SpaceX - Diskussion

Ich hab meine Zweifel ob irgendeine andere Firma jemals eine echte Serienproduktion aufgebaut hat, nun vielleicht die Russen bei der Sojus und dem RD-180 Triebwerk, aber sonst?
10-20 Stück/Jahr ist das jedenfalls noch nicht.

Ich denke, dass der Schritt von 1.0 zu 1.1 DEUTLICHE Wellen geschlagen hat, da die ganze Stufenstatik und auch die thermodynamischen Gegebenheiten verändert wurden.
Desweiteren ist es fern von trivial, wie die Kräfte beim Parallelstaging in die Zentralstufe eingeleitet und die Schubvektoren der Aussenstufen ausgerichtet werden - wie auch immer man es letztendlich macht, man muss bei der Stufen-Statik nicht mehr nur mit einem axialen Haupt-Kraftvektor rechnen, sondern eben auch die prinzipbedingt existierenden seitwärts gerichteten Kräfte aufnehmen und ausgleichen. Und da gibts eben verschiedene Lösungsansätze, welche verschiedene Lösungen ergeben, aber rein von der Statik ist es im Allgemeinen besser, die Schubeinleitung 'oben' zu machen, da sonst die Zentralstufe unnötig schwer werden müsste.
Und man möchte bei SpaceX (wie bei jedem Hersteller) ja möglichst vermeiden, mit allzu unterschiedlichen Stufen arbeiten zu müssen, oder wenn überhaupt, wünscht man sich möglichst einheitliche 'Chassis' mit möglichst geringen Änderungen über die An- und Aufbauten...

-ZiLi-

Ich hab meine Zweifel ob irgendeine andere Firma jemals eine echte Serienproduktion aufgebaut hat, nun vielleicht die Russen bei der Sojus und dem RD-180 Triebwerk, aber sonst?
10-20 Stück/Jahr ist das jedenfalls noch nicht.

Die Interkontinentalraketen wurden in echter Massenfertigung hergestellt. Da hat man bei der Zahl der Stufen sogar noch die geplanten 40 pro Jahr von SpaceX übertroffen. Aber bei den Triebwerken mit 9 pro Erststufe dürfte SpaceX in echter Massenfertigung angkommen sein.

Desweiteren ist es fern von trivial, wie die Kräfte beim Parallelstaging in die Zentralstufe eingeleitet und die Schubvektoren der Aussenstufen ausgerichtet werden - wie auch immer man es letztendlich macht, man muss bei der Stufen-Statik nicht mehr nur mit einem axialen Haupt-Kraftvektor rechnen, sondern eben auch die prinzipbedingt existierenden seitwärts gerichteten Kräfte aufnehmen und ausgleichen. Und da gibts eben verschiedene Lösungsansätze, welche verschiedene Lösungen ergeben, aber rein von der Statik ist es im Allgemeinen besser, die Schubeinleitung 'oben' zu machen, da sonst die Zentralstufe unnötig schwer werden müsste.

Die Kräfte da übertragen, wo sie herkommen und von der massiven Thrust-Struktur aufnehmen zu lassen, scheint mir einfacher beherrschbar als sie oben zu übertragen. Senkrecht ist eindeutig der einfachste Lastpfad. Die Zentralstufe muß dafür ausgelegt sein, aber für senkrechte Last ist das relativ einfach.

Die Gesamtbelastung ist auch nicht so sehr unterschiedlich. Die Oberstufe muß getragen werden, das ist die gleiche bei beiden. Die aerodynamische Belastung auf die Kernstufe bei MaxQ ist auch die gleiche, zumindst bis ein größeres Fairing eingeführt wird. Unterschiedlich ist die Nutzlast und die macht in % der Gesamtbelastung nicht so viel aus. Falls wirklich nötig, könnte man die Belastungsgrenzen durch Begrenzung der Maximal-Beschleunigung einhalten.

Ich habe auch schon die Meinung gehört, daß Falcon Heavy gar nicht ausgelegt sein wird für über 50t Nutzlast in den LEO, sondern für entsprechende Nutzlast zu höher energetischen Bahnen. Aber das glaube ich nicht. FH wird schon fähig sein, das zu tragen.

Und man möchte bei SpaceX (wie bei jedem Hersteller) ja möglichst vermeiden, mit allzu unterschiedlichen Stufen arbeiten zu müssen, oder wenn überhaupt, wünscht man sich möglichst einheitliche 'Chassis' mit möglichst geringen Änderungen über die An- und Aufbauten...

-ZiLi-

Da müßte man wissen, welches wirklich die Unterschiede sind. Da man das mit Sicherheit schon bei der Einrichtung der Fertigung berücksichtigt hat, kann man es offenbar.

OK, ich versuchs mal zu erläutern, wie mein Gedankengang geht.

a) Schubeinleitung unten: Die komplette Zentralstufe muss für den 3fachen Schub ausgelegt sein, zudem kommen nicht unbeträchtliche Biegelasten auf die Seitenstufen, aber es wird nur wenig Notwendigkeit für längsweise Belastbarkeit benötigt. Im Resultat muss man entweder unterschiedlich schwere Cores bauen, oder man schleppt bei ALLEN Starts, auch denen die die Maximalbelastbarkeit nicht benötigen, unnötig 'Totmasse' mit sich rum.

b) Schubeinleitung oben: Alle drei Cores haben wenig Biegelasten, und können belastbarkeitsmäßig auf den Schub nur der eigenen Triebwerke ausgelegt werden. Nur am oberen Ende werden dann quasi modular die entsprechenden Schubstrukturen für F9 Einzelstart,  F9H Zentralcore, oder F9H Seitenblock aufgepflanzt. Die unteren Befestigungspunkte können hingegen vergleichsweise leicht ausgelegt werden, und bringen kein nennenswertes Payload-Penalty mit, womit der Grossteil der Cores hinreichend viele Gemeinsamkeiten besitzen kann, um in der Serie maximale Einsparungen erzielen zu können.

Mir erscheint letzteres also VIEL logischer.

-ZiLi-

@ZiLi

Einer von uns macht einen Denkfehler, und bis jetzt glaube ich, daß ich es nicht bin.

Die Belastung auf die zentralen Stufe ist abhängig von der Beschleunigung, der dynamischen Belastung bei maxQ und dem Gewicht der 2. Stufe incl. Nutzlast.

Die Beschleunigung wird bei der Heavy nicht höher sein, die ist abhängig von dem, was die Nutzlast aushält. Sie wirkt bei der Heavy nur länger. Belastung bei maxQ und Gewicht der 2. Stufe sind auch gleich. Nur der Anteil der Nutzlast ist höher, aber das ist nicht so viel von der Summe der Belastungen. Die Belastung der zentralen Stufe der Heavy ist also auch bei Lasteinleitung unten nicht viel höher als bei der Falcon 9.

Bei den Biegelasten bin ich mir nicht so sicher. Aber mir scheint es einfacher, den Schub da einzuleiten, wo eine massive Struktur dafür vorhanden ist, das ist unten. Oben müßte man die Stufe deutlich stabiler auslegen, um die Kräfte da einzuleiten.

Auf jeden Fall macht man es bei der Falcon Heavy so, wie ich es beschrieben habe, warum auch immer. Die Kräfte werden unten eingekoppelt. Im Gegensatz zum SLS, da ist es oben. Da wird aber ein sehr hoher Anteil des Gesamtschubes durch die Feststoffbooster erzeugt und die tragen diese Lasten leicht, weil sie eine sehr massive Stahlhülle haben. Der zentrale Kern hat einen viel niedrigeren Schub und kann deshalb auf geringe Lasten ausgelegt werden. Falls man irgendwann auf flüssig Booster umsteigt, bleibt es bei dieser Anforderung an die Booster, weil die zentrale Stufe darauf ausgelegt ist.

Hier wäre es interessant zu wissen wo bei der Delta IV Heavy der Schub der Boostercores eingeleitet wird, denn diese ist ja vom Grunddesign her recht ähnlich aufgebaut wie die Falcon Heavy. Ein Vergleich mit dem SLS oder auch z.B. Ariane V oder der alten Titan ist da nicht zielführend da die Feststoffbooster wie Führerschein erwähnte ja deutlich mehr Schub bringen als der jeweilige Zentralcore.

Gruß, Gerry

Ich habe auch schon die Meinung gehört, daß Falcon Heavy gar nicht ausgelegt sein wird für über 50t Nutzlast in den LEO, sondern für entsprechende Nutzlast zu höher energetischen Bahnen. Aber das glaube ich nicht. FH wird schon fähig sein, das zu tragen.

Aber nicht in der aktuell dargestellten Form. Schau dir einfach mal die Größe der Nutzlastverkleidung an, da passen keine 50 t rein, es sei denn als Gold- oder Bleibarren. Zudem gibt es aktuell keine Nutzlasten in dieser Gewichtsklasse. So richtig Sinn macht die aktuelle Nutzlastverkleidung nicht, denn da passen nicht mal 3 große Nachrichten-Sats für den GTO rein. Es dürfte schwer sein, die Nutzlastkapazität wirklich auszunutzen. Ich halte es durchaus für möglich, das man bei der Nutzlast nicht über 30 t LEO hinausgeht, um genügend Reserven für einen möglichen Triebwerksausfall zu haben. Bei 27 Triebwerken ist ein Ausfall 3 x wahrscheinlicher als bei einer Falcon 9, da ist es durchaus hilfreich, wenn man das gleich mit einkalkuliert und die Nutzlast so plant, das der Träger auch beim Ausfall eines Triebwerks die Mission erfüllen kann. Wenn man es genau so handhabt wie bei der Falcon 9, müsste beim Ausfall eines äußeren Triebwerks das gegenüberliegende mit abgeschaltet werden, damit der Schub nicht asynchron wird. Passiert das bei einem der Booster, müsste man den zweiten Booster im Schub reduzieren und die Brenndauer verlängert.

Zitat von: Führerschein am 27. Mai 2014, 14:44:25

Ich habe auch schon die Meinung gehört, daß Falcon Heavy gar nicht ausgelegt sein wird für über 50t Nutzlast in den LEO, sondern für entsprechende Nutzlast zu höher energetischen Bahnen. Aber das glaube ich nicht. FH wird schon fähig sein, das zu tragen.

Aber nicht in der aktuell dargestellten Form. Schau dir einfach mal die Größe der Nutzlastverkleidung an, da passen keine 50 t rein, es sei denn als Gold- oder Bleibarren.

Das ist schon richtig. Im Augenblick ist das Fairing noch das gleiche wie bei Falcon 9. Für größere Nutzlasten wird ein größeres Fairing benötigt. Im Zusammenhang mit großen Bigelow Modulen ist ein größeres Fairing aber angekündigt worden, falls Bigelow das braucht. Richtig ist auch, daß es wenn überhaupt, dann wenige Nutzlasten von über 50t in den LEO geben wird.

Die erste Version wird noch kein Crossfeed haben, also auch tatsächlich noch nicht die über 50t bzw ihr Äquivalent zu höherenergetischen Bahnen erreichen.

Aber wieder mal einfach unterstellen, daß die angekündigte Leistung nicht erreicht wird, ist schon amüsant.

Persönlich kann ich mir aber vorstellen daß der große Methan-Träger fliegt, bevor Falcon Heavy auf seine maximale Leistung kommt und dann wäre das hinfällig. Denn der wird kostengünstiger fliegen als Falcon Heavy mit seinen Problemen bei der Wiederverwendung der zentralen Stufe und der Oberstufe, die wohl kaum wiederverwendbar aus höheren Bahnen sein wird. Der letzte Absatz ist reine Meinungsäußerung von mir.

OK, ich versuchs mal zu erläutern, wie mein Gedankengang geht.

b) Schubeinleitung oben: ... Nur am oberen Ende werden dann quasi modular die entsprechenden Schubstrukturen für F9 Einzelstart,  F9H Zentralcore, oder F9H Seitenblock aufgepflanzt.
-ZiLi-

Da wäre es doch einfacher eine einheitliche Stude für core und booster (Seitenblock) zu konstruieren, auf welche dann für die booster eine aerodynamische Spitze aufgesetzt wird mit Befestigunggslaschen zur Zentralstufe, und auf die Zentralstufe kommt ein Ring, in welchen die Seitenblöcke eingehängt werden und der die Lasten aufnimmt. Alles andere bleibt für core und booster identisch. Ariane 5 hat auch eine solchen Ring. Der Trick ist diesen Ring zwar sehr stabil (verwindungssteif mit Sicherheit gegen Beulen) auszulegen, aber ohne daß er sehr schwer wird.

Bei der Konfiguration 'Schubeinleitung unten' muss dann die Zentralstufe auf ganzer Länge gegen Beulen ausgelegt sein, und zwar lt. Ariane-Regeln mit erheblichem Sicherheitsfaktor. Das macht die Stufenstruktur ziemlich schwer.

Übrigens, bei Sojus ist es auch so, die 4 Seitenblöcke übertragen ihre Schubkraft oben auf die Zentralstufe.

Auf jeden Fall macht man es bei der Falcon Heavy so, wie ich es beschrieben habe, warum auch immer. Die Kräfte werden unten eingekoppelt. Im Gegensatz zum SLS, da ist es oben.

Wo bitte ist das für das F9H Design dokumentiert? Das habe ich nämlich noch nirgends gelesen. Und bei den vielen Konstruktionsänderungen, die man immer wieder bei SpaceX sieht, denke ich mir, dass man schon noch auf die Schubeinleitung oben umschwenken wird, sofern nicht bereits geschehen, wobei die  bekannte öffetliche Dokumentation vielleicht schon lange nicht mehr valide ist. Schub unten in die Zentralstufe einleiten macht einfach keinen Sinn bei einem Common-Core Design - es sei denn bei SpaceX wäre man auf irgendeinen Dreh gekommen, der dies sinnvoll macht. Ich wüsste nur nicht, was das sein könnte.

-ZiLi-

Zitat von: Führerschein am 27. Mai 2014, 18:39:39

Auf jeden Fall macht man es bei der Falcon Heavy so, wie ich es beschrieben habe, warum auch immer. Die Kräfte werden unten eingekoppelt. Im Gegensatz zum SLS, da ist es oben.

Wo bitte ist das für das F9H Design dokumentiert? Das habe ich nämlich noch nirgends gelesen. Und bei den vielen Konstruktionsänderungen, die man immer wieder bei SpaceX sieht, denke ich mir, dass man schon noch auf die Schubeinleitung oben umschwenken wird, sofern nicht bereits geschehen, wobei die  bekannte öffetliche Dokumentation vielleicht schon lange nicht mehr valide ist. Schub unten in die Zentralstufe einleiten macht einfach keinen Sinn bei einem Common-Core Design - es sei denn bei SpaceX wäre man auf irgendeinen Dreh gekommen, der dies sinnvoll macht. Ich wüsste nur nicht, was das sein könnte.

-ZiLi-

Eine öffentliche Dokumentation in dem Sinne gibt es nicht. Aber Elon Musk hat gesagt, daß die Booster sehr leicht sind, weil sie Nutzlast und Oberstufe nicht tragen müssen. Hier ein Link zu einer Diskussion, wo das gesagt wird. Ich erinnere mich auch an diese Aussage.

http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=32528.msg1193706#msg1193706

Wie ich oben schon ausgeführt habe, macht das auch durchaus Sinn. Die Falcon 9 Erststufe ist dafür ausgelegt, Oberstufe und Nutzlast zu tragen. Die Summe aller Belastungen für die Heavy Zentralstufe ist nicht viel höher als bei der Falcon 9. Warum also alle Falcon 9 Erfahrungen über Bord werfen und völlig neue Lastpfade einführen?

Die Gegenbeispiele wie Sojus wurden von Anfang an anders konstruiert. Sie fliegen nicht ohne Booster.

Hmmm. 'Nutzlast und Oberstufe nicht tragen müssen' impliziert NICHT, dass die Schubkräfte unten eingeleitet werden. Ich halte das für eine Fehlinterpretation, auch auf NSF. Und ich würds erst glauben, wenn ichs auf dem Pad sehe, oder eine explizite SpaceX-Veröffentlichung darüber lese.

Ich denke mir halt immer wieder, dass 'Elon viel redet, wenn der Tag lang ist', und sehr oft 'man wünscht', 'man will', 'man wird', und 'man hat' durcheinandergeworfen werden - und vielleicht auch manchmal das gerade bei SpaceX-Diskussionen spekulationsfreudige Publikum schon mal mit Teilwahrheiten genasführt wird. Eine solche Teilwahrheit könnte ZUM BEISPIEL sein, dass man sagt, Kräfte unten einzuleiten. Na klar - alles oben oder alles unten geht nicht, und ob ein vergleichsweise hoher Anteil unten eingeleitet wird, oder nahezu alles, oder fast nichts aber etwas, wird damit nicht beschrieben, aber die Spekulationen sehr wohl in eine Richtung gelenkt...

-ZiLi-

OK lassen wirs. Wir werden uns offenbar nicht einig. Ich sehe sehr starke Argumente dafür, die Kräfte unten einzuleiten, speziell für das Falcon Design.

Hallo,

Kraftverteilung... interessantes Thema, von dem ich null Ahnung habe 

Wie ist das denn eigentlich? Macht es nicht Sinn, dass die Booster mit ihrem Schub zuerst einmal ihr eigenes Gewicht tragen und nur das, was darüber hinaus an Schub vorhanden ist, in den Zentralkern eingeleitet wird? Würden alle Schubkräfte unten eingeleitet, wo würden die Massekräfte der Booster selbst (also deren Tanks plus Inhalt, Hülle, usw.) "wirken"?

Wie gesagt, ich habe null Ahnung von diesem Thema... aber vielleicht kann mich jemand erhellen?

Gruß
Excalibur

Das FAA Dokument ist doch sehr erhellend!
http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/media/20140513_DragonFly_DraftEA%28Public%29.pdf

SpaceX averages approximately five Merlin-1D tests per week as well as six Falcon 9 Stage 1 tests per year.

SpaceX testet im Schnitt jeden Werktag ein Merlin 1D und 6 Erststufen pro Jahr. Die Erststufenzahl muss noch weiter wachsen, um eine höhere Startrate zu ermöglichen.

Da sieht DLR Lampoldshausen aber alt aus. Absolut nicht konkurrenzfähig.

SpaceX testet im Schnitt jeden Werktag ein Merlin 1D und 6 Erststufen pro Jahr.

Wow, dann müssen sie ja langsam ganze Lagerhallen voller Merlins haben, wären ja alleine dieses Jahr schon 100 Stück 

Da sieht DLR Lampoldshausen aber alt aus. Absolut nicht konkurrenzfähig.

Geh, das ist doch albern. Nicht alles was hinkt ist auch ein Vergleich. Kann man genauso zurückfragen, hat Space-X einen Vakuumprüfstand? Ist genauso wenig zielführend und aussagekräftig.

Das FAA Dokument ist doch sehr erhellend!
http://www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/ast/media/20140513_DragonFly_DraftEA%28Public%29.pdf

Zitat

SpaceX averages approximately five Merlin-1D tests per week as well as six Falcon 9 Stage 1 tests per year.

SpaceX testet im Schnitt jeden Werktag ein Merlin 1D und 6 Erststufen pro Jahr. Die Erststufenzahl muss noch weiter wachsen, um eine höhere Startrate zu ermöglichen.

Da sieht DLR Lampoldshausen aber alt aus. Absolut nicht konkurrenzfähig.

Test ist nicht gleich Test. Einmal für 4 s hochfahren und abschalten ist auch ein Test. Angesichts von weniger als 2000 s Gesamtzeit bei der Entwicklung kann ich mir keine sehr intensiven Tests vorstellen. Auch die Tests ganzer stufen die es bei der letzten Generation noch gab hat man ja eingestellt. Daneben kann man ein Triebwerk auch testen ohne es zu zünden.  Die Vielen Verzögerungen jetzt gerade mal wieder über einen Monat sprechen eher gegen Tests.

Wie will man eigentlich das Manifest abwickeln wenn man nur 6 Starts pro Jahr machen kann für 21014 aber 14 ausweist?

Test ist nicht gleich Test. Einmal für 4 s hochfahren und abschalten ist auch ein Test. Angesichts von weniger als 2000 s Gesamtzeit bei der Entwicklung kann ich mir keine sehr intensiven Tests vorstellen. Auch die Tests ganzer stufen die es bei der letzten Generation noch gab hat man ja eingestellt. Daneben kann man ein Triebwerk auch testen ohne es zu zünden.  Die Vielen Verzögerungen jetzt gerade mal wieder über einen Monat sprechen eher gegen Tests.

Wie will man eigentlich das Manifest abwickeln wenn man nur 6 Starts pro Jahr machen kann für 21014 aber 14 ausweist?

Ein so fehlerhaften Post kommentiere ich gar nicht erst mehr. Ich warte jetzt erstmal auf eine Quellenangabe. Nur soviel: die Tests ganzer Stufen gibt es auch weiterhin und das mit den 2000 Sekunden ist ein Märchen.

Vielleicht war das mit der Trennung und der Bezeichnung von dem neuen Thread nicht ganz optimal, möglicherweise wär' "spekulations" als Name zutreffender gewesen?
Aber egal, ich denke solange man in den Prozessen bei der Firma nicht drin steckt, ist jede Interpretation warum es zu Verzögerungen gekommen ist müßig, ok das kommt wohl von müßig sein, und das ist bekanntlich aller Laster Anfang. Ich hoffe er wird nicht mehr als 12t schwer, sonst wird's teuer, wegen der Schwerverkehrsabgabe.

Ach ja, ich wäre sehr dafür dass das Vinci endlich fliegt wo es doch schon so gut getestet wurde. Ach ja, bei dem schlechten Tests von nur 2000s wird man ja wohl noch 20 Jahre brauchen bis wir da endlich mal eine Rakete von Spacex damit fliegen sehen.
Depp die ist schon geflogen.
WAS, Sauerei, wer lässt den sowas zu?
blablabla.
Wie, die machen das einfach? Ich bin platt, bei uns in der EU wird ALLES getestet, koste es was es wolle.....

Zitat von: tobi am 28. Mai 2014, 17:43:20

SpaceX testet im Schnitt jeden Werktag ein Merlin 1D und 6 Erststufen pro Jahr.

Wow, dann müssen sie ja langsam ganze Lagerhallen voller Merlins haben, wären ja alleine dieses Jahr schon 100 Stück 

Naja gibt sicher zwei kurze Acceptance-Tests pro Triebwerk und die Entwicklung des Merlin 1Ds geht weiter. Man will den Schub aum 15% steigern und auf unterkühlten Sauerstoff umsteigen zur Performanceverbesserung.

Zitat

Da sieht DLR Lampoldshausen aber alt aus. Absolut nicht konkurrenzfähig.

Geh, das ist doch albern. Nicht alles was hinkt ist auch ein Vergleich. Kann man genauso zurückfragen, hat Space-X einen Vakuumprüfstand? Ist genauso wenig zielführend und aussagekräftig.

Nicht falsch verstehen, Lampoldshausen ist ein guter Forschungsstandort bis zum Prüfstand P8 und von mir aus auch P4. Aber P5 kann maximal alle 1-2 Wochen ein Test laufen. Ich habe hier bei mir Dokumentation vom DLR bzgl. P5: Das Triebwerk wird bei ca. T-12 Tage an Lampoldshausen übergeben und vermutlich erst mehrere Tage nach einem Test wieder ausgebaut. Bei jedem Test am P5 muss für mehrere Stunden der Standort gesperrt werden und die Mitarbeiter dürfen Däumchen drehen.

Das Problem am P5 ist, dass er zu nahe an den anderen Gebäuden steht, außerdem der Dampferzeuger ist unnötige Komplexität. Besser man hätte ihn irgendwo in die weite unbewohnte Landschaft (Ohne Wald) gestellt, so wie SpaceX in McGregor oder die NASA in Stennis. Unbewohnte Gebiete gibts auch in Europa, natürlich nicht unbedingt immer im richtigen ESA-Mitgliedsstaat.

Sollte es jemals in Europa eine Raketenfirma geben, deren Design nicht politisch gesteuert ist und die Flüssigtriebwerke benutzt mit 1 MN oder mehr, sie wird garantiert nicht nach Lampoldshausen kommen zum testen.

Nicht falsch verstehen, Lampoldshausen ist ein guter Forschungsstandort bis zum Prüfstand P8 und von mir aus auch P4. Aber P5 kann maximal alle 1-2 Wochen ein Test laufen. Ich habe hier bei mir Dokumentation vom DLR bzgl. P5: Das Triebwerk wird bei ca. T-12 Tage an Lampoldshausen übergeben und vermutlich erst mehrere Tage nach einem Test wieder ausgebaut. Bei jedem Test am P5 muss für mehrere Stunden der Standort gesperrt werden und die Mitarbeiter dürfen Däumchen drehen.

Das Problem am P5 ist, dass er zu nahe an den anderen Gebäuden steht, außerdem der Dampferzeuger ist unnötige Komplexität. Besser man hätte ihn irgendwo in die weite unbewohnte Landschaft (Ohne Wald) gestellt, so wie SpaceX in McGregor oder die NASA in Stennis. Unbewohnte Gebiete gibts auch in Europa, natürlich nicht unbedingt immer im richtigen ESA-Mitgliedsstaat.

Sollte es jemals in Europa eine Raketenfirma geben, deren Design nicht politisch gesteuert ist und die Flüssigtriebwerke benutzt mit 1 MN oder mehr, sie wird garantiert nicht nach Lampoldshausen kommen zum testen.

T-12 Tage für Triebwerkslieferung ist nötig um das Triebwerk erstmal in den Prüfstand einzubauen und die umfangreiche Intrumentierung zu verkabeln und zu prüfen. Zwischen den Tests geht es schneller weil das Triebwerk nicht ausgebaut wird und die Instrumentierung bleibt. Es finden dann nur Inspektionen statt und die Vorbereitung des nächsten Tests.
Für Tests (egal an welchem Prüfstand) wird nicht der Standort gesperrt, sondern der Zugang zum Testgelände. In den Büros und Labors geht die Arbeit weiter, die sind ja bewusst weit genug entfernt.
Der Damperzeuger ist Teil der Vakuumsimulation, und beileibe nicht überflüssig, wenn man Oberstufentriebwerke mit voller Düse testen will.
Für Tests eines 1 MN Triebwerks gibt es in Europa entweder den P5 in Lampoldshausen oder den PF50 (quasi baugleich) bei Snecma in Vernon. Das Vulcain Triebwerk hat mehr Schub und wird da getestet.

P5 kann keine Vakuumtests. Nur Vakuumstart kann simuliert werden. Das Vakuum geht dann aber wieder verloren.

Sonst wäre der erste Ariane 5 ECA nicht fehlgeschlagen.

P5 kann keine Vakuumtests. Nur Vakuumstart kann simuliert werden. Das Vakuum geht dann aber wieder verloren.

Habe nichts anderes behauptet. P5 kann Vakkum für die Zündung in der Kammer simulieren. P4 kann Vakuum für den ganzen Test simulieren, am P4.1 für Vinci, am P4.2 für Aestus.
P3.2 kann Vakuum simulieren für Test von Schubkammern ohne Turbopumpen.

Sonst wäre der erste Ariane 5 ECA nicht fehlgeschlagen.

Der erste Aiane 5 Start mit Vulcain 2 ist nicht fehlgeschlagen weil der Prüfstand es nicht testen konnte, sondern weil nicht vorgesehen war es (Triebwerksbetrieb in großer Höhe bei fast Vakuum) zu testen.

Ja sorry, mein Fehler. Ich dachte P5 hätte auch einen Dampferzeuger, scheint aber nicht der Fall zu sein.

So ich habe gerade nochmal nachgeschaut: zwischen 1990 und 2010 wurden 271 Tests gemacht, das macht einen Test alle 3,8 Wochen im Schnitt.