SpaceX - Diskussion

Genau das hat ja die Augustine Kommission vorgeschlagen. Dass die NASA sich mit dem Constellation Programm nur auf Ziele jenseits des LEO konzentrieren und den Crewtransport zur ISS den Privaten (SpaceX, OSC u.a.) ueberlassen soll.

Die Dragonkapsel soll ja Menschentauglich von Anfang an werden...

Das behauptet doch noch nicht einmal Elon Musk selber! Oder irre ich mich, wenn ich da an eine Aussage von ihm denke, dass ab gesicherter Finanzierung für die bemannte Dragon drei Jahre Entwicklungszeit zu veranschlagen seien?

den Crewtransport zur ISS den Privaten (SpaceX, OSC u.a.) ueberlassen soll.

Nur ob die Privaten, nachdem Sie erstmal einige Jahre Ihre Zuverlässigkeit mit dem Liefern von Fracht unter Beweis stellen müssen und sollten, noch rechtzeitig ein bemanntes Schiff entwickeln können welches noch vor Ende des ISS Programms sinnvoll genutzt werden kann? Für 2-3 Flüge wird sich der Aufwand kaum lohnen. Durch die Entwicklungskosten würden erst zahlreiche Flügen zu akzeptablen Startkosten führen.

Und nach dem ISS Programm sehe ich erstmal keine Ziele mehr für diese reinen LEO Fahrzeuge. Billig genug um damit auf Dauer Touristen zu transportieren werden sie sicher nicht sein.

Gruß, Klaus

Es sind nicht notwendigerweise SpaceX oder OSC, es kann genausogut ULA, Boeing oder Lockheed werden, die beim kommerziellen Crewtransport mitmischen. Gerüchten zufolge soll Boeing einer der Gewinner des CCDev Programms sein. Die Gewinner sollten eigentlich schon bekannt gegeben werden, aber das wurde nochmal verschoben.

Elon Musk von SpaceX sagt in

diesem Interview (6:40) wörtlich, dass er SRB's für sehr gefährlich hält.

Gruß, Klaus

Elon Musk von SpaceX sagt in

diesem Interview (6:40) wörtlich, dass er SRB's für sehr gefährlich hält.

Gruß, Klaus

Bei SRB ist es so, dass bei Problemen eine Explosion ziemlich sicher ist. Bei Flüssigantrieben kann man, wenn man eine Fehlfunktion früh genug bemerkt, diese abschalten und somit u.U. sogar die Mission retten. Beispiel dafür ist Apollo 13 - beim Start fiel ein Triebwerk der Saturn V aus, trotzdem, wurde die Mission der Rakete erfolgreich ausgeführt.
mfg websquid

Hallo

Bei SRB ist es so, dass bei Problemen eine Explosion ziemlich sicher ist.

Wieso? Woraus leitest du das ab? Die Aussage ist etwas pauschal.
Feststoffantriebe sind sehr robust und "simpel". Wenn ein Feststoffantrieb ein Loch hat, dann passiert erst mal gar nichts. Ein Teil der Verbrennungsgase strömt einfach "aus" und vermindert die Leistung etwas.
Viele denken immer an die "schlimmen" SRB bei Challenger. Selbst da waren sie kein Problem an sich und sind auch nicht explodiert. Das Problem war, dass man einen Tank neben dem SRB und damit neben dem Loch hatte.

Im Detail müsste man beide Techniken in gleichen Fehlerszenarien vergleichen, also was schief gehen kann, wie robust der Antrieb dabei ist und wie man es "lösen" kann. Feststoffantriebe werden dabei nicht so schlecht abschneiden ...

Bei SRB ist es so, dass bei Problemen eine Explosion ziemlich sicher ist.

Achtung, Legendenbildung!

Reihen wir sie ein:

• Feststoffraketen explodieren, wenn sie nicht ordnungsgemäß funktionieren
• Captain Bligh war ein unbarmherziger Leuteschinder und unfähiger Marineoffizier und er hat die Meuterei auf der Bounty selbst verschuldet
• Christoph Columbus hat bewiesen, dass alle seine Kollegen sich in der Sicht der Welt geirrt hatten
• Russland hatte bis Apollo 11 einen gewaltigen Technologievorsprung

(Kann fortgesetzt werden...)

Das Problem war, dass man einen Tank neben dem SRB und damit neben dem Loch hatte.

Streng genommen war nichtmal der Tank das Problem, sondern die Aufhängung des SRB's welche durchgeschweißt wurde. Da kam ziemlich viel zusammen:

- Die Windböe in der mittleren Atmosphäre welche die versiegelnde Schlacke entfernt hat
- Die geringen Temperaturen die überhaupt zum Versagen der Ringe geführt haben
- die betroffene Schnittstelle war ausgerechnet die an der Aufhängung

Feststoffbooster verrichten an Raketen seit vielen Jahren problemlos Ihren Dienst. Egal ob Atlas, Delta, Ariane oder STS. Die Fehlerquellen dürften bei Flüssigkeitstriebwerken deutlich zahlreicher sein, auch weil man Sie eben nicht bei jeder erdenklichen Situation noch gefahrlos ausschalten kann.

Gruß, Klaus

Ok um mal wieder ontopic zu kommen: SpaceX hat einen neuen Vertrag mit Spacecom über den Start eines Telekommunikationssatelliten in den GTO abgeschlossen:
http://spacex.com/press.php?page=20100127

Der Start soll im Dezember 2012 erfolgen.

Bei dem Satelliten handelt es sich übrigens um Amos 4.

http://space.skyrocket.de/doc_sdat/amos-4.htm

Heute hat tobi453 im "SpaceX Dragon" Thread den folgenden Link gepostet:
http://www.aiaa.org/pdf/industry/presentations/Vozoff_SpaceX.pdf

Auf Seite 33 steht für 2012 die Falcon 9 Heavy. Wie viel Entwicklungsaufwand muss man betreiben um von der F-9 zu der F-9 Heavy überzugehen? Die F-9 Heavy ist doch eine F-9 + 2 erste Stufen der F-9, also müsste das doch nicht viel Aufwand ausmachen?

Die F-9 Heavy soll mehr als 28t zum LEO und mehr als 15t zum GTO. Damit spielt sie in der Liga der Atlas V Heavy, Delta IV Heavy, Ariane 5 und Proton-M.

Sie wäre damit in der Lage mehrere Satelliten gleichzeitig in den Orbit zu bringen oder schwere Spionagesatelliten der USA zu starten. Somit wäre die F-9 Heavy direkte Konkurrenz zu der United Lauch Alliance(ULA) von Boing und Lockheed Martin (Atlas und Delta).

Glaubt ihr das es einen Markt für diese Rakete gibt?

Also einen Markt gibt es auf jeden Fall bei GTO Doppelstarts. Schließlich erhöhen wird ja auch die Nutzlast der Ariane 5 angehoben. Aber 2012 wird das mit Sicherheit nichts und die Nutzlast ist unrealistisch bei der Startmasse.

Wieso ist die Nutzlast bei der Startmasse unrealistisch?

F-9 Heavy:        LEO: 28t , Startmasse: 885t

Delta IV Heavy: LEO: 23t , Startmasse: 717t

Delta IV Heavy ist schon geflogen und zeigt gewissen Ähnlichkeiten im Aufbau mit der F-9 Heavy. Ich würde das gesteckte Ziel nicht als unrealistisch bezeichnen. Natürlich sehe ich ein, dass die tatsächliche Nutzlastkapazität etwas niedriger sein wird, aber die Größenordnung wird wohl die selbe bleiben.

Die Falcon verbrennt aber auch nur Kerosin, selbst in der Oberstufe... Das wirkt sich schon irgendwie aus.

Gruß, Klaus

Apropos unrealistische Nutzlasten: Ich habe gerade auf spacex.com nachgesehen, wie die die Nutzlast angeben, und anscheinend haben sie die für die F9 Heavy raufgesetzt: 32t LEO (3,6% der Startmasse),  19,5t GTO (2,2%).
Ganz ehrlich: Drehen die jetzt völlig durch ? Die haben wohl nicht mehr alle Tassen im Schrank!
(Sry, das musste jetzt  mal raus.)

Zum Vergleich die Zenit, als Kerosinrakete ein besserer Vergleich als die Delta:
460t Startmasse
13,9t LEO (3%)
6,1t GTO (1,3%)

Der Nutzlastanteil ist bei der Zenit also geringer, obwohl die Zenit deutlich höher entwickelt ist und sehr viel effizientere Triebwerke hat. Da kann was nicht stimmen - und da die Zenit fliegt, wissen wir, wer Blödsinn erzählt. (Ich schätze Falcon 9 Heavy auf maximal 20t LEO und 8t GTO.)

mfg websquid

EDIT: Zenit Daten sind für Zenit 2SLB von Baikonur (LEO) und für Zenit 3SL von Plattform (GTO), also hat die Zenit für LEO einen Nachteil, für GTO einen Vorteil.

Auch mit verbessertem Flugprofil denke ich, dass F9H kaum den 10% höheren Isp der Zenit ausgleichen kann, aber auf keinen Fall besser wird.

Wenn der mittlere Core z.b auf nur 70% läuft, solange bis die anderen beiden Cores abgebrannt sind und abgeworfen werden, denke ich, dass die Falcon 9 Heavy vom Aufbau her mehr Nutzlast pro Startmasse hat, da ja unnütze Leermasse abgeworfen wird.
Gibts denn irgendwo schon ein Startprofil der F9Heavy?

Ich denke, das kann man nur begrenzt mit der Zenit vergleichen, da diese eben das Stufenprinzip "anders interpretiert".
Aber mal ehrlich, 32t halte ich auch für unrealistisch, genauso wie 19,5t GTO.
Wahrscheinlich 26t und 10t in etwa
Woher hast du die Daten für die Zenit - Sealaunch oder Landlaunch?
Wenn es Landlaunch ist, hat eine Falcon 9 Heavy von der CCAFS bei 28,x° N natürlich wieder klare Vorteile gegenüber Baikonur mit 45,y° N.

Wenn der mittlere Core z.b auf nur 70% läuft, solange bis die anderen beiden Cores abgebrannt sind und abgeworfen werden, denke ich, dass die Falcon 9 Heavy vom Aufbau her mehr Nutzlast pro Startmasse hat

Das macht die Delta IV Heavy auch...

Gruß, Klaus

Dafür wiegt die F9 Heavy auch gut 150t mehr.
Habs aber jetz erst gesehn, der I_sp fürs Vakuum für das Merlin 1C über 1000 m/s kleiner ist, als der eines RS-68.. Hätte gedacht, das wäre nicht so krass.
Wäre halt nett, wenn es Daten zu Leermasse, Treibstoffzuladung etc etc. geben würde, dann könnte man den Daten auch einigermaßen vertrauen.

Ja die Werte habe ich auch gesehen, aber weiter oben im Text haben die 28t für LEO und und 15t für GTO. Das wären dann:

3% für LEO
1,7% für GTO

Das ist schon näher an Zenit.

Ich geb mal eine Schätzung ab:

24t LEO(2,7%)
11t LEO(1,2%)

Das wäre noch in dem Maßstab der Detla IV Heavy.


Vergleich der Triebwerke:

Falcon 9:
Merlin 1C:

Brennkammern: 1
Masse: 522kg
Vakuumschub: 470kN
spez. Impuls(Vakuum): 2981 Ns/kg

Zenit:
RD-171:

Brennkammern: 4
Masse: 9750kg
Vakuumschub: 7.900kN
spez. Impuls(Vakuum): 3315 Ns/kg

_______________________________________

Eine F-9 Heavy wird insgesamt 27 Merlin 1C Triebwerke haben, also folgt:

Gesamtschub(Vakuum): 12690kN
Gesamtmasse: 14094kg

_______________________________________

Man sieht schon das die Triebwerke von SpaceX einen niedrigeren spez. Impuls haben, aber das Verhältnis Masse/Schub ist beim Merlin besser:

RD-171: 1,23 kg/kN

Merlin 1C: 1,11kg/kN

Irgendwo hatten wir das alles mal ausgerechnet (der herr leitenberger auch mal, nach dem dürfte die falcon 9 quasi nichmal abheben   ) aber man kommt zu keinen vernünftigen Ergebnis, da zich unterschiedliche Zahlen für die Falcon 9 und das Merlin existieren! Alle Rechenversuche sind vergebliche Arbeit.

Daher, stimmen können die Zahlen alle nicht! Das ist eben die Öffentlichkeitsarbeit an die wir uns vielleicht bald gewöhnen müssen...  

Gruß, Klaus

Man sieht schon das die Triebwerke von SpaceX einen niedrigeren spez. Impuls haben, aber das Verhältnis Masse/Schub ist beim Merlin besser

Verständnisfrage: Durch den geringeren spez. Impuls der Merlin, muss die Falcon doch mehr Treibstoff durch die Düsen jagen um gleichen Schub zu erreichen? Die thrust-to-mass ration des triebwerks mag also besser sein, auf die ganze rakete bezogen, muss das aber nicht mehr der Fall sein.

Ich habe jetzt nochmal auf die SpaceX Seite geschaut und da stehen andere Werte für das Triebwerk:

http://spacex.com/falcon9.php#merlin_engine

Ich glaube ich lasse das lieber mit dem Überschlagen, wenn die schon auf der selben Seite verschiedene Werte für den LEO und GTO stehen haben :-)

Zitat von: Tigga am 24. Februar 2010, 17:07:06

Man sieht schon das die Triebwerke von SpaceX einen niedrigeren spez. Impuls haben, aber das Verhältnis Masse/Schub ist beim Merlin besser

Verständnisfrage: Durch den geringeren spez. Impuls der Merlin, muss die Falcon doch mehr Treibstoff durch die Düsen jagen um gleichen Schub zu erreichen? Die thrust-to-mass ration des triebwerks mag also besser sein, auf die ganze rakete bezogen, muss das aber nicht mehr der Fall sein.

Beim genauen Nachdenken merke ich, dass das Masse(Triebwerk)/Schub Verhältnis nicht so eine große Rolle spielt. Bei einer Gesamtmasse von ca. 800t machen ein paar Tonnen keine großen Unterschied.

Der spez. Impuls hat die Einheit Ns/kg. Ein höherer spez. Impuls bedeutet dann das man bei gleicher Treibstoffmasse über einen festen Zeitraum einen höheren Schub erhält.

Beim genauen Nachdenken merke ich, dass das Masse(Triebwerk)/Schub Verhältnis nicht so eine große Rolle spielt. Bei einer Gesamtmasse von ca. 800t machen ein paar Tonnen keine großen Unterschied.

Zumindestens bei 1.Stufe Triebwerken - bei der Oberstufe schaut das wieder ganz anders aus.