SpaceX - Diskussion

Hallo,

bzgl. des spez. Impulses und dem Schub eines Triebwerks:

Das eine hat direkt mit dem anderen nichts zu tun. Man kann also nicht sagen, dass ein Triebwerk mit hohen spez. Impuls mehr Schub mit seinem Treibstoff erzeugt. Viel Schub kann ich auch mit einem "schlechten" Triebwerk erzielen, indem ich einfach die Brennkammer groß mache und einen hohen Treibstoffdurchsatz habe, oder mehrere Triebwerke bündel.

Aus dem spez. Impuls kann man nur folgende Aussage ableiten:
Bei geringerem spez. Impuls benötigt man mehr Treibstoff, um das selbe [tex]\Delta v[/tex] zu erreichen.

Im Launch Manifest habe ich gerade gefunden, dass Satelliten für Canada, Europa und sogar Israel gestartet werden sollen.

Wenn SpaceX so weiter macht, findet es global Zielgruppen...

Ob das bemannt auch so laufen wird?

Und hat Space X eigentlich  schon damit begonnen, die Dragon Man-rated zu entwickeln? Ich meine Anlass ist ja gegeben und es soll die Gap ja nicht zu groß werden...

Fast sicher nicht! Ich erinnere nur an die Aussage von Elon Musk mit den "three years from funding". Sie haben einen Frachtvertrag und müssen ihre Rakete und ihre Kapsel startbereit bekommen. Zeit, Geld und Energie für die Entwicklung einer bemannten Kapsel wird da nicht vorhanden sein.

Natürlich kann man aber damit rechnen, dass SpaceX sich für das entsprechende Programm der NASA bewerben wird, denn eines ist doch sicher: Wie jedes gute Raumfahrtunternehmen möchte es so viel Geld der öffentlichen Hand bekommen wie nur irgends möglich.

Jetzt gibt es auch von SpaceX einige Bilder zur Falcon9 auf dem LaunchPad:

http://www.spacex.com/updates.php

Natürlich kann man aber damit rechnen, dass SpaceX sich für das entsprechende Programm der NASA bewerben wird, denn eines ist doch sicher: Wie jedes gute Raumfahrtunternehmen möchte es so viel Geld der öffentlichen Hand bekommen wie nur irgends möglich.

Ist klar...
Naja, die Zeit drängt. Wan wird das Programm endlich ausgeschrieben??

Das braucht seine Zeit, bis die NASA mit ihrem diesbezüglichen Bürokram durch ist - sicherlich noch einige Monate.

Klaus, das haben wir hier schon gehabt und diskutiert - 1 Seite vorher.
Du warst auch dabei 

Ruhig Blut, kann passieren. 

Macht ja auch nichts, den Link hatten wir hier bis eben noch nicht, war also nicht komplett sinnlos

Aber da du das gelöscht hast, hier ist noch mal der Link zur offiziellen Falcon 9 Heavy Seite:

http://www.spacex.com/falcon9_heavy.php

Dazu ist mir gerade ein Gedanke gekommen: Es hieß doch sonst immer, die F9H solle eine Nutzlast von 28t LEO haben und 15t GTO. Bei SpaceX steht jetzt:

Mass to Low Earth Orbit (LEO):     32,000 kg (70,548 lbs)
Mass to Geosynchronous Transfer Orbit (GTO):    19,500 kg (42,990 lbs)

Da steht nichts von Nutzlast - kann es also eventuell sein, dass die die Leermasse der Oberstufe mit eingerechnet haben? Die Formulierung lässt das zu, und wir bräuchten uns nicht zu wundern, wie man auf diese neuen Zahlen kommt.

EDIT: Diese Formulierung stand aber schon immer etwa so auf der Seite, 2008 hieß es:

LEO Mass to Orbit (200 km circular):     29,610 kg
GTO Mass to Orbit (185 x 35,788 km):    15,010 kg

Zum Vergleich nochmal Daten von 2005: 24750kg LEO, 9650kg GTO

Demnach haben sie die Leistungsdaten doch noch einmal angehoben, d.h. seit 2005 um 29,3% für LEO und 102,1% GTO, und wir können uns fragen wieso

mfg websquid

Demnach haben sie die Leistungsdaten doch noch einmal angehoben, d.h. seit 2005 um 29,3% für LEO und 102,1% GTO, und wir können uns fragen wieso

Vermutlich möchte man sich entgültig lächerlich machen...

30 t LO mit diesem Träger? Nie im Leben!

Als Beispiel mal die (ebenfalls noch nicht geflogene) Atlas 5 HVL: Diese setzt mit dem RD-180 Hochleistungstriebwerke in den ersten Stufen ein und verfügt über eine hochenergetische Oberstufe (LH2 / LOX). Dennoch gibt Lockheed Martin lediglich 25 t LO Nutzlast an. Anderes Beispiel ist die Delta 4 Heavy, die trotz des durchgehenden Einsatz von Wasserstoff in allen Stufen nur 23 t in den LO befördert. Wie soll die Falcon 9 Heavy da 30 t erreichen können? Die Triebwerke sind alles andere als Hochleistungstriebwerke und auch die Oberstufe arbeitet nur mit LOX / Kerosin, ist also nicht hochenergetisch. Damit sind die angegebenen Nutzlasten lediglich Wunschtraum. Bestenfalls schaft die Falcon 9 Heavy die Hälfte der angegebenen Nutzlast!

Bei der LEO Angabe vielleicht vom Äquator mit Inklination 0, Aufwind, 2km/sec Rückenwind? Wer weiß wie das zu verstehen ist...  

Gruß, Klaus

Zitat von: websquid am 11. März 2010, 16:30:15

Demnach haben sie die Leistungsdaten doch noch einmal angehoben, d.h. seit 2005 um 29,3% für LEO und 102,1% GTO, und wir können uns fragen wieso

Vermutlich möchte man sich entgültig lächerlich machen...

30 t LO mit diesem Träger? Nie im Leben!

Als Beispiel mal die (ebenfalls noch nicht geflogene) Atlas 5 HVL: Diese setzt mit dem RD-180 Hochleistungstriebwerke in den ersten Stufen ein und verfügt über eine hochenergetische Oberstufe (LH2 / LOX). Dennoch gibt Lockheed Martin lediglich 25 t LO Nutzlast an. Anderes Beispiel ist die Delta 4 Heavy, die trotz des durchgehenden Einsatz von Wasserstoff in allen Stufen nur 23 t in den LO befördert. Wie soll die Falcon 9 Heavy da 30 t erreichen können? Die Triebwerke sind alles andere als Hochleistungstriebwerke und auch die Oberstufe arbeitet nur mit LOX / Kerosin, ist also nicht hochenergetisch. Damit sind die angegebenen Nutzlasten lediglich Wunschtraum. Bestenfalls schaft die Falcon 9 Heavy die Hälfte der angegebenen Nutzlast!

Naja, zumindest die Triebwerke/Cores liefern ähnliche Leistung:

RD 180:
5480 kg
4150 kN Schub (Vac)
338 s ISP (Vac)

Merlin 1C:
9 x 522 kg
9 x 569 kN Schub (Vac)
~300 s ISP (Vac)

Das mit den Oberstufen stimmt natürlich, außerdem wird für 9 Merlins wohl auch Gewicht in Form eines "Gerüsts" dazukommen.

Aber die ständigen Änderungen bei der Nutzlast sind natürlich alles andere als seriös. Kommt da evtl. ein Teil durch den Umstieg von Merlin 1A zu 1C zustande?

Wenn man nur von Masse und Schub der Falcon 9 Heavy und der Atlas 5 HVL ausgeht, kann man einfach davon ausgehen, dass man die Nutzlast einfach hochrechnen kann.

Man muss hier aber vor allem auf den spezifischen Impuls achten. Und der unterscheidet sich massiv (mehr als 12%). Das führt dann zu einer massiv geringeren Leistung. Aufgrund der Raketengrundgleichung (v=I_sp*ln(M_voll/M_leer) kann man erkennen, dass eine Verringerung des Isp durch ein exponentiell besseres Massenverhältnis ausgeglichen werden muss, also eine entsprechend deutlich geringere Nutzlast resultiert. Genau das macht es eigentlich unmöglich, dass die Falcon 9 Heavy deutlich besser als Atlas 5 HLV sein kann, eigentlich muss sie sogar schwächer sein.

mfg websquid

Du musst dazu auch noch die Oberstufe betrachten. Das Merlin mit Vakuumanpassung hat im Höchstfall einen Spezifischen Impuls von 320 s, das Centauer Triebwerk der Atlas V dagegen erreicht einen Spezifischen Impuls von 442 s. Da liegen Welten dazwischen...

Und dennoch soll die Falcon 9 Heavy eine höhere Nutzlast als eine Atlas v HVL ereichen? Sorry, aber das schon allein physikalisch gar nicht möglich. Diese Nutzlastangaben sollten allen SpaceX Anhängern mächtig zu denken geben!

Und die Brennzeiten?
Wie lange wirkt die Beschleunigung?
Wie lange laufen die Triebwerke der 1. Stufe und der Oberstufe der Falcon im Vergleich zur Atlas?

Dann wollen wir den angeblichen spezifischen Impuls von 342 Sekunden für das Merlin Vakuum mal mathematisch überprüfen.

Wir wissen, dass das Merlin 1C einen spezifischen Impuls von ca. 304 Sekunden hat. Das Expansionsverhältnis habe ich nicht gefunden, aber man kann es optisch auf Bildern überprüfen (ich schätze ungefähr 13) und das RS-27A von der Delta II ist auch ein Gasgeneratortriebwerk, hat einen spezifischen Impuls von 302 Sekunden und ein Expansionsverhältnis von 12:1.

So wir nehmen jetzt an, dass das Merlintriebwerk in der zweiten Stufe dasselbe wie in der ersten Stufe ist, lediglich das Expansionsverhältnis wurde von 13 auf 117 (laut SpaceX) erhöht.

Wie berechnet sich denn der spezifische Impuls eines idealen Triebwerks?
[tex]\Large Isp=\frac{1}{g}\sqrt{\frac{2k}{k-1} R T_0\left(1-\left(\frac{p_e}{p_0}\right)^{\frac{k-1}{k}}\right)}[/tex]

Mit anderen Worten er ist proportional zu:
[tex]\Large Isp =const \cdot \sqrt{\left(1-\left(\frac{p_e}{p_0}\right)^{\frac{k-1}{k}}\right)}[/tex]

So jetzt müssen wir noch das Expansionsverhältnis Epsilon in das Druckverhältnis pe/p0 umrechnen. Dazu gibt es auch eine lange Formel:
[tex]\Large \epsilon = \left(\frac{2}{k+1}\right)^{\frac{1}{k-1}}\sqrt{\frac{k-1}{k+1}}\left(\frac{p_e}{p_0}\right)^{-\frac{1}{k}}\left(1-\left(\frac{p_e}{p_0}\right)^{\frac{k-1}{k}}\right)^{-\frac{1}{2}}[/tex]

So was ist den das k? Das ist der Adiabatenkoeffizient und bei RP-1 ungefähr 1,24 laut Wikipedia.

So jetzt muss die Gleichung numerisch gelöst werden.
Für Epsilon=13 folgt pe/p0=0.00789
Für Epsilon=117 folgt pe/p0=0.000445

So jetzt eine weitere simple Rechnung:
[tex]\Large ISP MerlinVakuum=304 \frac{\sqrt{\left(1-\left(0.000445\right)^{0.194}\right)}}{\sqrt{\left(1-\left(0.00789\right)^{0.194}\right)}}=343 Sekunden[/tex]

Passt ziemlich gut zu den angegebenen 342 Skunden würde ich sagen.

Also bei den angebebenen Nutzlasten habe ich auch starke Zweifel bei den Startmassen aber zumindestens den spezifischen Impuls halte ich nicht für unmöglich.

Ich schon. Ich kann die Rechnung zwar selber nicht nachvollziehen (Gleichungssysteme in Mathe haben mich immer kalt gelassen), dennoch stelle ich den errechneten spezifischen Impuls in Frage.

Das Merlin ist ein nicht sonderlich effizentes Nebenstromtriebwerk mit gerade einmal 60 Bar Brennkammerdruck. Ich halte es für sehr unwahrscheinlich, das es den gleichen spezifischen Impuls wie das RD-120 ereicht (Zweitstufentriebwerk der Zenit mit der gleichen Treibstoffkombination). Das RD-120 ist ein Hochdrucktriebwerk mit 160 Bar Brennkammerdruck nach dem Hauptstromprinzip und zählt zu den effizentesten Triebwerken, die für RP1 / LOX entwickelt wurden. Ich glaube nicht daran, das ein billiges Merlin einfach mal so den gleichen spezifischen Impuls wie ein effizentes Hauptstromtriebwerk wie das RD-120 erreicht.

Sollte das von mir geschätzte Expansionsverhältnis, also das Verhältnis von größtem zu kleinstem Düsenquerschnitt, des aktuellen Merlin 1C größer sein, verschlechtert sich der spezifische Impuls des Merlin Vakuum. Bei 20 ist es nur noch 332 Sekunden, bei 30 ist es nur noch 323 Sekunden und bei 40 nur noch 319 Sekunden. Wenn es kleiner ist, wird er besser.

Es gibt natürlich noch andere Einflüsse wie Düsenform etc.., die nicht berücksichtigt sind. Ich würde es als grobe Näherung betrachten.

Das Vinci hat mit 465 Sekunden auch einen höheren spez. Impuls als das SSME, obwohl das SSME "staged combustion" hat und das Vinci nicht. Dafür hat das Vinci halt Expansionsverhältnis von 240 und das SSME nur 77. Das RD-0120 hat z.B. einen spezifischen Impuls von 359 Sekunden und liegt damit deutlich über dem Merlin.

Die Triebwerke haben gezündet diesmal würde ich sagen. Für 3 Sekunden fande ich es aber ein bischen kurz. Aber es war schlecht zu sehen aus der Perspektive.

Das RD-0120 hat z.B. einen spezifischen Impuls von 359 Sekunden und liegt damit deutlich über dem Merlin.

RD-120 oder RD-0120?

Für das RD-120 hab ich einen spezifischen Impuls von 343 gefunden, daher auch meine Verwunderung.

Mir drängt sich da die Frage auf, ob die Düse überhaubt zum noch zum Triebwerk gehört. Man sieht es ja nicht wirklich selten, das ein Triebwerksblock mit unterschiedlichen Düsen ausgerüstet wird - auch die Merlin ist ja so ein Fall.

Um Triebwerke zu vergleichen, würde man dann die Düse aus der Berechnung rauslassen - oder, wahrscheinlich einfacher eine "Standarddüse" nehmen.

Mir drängt sich da die Frage auf, ob die Düse überhaubt zum noch zum Triebwerk gehört. Man sieht es ja nicht wirklich selten, das ein Triebwerksblock mit unterschiedlichen Düsen ausgerüstet wird - auch die Merlin ist ja so ein Fall.

Um Triebwerke zu vergleichen, würde man dann die Düse aus der Berechnung rauslassen - oder, wahrscheinlich einfacher eine "Standarddüse" nehmen.

Die Düse ist schon wichtig. Eine Düse kann entweder für den Bodendruck (also 1 Bar) oder für das Vakuum optimiert sein. Nur im für die Düse optimalen Bereich bringt dann das Triebwerk die volle Leistung. Im Vakuum sind möglichst große Düsen optimal, so hat das RL-10 je nach Version sogar eine nach der Stufentrennung ausfahrbare Verlängerung.

Hallo Tobias,

hast du mit der selben Rechnung auch ein anderes Triebwerk "nachgerechnet"? Was kommt als ideales Ergebnis mit den Formeln für das RD-120 oder andere LOX-RP1-Oberstufentriebwerke heraus? Dann könnten wir das Rechenmodell mit der Realität vergleichen.

Kennt jemand die Treibstoffmasse (LOX + RP-1) der Oberstufe? Ich finde da keine Angaben.

Das "Problem" mit den o.a. Formeln ist: es sind rein theoretische Idealformeln. Es gehen nur eine physikalisch-chemischen Eigenschaften des Treibstoffs und eine Kenngröße der Triebwerkskonstruktion ein:

• Adiabatenkoeffizient k
• Druckverhältnis bzw. Entspannungsverhältnis Düsenende/Brennkammer p_e/p₀, was direkt in ein Expansionsverhältnis e umgemünzt wird

Ist damit eine Triebwerkskonstruktion mit ihren Technologien ausreichend beschrieben? Gasgenerator, staged combustion, Hauptstrom, Nebenstrom, Druckverluste, Hochdruckbrennkammer ... all das hat Auswirkungen auf die Effizienz und kann nicht durch ein beliebiges Expansionsverhältnis ersetzt werden. Mit dieser Rechnung kann man auch ein schlechtes Triebwerk "einfach pimpen" indem man die Düse vergrößert, also indem man an p_e/p₀ dreht, dass es (beliebig nahe) gegen Null geht. So leicht ist es dann leider nicht, wenn es um die Konstruktion geht. Das mindeste wäre, dass noch ein Wirkungsgrad hinzugefügt wird, der die Gesamteffizienz einer Konstruktion erfasst.

Aber, was Tobias vorgerechnet hat, dürfte so ziemlich das sein, wie SpaceX damals ihren I_sp für das Vakuum-Merlin abgeleitet ... und dann vermeldet haben. Die Zahlen passen ziemlich gut .

Ich habe halt von dem Merlin 1C aus extrapoliert und angenommen, dass alles anderen Dinge wie Brennkammerdruck, Triebwerksart etc.. in der Konstante verarbeitet sind, die sich dann rauskürzt.

PS: Ich bin selbst überrascht wie gut das Ergebnis passt.

Achja wenn man mit dem NASA Tool rechnet, dann komme ich interpoliert auf 332 Sekunden oder auf 341 Sekunden, je nach "Rechenmethode" im NASA Tool.
http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/ceaWhat.htm

Hab gerade nicht soviel Zeit das weiter auszuführen, könnt ja selbst ein wenig rumprobieren.