OA-6 Cygnus CRS Orb-6 auf Atlas V 401

Kalibriergeräte für Drucksensoren haben 0,1% Genauigkeit. Die kann man ganz normal auf dem Markt kaufen. Ich denke, in Raketentriebwerken kommen die gleichen Sensoren zum Einsatz.

Frage: In wie fern kann am Abgasstrom oder am Schub gemessen werden, ob das Mischungsverhältnis falsch ist? Damit könnte man dann auch noch nachregeln.

2% Abweichung dürfte weit mehr als die Messgenauigkeit sein.

Kalibriersensoren sind nicht raumfahrttauglich. Die Sensoren müssen robust sein, gegen enorme Vibrationen, für LOX Temperatur von 90 Kelvin, und es zählt nicht die Kalibriergenauigkeit, sondern die Reproduzierbarkeit.
Sensoren für die Ariane haben typischerweise eine Präzision von 0,5% des Messbereichs, der aber großer als der jeweilige Wertebereich ist, daher etwa 0,75% für die Messung.

Aus der Heißgastemperatur könnte man theoretisch das Mischungsverhältnis ableiten, aber noch ungenauer.

@ Proton01:
Selbst wenn 2% Fehler erwartbar sind, dann müssten diese durch zusatzreserven gedeckt sein. Da hier eine Unplanmäßige Abschaltung erfolgte, ist eindeutig etwas unplanmäßiges passiert.
Würde der erwartete Fehlerbereich die Mission bedrohen, wäre das grob fahrlässig.
Daraus schließe ich, dass die 2% Mehrverbrauch an Lox bis zur Abschaltung vollständig außerhalb der zu erwartenden Grenzen waren.
--

2% mehr Lox in der Mischung heißen leider keine so große Druckänderung. Lox macht einerseits nur einen Teil der Mischung aus.
Das mehr an Lox löst zwar einerseits einen leichten Druckanstieg aus, gleichzeitig würde durch die weniger Effiziente Mischung dieses Plus auch wieder geschmählert werden.
Die Druckdiskrepanz wäre wahrscheinlich nicht so deutlich. Auch würde sie nur anzeigen, das irgend etwas nicht stimmt. Es gäbe aber noch immer Unmengen an möglichkeite. In kombination mit der Verbrennungstemperatur könnte das schon schlüssiger sein.

Viel Aussagekräftiger wäre es, die Einströhmrate zu messen. Da die Turbopumpe für die Förderung verantwortlich ist dürfte sie das auch machen. Warum dann aber nicht reagiert wurde ist die Frage.
Möglichkeiten die ich sehe.
- Fehler in der Kontrollschleife der Turbopumpe.
- Fehler in der Förderungskontrolle der Turbopumpe.
- Fehler vom Triebwerkssysthem, welches aus welchem Grund auch immer mehr Sauerstoff anforderte und diesen auch bekam.

Grüße aus dem Schnee

Die Abweichung von 2% wurde ja mit Reserven kompensiert, die sind in der Rakete vorhanden, aber nicht in alle der ersten Stufe. Die Rakete ist ein Gesamtsystem, da kann das so sinnvoller sein.

Das Beispiel mit der Druckverlustmessung bezog sich auf den LOX, nicht auf den Gesamtverbrauch.

Die Messung der globalen Verbrennungstemperatur ist sehr schwierig, da es lokale Schwankungen gibt.

Zur Bestimmung der Pumpen Charakteristik muss auch der Massenstrom gemessen werden, damit hat der auch eine Ungenauigkeit.

Letztendlich ist etwas passiert, was zu einer Abweichung führte die größer als normalerweise erwartet war. Die Mission wurde trotzdem erfolgreich beendet. Durch diese Ereignis steigt die Wahrscheinlichkeit für eine solche Abweichung, und auch für noch größere Abweichungen. Damit sinkt die Zuverlässigkeit der Rakete, wenn nichts korrigiert wird.

Hier wird aus 2% Minderleistung der ersten Stufe ein Riesenproblem gemacht. Demgegenüber ist es viel fahrlässiger, wenn Streben verbaut werden, die für 10000 pound Belastung zugelassen sind, von denen mehrere schon bei Belastungen deutlich unterhalb dieser zugelassenen Belastung versagen, und dann nicht unternommen wird. Das stellt die Zuverlässigkeit wirklich in Frage, vor allem wenn da Versagen der Strebe die Zerstörung der Rakete zur Folge haben kann, wie geschehen (SpaceX letztes Jahr)

Jetzt müssen wir mal abwarten was ULA als Grund herausfindet und ob es vorher als zu wenig wahrscheinlich eingeschätzt wurde.

Klar, für die Massestrombestimmung sind neben dem Durchleitungsvolumen auch Druck und Temperatur notwendig, wie sehr man sich auf erwartete Werte, vor allem bei der Temperatur verläst, anstat wirklich zu messen, ist da eine berechtigte Frage.
Das Problem mit der Verbrennungsbestimmung stimme ich dir zu, dies ist eine böse komplexe Geschichte, denoch wird so etwas bis zu einem gewissen Grad betrieben und kann hoffentlich bei der Auflösung des Problem helfen.

Waren die 2 Prozent wirklich als Normalreserven gedacht?
Natürlich können sie in so einem Flug wegfallen und wie bewießen durch die Oberstuffe kompensiert werden. Normale Reserven sind aber solche, die keine Änderung des Flugplans bewirken und nur zur Kompensation von Ungenauigkeiten gedacht sind. Was hier passiert ist, ist das Außergewöhnliche Reserven genutzt werden mussten, die nicht als solche konzipiert, sondern schlichtweg in der Rakete vorhanden waren, da die Rakete ein wenig Leistungsfähiger war, als für die Mission nötig.
So ist jedenfalls meine Sicht der Dinge.

Wo ich dir aber akkut Wiedersprechen muss, ist, dass durch diesen Vorfall die Wahrscheinlichkeit eines solchen Vorfalls steigt. Die Wahrscheinlichkeit ist so hoch, wie vorher auch, schließlich hat sich an der Rakete unseres Wissens ja nichts geändert. Einzig ist vielleicht die Bewertung dieser Wahrscheinlichkeit gestiegen.


Natürlich sehen wir die 2% kritisch, vor allem, weil wir auch nicht wissen, wie viel normale Reserven in der Rakete noch vorhanden wahren, daher sage ich da auch lieber mindestens 2%.
Es ist nochmal alles gut gegangen, das stimmt und darüber sind wir denke ich auch alle froh. Aber jede echte Anomalie, ist ein Grund zur Sorge.

Die Streben die Du anspricht, waren natürlich ein noch gröberer Fehler. Sie waren aber auch Zertifiziert, was heist mit einer Garantie versehen, auf die man sich eigentlich verlassen können müsste. Wirtschaftliche Grundregel. Daraus wurden aber auch die entsprechenden Konsequenzen gezogen, in Form von Eigenprüfung, anderer Zulieferer und sogar sichereres Material.
Dass andere gröbere Patzer hatten, ist auch keine Ausrede.

Wichtig ist jetzt wirklich, dass die ULA rausfindet, was passiert ist und entsprechend darauf reagiert und es hoffentlich auch kommuniziert. Dauert sicher aber noch eine ganze weile.

Grüße aus dem Schnee.

Nur mal  als Vergleich:

A5ECA:  Flug 225 am 20. Augst 2015:
Die Booster EPC brannten fast eine Sekunde länger als vorhergesagt.
Die Zentralstufe EPC mit Vulcain 2 brannte 3,7 Sekunden länger als vorhergesagt.
Die Oberstufe ESC mit HM7 brannte 4,1 Sekunde länger als vorhergesagt.

Hat das hier einer bemerkt oder gar thematisiert ? Im Raumcon thread zu diesem Start ist das nicht erwähnt.

Der Spielraum der Abweichungen Flug ggü. Vorhersage ist dabei: 
     EAP:  -3,0 bis +2,7 Sekunden
     EPC:  -9,1 bis +5,7 Sekunden
     ESC:  -7,4 bis +9,2 Sekunden

Ich kann da beim Atlas 5 FLug kein echtes Problem erkennen. Es gibt eine Abweichung die etwas ungewöhnlich groß ist, das wird untersucht. Wenn man was verbessern kann wird man es wohl tun. Gar nichts tun wird von Satellitenkunden nicht geschätzt.

Wahrscheinlichkeit:
Hier muss man zwischen der vorhergesagten theoretischen Wahrscheinlichkeit und der beobachteten Wahrscheinlichkeit unterscheiden. Die beobachtete Wahrscheinlichkeit ändert sich mit jeder neuen Beobachtung, sprich mit jedem Flugergebnis. Wenn eine neue große Abweichung zur Datenbasis dazu kommt, dann vergrößert sich die beobachtete Streuung (Standardabweichung sigma). Damit steigt die Wahrscheinlichkeit für eine Abweichung von X Sekunden, da dann X Sekunden einem kleineren Wert von n Sigma entspricht.

Natürlich ist dadurch an der Rakete nichts geändert, und die aus der Konstruktion abgeleitete theoretische Zuverlässigkeit ändert sich nicht.

Das obige Beispiel Ariane 5ECA Flug 225 war der 81. Flug einer Ariane 5, der 77. Erfolg und der 67. erfolgreiche Flug in Serie. Da interessiert nur noch die beobachtete Zuverlässigleit und nicht mehr die theoretische.

Streben:
Das Problem hierbei ist, daß man vor dem Fehlstart in Tests gesehen hat das einzelne Streben die zertifizierte Last nicht aushalten, und man hat nichts gemacht, obwohl dadurch die Zuverlässigkeit in Frage gestellt war. Man kann sich auf die Zertifizierung nicht verlassen, wenn man gegenteilige Ergebnisse hat.

Ich bin auch mal gespannt, ob hier überhaupt etwas bekannt gegeben wird. Um so wichtiger, daß man hier alles Eventualitäten durchkaut, falls nachher nichts raus kommt, hat zumindest jeder ein paar Ideen

Wenn ein Triebwerk vorher abgeschaltet wird, weil der Orbit erreicht wurde, dann ist meiner Meinung nach alles OK. Gut, die Frage ist, warum gab es eine Abweichung in der Brenndauer, während der erreichte Orbit der richtige ist. Rechenfehler? Anderer Luftdruck als gedacht? Besser funktionierendes Triebwerk?

Aber wenn ein  Triebwerk vorher abgeschaltet wird, und der Orbit wird NICHT erreicht, dann ist das Problem. Glück im Unglück war, daß die nächste Stufe das ausgleichen konnte. So gerade eben.

Ich bin auch mal gespannt, ob hier überhaupt etwas bekannt gegeben wird. Um so wichtiger, daß man hier alles Eventualitäten durchkaut, falls nachher nichts raus kommt, hat zumindest jeder ein paar Ideen

Wenn ein Triebwerk vorher abgeschaltet wird, weil der Orbit erreicht wurde, dann ist meiner Meinung nach alles OK. Gut, die Frage ist, warum gab es eine Abweichung in der Brenndauer, während der erreichte Orbit der richtige ist. Rechenfehler? Anderer Luftdruck als gedacht? Besser funktionierendes Triebwerk?

Aber wenn ein  Triebwerk vorher abgeschaltet wird, und der Orbit wird NICHT erreicht, dann ist das Problem. Glück im Unglück war, daß die nächste Stufe das ausgleichen konnte. So gerade eben.

Das Problem ist eben daß die Vorhersage der Brenndauern auch gewisse Ungenauigkeiten in sich birgt. Der bekanntgegebene Wert ist der Mittelwert der Vorhersage. Wie groß der Korridor ist, der mit 99,7% Wahrscheinlichkeit eingehalten wird (3 Sigma) wissen wir nicht. Ob -5 Sekunden da drin sind oder nicht wissen wir auch nicht. Aber alles innerhalb des Korridors muss trotzdem zum Zielorbit führen. Da kann die Systemoptimierung aber sagen, wenn die erste Stufe abweicht korrigiert es die Steuerung der zweiten Stufe. (wenn die erste Stufe sich selbst korrigiert gibt es ja keine Abweichung)

Wenn eine Stufe länger brennt und der Orbit erreicht ist, dann ist das auch  erstmal o.k., aber es muss untersucht werden, ob die Abweichung begründet ist oder ob da ein bisher nicht bekanntes Phänomen zu Tage tritt.

Den Ariane Start sehe ich mir mal an, versprochen. Dauert aber wohl etwas, bis ich mich da durchgewühlt habe.
Würde mich interessieren, was dort der Grund war, und wonach die Ariane abschaltet. Da ASECA eine GTO Mission war, könnte ein ausschöpfen der maximalen Leistung ein Grund sein und der originale Flugplan das zugesicherte Minimum darstellen.

Es gibt aber 2 wesentliche Unterschiede.
1: Die Ariane lief länger, was keine direckte Gefärdung verusacht, frage ist aber dennoch, welche Orbitauswirkung das hatte. Die Atlas V hingegen lief kürzer, wodurch ein Risiko für die Nutzlast entstand.
2: die Ariane 5 und die Atlas V sind zwei unterchiedliche Raketen, aufbauend auf komplett unterschiedlichen Prinzipien. Die Frage der Vergleichbarkeit wäre da zu klären

Auch wird ja offiziel gesagt, das bei Atlas V etwas nicht stimmte, und diese Aussage löste diese diskusion aus.


Wahrscheintlichkeit:
Wenn du das mit der Wahrscheinlichkeit so formulierst, dass eindeutig klar ist, welche du meinst, stimme ich dir zu. Vorher schien es mir so, als meintest du die reale Wahrscheinlichkeit.

Streben:
Sicher das die Diskrepanz vorher bekannt war? Ich dachte, dies wurde von SpaceX erst nach dem Desaster geprüft.

Grüße aus dem Schnee

Den Ariane Start sehe ich mir mal an, versprochen. Dauert aber wohl etwas, bis ich mich da durchgewühlt habe.
Würde mich interessieren, was dort der Grund war, und wonach die Ariane abschaltet. Da ASECA eine GTO Mission war, könnte ein ausschöpfen der maximalen Leistung ein Grund sein und der originale Flugplan das zugesicherte Minimum darstellen.


Wahrscheintlichkeit:
Wenn du das mit der Wahrscheinlichkeit so formulierst, dass eindeutig klar ist, welche du meinst, stimme ich dir zu. Vorher schien es mir so, als meintest du die reale Wahrscheinlichkeit.

Streben:
Sicher das die Diskrepanz vorher bekannt war? Ich dachte, dies wurde von SpaceX erst nach dem Desaster geprüft.

Ariane: die Daten stammen von Arianespace und sind so offiziell.

Wahrscheinlichkeit:  was bitte ist bei dir die reale W. ?

Streben:  SpaceX hat nach dem Fehlstart zugegeben,, schon vorher bei Tests der Streben Versager unterhalb der Zertifizierung gehabt zu haben. Nach dem Fehlstatr haben sie dann noch mehr getestet und noch mehr Versager gefunden.

Hallo Magellan

Nehmen wir mal an, der Arm ist echt ausgefallen und kann nur mit (noch nicht vorkandenen) Ersatzteilen repariert werden. Gibts eine EVA Variante, wo der Schwan per Hand positioniet werden kann?

Meinst du, dass die Besatzung aussteigt und das Raumschiff mit den Händen anstubbst und in den Dockingport  führt?
Nein, das gibt es nicht. Einmal macht man EVAs nicht mal so schnell, sondern plant und trainiert sowas ausgiebig vorher. Aber viel grundlegender: die Physik der Impulserhaltung. Wie soll man die paar Tonnen träge Masse bewegen?

Ich habe mir gerade das Startvideo von dem, von dir genannten, Start angesehen.
Erstens sind sie leicht verzögert gestartet, damit ist der originale Flugplan schon einmal hinfällig und man muss mehr Leisten --> Mehr Brenndauer.
Zweitens wird im Video erwähnt, das die Booster erst abgeworfen werden, wenn die Computer einen Schubabfall registrieren. Sprich hier gibt es eine absolut nicht kontrolierbare Komponente, die bei der Atlas V, wie sie hier verwendet wurde, nicht existierte und somit Vergleiche sehr erschweren.

Reale Warscheinlichkeit ist, jene, die Wirklich existiert Ist vielleicht nicht der wissenschaftlich korrekte Begriff. Allerdings ist, genau dies, was die meisten unter Wahrscheinlichkeit erstmal verstehen.

Streben: Ich errinere mich, das sie bei Tests ein Versagen bei 80% vom Zertifizierten Feststellten, für einen sicheren Betrieb aber nur etwa 30% nötig waren. Erst die bei diesem Test festgestellten Versager veranlasten sie ihren gesammten Lagerbestand zu Testen, bei dem Versager gefunden wurden, die nur 20% des zertifizierten Wertes versagten. Ich bin noch nicht ganz überzeugt, das sei es vorher wusten, will dies aber auch nicht ausschließen. Hast du eine Quelle, ich suche selbst auch.

Grüße aus dem Schnee.

Ankunft Cygnus OA-6 bei der ISS:

https://www.youtube.com/watch?v=MIkOwaxkZbc

Dieses Video zeigt das Einfangen des Schwans:

https://www.youtube.com/watch?v=JN_k0jJmzFs

Ich habe mir gerade das Startvideo von dem, von dir genannten, Start angesehen.
Erstens sind sie leicht verzögert gestartet, damit ist der originale Flugplan schon einmal hinfällig und man muss mehr Leisten --> Mehr Brenndauer.
Zweitens wird im Video erwähnt, das die Booster erst abgeworfen werden, wenn die Computer einen Schubabfall registrieren. Sprich hier gibt es eine absolut nicht kontrolierbare Komponente, die bei der Atlas V, wie sie hier verwendet wurde, nicht existierte und somit Vergleiche sehr erschweren.

Reale Warscheinlichkeit ist, jene, die Wirklich existiert Ist vielleicht nicht der wissenschaftlich korrekte Begriff. Allerdings ist, genau dies, was die meisten unter Wahrscheinlichkeit erstmal verstehen.

Streben: Ich errinere mich, das sie bei Tests ein Versagen bei 80% vom Zertifizierten Feststellten, für einen sicheren Betrieb aber nur etwa 30% nötig waren. Erst die bei diesem Test festgestellten Versager veranlasten sie ihren gesammten Lagerbestand zu Testen, bei dem Versager gefunden wurden, die nur 20% des zertifizierten Wertes versagten. Ich bin noch nicht ganz überzeugt, das sei es vorher wusten, will dies aber auch nicht ausschließen. Hast du eine Quelle, ich suche selbst auch.

Grüße aus dem Schnee.

Die Zeiten stammen aus dem CRAL von Arianespace, also der Auswertung ein-zwei Tage nach dem Flug. Die beziehen sich auf die zum Startzeitpunkt gehörende Vorhersage. Sonst macht es ja keinen Sinn.
Stimmt schon daß die Booster-Brenndauer etwas ungenauer sein kann, aber die Erfahrung der 81 Flüge bis zu VA225 war daß diese Dauer um +/- 3 Sekunden schwankt, die der Zentralstelle aber um -9/+6 Sekunden, siehe Antwort #129.

Deine reale Wahrscheinlichkeit kennt niemand. Man kann die theoretisch oder aus der Beobachtung abschätzen. Also kann diese reale Wahrscheinlichkeit nicht diskutiert oder für irgendwas benutzt werden, sondern nur die bekannten Schätzungen, z.B zur Festlegung der Versicherungsprämie.

Wenn überproportional viele Streben deutlich unter der Zertifizierung versagen, dann stimmt diese Zertifizierung nicht. Dann muss man was machen. Oder das erhöhte Risiko akzeptieren.

Natürlich sollte dieses "Schubsen" vorsichtig und verteilt über Stunden vor sich gehen. Mit Denk- und Meßpausen dazwischen. Und Abfangphasen für die Astronauten, um die "reactio"Komponente zu egalisieren. 
Aber die Steuerdüsen müssen ja auch erst eine exakte Position im Raum schaffen.
Wenn aber diese Position per hand erreicht ist, sollte ein dosierter (!) Restschub den Rest besorgen. Und wenns dann für 5 Meter eine Stunde Flug braucht bis zum Adapter. Und der Adapter ist ja auch nicht grad aus Klopapier geklebt.
Für gar so unmöglich halt ich das nicht. Und die Astronauten haben auch ihre Kenntnisse, um eine Handlung zu beurteilen und zu brechnen. So hilflos in Notsituationen schätze ich sie nicht ein.
Aber den Schwan da schweben sehen und zu warten, bis in zwei oder drei Monaten das Ersatzteil kommt ?

Nun ja, waren halt so Überlegungen...

Beim SpaceShuttle hat man mal "so was ähnliches" gemacht auf Mission STS-49:
https://en.wikipedia.org/wiki/STS-49

Vorteil war hier, dass das Shuttle insgesamt darauf ausgelegt war mit seiner Service-Bay und ihren Innereien an Ziele heranmanövriert zu werden. Die Astronauten waren dabei aber hübsch in der Service-Bay "arretiert" und konnte so "zupacken und ziehen". Ohne so einen Ankerpunkt hätten sie das auch nicht geschafft.

Proton, ich finde du redest dir das alles ein bisschen schön!

Natürlich gibt es Messungenauigkeiten und die führen zu Toleranzbereichen. Aber es wird ganz sicher nicht so sein, dass das Konzept der Atlas V vorsieht, dass die ungenauigkeiten der 1. Stufe von der 2. behoben werden, falls die Leistung/Mischverhältnis/wasauchimmer der 1. Stufe vom Erwartungswert abweicht. Vor allem nicht in einem solchen Maß! Das hat nämlich zur Folge, dass der Puffer komplett auf die 2. Stufe und somit zu 100% auf Nutzlastkosten geht. Und das ganze wird noch dadurch verschlimmert, dass die Centaur viel weniger Schub hat, also viel länger (in dem Fall 1 min)  brennen muss und dadurch der Schubvektor abweichend vom Geschwindigkeitsvektor ist. Und das ist verdammt teuer!
So wird das Design sicher nicht aufgebaut sein, und ja, davon kann man auch ausgehen, ohne interne Kentnisse zu haben!

Daraus folgt, dass es in dem Fall eine Abweichung von 2 Prozent von Erwartungswert + Toleranz für Messungenauigkeiten + Puffer für etwaige Fehler gab, und das ist schon verdammt viel!
Und dass die Centaur nichtmal mehr genug Reserve für den Deorbit Burn hatte und ihr Landegebiet dadurch verfehlt hat, zeigt umsomehr wie knapp man hier an einem Fehlschlag vorbeigeschrammt ist und das man weit außerhalb von Messungenauigkeitskorrekturen war.

Was Streben betrifft... Was hat das ganze damit zu tun? Wir ein Fehler zu einem kleineren Fehler weil ein anderer einen evuentuell schlimmeren Fehler begangen hat? Ich glaube nicht und es ist auch egal.

Naja sicher ist das mit dem manuellen Notberthing  alles nicht so einfach. Aber für unmöglich halte ichs nicht. Für überflüssig einer Überlegung auch nicht.
Vlt. ist das 5sek Problem und das 2hr Problem ein Anstoß, sich da etwas zu präparieren.
Und evtl ein zwei Schubhilfen zu entwickeln. Die müssen ja nicht mal auf Miniraketen basieren.

Nun man wird sehen....

Proton, ich finde du redest dir das alles ein bisschen schön!

Natürlich gibt es Messungenauigkeiten und die führen zu Toleranzbereichen. Aber es wird ganz sicher nicht so sein, dass das Konzept der Atlas V vorsieht, dass die ungenauigkeiten der 1. Stufe von der 2. behoben werden, falls die Leistung/Mischverhältnis/wasauchimmer der 1. Stufe vom Erwartungswert abweicht. Vor allem nicht in einem solchen Maß! Das hat nämlich zur Folge, dass der Puffer komplett auf die 2. Stufe und somit zu 100% auf Nutzlastkosten geht. Und das ganze wird noch dadurch verschlimmert, dass die Centaur viel weniger Schub hat, also viel länger (in dem Fall 1 min)  brennen muss und dadurch der Schubvektor abweichend vom Geschwindigkeitsvektor ist. Und das ist verdammt teuer!
So wird das Design sicher nicht aufgebaut sein, und ja, davon kann man auch ausgehen, ohne interne Kentnisse zu haben!

Daraus folgt, dass es in dem Fall eine Abweichung von 2 Prozent von Erwartungswert + Toleranz für Messungenauigkeiten + Puffer für etwaige Fehler gab, und das ist schon verdammt viel!
Und dass die Centaur nichtmal mehr genug Reserve für den Deorbit Burn hatte und ihr Landegebiet dadurch verfehlt hat, zeigt umsomehr wie knapp man hier an einem Fehlschlag vorbeigeschrammt ist und das man weit außerhalb von Messungenauigkeitskorrekturen war.

Was Streben betrifft... Was hat das ganze damit zu tun? Wir ein Fehler zu einem kleineren Fehler weil ein anderer einen evuentuell schlimmeren Fehler begangen hat? Ich glaube nicht und es ist auch egal.

Gut, lassen wir die Streben mal beiseite (die führten zur Zerstörung von Träger und Nutzlast).

Ich brauch nichts schön reden. Die Nutzlast ist im Orbit angekommen, die Oberstufe wurde ordnungsgemäß versenkt (in einem anderen Wasser als vorgesehen). Damit ist die Mission erfolgreich durchgeführt.

Es gab eine Abweichung im Zielpunkt der ersten Stufe. Hätte die erste Stufe dies selbst korrigiert hätte es keine Abweichung gegeben. Aber die Abweichung war vorhanden und wurde von der Oberstufe vollständig kompensiert. Die Oberstufe hat es dazu leichter, da die Leermasse der Unterstufe nicht mehr transportiert werden muss. Daher stimmt das Verhältnis 5 Sekunden zu 60 Sekunden (eine Minute) auch so nicht, aber genauer müsste man das mal nachrechnen. Wieso soll bei der Korrektur der Schubvektor vom Geschwindigkeitsvektor abweichen, bzw. mehr als normal?

Du schreibst "ohne interne Kenntnisse", also vermute ich du hast die nicht.

Rest heute Abend, ich muss erst mal Kaffee trinken.

Hallo proton1,

ich schlage vor, nach dem Kaffeetrinken auch mal gut durchzuatmen und deinen letzten Post noch mal in Ruhe zu lesen und das ganze etwas entspannter zu betrachten.
Die ULA hat selbst angekündigt die Anomalie zu überprüfen, ich denke wir werden bei Zeiten erfahren, was schief gelaufen ist.
Das Verhältnis 5 Sekunden Unterstufe kürzer brennen zu über 60 Sekunden Oberstufe länger brennen stimmt ziemlich sicher, zumindest hat ULA das selbst so verkündet.

Liebe Grüße
Rücksturz

Hallo proton1,

ich schlage vor, nach dem Kaffeetrinken auch mal gut durchzuatmen und deinen letzten Post noch mal in Ruhe zu lesen und das ganze etwas entspannter zu betrachten.
Die ULA hat selbst angekündigt die Anomalie zu überprüfen, ich denke wir werden bei Zeiten erfahren, was schief gelaufen ist.
Das Verhältnis 5 Sekunden Unterstufe kürzer brennen zu über 60 Sekunden Oberstufe länger brennen stimmt ziemlich sicher, zumindest hat ULA das selbst so verkündet.

Liebe Grüße
Rücksturz

Stimmt und danke, ich habe ein paar Schreibfehler korrigiert.
Natürlich untersucht ULA das, und hoffentlich informieren sie dann auch so ausführlich über den Grund und die Gegenmaßnahmen, wie jetzt über die Abweichung.
Ich rede das nicht schön, mein Punkt ist nur dass sowas vorkommen kann, und daß ein robustes System das auch korrigieren kann. Darüber braucht man eigentlich gar nicht streiten, will ich auch gar nicht.
Im Übrigen bin ich da ganz entspannt. Ariane 5 kann das auch, und A6 wird es hoffentlich auch bis zu einem gewissen Maße können.
Bei der Atlas war's wohl an der Grenze des korrigierbaren, und daher muss man es verstehen und in Zukunft vermeiden.

5 s zu 60 s stimmt dann wohl wenn ULA das so berichtet hat. Ich hab's vorhin auf die Schnelle nicht nachgesehen, mea culpa.

Mal ein paar Zahlen. Achtung: Es sind alles nur Ideen und Annahmen von mir persönlich.


Stufe 1) Brenndauer soll: 4:20 Minuten
Stufe 1) Brenndauer ist: 4:15 Minuten
Stufe 1) Differenz: Minus 0:05 - Grund unbekannt

Stufe 2) Brenndauer soll: 18:09 Minuten
Stufe 2) Brenndauer ist: 19:20 Minuten
Stufe 2) Differenz: Plus 1:11 Minuten - Grund: Fehlerkorrektur von Stufe 1

Deorbit) Brenndauer soll: 0:11 Minuten
Deorbit) Brenndauer ist: 0:03 Minuten
Deorbit) Differenz: Minus 0:08 Sekunden. Grund unbekannt.

Gehen wir mal davon aus, daß der Deorbit zu Ende war, weil der Sprit alle war. Dann kann man mit den Zahlen rechnen.

Brenndauer Stufe 2 Summe Ist: 0:19:23 (100%, weil der Sprit alle war)
Brenndauer Stufe 2 Summe Soll: 0:18:20 (94,6%)
Reserve in Brenndauer von Stufe 2: 1:03 Minuten (5,4 Prozent)

Gehen wir mal davon aus, daß die 1. Stufe prozentual genau die gleiche Reserve hätte haben sollen.

Stufe 1 hätte 4:20 Minuten brennen sollen = 94,6%
Stufe 1 theoretisches Limit: 4:35 Minuten. Das wären dann 100% Treibstoff.
Stufe 1 ist: 4:15 Minuten = 92,8 Prozent

Es fehlte der 1. Stufe in der Praxis also 7,2 Prozent von dem, was sie theoretisch hätte schaffen können sollen.

Proton01 schrieb, daß die Sensoren in der Praxis 2% Ungenauigkeit haben. Damit kommt die oben berechnete Reserve von 5,4% gut hin. Denn diese muss ja nicht nur die 2% der Sensoren ausgleichen, sondern alle Fehler welche in der Summe auftreten können.

PS: Wer von Euch fährt regelmäßig seinen Autotank auf weniger als 5,4% ? Ich könnte wetten, die meisten Tanken früher, weil ihnen diese Reserve viel zu wenig ist. PS: Mein Auto fängt bei 10 Prozent an zu Bimmeln.

Das so etwas vorkommen kann, sind wir uns wohl alle einig. Auch darin, das die Atlas V das perfekt korrigiert hat, steht außer Frage.
Aber denoch hätte es so weit gar nicht kommen dürfen, jedenfalls nach den Parametern von ULA. Sonnst würden die den Vorfall auch nicht so ernst untersuchen.
Hoffe es lag nicht am Triebwerk, der Zoff der dann wieder aufflammt ist einfach nur noch nervig, aber wer weis.

Ich bin allerdings eher offensichtlich das da etwas durchsickert, woran es lag, schließlich ist das für andere Kunden und Versicherer auch wichtig.
Wann startet eigentlich die nächste Atlas V?

Grüße aus dem Schnee

@Schneefüchsin: Das stimme ich Dir zu 100% zu. Die Software hat perfekt funktioniert. Die 2. Stufe konnte das perfekt ausgleichen.

Gemäß Spaceflightnow startet am 5. Mai die nächste Atlas 5.
Aber viel wichtiger ist der 8. April mit der Falcon 9. Das ist ein Freitag Abend.

Der Start von MUOS-5 ist jetzt NET 12. Mai.

Rocket/Payload: An Atlas V 551 will launch the U.S. Navy’s fifth Mobile User Objective System (MUOS-5) satellite, built by Lockheed Martin.

Date/Site/Launch Time: No earlier thanThursday, May 12, from Space Launch Complex-41 at Cape Canaveral Air Force Station, Florida.

http://www.ulalaunch.com/

Die ULA will offensichtlich mehr Zeit, um den Vorfall zu untersuchen.

@Hugo: Na in dem zusammenhang hier ist der SpaceX Flug unbedeutend, auch wenn ich mich darauf freue.

Na vor dem nächsten Atlas Flug sollten sie auf jedenfall den Problembereich eingegrenzt haben, dafür haben sie bestimmt aber auch reichlich Telemetrie zur Verfügung.
Hoffen wir mal, dass es eindeutig ist.

Grüße aus dem Schnee