Jahren über Dinge wie die gemeinsame Atlas/Delta Oberstufe oder IVF und was ist passiert - nix.

Das "betriebswirtschaftliche Lohnen" macht sich eher nicht an diesen oberen Kennzahlen des technischen Designs fest. Da geht es um andere Dinge, u.a. logistische Prozesse und Zuverlässigkeit auf Komponentenebene. Mit welchem Aufwand lässt sich die Maschine herstellen, betreiben und erhalten?

In diese Dinge haben wir keinen echten Einblick. SpaceX ist hier von seiner Arbeit überzeugt. ULA traut dem Braten nicht ...

Ich verstehe was du meinst, aber darum geht es erstmal nicht.
Es geht mir darum das die Verluste an Nutzlast, die man UNWEIGERLICH durch Wiederverwendung hat, sehr stark von der Leermasse der Stufen abhängt.
Nimmt man mal ein Extremwert an, das man mit einer bestimmten Rakete gerade so ins LEO kommt, 0,1% Nutzlast, dann würde jede Wiederverwendung die Nutzlast auf NULL bringen.
Das andere Extrem wäre eine Rakete die fast nur aus Treibstoff besteht (1 zu 1000), dann spielt der nötige Treibstoff zur Rückholung eben keine Rolle mehr.

Ich denke vor 30 Jahren war es technisch unmöglich Raketen zu bauen die wie die F9 eine Verhältnis Abflugmasse/Leermasse von besser als 22 zu 1 hatten.
Klar dies nur die Folgen die sich aus der Raketengleichung ergeben, aber das ist genau die Stelle wo hohe Effektivität überhaupt erstmal den Spielraum schafft damit sich sowas lohnen könnte.

ULA, Ariane Space usw. sind die Zahlen natürlich bekannt und ich bin sicher sie würden sich die Finger nach den Lösungen ausstrecken die >22 zu 1 ermöglichen.

Das was du gesagt hast ist natürlich richtig, man kann natürlich trotz bester Rakete (>22) die Wirtschaftlichkeit kaputt machen wenn man die nachfolgenden Prozesse nicht in den Griff bekommen kann, was z.B. dem Space Shuttle den Garaus gemacht hat.

Dem Gedankengang stimme ich zu. Die Technologie ist die notwendige Bedingung ... aber noch nicht die hinreichende ... um Wiederverwendung überhaupt effektiv hinzubekommen.

Stimmt, es muss alles passen.

@Klakow,
Ich fürchte Du machst einen Denkfehler. Du nimmst das Verhältnis Abflugmasse zu Leermasse, und sagst SpaceX ist mit 22:1 besser als z.B. ULA mit. 10:1. In der Leermasse ist die Struktur und die Nutzlast enthalten. Tatsächlich ist dann 22:1 schlechter als 10:1. Bei 22:1 ist die Leermasse mit Nutzlast nur 4,5% der Startmasse, bei 10:1 aber 10%, also mehr Nutzlast. Daß SpaceX hier schlechter ist liegt am geringeren Isp vor allem der Oberstufe, aber dadurch wird es halt billiger.
Mal sehen was an Nutzlast übrig bleibt wenn die Unterstufe zum Startplatz zurückfliegt.

Ich werde deine Zahlen heute Abend mal machvollziehen.

Ich denke der Rückflug kostet nicht so viel Treibstoff wie viele denken. Dadurch das die Stufe ja fast leer ist wiegt sie nur sehr wenig und benötigt daher bei weitem nicht so viel Schub um die Flugrichtung umzukehren. Ich weiß da handelt es sich um bestimmt 1000 m/s die abgebremst werden müssen und weitere 500 m/s die beschleunigt werden. (Sind Zahlen blind aus der Luft gegriffen aber ganz grob könnte es hinkommen je nach Zeitpunkt der Stufentrennung)

Aber letztendlich muss weniger Masse beschleunigt werden wodurch nicht viel Treibstoff verbraucht wird. Und der Verbrauch sinkt ja exponentiell. Somit denke ich ist der Verlust der Nutzlastkapazität nicht so viel höher als wenn sie auf der Plattform landen anstatt an Land.

Die Raketengleichung sagt dV=V_Gas*LN(M_Start/M_Leer)

umgestellt nach dem Verhältnis V_M/M=M_Start/M_Leer ergibt:

V_Ms/Ml=e^x(Vx/V_Gas)
Nehmen wir jetzt mal ein paar Zahlen als Beispiel:
Vx als benötigtes deltaV zur Landung mit oder ohne Rückflug mit einer Ausströmgeschwindigkeit von 3000m/s

  Vx            V_Ms/Ml  nötiger Treibstoff in %
  500m/s -> 1,18                        ->  18% der Leermasse
1000m/s -> 1,40                        ->  40% der Leermasse
1500m/s -> 1,65                        ->  65% der Leermasse
2000m/s -> 1,95                        ->  95% der Leermasse
2500m/s -> 2,30                        ->130% der Leermasse
3000m/s -> 2,72                        ->272% der Leermasse
Bei einer nötigen Geschwindigkeitsänderung von
  500m/s wäre das für eine fiktive F9 Erststufe <=  3,24t Treibstoff und einen Verlust von 0,82%
2000m/s                                                            <=17,1  t   und 4,29%

würde sie 10 zu 1 haben, sähe das so aus: Leermasse  37,64t
  500m/s <=  6,78t Treibstoff und einen Verlust von 1,8%
2000m/s <=35,75t                                                    9,49%

Da aber die selbe Rakete schon mehr als die doppelte Leermasse hätte, ist eine F9 selbst bei 2000m/s deltaV für den Rückflug immer noch besser als eine 10 zu 1 Rakete.

Das ganze wird für eine Rakete mit Raptor natürlich noch besser werden.

Die Raketengleichung sagt dV=V_Gas*LN(M_Start/M_Leer)

umgestellt nach dem Verhältnis V_M/M=M_Start/M_Leer ergibt:

V_Ms/Ml=e^x(Vx/V_Gas)
Nehmen wir jetzt mal ein paar Zahlen als Beispiel:
Vx als benötigtes deltaV zur Landung mit oder ohne Rückflug mit einer Ausströmgeschwindigkeit von 3000m/s

  Vx            V_Ms/Ml  nötiger Treibstoff in %
  500m/s -> 1,18                        ->  18% der Leermasse
2000m/s -> 1,95                        ->  95% der Leermasse
Bei einer nötigen Geschwindigkeitsänderung von
  500m/s wäre das für eine fiktive F9 Erststufe <=  3,24t Treibstoff und einen Verlust von 0,82%
2000m/s                                                     <=17,1  t   und 4,29%

würde sie 10 zu 1 haben, sähe das so aus: Leermasse  37,64t
  500m/s <=  6,78t Treibstoff und einen Verlust von 1,8%
2000m/s <=35,75t                                                    9,49%

Da aber die selbe Rakete schon mehr als die doppelte Leermasse hätte, ist eine F9 selbst bei 2000m/s deltaV für den Rückflug immer noch besser als eine 10 zu 1 Rakete.

Das ganze wird für eine Rakete mit Raptor natürlich noch besser werden.

Die oben angenommene 'fiktive F9 Erststufe' hätte eine Leermasse von 18 t (3,24/0, 18 bzw. 17,1/0,95). Mit dem angenommenen Verhältnis der Stufe von 22 ergäbe sich dann eine Startmasse von 396 t (18*22, oder 3,24/0,0082 oder 17,1/0,0429).

Die Startmasse der Falcon 9v1.1 ist 505,85 t.  Bei Nutzlast 9,8 t ist der Nutrzlastanteil 1,9%

Strukturmasse:
Die Falcon 9 Startmasse der gesamten Rakete ist 315 t  [ELV-Dok der NASA, siehe Leitenberger], inklusive Oberstufe und Dragon-Kapsel (9800 kg). Darin sind an Treibstoffen enthalten: (146+27,6 =) 173,6 m³ LOX und (94+17,4 =) 111,4 m³ Kerosin. Das sind 198 t LOX und 92,5 t Kerosin, zusammen also 290,5 t Treibstoff. Bleiben 24,5 t Rest; abzüglich 9,8 t Nutzlast beliben 14,7 t Struktur (inkl. Triebwerke). Dann ist der Strukturfaktor global (315-9,8)/14,7 = 20,8  [bzw. 315/14,7 = 21,4 inkl. Nutzlast].
Die Erststufe der Falcon 9 hat eine Länge von 30,5 m, die aus der Schnittzeichnung auf der SpaceX website skalierte Länge der Erststufe der Falcon 9v1.1 ist 44 m. Der Strukturfaktor der ganzen Rakete wurde für die Erststiufe unterstellt, da mir ein genauerer Massenaufbruch nicht verfügbar ist.

Erststufe                    Falcon 9                Falcon 9v1.1
Strukturfaktor               20,8                      20,8
Länge                          30,5 m                  44 m
Treibstoffmasse            240 t                     346 t
Strukturmasse                12,1 t                    17,5 t

Für die Umkehr der Flugrichtung, Rückflug zum, Startplatz, und Abbremsung werden geschätzt 1500 m/s benötigt. Das wären bei F9v1.1 etwa 11 t (65% von 17,5 t). Das ist mehr als die Nutzlast.
Nun fliegt die Erststufe aber nicht in den Orbit, sondern wird unterwegs abgetrennt. Daher ist der Einfluß auf die Nutzlast sehr grob gesagt circa 1/3 davon, also sinkt die Nutzlast um circa 3,7 t. das sind aber bereits 37% der Nutzlast zur ISS. Da müsste die Dragon-Kapsel mehr als leer fliegen. Dann zahlt aber kein Kunde mehr. So lohnt es sich wirtschaftlich nicht.
Für Satelliten sieht es so aus:  Nutzlast in GTO: 4,85 t, bei Rückflug der ersten Stufe nur 1,15 t ??

Zum Vergleich die Strukturfaktoren der Atlas  [Atlas Launch System Mission Planner's Guide Rev10a, Jan. 2007]:
                                A-V 401               A-V 501           A-V Heavy
Startmasse                336,1 t                 338,5 t                952,7 t
Strukturmasse             26,2 t                   29,6 t                  76,7 t
Nutzlast GTO                4,95 t                   3,97 t                13 t
Strukturfaktor              12,6                     11,3                   12,2
ohne Nutzlast
Strukturfaktor Stufe 1:    14,4                   14,3                   13,1
Nutzlastanteil               1,47%                 1,17%                1,36%

Die Ariane 5-Erststufe EPC hat einen Strukturfaktor von 13,8. Der Nutzlastanteil ist 1,31%. Der Vergleich hinkt aber, da bei der Ariane die zentralstufe Wasserstoff verwendet statt Kerosin, da ergeben sich tendenziell schlechtere Strukturfaktoren.

O.k., der Denkfehler lag bei mir. Ich hatte die Nutzlast mit einbezogen und mich am Wachstumsfaktor orientiert.

Na gut, Ihr berechnet immer, wie viel Treibstoff man braucht, um die Geschwindigkeit in Flugrichtung wieder abzubremsen und umzukehren.

Was passiert denn, wenn man nicht abbremst, sondern die 1.Stufen nach der Stufentrennung nur senkrecht nach oben lenkt?
Dann kann man doch das Triebwerk abschalten und lässt die Gravitation bremsen.
Wenn sie dann zurück fällt, lenkt man sie in die Rückflug-Richtung.

Für die Umkehr der Flugrichtung, Rückflug zum, Startplatz, und Abbremsung werden geschätzt 1500 m/s benötigt. Das wären bei F9v1.1 etwa 11 t (65% von 17,5 t). Das ist mehr als die Nutzlast.
Nun fliegt die Erststufe aber nicht in den Orbit, sondern wird unterwegs abgetrennt. Daher ist der Einfluß auf die Nutzlast sehr grob gesagt circa 1/3 davon, also sinkt die Nutzlast um circa 3,7 t.

Der Faktor wird als mindestens 1:5 angenommen. Also bedeuten die 11t ca. 2t Nutzlastverlust. Der Verlust wird insgesamt aber wieder größer, weil die Beine ja auch etwas wiegen und Treibstoff für die Landung wird auch noch gebraucht. Also kommen die gut 3t Verlust ungefähr hin. Die NASA gibt für LEO über 16t Nutzlast an, SpaceX gut 13t, da ist der Verlust für Wiederverwendung der 1. Stufe schon drin.

Na gut, Ihr berechnet immer, wie viel Treibstoff man braucht, um die Geschwindigkeit in Flugrichtung wieder abzubremsen und umzukehren.

Was passiert denn, wenn man nicht abbremst, sondern die 1.Stufen nach der Stufentrennung nur senkrecht nach oben lenkt?
Dann kann man doch das Triebwerk abschalten und lässt die Gravitation bremsen.
Wenn sie dann zurück fällt, lenkt man sie in die Rückflug-Richtung.

Für das Shuttle wurde gesagt, es hat die Segelflugeigenschaften eines flachen Steins. Eine Falcon 9 Erststufe ist noch deutlich schlechter. Sie schafft den Rückflug aerodynamisch sicher nicht.

Man macht aber eines, bei Rückflug nimmt man eine andere Flugkurve. Man steigt steiler an als ohne Rückflug optimal wäre. So ist die abzubauende Horizontalkomponente geringer. Die Zweitstufe muß dann fast nur noch horizontal beschleunigen, die Vertikalgeschwindigkeit ist schon aufgebaut.

Die Annahmen von proton01 müßten ziemlich genau stimmen. 1km/s Vorwärtsgeschwindigkeit müssen mit ca. 1,5km/s Beschleunigung aufgehoben und ca. 0,5km/s Rückfluggeschwindigkeit aufgebaut werden. Nicht meine Rechnung, aber mit diesen Werten wird auch bei NSF gerechnet.

Cool dann lag ich mit meiner ganz ursprünglichen Rechnung nicht falsch.  1000 m/s + 500 m/s

Na gut, Ihr berechnet immer, wie viel Treibstoff man braucht, um die Geschwindigkeit in Flugrichtung wieder abzubremsen und umzukehren.

Was passiert denn, wenn man nicht abbremst, sondern die 1.Stufen nach der Stufentrennung nur senkrecht nach oben lenkt?
Dann kann man doch das Triebwerk abschalten und lässt die Gravitation bremsen.
Wenn sie dann zurück fällt, lenkt man sie in die Rückflug-Richtung.

So ähnlich wird es ja auch gemacht. In jedem Fall muss die Horizontalgeschwindigkeit umgedreht werden, also abbremsen auf Null und dann beschleunigen zurück zum Startplatz. Die Sinkgeschwindigkeit nimmt im freien Fall soweit zu dass sie zum Aufsetzen ebenfalls gebremst werden muss. Und dann gibt es noch Steuerverluste.

Cool dann lag ich mit meiner ganz ursprünglichen Rechnung nicht falsch.  1000 m/s + 500 m/s

Nimm das aber nicht als Bestätigung. Wir haben keine echten Zahlen sondern nur sehr grobe Schätzungen. Die Flugbahn der ersten Stufe ist auch nicht so richtig bekannt.

Zitat von: blackman am 10. April 2015, 08:19:23

Cool dann lag ich mit meiner ganz ursprünglichen Rechnung nicht falsch.  1000 m/s + 500 m/s

Nimm das aber nicht als Bestätigung. Wir haben keine echten Zahlen sondern nur sehr grobe Schätzungen. Die Flugbahn der ersten Stufe ist auch nicht so richtig bekannt.

Nicht ganz genau, das ist richtig. Es gibt aber eine Menge Datenpunkte, an denen man sich orientieren kann. In den Startvideos sind zum Teil Daten eingeblendet, die Techniker im Kontrollzentrum sagen auch in Abständen aktuelle Daten an.

Meine Kernaussage ist, dass die Wiederverwendung ohne viel geringer Strukturmassen und daraus folgend großem Voll/Leer-Verhältnis, nicht sinnvoll sein kann.

Die Aussagen von ULA und anderen haben meiner Überzeugung genau damit was zu tun, aber sie verschweigen dass sich die Spielregeln mit so guter
Strukturmasse geändert haben. Sie wollen ja nicht ihr eigenes Geschäftsmodell torpedieren, da tut man lieber so, als hätte die Vergangenheit gezeigt
dass dies nicht sinnvoll ist, solange bis es eben nicht mehr anders geht.

Kann die F9-Erststufe einen Wiedereintritt mit vollen Geschwindigkeit verkraften, geht das auch ohne ein dV von 1500m/s.
Dazu müsste man die Landeplattform nur weiter vor die Küsste bringen, oder von Texas aus starten und wieder auf amerikanischem Boden zu landen.
Man ist da zwar nicht ganz frei, weil man den Startzeitpunkt nicht beliebig frei wählen kann, aber mehr Möglichkeiten als heute gibt's sicher.

@(Captain) proton01:
Deine Angaben sind sicher falsch.
Der Startschub eines Merlin 1D soll 654kN (SL) betragen.
Aus dem ISP von 282s kann man einen Massefluss von 2128kg/s berechnen, woraus sich mit 180s eine Treibstoffmasse von mindestens 383t ergibt.

Ich komme damit auf einen Strukturfaktor von knapp 22 was sich mit den Angaben hier:
http://www.spaceflight101.com/falcon-9-v11.html
deckt.

@(Captain) proton01:
Deine Angaben sind sicher falsch.
Der Startschub eines Merlin 1D soll 654kN (SL) betragen.
Aus dem ISP von 282s kann man einen Massefluss von 2128kg/s berechnen, woraus sich mit 180s eine Treibstoffmasse von mindestens 383t ergibt.

Ich komme damit auf einen Strukturfaktor von knapp 22 was sich mit den Angaben hier:
http://www.spaceflight101.com/falcon-9-v11.html
deckt.

Was heißt da falsch? Ich habe es aus NASA-Angaben abgeleitet für F9, und dann den gleichen Strukturfaktor für F9v1.1 unterstellt. Das ist natürlich eine Annahme, aber ofiizielle Massen kenne ich nicht, und die von Dir angegebene Quelle hat ja auch nur geschätzt.

Und bei Deiner Rechnung solltest Du berücksichtigen, daß die Triebwerke gedrosselt werden und daß das Zentraltriebwerk früher abgeschaltet wird soweit ich weiß. Beides verringert den Treibstoffverbrauch.

Aber für die generelle Diskussion ist es für mich egal, ob der Strukturfaktor 22 oder nur 20 ist. Wenn es offizielle zahlen gibt würde ich die gerne sehen.