Falcon 9v1.1 mit SES-8

Es steht auch drin, dass die Versicherung die Oberstufe nicht als qualifiziert ansieht und damit würde SES-8 unversichert starten:
http://www.spacenews.com/article/launch-report/37547ses-approves-satellite-shipment-for-falcon-9-launch-despite-questions

"“Given the upper stage issue this requirement clearly was not met,” said the insurance official. “There was supposed to be a full engine restart, and there was not — period. If SES wants to proceed with a launch despite this, we will have to determine whether that constitutes a material change to the policy. The fact is that most policies of this type include language obliging the insured party to ‘act as if uninsured.’ Would SES go forward with a launch if it were not insured? This is the question."

An insurance official said that if SES and its underwriters draw different conclusions from the telemetry data they receive from SpaceX, SES could offer sweeteners such as a guarantee of future insurance business, or an offer of a higher premium, or to self-insure part of the launch risk and reduce underwriters’ exposure.

Und da steht dann auch schon die Lösung. Man wird neuverhandeln und zu einer Einigung kommen. SES ist der wichtigste Kunde der Versicherer, den will man nicht verprellen. Wenn SES überzeugt ist, dass das Wiederzündungsproblem geklärt ist und sagt, wir starten, dann wird die Versicherung kleinbeigeben.

So zumindestens meine Einschätzung.

Also ich kenne SES als ziemlich "knallharte" Vertragspartner, u.a. wenn sie Satelliten beschaffen. Falls der Versicherer abspringt ("wichtigster Kunde" ist kein Totschlagargument, der Versicherer wird sich um seine Anteilseigner und deren Werte kümmern müssen ...), könnte SES ja versuchen das (finanzielle) Risiko auf SpaceX überzuwälzen. Wäre doch interessant: ob SpaceX das stemmen könnte?

Also ich kenne SES als ziemlich "knallharte" Vertragspartner, u.a. wenn sie Satelliten beschaffen. Falls der Versicherer abspringt ("wichtigster Kunde" ist kein Totschlagargument, der Versicherer wird sich um seine Anteilseigner und deren Werte kümmern müssen ...), könnte SES ja versuchen das (finanzielle) Risiko auf SpaceX überzuwälzen. Wäre doch interessant: ob SpaceX das stemmen könnte?

Ich denke, das würden sie nicht tun. Es wär für SpaceX dann risikoloser, eine Falcon 9 leer zu starten als Demonstrator. Alternative wäre CRS-3 als Demo-Flug, aber dann müßten sie bis Februar warten. Das wäre eine Abwägung.

Aber dazu wird es nicht kommen. Anfang November wird SES-8 auf Falcon 9 starten. SES wird sich mit dem Versicherer einigen. Das ist meine Meinung.

Zitat von: Schillrich am 05. Oktober 2013, 16:00:03

Also ich kenne SES als ziemlich "knallharte" Vertragspartner, u.a. wenn sie Satelliten beschaffen. Falls der Versicherer abspringt ("wichtigster Kunde" ist kein Totschlagargument, der Versicherer wird sich um seine Anteilseigner und deren Werte kümmern müssen ...), könnte SES ja versuchen das (finanzielle) Risiko auf SpaceX überzuwälzen. Wäre doch interessant: ob SpaceX das stemmen könnte?

Ich denke, das würden sie nicht tun. Es wär für SpaceX dann risikoloser, eine Falcon 9 leer zu starten als Demonstrator. Alternative wäre CRS-3 als Demo-Flug, aber dann müßten sie bis Februar warten. Das wäre eine Abwägung.

Allerdings. Ein Falcon 9 Start ist billiger als ein ~150 Mio US-$ teurer comsat.

Die Produktionskosten sind's gar nicht mal. Ausgefallene Umsätze übersteigen das schnell. Aber das ist wohl nicht versichert.

Gerade was bei NSF gefunden zu der Versicherungssache.

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=24469.msg1106128#msg1106128

Der Bericht über Versicherungsprobleme kommt von demselben Reporter, der kurz vorher falsch berichtet hat, daß SES den Satelliten nicht ans Cape liefert. Mit anderen Worten, da ist wahrscheinlich nichts dran.

This is the same reporter who wrote a piece claiming that SES wouldn't ship SES-8 because of the upper stage relight issue. Having been proven wrong, he now writes a piece claiming that SES shouldn't have shipped SES-8 because of the upper stage relight issue. He cites one unnamed insurance official, who might as well be representing a competing firm.

Sounds like a bunch a sour grapes to me.

SES-8 ist jetzt am Cape angekommen:

http://www.spacenews.com/article/satellite-telecom/37610ses-8-satellite-arrives-at-cape-for-falcon-9-launch

Ein paar Daten zum Satelliten:

SES 8
- künftiger Betreiber: SES aus Luxemburg
- vorgesehene Position im Geostationären Orbit: 95 Grad Ost, Kolokation mit NSS 6
- Hersteller: Orbital Sciences Corporation (OSC)
- Satellitenbus: STAR 2.4, dreiachsstabilisiert
- Startmasse ~ 3.200 kg
- Auslegungsbetriebsdauer 15 Jahre
- Lageregelung: Einstoffsystem mit katalytischer Zersetzung von Hydrazin
- Stromversorgung: Zwei Solarzellenauslegern mit je vier Elementen, Gallium-Arsenid-Zellen
- Stromspeicher: Zwei Lithiumionen-Akkumulatorensätze mit einer Kapazität von jeweils mehr als 4.840 Wh
- Transponderausstattung: 24 gleichzeitig betreibbare Ku-Band-Transponder, Bandbreite je 36 oder 54 MHz möglich, aufgeteilt in zwei Wanderfeldröhren-Verstärkergruppen mit 15 und 9 Einheiten - mit Reserve 18 und 12 Einheiten. Außerdem zusätzliche Ka-Band-Kommunikationsnutzlast.
- Nutzlastleistung: ~ 5 kW
- Aufgaben: Verstärkung für NSS 6 bei der Direktausstrahlung von Fernsehprogrammen, VSAT-Diensten und Deckung es Bedarfs staatlicher Behörden und Institutionen.
- Zielgebiete/märkte: Indien, Indochina, Südostasien

Gruß   Pirx

Wie ist eigentlich das genaue Flugprofil bei solchen geostationären Zielorbits? Falcon startet vom Cape, wird da gleich Anfang schon versucht die Inklination abzubauen oder erfolgt das erst später im Transferorbit? Nach erstem Brennschluss der zweiten Stufe dann eine Freiflugphase, wie lange? In welcher Höhe erfolgt dann die Wiederzündung? Dann befindet sich SES-8 auf einem hochelliptischen (Transfer)orbit mit Apogäum in 36.000km Höhe. Wie wird der Orbit schlussendlich zirkularisiert? Macht das noch die zweite Stufe der Falcon, eine zusätzliche Oberstufe oder der Satellit selber mit seinem eigenen Antriebssystem?

Ich vermute, man fliegt erstmal in den LEO und macht dann bei der Äquatorüberquerung eine Anhebung auf den GTO und Inklinationsabbau. Ist aber nur eine Vermutung von mir, nix offizielles...

Wie ist eigentlich das genaue Flugprofil bei solchen geostationären Zielorbits?

Der Orbit wird in diesem tread diskutiert:

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=32990.msg1105331#msg1105331

The super-synch GTO also has a fairly low perigee, but it's apogee is usually 10's of kilometers above GEO. This means the satellite's orbit has higher energy. So even though you have to now both raise perigee to GEO and lower apogee to GEO, there is still a fuel savings. For the SES-8 mission, most of the Falcon 9's performance will go into putting the spacecraft in an orbit over 80,000 km altitude at apogee. Some of the rocket's performance will also lower the orbit inclination from about 28 degrees (the lattitude of Cape Canaveral) to a little under 21 degrees, also reducing the amount of fuel that the satellite will require to get to its final orbital slot.

Der Satellit wird also in einen Orbit mit über 80.000km Apogäum, aber niedrigem Perigäum geschickt. Zum Glück muß ich die Details nicht verstehen. Aber von diesem Orbit aus soll der Satellit relativ wenig Energie verbrauchen, um Inklination und Orbitzirkularisierung zu erzielen.

Zitat

The super-synch GTO also has a fairly low perigee, but it's apogee is usually 10's of kilometers above GEO. This means the satellite's orbit has higher energy. So even though you have to now both raise perigee to GEO and lower apogee to GEO, there is still a fuel savings. For the SES-8 mission, most of the Falcon 9's performance will go into putting the spacecraft in an orbit over 80,000 km altitude at apogee. Some of the rocket's performance will also lower the orbit inclination from about 28 degrees (the lattitude of Cape Canaveral) to a little under 21 degrees, also reducing the amount of fuel that the satellite will require to get to its final orbital slot.

Der Satellit wird also in einen Orbit mit über 80.000km Apogäum, aber niedrigem Perigäum geschickt. Zum Glück muß ich die Details nicht verstehen. Aber von diesem Orbit aus soll der Satellit relativ wenig Energie verbrauchen, um Inklination und Orbitzirkularisierung zu erzielen.

So gehts natürlich auch. Ein Drei-Impuls-Manöver. Am Apogäum bei 80.000km ist die Geschwindigkeit sehr niedrig, daher kann der Satellit dort leicht Inklination abbauen.

Danke für die Antwort

Der Falke setzt den Satelliten also in einem 80.000km-Apogäum-Orbit mit schon reduzierter Inklination aus, den Rest kann dann der Satellit ohne viel energetischem Aufwand mehr selbst erledigen.

Offenbar ist es, wenn ich mein Englisch richtig deute, energieeffizienter aus einem Transferorbit mit deutlich höherem Apogäum auf den GEO herunter zu zirkularisieren als, wie es glaub ich Ariane macht, aus einem GTO mit 36.000km Apogäum dann von dort aus das Perigäum anzuheben.

Edit nach tobis Antwort vor mir:

Ok, verstehe, es geht in erster Linie darum dort oben am hohen Apogäum Inklination abzubauen. Ariane macht das deshalb nicht so weil die ja kaum Inklination abzubauen hat.

Interessant an so einem 3-Impulsmanöver durch den supersynchronen Transferorbit ist:

• insgesamt erhöht sich der delta-V-Bedarf bis zum Ziel, im Vergleich zu einem normalen GTO
• der Satellit muss aber weniger leisten
• die Rakete dafür umso mehr

Die Falcon 9 brächte also "Reserven" in die SES-8-Mission ein.


Beispielhaft hatte ich das hier mal durchgerechnet:
https://forum.raumfahrer.net/index.php?topic=4167.55


Wobei ich jetzt nicht weiß, ob das für jede Parameterkombination gilt.

Hallo Daniel,

so pauschal kann man das nicht sagen. Bei einem Start vom Nordpol aus, ist das Gesamt-Delta V bei 3-Impuls-Manöver sicher kleiner gegenüber einem Direkteinschuss via GTO. Es kommt immer auf die Rahmenparameter an.

Den Nordpol hatte ich jetzt nicht auf dem Schirm . Eher andere Apo-Höhen ... oder solches Kleinzeugs .

Aber ich kann dir nicht ganz folgen: bei einem Start vom Nordpol habe ich zuerst eine auf jeden Fall einen Orbit mit 90° Inklination. Die muss ich dann auf 0° senken. Das wäre enorm. Für so eine Änderung braucht man fast die delta-V-Leistung einer kompletten Rakete.

Beschreib mal wie du dir das vorstellst. Vielleicht reden wir aneinander vorbei.

Na man fliegt vom Nordpol auf einen Orbit mit Apogäum 100.000km, macht eine Inklinationsänderung auf 0° mit quasi null Antriebsleistung. Hebt dann das Pergäum auf die GEO Höhe wieder mit praktisch null Antriebsleistung und schließlich noch einmal am Perigäum abbremsen auf den GEO Orbit mit etwas Antriebsleistung.l

Der wahrscheinliche höhere Energiebedarf für die Trägerrakete beim 3-Impuls-Manöver könnte erklären warum bei diesem Start keine Testbremsungen und Wasserung der ersten Stufe versucht wird, obwohl der Satellit mit 3,2t ja nur zwei Drittel der angegeben Nutzlast von 4,8t der Falcon 9v1.1 in einen "normalen" GTO erreicht. Man muss wohl fast alles an Power der Rakete ausschöpfen und will sicher noch ein wenig Reserve haben, deshalb brennt die erste Stufe wohl einfach bis sie leer ist.

Beim einfachen 2-Impuls-Manöver könnte sich dann später die Wiederverwendung wohl schon noch ausgehen.

Imho müsste da trotzdem bald mal ne hochenergetische Oberstufe her...

@Tobi ... Ich stimme zu.

@Gerry ... ja, das könnte erklären, warum SES sich "alle Reserven" hat zusichern lassen.

Ach Leute... könntet ihr nicht bitte Allgemeines zur Falcon 9 dort diskutieren?
Sorry, aber das stört hier wirklich, wenn man die Neuigkeiten und die Diskussion zu den einzelnen Missionen verfolgen möchte.

Dafür!!!

Habe ein paar Beiträge in den Falcon-9-Thread geschubst.

Gruß   Pirx

Laut NSF ist das Startdatum jetzt der 12. November.

Der neue F9 Erektor am Cape:

Startdatum laut NSF jetzt 22. November.

Chris Bergin:

Requested Range Approval for November 22.