Tanken im Orbit

Hallo

Es wird ja viel über Treibstoffdepots oder Auftanken im Orbit geredet. Ich habe eine reichlich spekulative Frage, eigentlich zwei, und stelle sie deshalb nicht in einem SpaceX thread, sondern hier.

1. Wie schwierig wäre es eigentlich wirklich, z.B. eine Falcon-Oberstufe im LEO neu aufzutanken?

2. Wie viel Nutzlast könnte eine aufgetankte Falcon Heavy Oberstufe  vom LEO Richtung Mars schicken? Mir scheint, das müßte viel mehr als das Doppelte von den erwarteten 12 Tonnen einer Falcon Heavy sein. Aber ich hab nicht wirklich Ahnung davon.

Die Idee ist, eine Falcon Heavy mit 50t Nutzlast in den LEO zu schicken. Auftanken mit einer zweiten Falcon Heavy, das passt gerade, um die Stufe wieder voll zu kriegen und dann ab mit der Nutzlast Richtung Mars. Im Idealfall würde es noch reichen, eine zusätzlich gestartete und angekoppelte Dragon mitzuschicken.

Mir ist klar, daß das nur eine Komponente eines bemannten Fluges wäre. Es wären noch mehrere weitere Doppelstarts nötig für eine komplette Mission. Aber immerhin wäre einer der Starts jeweils eine leicht ersetzbare Tankmission.

1. Wie schwierig wäre es eigentlich wirklich, z.B. eine Falcon-Oberstufe im LEO neu aufzutanken?

Zuerst habe ich mir gedacht: Was willst du dann damit?  Mars oder interstellar* ginge.

*wie voyager

Wie viel Nutzlast könnte eine aufgetankte Falcon Heavy Oberstufe  vom LEO Richtung Mars schicken? das müßte viel mehr als das Doppelte von den erwarteten 12 Tonnen einer Falcon Heavy sein.

Gefühlsmäßig in etwa das 5 bis 10 Fache.


Da brauchst du die Raketengrundgleichung. dV suchen wir.

dV = ceff * ln (Startmasse/Endmasse)

ceff ist die Ausströmgeschwindigkeit der Gase. Bei Kerosin O2 ist es glaub ich 2700 m/s oder so.

Jetzt brauchen wir noch  die Masse von der Oberstufe+Nutzlast+Treibstoff  und dividieren diese durch  die Masse ohne Treibstoff.  Dann den natürl. Logarithmus davon

Findest du da irgendwelche Angaben? http://www.spacelaunchreport.com/falcon9.html#components

Insgesamt 52 Tonnen, davon die Oberstufe 3.1 Tonne.


=2700*LN(52/3)
Sind in etwa 7700 m/s. Aus dem LEO brauchen wir davon 3 km/sek um Fluchtbahn zu erreichen.

Bleiben 4,7 km/sek über.



-> Rechnen wir das selbe mit 17 Tonnen Endmasse (52/17), so kommen wir auf 3 komma irgendwas km / sek.
Also haben wir gerade Fluchtgeschwindigkeit mit 17 Tonnen.  Einbremsen in den Marsorbit mal nicht miteingerechnet. 




Summa Summarum:
Mit einer wiederaufgetankten Falcon 9 (in 100km Höhe Orbit, also low low Earth orbit) kann man 17 Tonnen auf eine Fluchtbahn bringen.
Die Masse der Oberstufe wiegt aber angeblich 3 Tonnen, also wären das 14 Tonnen reine Nutzlast.

Ich werde mit den Formeln selbst nochmal rechnen und mir die Massen raussuchen. Aber irgendwas kann nicht stimmen. Direkt vom Boden soll die Falcon Heavy ca. 12 Tonnen Richtung Mars schaffen. Dann können es doch mit einer vollgetankten 2. Stufe ab Orbit nicht nur 1714 Tonnen sein.

Na doch, wenn die Oberstufe eh fast noch voll im LEO ankommt und die Hub- und Beschleunigunsarbeit bis dahin fast nur von den Unterstufen ausgeführt wurde.

Das ist nur ein grundlegender Gedanke. Die realen Zahlen kenne ich nicht.

Wieviel Masse kann die Falcon Heavy in den LEO tragen? Wie schwer ist eine betankte Oberstufe? So eine prinzipielle Aufteilung "der Arbeit" zwischen unterem Stack und Oberstufe sehen wir ja auch bei anderen modernen Trägern.

Wieviel Masse kann die Falcon Heavy in den LEO tragen? Wie schwer ist eine betankte Oberstufe? So eine prinzipielle Aufteilung "der Arbeit" zwischen unterem Stack und Oberstufe sehen wir ja auch bei anderen modernen Trägern.

So grob, maximal in LEO 53t Nutzlast, Richtung Mars ca. 12t. Leergewicht ca. 3,5 Tonnen. Treibstoff ca. 48t, dieser Wert nur aus dem Gedächtnis. Deshalb habe ich auch angesetzt, daß die leere Oberstufe mit einem zweiten Flug im LEO wieder vollgetankt werden kann. Es gibt ja nicht wirklich genaue Daten, aber so müßte es ungefähr hinkommen.

Das scheint doch schon mal nahezulegen, dass die Oberstufe nur wenig/nicht komplett geleert im LEO ankommt. Damit hat auch Auftanken keine große Wirkung, erhöht die Leistungsfähigkeit also wenig.

Das scheint doch schon mal nahezulegen, dass die Oberstufe nur wenig/nicht komplett geleert im LEO ankommt. Damit hat auch Auftanken keine große Wirkung, erhöht die Leistungsfähigkeit also wenig.

In dem Fall könnte/müßte man den Tank der Oberstufe so weit strecken, daß er die gesamte Nutzlast einer zweiten Falcon Heavy aufnehmen kann. Das würde das Leergewicht nicht sehr nach oben treiben.

Aber ich sehe schon, zu viele Variable, um da eine realistische Berechnung anstellen zu können.

Ohne gaue Daten über die Falcon 9 kann man es nicht berechnen. Aber es ginge auch viel einfacher:

Flug 1 startet die Nutzlast in einen elliptischen Orbit, bis die stufe leer ist
Flug 2 koppelt an die Nutzlast an und beschleunigt mit ihr zum Mars.

Mit mehr Flügen steigt die Nutzlast an. Bedingung ist nur das der vorletzte Flug noch eine stabile Erdumlaufbahn erreicht und der letzte so viel Geschwindigkeit addiert dass man zum Mars kommt.

Ich komme gerade drauf, das waren Zahlen der F9, nicht der F9 Heavy?

Ohne gaue Daten über die Falcon 9 kann man es nicht berechnen. Aber es ginge auch viel einfacher:

Flug 1 startet die Nutzlast in einen elliptischen Orbit, bis die stufe leer ist
Flug 2 koppelt an die Nutzlast an und beschleunigt mit ihr zum Mars.

Mit mehr Flügen steigt die Nutzlast an. Bedingung ist nur das der vorletzte Flug noch eine stabile Erdumlaufbahn erreicht und der letzte so viel Geschwindigkeit addiert dass man zum Mars kommt.

Die Nutzlastdaten sind von der Falcon Heavy. Die Oberstufen sind doch aber gleich, bis auf eventuell das Tankvolumen. Deshalb habe ich da Daten der Falcon genommen, weil ich genauere Daten der Heavy-Oberstufe nicht gefunden habe.

Wenn man "einfach" die Oberstufe des zweiten Fluges an die Nutzlast des ersten Fluges ankoppelt, hätte man mindestens das Mehrgewicht des größeren Tanks, der ja außer dem Treibstoff für den Weiterflug auch noch den für die Erreichung des Orbits enthalten muß. Vielleicht ist es aber trotzdem besser als die Komplikation des Tankvorganges. Wenn man aber tankt, dann am besten im LEO, weil man dann die zweite Oberstufe nicht mehr als unbedingt nötig beschleunigen will.

Jedenfalls müßte es doch so sein, daß auf die Weise das Gesamtgewicht Richtung Mars eher mehr als das Doppelte einer einzelnen Falcon Heavy wäre. Es muß ja nicht das Gewicht der zweiten Oberstufe mitbeschleunigt werden, das sind mindestens 3,5 Tonnen, also ca. 27t Richtung Mars. Aber ich dachte, der Vorteil wäre noch größer, da kann ich mich aber leicht irren. Jedenfalls könnte es in vielen Fällen besser sein, einmal 27t als zweimal 12t zu schicken.

Da die Falcon Heavy seit ihrer Vorstellung in der Nutzlast von 19 auf 12 t GTO gesunken ist, dürfte sie auch keine 12 t zum Mars bringen. Dazu braucht man 1,2 km/s mehr als in den GTO, bei den meisten Trägern ist die Nutzlast zum Mars etwa bei der Hälfte bis zwei Drittel GTO. Also wirds wohl eher mit zwei Flügen 12 t sein.

Da die Falcon Heavy seit ihrer Vorstellung in der Nutzlast von 19 auf 12 t GTO gesunken ist, dürfte sie auch keine 12 t zum Mars bringen.

Ist sie? Ich denke, das sind Angaben von verschiedenen Startplätzen. 12t werden von Vandenberg sein. Man kann man dann trotzdem 12t von Vandenberg zum Mars schicken.

Im Launchmanifest steht cape Canaveral
http://www.spacex.com/launch_manifest.php
und bei der Trägerbeschreibung auch:
"
Launch Site:   Cape Canaveral AFS
Mass to Low Earth Orbit (LEO):   53,000 kg (117,000 lb)
Inclination   28.5 degree
Mass to Geosynchronous Transfer Orbit (GTO):   12,000 kg (26,460 lb)
Inclination   27 degree
"
Wie kommst Du auf die Idee, jemand würde von Vandenberg aus von wo aus nur hohe Inklinationen erreichbar sind auf die Idee kommen in GTO zu starten?

Wie kommst Du auf die Idee, jemand würde von Vandenberg aus von wo aus nur hohe Inklinationen erreichbar sind auf die Idee kommen in GTO zu starten?

Weil genau das diskutiert wurde - zumindest solange nur in Vandenberg eine Rampe steht.

Hallo,
mal eine technische Frage:

Wie funktioniert der Treibstoff- (Wasser-) Austausch zwischen zwei Raumflugkörpern technisch genau? Der Treibstoff muss ja trotz fehlender Gravitation von Körper A nach Körper B umgepumpt werden. In der Schwerelosigkeit wurde der Treibstoff (oder auch Wasser) in einem teilgefüllten Tank ja nicht das gesamte Raumvolumen ausfülllen. Mein Ansatz wäre eine (Gummi)-Blase in den spendenden Tank zu stecken und über Druckluft "aufzublasen", somit könnte man den Treibstoff oder auch Wasser von einem Körper zum anderen anhand der Druckdifferenz "umpumpen".

Macht man das so?

LG Sven

Für den Treibstoff gibts das Propellant Management Device. Das sorgt dafür, dass immer Treibstoff am "Ausgang" vorhanden ist. Die funktionieren mit Oberflächenspannung.

Hier z.B. bei Astrium:
http://cs.astrium.eads.net/sp/brochures/propellant-tanks/PMD%2041-0.pdf

Oder hier: http://pmdtechnology.com/

Hallo Tobi!

habe nur einen Teil der Videos gesehen (seufz: mein Datenvolumen, UMTS)! Aber reicht wirklich die Oberflächenspannung aus um einen Transfer vom Progress zu Sarya im Orbit zu realisieren? Ein "Sieb" in den Tank zu packen um die Oberflächenspanung auszunutzen ist natürlich genial... aber dann?

(nagelt mich nicht fest, ich gebe zu dass ich keine Ahnung von der ISS habe)

LG Sven

Das reicht nicht zum effektiven Pumpen, wobei Man kann schon einen konstanten Fluss (Durchsatz) erreichen. Durch solche "Ausrüstung" schafft man es aber auf jeden Fall, dass die Flüssigkeit an einem Ort bleibt, z.B. vor einem Pumpeneingang. Dann kann auch eine echte Pumpe arbeiten, um das Ganze weg zu befördern.

Außerdem, wenn ein Tank ganz voll ist, stellt sich das Problem zuerst auch nicht. Dann ist jeder ccm mit Flüssigkeit ausgefüllt. Wenn dann (gemächlich) gepumpt wird, bleibt die Flüssigkeit auch zusammen. Jedes Teilchen, dass die Pumpe passiert, zieht seinen Nachfolger schon mit zur Pumpe.

Danke für die Antworten!

Vielleicht findet ja noch jemand ein Verfahrensschemata...

LG, Sven

könnte man so machen. Andere Möglichkeiten wären wohl, Kapillarkräfte zu nutzen oder die Tanks zu beschleunigen.

Ich halte Auftanken im Orbit aber generell für nicht sinnvoll.

Ich meine, wenn man es schon hinkriegt, eine leere Oberstufe mit Nutzlast und eine fast volle ohne Nutzlast in den selben Orbit zu bringen, dann kann man ja auch gleich die leere abkoppeln und die volle ankoppeln.

da kannst du recht haben, das Ankoppeln an volle Tanks wäre vllt einfacher realisierbar als das Umpumpen von Treibstoff. Zumal man dann ja auch nicht mehr auf eine Aerodynamische Form achten müsste. Das kann ja einfach ein großer Klumpen werden

Es geht ja nicht nur um einen vollen Tank als Nutzlast. Die Idee war ja, eine der beiden zweiten Stufen komplett zu nutzen, mit Triebwerk. Man kann die Stufe des Tankfluges nehmen, stimmt, aber der Tank ist ja nur noch halb  voll nach erreichen des Orbits, also schwerer als nötig. Der Koppelungsmechanismus braucht auch noch Gewicht. Es wäre allerdings die einfachste Lösung, wenn der Tankvorgang schwierig ist.

Aber es ist schon richtig. Tanken von Kerosin/LOX ist wirklich nicht die optimale Lösung für maximale Nutzlast. Ein anderer Treibstoff, vielleicht Methan, um die Probleme von LH zu vermeiden und ein dafür entwickeltes kleines Triebwerk wären sicher effizienter als Nutzlast der zweiten Falcon Heavy, aber sie kosten auch mehr Entwicklung.

Füllst du sie mit LH2 auf, hast du mit 3 Tonnen Oberstufe+ Nutzlast 12836,8 m/sec bei Brennschluss. (7700 vorher mit Kerosin) 

Bzw. rund 27 Tonnen bringst du auf Fluchtgeschwindigkeit. 



Man könnte natürlich auf Fluor+Methan setzen, dann ist man ca. bei den werten von H2+02.
Oder gleich Fluor + LH2, daraus ergibt sich ein viel kleinerer LH2-Tank, und das spart Masse.

runner02, das ist eine absolute Milchmädchenrechnung...

1. passen die Tankverhältnisse nicht
2. sind die Materialien nicht geeignet.

Die angesprochene Falcon-Heavy-Stufe wird sich nicht mit Methan betanken lassen (zu wenig Isolierung), mit Wasserstoff entsprechend noch viel weniger. Und ich zweifle stark daran, dass das Material Fluor überhaupt überleben würde.