SpaceXs Superschwerlastrakete

Hallo,

wenn ich an große Raketenexplosionen denke fällt mir als erstes die Challenger Katastrophe 1986 ein. Die ließe sich vielleicht am ehesten mit einer hypothetischen BFR Explosion vergleichen.[...]

Wenn wir von einem richtig heftigen Kabumm in geringer Höhe reden, wäre eigentlich eher der Fehlstart der Antares der passende Vergleich. Dabei entstanden dann ja auch massive Schäden am Boden (was ja Gegenstand der Diskussion war/ist). Nur halt, dass bei einer Superschwerlastrakete weitaus mehr Treibstoff im Spiel ist...

Vom Ablauf, Dimension und der Art der Vorgänge sollte man das Challenger-Unglück hier nicht zu Rate ziehen.

Denke ich auch. Dann wohl schon eher die Explosion der sowjetischen N1 im Jahr 1969. Liegt immerhin auf Rang 7...sorry 8 der größten konventionell herbeigeführten Explosionen der Geschichte (Sprengkraft betrug ca. 1 kt TNT (4 TJ Energie)).

In Ermangelung genauer Daten stelle ich jetzt einfach mal 20 Kilometer in den Raum, damit den Bewohnern nicht zumindest die zerstörten Fenster ihrer Häuser um die Ohren fliegen.

Das kommt was die Saturn V am Cape betraf sogar noch in etwa hin. Bitte korrigieren, aber Titusville liegt zu LC39 A und B etwas mehr als 15km entfernt.
In Brownsville wäre es da schon etwas näher. Schätze mal, dass die SpaceX South Texas Launch Site als näheste Siedlung Port Isabell hat (sogar nur ca. 8-10km Abstand).

Mir Fallen da zwei Ereignisse ein, eine Explosion eines Güterzuges, ich glaube ib nordspanien und ein Dünnemitterschiff in den USA, auf jeden Fall wäre das ein mächtiger kadabum.

Zu den Explosionen ist immer die Frage, was dort explodiert. Wenn ich mich nicht teusche sind bei Dünger Brandmittel und Oxidator schon gemischt und können daher gut durchreagieren. Bei Raketen ist diese Mischung im Fall der Fälle aber nur unvollständig (Feststoff ist ein anderes Thema).

Die Antares ist zwar deutlich kleiner als BFR, wesshalb ein Vergleich nur im Ansatz möglich ist.
Der ernste Schaden war aber sehr lokal. Die Beobachter wurden zwar vom Knall und der Schockwelle erschrecket, sie waren aber weit außerhalb der Gefahrenzone.

Wenn in Brownsville Eine BFR hochgehen würde, gingen meiner Meinung nach einige Scheiben zu Bruch. Der Schreck wäre auch gewaltig, aber damit wärs dann eigentlich schon.
Die Frage ist aber wirklich, was in Höhen von bis zu 2 km passiert, da hier die Schadenswirkung stärker ist. Einerseits ist nichts im Weg, was die Schockwelle aufhällt, andererseits kommt es sogar zu Dopplungseffekten, die die Schockwelle noch verstärken. Aber auch hier zweifle ich an ernsten, größeren Schäden.
Dennoch wäre der Schock für alle eine ernste Zumutung und die Rechnung für die Glaser will ich auch nicht bezahlen müssen.
Da käme die Seeplatform wohl wirklich besser.

Grüße aus dem Schnee

So im September soll es ja jetzt endlich echte Informationen hierzu geben. Ich bin gespannt, ob die erste Stufe jetzt wirklich aus Faserverbund gebaut wird. Die Motivation für Faserverbund kann nur sein die Leermasse zu minimieren. Der Treibstoff, der für den Rückflug zum Startplatz notwendig ist, ist proportional zur Leermasse. Auch die aerodynamische Bremsung geht schneller von statten, wenn viel Fläche auf wenig Masse trifft.

Genauso spannend ist die Frage, ob die Rakete eine Oberstufe hat. Meine Vermutung: sie hat keine. Das Marsraumschiff ist vermutlich die Oberstufe, das im Erdorbit nochmal betankt werden muss.

Fasserverbund verstärkte Tanks haben noch einen Vorteil, nähmlich, dass sie bei gleicher Masse einen deutlich höheren Druck halten können.
Einerseits wirkt der Druck stabilisierend bei einer vollbeladenen und betankten Rakete. Natürlich auch wenn sie nicht beladen ist, ich bezweifel aber, dass SpaceX riskiert, eine statisch instabile Rakete beim unbelasteten handling zu haben.
Der höhere Druck komprimiert zudem den Treibstoff noch etwas weiter, senkt aber auch den Gefrierpunkt der Treibstoffe weiter ab, so das auch von hier eine weitere Kompression möglich ist. Wie stark diese Verdichtungsmöglichkeiten sind, weiß ich nicht, und ob es sich lohnt, ebensowenig.

Auch wird BFR wohl eine Oberstufe haben, um mehr Last zu transportieren. Persönlich tippe ich auf wiederverwendbar.
Was aber sehr gut möglich ist, dass diese Oberstuffe durch MCT ersetzt werden kann, wenn MCT gestartet werden soll.

Grüße aus dem Schnee

Das Gewichtseinsparungspotential mit Faserverbundwerkstoffen wäre mit ca. 30% gegenüber Aluminium-Lithium eigentlich nur zu verlockend....glaubt man den aktuellen Angaben von NASA/Boeing. Gut, bloß auf den Tank bezogen....
Würde mich mal interessieren, was die Testergebnisse bzgl. der wiederholten therm. Stresszyklen ergeben haben....gerade hinsichtlich Wiederverwendbarkeit bei BFR.

Falls sie da Kohlefaser wie z.B. beim A350 einsetzten, gibt das dann vielleicht die größte Brennkammer die es bis jetzt gab.

Falls sie da Kohlefaser wie z.B. beim A350 einsetzten, gibt das dann vielleicht die größte Brennkammer die es bis jetzt gab.

Die Brennkammer wird bestimmt nicht aus Kohlefaser bestehen. Das würde sofort verbrennen.

Zitat von: Klakow am 11. Juni 2016, 17:26:15

Falls sie da Kohlefaser wie z.B. beim A350 einsetzten, gibt das dann vielleicht die größte Brennkammer die es bis jetzt gab.

Die Brennkammer wird bestimmt nicht aus Kohlefaser bestehen. Das würde sofort verbrennen.

Wer hat gesagt das die Brennkammer ausschließlich aus Kohlefasern besteht?

Ich denke er meinte eher den Backofen für die Kohlefaserbauteile 

Das ist halt ein bissel nachteilig bei den Verbundwerkstoffen. Um das Maximale herauszuholen, muß man exakte und aufwendige Temperprozeduren fahren. Aber es lohnt sich halt.

Ich denke er meinte eher den Backofen für die Kohlefaserbauteile 

Stimmt!
Da sieht man mal wieder das man nicht mit einem müden Kopf posten sollte.

N'abend,

wir wissen zwar nicht, wie "heiß" eine Falcon-9 Erststufe bei Rückkehr durch die Atmosphäre wird (oder gar eine BFR-Erststufe), aber ab 400° C wird's der Kohlefaser ungemütlich....

Gruß
roger50

Nun Wärmeschutz ist sicher angebracht, wie man sowas löst wissen die bei SpaceX offensichtlich schon.
Wie sie das bei der S1 lösen wird sich vermutlich an den Boostern der F9 orientieren, aber für die Oberstufe wird das anspruchsvoller, da bin ich sehr an der Formgebung interessiert.

Wenn man hier im Forum die ersten Falcon 9 Starts (bei den ersten 2en wurde es auf jedenfall erwähnt) sich mal durchliest, findet man, das die Rakete mit Kork bezogen waren. Dieser diente als Hitzeschild, bevor sie per Fallschirm im Wasser landen sollten.
Dass es mit der Landung nicht funktionierte wissen wir ja. Interesannt wäre aber zu wissen, wie ihre Erfahrungen mit Kork waren.
Übriegens sah man es den Raketen nicht mal an, weswegen ich gerade überlege, ob sie nicht doch noch eine dünne Schicht verwenden, bezweifel es aber, da die Bilder damals keine highres Nahaufnahmen.

Grüße aus dem Schnee

wir wissen zwar nicht, wie "heiß" eine Falcon-9 Erststufe bei Rückkehr durch die Atmosphäre wird (oder gar eine BFR-Erststufe), aber ab 400° C wird's der Kohlefaser ungemütlich....

Weniger der Kohlefaser, welcher deartige Temperaturen sicherlich eher gleichgültig sind, als vielmehr dem verwendeten Polymer (Epoxid). Aber das ändert freilich am erwähnten Problemfall recht wenig.

Schaut man sich Boeings Material für deren Kryotankversuche an, so haben diese CYCOM® 5320-1 verwendet. Das wird bei 177°C autoklaviert. Mehr Temperatur würde ich dem Material von daher schon mal nicht zumuten wollen, d.h. für eine Anwendung als Stufenaußenhaut müsste man sich da schon eine gewieftere Verbundkombination einfallen lassen.
Es gibt auch Epoxidharze die eine Einsatztemperatur bis etwas über 200°C ermöglichen (z.B. Benzoxazinharz), aber auch das würde eventuell nicht ausreichen.
Vielleicht wäre eine sehr dünne Korkschicht da tatsächlich bereits die Lösung.

Basierend auf dem 15m Durchmesser und 180m Länge Gerücht/Leak gibt es in diesem einen netten grafischen Größenvergleich zwischen BFR/MCT, Saturn V und Falcon 9:
http://nextbigfuture.com/2016/06/will-first-mars-crew-be-multi-year.html

Die 180m sind bestimmt falsch, dazu müssten die Raptortriebwerke noch ein viel größeres Schub/Masse Verhältnis als Merlin 1D oder die Oberstufe mit fast nur umbauten Raum. Eine zukünftiege F9 v1.3 lies ca 20% mehr Masse zu also ca. 85m F9.
Darüber hinaus ist nur eine Oberstufe/Nutzlast dinnvoll mt viel Platz für die Reisenden oder sperrige aber leichte Fracht.
Die Saturn V war nur so lang weil die Oberstufen dünner waren.

Der höhere Druck komprimiert zudem den Treibstoff noch etwas weiter, senkt aber auch den Gefrierpunkt der Treibstoffe weiter ab, so das auch von hier eine weitere Kompression möglich ist. Wie stark diese Verdichtungsmöglichkeiten sind, weiß ich nicht, und ob es sich lohnt, ebensowenig.

Bei Flüssigkeiten ist die Kompressibilität aber ziemlich klein, für einen Treibstofftank ist das hinsichtlich von "mehr Treibstoff" zu vernachlässigen.

Die 180m sind bestimmt falsch, dazu müssten die Raptortriebwerke noch ein viel größeres Schub/Masse Verhältnis als Merlin 1D oder die Oberstufe mit fast nur umbauten Raum.

Nicht Schub/Gewicht, sondern Schub/Querschnittsfläche des Triebwerks muss größer sein. Das sollte keine Problem sein, angeblich ist das Raptor ein staged-combustion Triebwerk mit hohem Brennkammerdruck. Ich vermute über 150 bar.

Ich hab es falsch ausgedrückt, Schub/Fläche ist schon richtig, aber dass hängt nicht nur vom Brennkammerdruck ab. Das Entscheidende ist der Startschub/Startmasse wobei typischerweise mit 1,2G gestartet wir.
Trotzdem wird das nichts mit 180m, den dann hätte die BFR soviel Schub das bei 15m Core das Ding über 300t in einen Orbit bringen würde und über 45 Triebwerke hätte.

Bei NSF herrscht mittlerweile der Konsens, dass es nicht 120m Erststufe/BFR + 60m Zweitstufe/BFS sind, sondern 60m BFS und 120m Gesamthöhe des Stacks, also auch 60m BFR.

So wirklich wissen wir es wohl erst im September mit der Höhe. Ich wette aber wir werden vieles sehen, an das wir vorher nicht dachten und vorher nicht damit rechnen würden.

Bin jedenfalls gespannt wie die Oberstufe (=MCT) aussehen wird. Heute Mittag habe ich ein wenig über die Geschichte des DC-X gelesen. Dort wurde auch erwähnt, dass das Design des späteren großen Raumschiffs (DC-1) auch als eine Basis für einen möglichen Marslander sein hätte können. Ich würde vermuten so in etwa könnte auch Oberstufe/MCT aussehen, wenn auch Aerodynamisch etwas anders gestaltet (Bikonisch evtl.?).

Als Hitzeschild dürfte man auch bei der Erstsufe PICA-X einsetzen. Das ist relativ leicht (auch leicht herzustellen), schon im Unternehmen im Einsatz und mehrmals verwendbar.

Auf die Gestaltung des MCT Raumschiffe, hinsichtlich Form zum Eintritt in die Erd- und vor allem Marsatmosphäre bis ich auch sehr gespannt.
In einem Video wie man auf dem Mars landen kann habe ich gesehen das hier viel von der Flächenbelastung abhängt, nun wären das selbst bei 15m Core und 176m² bei 100t  immer noch 568kg/m², das ist eigentlich zu viel.
EM hat allerdings gesagt das Flügel im All keinen Sinn machen, möglicherweise wird das Schiff dann wirklich kein reiner Zylinder sondern sieht dann etwas breit gedrückt aus, damit könnte die Flächenbelastung unter 200kg/m² sinken.