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Die Falcon 9

Einleitung

Die Falcon ist eines der Projekte, welche versuchen, privat eine Trägerrakete zu entwickeln. Die vom Milliardär Elon Musk gegründete Firma SpaceX entwickelt zwei Trägerraketen, die Falcon I und die erheblich größere Falcon 9. Wie bei der Kistler-Rakete liegt ein Schlüssel für den niedrigen Startpreis der Rakete in der Wiederverwendbarkeit.

Dieser Artikel behandelt die Falcon 9. Er behandelt zuerst die historische Entwicklung und führt später in die laufende Berichterstattung über die Firma und die Falcon 9. Die auf der Falcon 9 aufbauende Variante Falcon Heavy wird in einem weiteren Artikel genauer behandelt.

Die Falcon 9

Im September 2005 gab SpaceX eine Kehrtwendung in ihrer Entwicklungspolitik bekannt. Anstatt zuerst die Falcon 5 zu entwickeln, soll mit der Falcon 9 nun zuerst eine noch größere Rakete entstehen. Wie der Name andeutet, bündelt sie neun Merlin-Triebwerke in der ersten Stufe. Schon im 2. Quartal 2007 soll ihr Erstflug erfolgen, der der Falcon 5 dagegen zum Jahresende 2007 (zumindest so die Planungen in 2005).

Die Falcon 5 und 9 sollen nach den ersten Plänen nun aus einer gemeinsamen ersten Stufe bestehen. Die Falcon 5 setzt fünf Triebwerke ein, die Falcon 9 dagegen neun. Damit die Falcon 5 überhaupt starten kann, ist die erste Stufe nur teilweise gefüllt. Über das verwendete Material der Stufe gibt es widersprüchliche Angaben. Auf der Website ist angegeben, dass sie aus der Aluminiumlegierung 2219 besteht, einer in der Luft- und Raumfahrt üblichen Legierung (94 % Aluminium, 5,8 % Kupfer und kleine Anteile an Mangan). Diese wird auch bei Ariane 5 eingesetzt. In einem Papier, dass der IAC vorgelegt wurde, spricht SpaceX dagegen von einer Lithium-Aluminiumlegierung, wahrscheinlich der Typ 2195, welche auch den Space Shuttle-Tank 10 % leichter machte. Der Zwischenstufenadapter besteht aus Composite-Materialen.

Zuerst waren die Merlin 1B mit jeweils 378 kN Schub pro Triebwerk für die Falcon 9 vorgesehen. Verzögerungen in der Entwicklung führten zum Wechsel auf das Merlin 1C, eine regenerativ gekühlte Version des Merlin mit einem Scvon (im Endausbau) 556 kN am Boden (siehe Subartikel über die Merlin-Triebwerksentwicklung). Der Schubrahmen und vor allem die Leitungen und ihr Schutz sind nach Musks Angaben die Hauptaufgabe bei dieser Raketenentwicklung. Die Forderung nach einer "Engine Out"-Fähigkeit, also dass die Mission erfolgreich absolviert wird, auch wenn ein Triebwerk ausfällt, macht es notwendig, dass man auch die Treibstoffzufuhr zu jedem Triebwerk separat abtrennen und abschalten kann. Die Triebwerke selber sind durch einen Schutzumhang aus Kevlar und Nextel geschützt, um selbst bei einer Explosion kein Nachbartriebwerk zu beschädigen. Nach den Angaben von SpaceX kann selbst in einer frühen Phase der Mission ein Triebwerk ausfallen. Allerdings macht der asynchrone Schub dann ein Schwenken der Triebwerke nötig und die verringerte Beschleunigung und das Ausrichten des Schubvektors gegen die Flugrichtung erhöht den Treibstoffverbrauch beträchtlich. Die Falcon 9 muss daher viel größere Reserven vorhalten als andere Trägerraketen.

Wahrscheinlich schaltet die Falcon 9 zur Erhaltung der Schubasymmetrie einfach das gegenüberliegende Triebwerk ab, so wurde auch bei den Saturn verfahren. Es ist daher ein 9/7 = 1,3 mal höherer Schub nötig als ohne diese Fähigkeit. Ob es funktioniert muss die Zukunft zeigen. Mit Sicherheit werden erst die endgültigen Versionen der Merlin 1C die dafür notwendige Leistung aufweisen. Eine weitere Möglichkeit besteht darin, die Triebwerke zu schwenken.

Stufe 1

Die erste Stufe hat eine Länge von 30,50 m und fasst 146.400 l LOX und 94.000 l Kerosin (Quelle). Dies sind bei einer Dichte von 1,14 für LOX 166.900 kg LOX und bei einer Dichte von 0,83 für Kerosin 78.000 kg des Kerosins. In einem FAA Dokument wird die typische Zuladung mit 38.700 Gallonen LOX und 24.900 Gallonen Kerosin angegeben. Das sind 94.256 l Kerosin und 149.495 l Sauerstoff, bei den obigen Dichten also 167.000 kg LOX und 78.250 kg Kerosin.

Pro Sekunde werden beim Block I-Design 3.200 Pfund (1.452 kg) Treibstoff in der ersten Stufe konsumiert. Daraus ist eine nutzbare Zuladung von 246.750 kg Treibstoff errechenbar. Beim Jungfernflug wurden 39.000 Gallonen LOX (147.600 l / 168.400 kg) und 25.000 Gallonen RP-1 (94.600 l / 75.600 kg) zugeladen (244.000 kg gesamt). Es gibt getrennte Tanks für beide Treibstoffe.

Die Triebwerke werden nicht gleichzeitig, sondern zeitlich versetzt abgeschaltet, um die Belastung der Struktur zu minimieren. Nach 159 Sekunden werden zwei Triebwerke abgeschaltet, die restlichen brennen dann 18 Sekunden weiter. Bei dem Block II-Design erfolgt das Abschalten früher, nach 155,5 und 174,2 s. Dadurch soll die maximale Beschleunigung unter 6,0 g liegen. Trotzdem ist dieser Wert höher als bei jeder anderen im Einsatz befindlichen Trägerrakete. Bei allen bisherigen Flügen wurden die Triebwerke aber gleichzeitig abgeschaltet.

Der Startschub wird bei der ersten Falcon 9 (noch ohne Turbopumpenupgrade) bei 832.000-855.000 Pfund liegen. Das sind 404-422 kN pro Triebwerk. Im Vakuum soll 1 Million Pfund erreicht werden (4.540 kN ).

Beim Block II-Design soll der Startschub bei 1 Million Pfund (4.400 kN) liegen. Bei Block I sind es noch 855.000 Pfund (3.802 kN beim Start). Die Falcon 9 Block I soll eine Startmasse von 323-325 t aufweisen (Block I-Design mit Merlin 1C-Triebwerken von 480 kN Vakuumschub), der Triebwerksblock wiegt 7.720 kg, etwas mehr als die Hälfte der Trockenmasse der ersten Stufe. Diese wiegt 17.726 kg mit Stufenadapter, eine Gewichtsreduktion war geplant.

Die erste Stufe soll drei Viertel des Startpreises ausmachen. Daher erprobt SpaceX seit 2012 im Projekt Grasshopper Starts der ersten Stufe vom Boden und eine erneute Landung als Vorbereitung der wichen Landung. Dort allerdings mit einem Merlin 1D Triebwerk in einer "alten" Falcon 9 Erststufe.

Zweite Stufe

Die zweite Stufe ist eine verkürzte erste Stufe (Tanklänge nach den Abbildungen etwa 4,60 m, Gesamtlänge mit Stufenadapter: 12,50 m). Bei den ersten drei Flügen wurden 7.300 Gallonen (24.600 l oder 28.000 kg) LOX und 4.600 Gallonen (17.400 l / 14.100 kg) RP1 zugeladen. Das gesamte Volumen beträgt 27.300 l für den flüssigen Sauerstoff und 17.400 l für das Kerosin. Sie verwendet, wo es möglich ist, Strukturen der ersten Stufe. Der Treibstofftank soll einen gemeinsamen Zwischenboden haben. Sie wird von einem einzelnen Merlin-Triebwerk angetrieben. Dieses ist mit einer größeren Düse mit einem Entspannungsverhältnis von 1:117 ausgerüstet und brennt 265 Sekunden lang (erste Planungen, dann später erhöht). Das Triebwerk soll identisch zu dem der ersten Stufe sein, mit Ausnahme einer Düsenverlängerung aus Niob. Das Abgas der Turbine treibt die Pneumatik zur Drehung um die Nick- und Gierachse an.

Die Düsenverlängerung hat eine Länge von 2,7 m und einen Durchmesser von 2,4 m an der Basis. Dort ist sie noch doppelt so stark wie das Metall einer Coladose. Der obere Teil erhitzt sich stark, der untere Teil glüht nicht mehr und kann daher dünner gefertigt werden.

Insgesamt sind auch hier die Daten nicht schlüssig, so ist der Schub von 411 kN niedriger als der Vakuumschub der ersten Stufe (482 kN) bei einer längeren Düse sollte es gerade umgekehrt sein. Auch der postulierte hohe spezifische Impuls erscheint so nicht realistisch, vor allem wenn man bedenkt, dass er bei niedrigerem Schub erzeugt wird (entsprechend niedrigerem Brennkammerdruck). Das Triebwerk kann von 100 % auf 60 % Leistung heruntergefahren werden. SpaceX kann aber ohne Vakuumteststand auch keine realistischen Messungen durchführen und testete das Merlin in der Oberstufe ohne Düsenverlängerung am Boden (wegen des niedrigen Brennkammerdrucks sogar mit einer verkürzten Düse). Es ist mehrfach zündbar.

Der spezifische Impuls soll im Vakuum 3.335 m/s betragen. Dieser Wert erscheint für ein Gasgeneratortriebwerk mit niedrigem Brennkammerdruck sehr hoch. Nur wenige russische Hochdrucktriebwerke erreichen eine so hohe Effizienz und dies bei wesentlich höheren Brennkammerdrücken und dem Hauptstromverfahren (keine Verluste durch das Abgas des Gasgenerators). Beim zweiten Testflug wurde dann schon ein deutlich niedriger Wert genannt, der nun nur noch bei 3.295 m/s liegt.

Bei den ersten drei Flügen wurde die Brenndauer stufenweise verlängert: (reale Daten nach dem Video/Kommentar)

Die Lageregelung um die Rollachse und die Stabilisierung in Freiflugphasen führen kleinere 400 N-Triebwerke mit der Bezeichnung "Draco" durch. Sie wurden von der Dragon-Kapsel übernommen und verwenden die lagerfähige Treibstoffkombination MMH/NTO. Sie sollen auch bei GTO-Missionen im Apogäum zünden und so die Differenz zum GEO-Orbit absenken (von 1.519 auf 1.100 m/s). Es ist jedoch davon auszugehen, dass dieses "delta V Kit" selten zum Einsatz kommt, da dann die Nutzlast für den GEO-Orbit von 4.680 auf 3.300 kg sinkt - bei nur 419 m/s geringerem Geschwindigkeitsbedarf. Dies kommt zustande, weil die Draco-Triebwerke auch die ausgebrannte zweite Stufe anheben müssen. Sie sind für eine Betriebszeit von 1.200 s spezifiziert.

Wie die erste Stufe soll auch die zweite geborgen werden. Wie dies gehen soll hat SpaceX nicht publiziert, der Aufwand ist deutlich höher: Die Stufe muss aktiv durch einen Antrieb deorbitiert werden (dies erfordert Treibstoff und zwar um so mehr, je höher die Bahn ist) und dann muss die Stufe gegen die Hitze beim Wiedereintritt geschützt werden. Wahrscheinlich werden die Draco-Triebwerke die Stufe gegen die Bahnrichtung abbremsen und während des ballistischen Fluges stabilisieren. SpaceX gibt beim Payload Users Guide an, dass dieses Vorgehen sehr viel Nutzlast kostet. So wird die normale Nutzlast bei LEO-Missionen auf 6.800 kg beziffert und die GTO-Nutzlast auf 3.000 kg. Beide Werte liegen bei nur zwei Dritteln der publizierten Maximalnutzlast. Für schwerere Nutzlasten soll man eigene Preisabsprachen mit SpaceX treffen. Auch bei den GTO-Nutzlasten ist der Preis abhängig von der Nutzlast. Offensichtlich sind dies die Maximalobergrenzen, die noch eine Bergung der zweiten Stufe erlauben.

Nutzlastverkleidung und andere Systeme

Die Nutzlasthülle hat einen Durchmesser von 17 Fuß und eine Länge von 50 Fuß (5,2 x 15,24 m, nutzbar 12,5 m). Sie wiegt etwa 2 t mehr als die Nutzlasthülle der Falcon V. Starts mit der Dragon setzen keine Nutzlastverkleidung ein. Die gesamte Rakete hat eine Höhe von 54,3 m und der Treibstofftank der ersten Stufe alleine eine Länge von 25,8 m. Es ist ein einziger Tank für LOX und RP-1, geteilt in der Mitte durch einem Zwischenboden. Mit der Einführung der Falcon 9 v1.1 wurde sie auf 13,90 m verkürzt. Die Dragon-Missionen setzen keine Nutzlastverkleidung ein, sondern nur eine Hülle über der Kapsel.

Die Avionik ist weitgehend identisch zu der der Falcon 1, mit einem Unterschied: Alle Systeme sind dreifach vorhanden und beinhalten ein Voting-System (liefern zwei Computer dasselbe Ergebnis und einer ein anderes so wird dieser "überstimmt"). Das Design ist vereinfacht worden.

Starten soll die Falcon 9 von mehreren Stützpunkten. SpaceX kann auf Cape Canaveral die Startrampe LC40 benutzen, auf der bisher die Titan 4B gestartet sind. Die Firma will aber auch einen Start bei Kwajalein ermöglichen, wegen der idealen geographischen Lage. Dies würde Starts mit einer Bahnneigung von 9 Grad statt 29 Grad ermöglichen. Für polare Starts soll Vandenberg (Startrampe 4 mit zwei Pads) genutzt werden. Die kleinere Falcon 1c wird auch polare Starts von Kwajalein aus durchführen. Ob die kleine Insel die nötige Logistik, inklusive klimatisierter Bedingungen bis zum Abheben, bietet ist offen. So wird wahrscheinlich die größere der beiden Raketen nur vom Cape und Vandenberg aus starten. Den Umbau einer Startrampe in Vandenberg bezifferte Elon Musk im Juni 2010 mit einem Preisetikett von 40 bis 50 Millionen Dollar und 12 bis 18 Monaten Dauer. Der Startturm ist sehr einfach und besteht nur aus einem Nabelschnurmast und vier Antennenmasten als Blitzableiter. Die Nutzlastmontage erfolgt vertikal.

Mitte 2007 sprach Elon Musk, davon, dass man ein Merlin 1C alle zwei Wochen produzieren kann (> 50 pro Jahr) und eine Falcon 9 alle drei Monate. Wenn die Falcon 9 wiederverwendbar wäre, so wäre dies nicht notwendig. So ist davon auszugehen, dass zumindest die ersten Flüge keine Wiederverwendung vorhersehen.

Nutzlastangaben

Wie bei SpaceX üblich, variieren die Nutzlastangaben beträchtlich:

* Abhängig von Startort und Neigung der Bahn. 3.600 kg in Ariane 5-kompatible Orbits vom Cape und 4.500 kg von Kwajalein aus.

SpaceX gibt an, dass man 10 % der Nutzlast bei GTO-Orbits als Reserve ansehe. Bei LEO-Orbits beträgt die maximale Nutzlast 6.800 kg, also nur etwa die Hälfte der Maximalnutzlast. Dies kann eine Beschränkung des Block I-Designs sein, da sonst SpaceX keine ISS-Versorgungstransporte durchführen könnte (die Dragon-Kapsel wiegt leer 5.130 kg).

Wie zu erwarten (durch die Bergung der zweiten Stufe) nimmt die Nutzlast rapide ab (Angaben Juni 2008).

Aus dem gleichen Grunde hängen die Preise von der Nutzlast ab:

• LEO-Missionen: 36,75 Millionen $
• TLI: 46,75 Millionen $
• LEO-Nutzlasten:
  
• < 3.500 kg: 36,75 Millionen $
• 3.500-4.500 kg: 46,75 Millionen $
• > 4500 kg: 57,75 Millionen $

Die 10 Millionen Dollar Unterschied zwischen 37 und 47 Millionen Dollar kommen nach SpaceX Angaben dadurch zustande, dass man bei diesen Missionen die zweite Stufe nicht mehr bergen kann. Wo die 10 Millionen bei sehr hohen GTO-Nutzlasten herkommen, gab SpaceX nicht bekannt. Eventuell ist es auch hier die fehlende Möglichkeit, die zweite Stufe zu bergen. Das zeigt aber auch, dass die Erststufenbergung - mit neun Triebwerken ist sie erheblich teurer als die zweite Stufe - erforderlich ist für diese niedrigen Preise. Bislang ist dies bei den ersten sieben Starts einer Falcon 1 und 9 nicht gelungen. Ein Start soll 12-18 Monate nach Vertragsunterzeichnung möglich sein.

Wie bei der Falcon 1 ist ein deutlicher Trend der Rakete zur Kostensteigerung zu erkennen. Seit der Ankündigung hat sich ihr Startpreis verdoppelt. Für GTO-Starts ist die 2011 verfügbare Version nur noch 9 % preiswerter als eine Ariane 5 (zumindest pro Kilogramm Nutzlast, da diese wie bei der Falcon 1 sinkt, sobald die Rakete im Einsatz ist).

Die folgenden Daten der Falcon 9 habe ich aus den verfügbaren Daten von SpaceX rekonstruiert: Ein Fragezeichen steht hinter berechneten Werten. Es gibt sehr viele Unklarheiten. So passt z.B. die Angabe des Schubs und der Brenndauer nach dem ersten Full-Scale Test nicht zur Startmasse, dabei handelt es sich hier noch nicht einmal um die endgültige Version mit höherem Schub (und höherem Treibstoffverbrauch). Auch die oft beschworene "Engine-Out-Capability" ist bei der Falcon 9 in der Version, wie sie zuerst starten soll, nicht gegeben: Fällt ein Triebwerk aus, so reicht der restliche Schub kurz nach dem Abheben nicht mehr aus, um gegen die Schwerkraft anzukommen.

Auf der anderen Seite passen die im offiziellen Falcon 9 Users Manual publizierten Brennzeiten der ersten Stufe und der Schub nicht zum Startgewicht der Rakete: Sie ergeben für die erste Stufe mindestens 315,8 t Treibstoff, was nur noch 20 t für alle Strukturen, Nutzlast und zweite Stufe übrig lässt.

Falcon 9 v1.1

Mit der Ankündigung der Falcon Heavy wurden die Daten der Falcon 9 erneut revidiert. Der Schub des Triebwerks der ersten Stufe wurde erneut erhöht auf 622 kN und die Rakete von 54,90 auf 69,20 verlängert. Das Startgewicht stieg von 334 auf 480 t und die Nutzlast von 10,45 auf 16 t. Die GTO-Nutzlast stieg nur langsam von 4,5 auf 5 t. Dieser Wert erscheint aber plausibel, während der vorherige bei dem spezifischen Impuls kaum möglich erscheint. Die Nutzlastverkleidung wurde gegenüber der ersten Version von 15,20 auf 13,90 m verkürzt. Der zylindrische Teil ist nun nur noch 6,60 m lang. Die Rakete ist nun extrem schmal mit einer Länge von fast 70 m bei einem Durchmesser von nur 3,70 m. Die Stufen selbst haben einen ähnlichen Aufbau wie bei der vorherigen Version: Es gibt zwei Tanks aus Aluminium-Lithiumlegierung (wahrscheinlich AL2195, die auch im Space Shuttle Tank und der SLS/Ares V eingesetzt wird. Die Tankdome bestehen nur aus Aluminium. Die zweite Stufe soll mit denselben Fertigungsmethoden und Werkzeugen gefertigt werden.

Der Zwischenstufenadapter der die lange Düse des Triebwerks der zweiten Stufe aufnimmt besteht aus einem Gerüst aus Aluminium und Verkleidungen aus Kohlenstoffverbundwerkstoffen. Die Stufentrennung erfolgt nur pneumatisch, ohne pyrotechnische Sprengsätze oder Beschleunigungs- / Abtrennungsraketen,

Wahrscheinlich wird diese Version erst zur Verfügung stehen, wenn die Falcon Heavy entwickelt wurde, da sie dieselben verlängerten Booster einsetzt. Die COTS-Demoflüge (ohne Nutzlast) werden so von dem Block I durchgeführt.

Die Daten auf der SpaceX-Webseite wurden nun modifiziert: Der Schub der Merlin 1D wurde (im Vakuum) von 689 auf 714,3 kN angehoben, dafür die maximale Nutzlast von 16.000 auf 13.230 kg abgesenkt. Die GTO-Nutzlast sank von 5.500 auf 4.500 kg. Diese Angabe bezieht sich auf einen 27,9° geneigten GTO. Dieser  Orbit hat ein ΔV von 1800 m/s. Um einen Standard-GTO mit einem Δv von 1500 m/s wie in ILS, Arianespace und Sealaunch anbieten zu kommen muss die Falcon 9 einen supersynchronen Orbit erreichen. Dieser hat ein Apogäum von 66.000 bis 80.000 km und eine verringerte Inklination. Das reduziert nach Musks Angaben die Nutzlast auf 3.500 kg.

Vor dem dritten Flug wurde aus dem Block III-Design die Bezeichnung "Falcon 9 v1.1". Die bisherige Version der Falcon 9 wurde nun in Falcon 9 "v1.0" umgetauft. Das verwundert wenig, wenn man weiß, das Elon Musk seinen geschäftlichen Erfolg Software verdankt und als Quereinsteiger ins Raketengeschäft kam.

Im Presskit zum Demoflug wurden dann die Angaben erneut konkretisiert. Demnach werden wie bei der 1.0 Version zwei der Triebwerke der ersten Stufe abgeschaltet sobald eine Maximalbeschleunigung erreicht wird. Dies erfolgt beim Demoflug nach 150 s, nach 163 Sekunden folgen die anderen sieben Triebwerke. Bei Tests am Boden wurde dagegen eine Brenndauer von 180 s angegeben. Nach 150 s werden zwei Triebwerke abgeschaltet, zum Betriebsende die anderen gedrosselt. Der Schub des Merlin 1D wurde während der Entwicklung laufend nach oben korrigiert. Beim Erstflug waren es 654 kN auf Meereshöhe und 716 kN im Vakuum. Zum Brennschluss hat die Rakete eine Geschwindigkeit von Mach 10 (3000 bis 3300 m/s je nach Temperaturbezug) und eine Höhe von 90 km. Neben dem neuen Merlin 1D kommt auch eine neue Anordnung der Raketentriebe, "oktaweb" zum Einsatz. Bei der Falcon 9 "v1.,0" waren sie in einem 3x3 Würfel angeordnet. Nun ist es ein zentrales umgeben von einem Ring von acht Triebwerken. Der Vorteil könnte sein, dass bei einem Ausfall eines Triebwerks die anderen acht durch Drehen den Schubvektor wieder in die richtige Richtung drehen können. Bei der 3X3 Matrix ist das schwieriger da die Ecktriebwerke weiter von der Mitte entfernt sind. Die Lösung dann ist es ein gegenüberliegendes Triebwerk auch abzuschalten. Das könnte beim dritten Start erfolgt sein, denn dort stieg die Brenndauer der stufe um 28 s an, aber nur 15 s wären nötig gewesen wenn nur ein Triebwerk ausgefallen ist. Das Octaweb soll mehr Schutz für jedes Triebwerk bieten und die Chancen erhöhen dass die Triebwerke den Wiedereintritt überstehen. Die Bergung ist für spätere Flüge vorgesehen. Dafür können rund 2,1 t schwere ausfahrbare Landebeine angebracht werden. Da die Abtrennungsgeschwindigkeit von Mach 10 auf Mach 6 sinkt (durch die schwerer Stufe und den Treibstoff zur Landung) wird dies Nutzlast kosten: 15% bei der Wasserung auf See, 30% bei der Landung auf dem Land. Soll die Oberstufe auch geborgen werden so steigt der Prozentsatz auf 40%. Bei höheren Bahnen / höherer Geschwindigkeit dürfte die Einbuße noch höher sein.

Es ist anzunehmen, dass die Differenz der Brenndauern beim Demoflug auf einem Resttriebstoffbestand beruht der bei diesem Flug vorhanden ist um die Stufe vor dem Aufprall auf dem Meer abzubremsen. SpaceX gibt die Wahrscheinlichkeit, das das Manöver erfolgreich ist nur zu 10% an. Genauso wurde die Kostenreduktion durch die Wiederverwendung die vorher mit übertriebenen Aussagen hoch angesetzt wurde auf nur noch 25% angegeben. Es klappte dann auch nicht. Beim Demoflug wird die zweite Stufe nur 294 s lang brennen, da der Satellit mit 500 kg nicht mal ein Zwanzigstel der Maximalnutzlast erreicht. Auch die erste Stufe brennt mit 163 s deutlich kürzer als Normal.

Die zweite Stufe  setzt wieder nur ein Triebwerk ein, es ist wiederzündbar um GTO-Bahnen zu erreichen, bei denen eine zweite Zündung über dem Äquator etwa 10-17 Minuten nach dem Start erfolgt. Dieses scheiterte beim Jungfernflug, danach wurden von NORAD zahlreiche Objekte in der Umlaufbahn registriert die von SpaceX als Isolationsmaterial bezeichnet wurden. Um die Zündung zu gewährleisten sind die Zündvorrichtungen redundant vorhanden.

Während der Schub der Triebwerke während der zweieinhalb Jahre dauernden Entwicklung laufend angehoben wurde, wurde die Nutzlast gesenkt und die Rakete wurde 26 t schwerer: 2011 war die Startmasse noch 480 t, nun sind es 506 t. Der Jungfernflug der Falcon 9  v 1.1 weihte auch das umgebaute PAD SLC 4E ein, das von 1964 bis 2005 für den Starts der Titan 3D und Titan 4 genutzt wurde.

Die folgenden Daten beruhen auf der Annahme, dass die Verkleidung dasselbe Flächengewicht wie die Ariane 6 Verkleidung aufweist und bei den verlängerten Stufen nur die verlängerten Tanks sich im Gewicht ändern, nicht aber das Schubgerüst mit Triebwerken. Die Trockengewichte der Falcon 8 v1.0 sind bekannt, daraus habe ich die hier angegebenen Stufengewichte rekonstruiert.

Startablauf

Falcon 9 v1.2

Die (vorläufig) letzte Einsatzversion der Falcon 9 ist die V1.2. Es gibt bei ihr drei technische Änderungen zur v1.1. Die Wichtigste sind die (endgültigen?) Versionen der Merlin 1D. Die in der v1.1-Version eingesetzten, arbeiteten nur mit 80% des möglichen Schubs. Weitere Tests bei den Triebwerken gaben SpaceX die Zuversicht, dass sie auch bei dem erhöhten Schublevel zuverlässig arbeiten. Die Merlin 1D der ersten Stufe werden zum Brennschluss hin auf 70% des Schubs heruntergefahren. Beide Triebwerke sind restartbar. Die Falcon 9 v1.2 verhält sich zur v1.1 wie das Block II Design der Falcon 9 (1.0) zum Block I: Es wird die Triebstoffzuladung nur wenig erhöht, dafür der Schub der Triebwerke stark. Dies soll die Nutzlast stark steigern.

Der höhere Schub lässt es zu, mehr Treibstoff zuzuladen. Die Startmasse steigt um 35 t auf 540 t an. Der Schubanstieg ist jedoch höher, das reduziert die Gravitationsverluste und erhöht so die Nutzlast. Es wurde die dritte Stufe um 0,8 m verlängert und auch die Düse sodass der Vakuumimpuls des Merlin 1D ansteigt. Die Nutzlastverkleidung wurde dagegen von 13,90 auf 13,10 m verkürzt.

Bei der ersten Stufe werden als Neuerung unterkühlte Treibstoffe eingesetzt. Die Technik dahinter ist simpel: die Dichte einer Flüssigkeit ist um so höher, je kühler sie ist, am höchsten kurz vor dem Erstarren zu einem Festkörper. Füllt man die Tanks mit sehr kalten Flüssigkeiten, so nehmen sie mehr Treibstoff auf. Man verzichtete bisher (nicht nur bei SpaceX) darauf, weil bei LOX/Kerosin die Tanks in der leichten Legierung sowieso nur etwa 1/100 des Inhalts wiegen. Die Gewichtsersparnis ist daher minimal. Bei einer so langen Rakete, wie der Falcon 9, mit der entsprechend problematischen Statik, kam aber wohl eine Verlängerung der ersten Stufe nicht in Frage. Vor allem bei Sauerstoff ist der Effekt sehr groß. Flüssiger Sauerstoff wird aus Luftverflüssigung gewonnen und hat bei anderen Trägern beim Einfüllen eine Temperatur von -192 bis -196 °C. SpaceX kühlt ihn durch ein Stickstoffbad auf -207 °C ab. Flüssiger Stickstoff ist noch kälter als flüssiger Sauerstoff. Die Dichte steigt um 13% so von 1.134 auf 1,29 g/cm³ an. Ebenso wird das Kerosin von +20° auf -7° Celsius gekühlt. Beim Kerosin sind die Auswirkungen geringer, da die normalen Lagertemperaturen weit vom Siedepunkt entfernt sind. Es wird um 2,5 bis 4% dichter. Stärker kann es nicht abgekühlt werden, weil sonst Teile (Kerosin ist ein Kohlenwasserstoffgemisch) fest werden. Auf diese veränderte Mischung muss das Merlin 1D angepasst werden, sie ist nun sauerstoffreicher.

Die zweite Stufe setzt normale Treibstoffe ein, unterkühlte Treibstoffe würden sich hier während des Aufstiegs durch die Reibungshitze ausdehnen und den Tank sprengen. Unterkühlte Treibstoffe wurden auch für die Ariane 5 und das Shuttle erwogen, jedoch nie eingesetzt. Das Merlin 1D hat eine 0,8 m längere Düse mit einem Expansionsverhältnis von 165 erhalten und ist stärker im Schub (auf 38,5%) senkbar.

SpaceX spricht von einer Performancesteigerung von 30%. Der Autor hält aufgrund der Verbesserungen eher 10% für wahrscheinlich. Die Nutzlastangaben wurden aber nicht angehoben, weil für die Falcon 9 v1.2 die Wiederverwendung nun fest eingeplant ist, nicht nur wie bisher bei den Flügen zur ISS, wo die Dragon nie die Maximalnutzlast ausschöpften. Eventuell gelten für diese Version auch die anfangs angekündigten Nutzlasten von 16 t LEO und 4,85 t GTO. Der, seit dem Erststart wieder verfügbare, Users Guide nennt eine Maximalnutzlast von 10.886 kg für den schwereren Nutzlastadapter. Ein leichterer Adapter hat eine Maximalnutzlast von 3.453 kg.

Beim Jungfernflug mit dem zweiten Satz Orbcomm-Satelliten hatte die Rakete so viele Reserven, dass sie erstmals die Bahn drehen konnte (das kostet rund 30% Nutzlast) und weich auf einem Landeplatz in Cape Canaveral landete. Die Stufentrennung findet bei 3000 km/h geringerer Geschwindigkeit statt, das hinterlässt weitaus mehr Treibstoff in der ersten Stufe als, diese trocken wiegt. Sie brennt hier 170 s (Seebergung: 20 s) lang, was viel Treibstoff kostet. Ganz unbeschädigt scheint die Stufe die erstmals erfolgreiche Landung allerdings nicht überstanden zu haben, denn bei einem darauffolgenden Hotfire Test auf LC 39A wurde dieses nach 2 s abgebrochen. Der Test dauert normalerweise 3,5 s. So lange brauchen die Triebwerke, um hochzulaufen, dann werden sie bei diesem Test automatisch abgeschaltet. Bei einem Start würde nun die Startfreigabe erfolgen. Ein solcher Hotfire Test durchläuft jede Falcon 9 einige Tage vor dem Start. Im Laufe des Jahres plant SpaceX eine geborgene Stufe nicht nur zu inspizieren, sondern wiederzuverwenden. Da die Stufe 75% der Herstellungskosten ausmacht, bei der 4-fachen Betriebsdauer eines Merlin 1D maximal dreimal wiederverwendet werden kann und eine Nutzlasteinbuße von 30% resultiert, macht die Bergung nur Sinn, wenn die Nutzlast sowieso die Maximalnutzlast nicht ausnutzt. Elon Musk verspricht für die Zukunft jedoch eine Kostenreduktion auf 1% der heutigen Startkosten. Die Falcon 9 ist allerdings stetig teurer geworden.

SpaceX scheint Probleme mit der Einführung der neuen Version zu haben, obwohl die Firma einen Nutzlaststau hat, da sie in den letzten Jahren nur etwa die Hälfte der angekündigten Starts durchführte, verschob sie den zweiten Start auf März 2016 verschieben. Eventuell hat die Firma auch Probleme mit ihren Arbeitnehmern. In Bewertungsportalen gibt es eher schlechte Noten. So wird erwartet, dass 12 bis 14 Stunden am Tag gearbeitet wird. Das ist auf Dauer nicht möglich.

Auch für die neue Version werden von Analysten deutlich höhere Strukturfaktoren als die von SpaceX (als Ziel) angegebenen 30 für die erste und 25 für die zweite Stufe angenommen. Mit diesen Strukturfaktoren wäre selbst bei 30% Zuschlag die Nutzlast zu niedrig. Die Trockenmassen und Startmassen sind aufgrund Angaben von Schub, Brennzeit und Maximalbelastung berechnet.

Nach der Explosion der zweiten Stufe bei einem Probecountdown am 1.9.2016 wurde bekannt das die Treibstoffmenge der zweiten Stufe 64.820 kg LOX und 27.850 kg RP1 beträgt.

Versionen

Offiziell heißen alle Falcon 9 nur "Falcon 9". Elon Musk spricht in seinen Twittermeldung, die oft die einzige Informationsquelle von einigen Subversionen, so die "Falcon 9 Full Thrust", Falcon 9 Reuse" oder "Falcon 9 block 5". Ebenso zeigen die wenigen Daten auf der Webseite eine stark Fluktuation, vor allem bei den Nutzlasten. Dies kommt wohl von der inkrementellen Entwicklung bei SpaceX. das bedeutet eine Version wird nach wenigen Flügen durch eine neue ersetzt. Meiner Ansicht nach sind die Nutzlastangaben auf der Webseite immer die für die nächste Version, also die die ein Kunde erhalten würde wenn er jetzt buchen würde. Das erklärt auch das sie so hoch sind. Hier ein Versuch des Autors die Versionen den Angaben zuzuordnen:

Inzwischen führt SpaceX noch weitere Bezeichnungen an, diese lassen sich aber nicht mit unterschiedlichen technischen Daten von den bisherigen abgrenzen und unterscheiden sich wohl in der Zahl der möglichen Wiederverwendungen und des Aufwands dafür.

Wiederverwendung

Von dem ehrgeizigen Ziel die komplette Rakete wiederzuverwenden, wie dies anfangs angekündigt war, hat sich SpaceX bald verabschiedet. Es galt zuerst die erste Stufe zu bergen in ihr stecken 9 von 10 Triebwerken, der teuerste Teil einer Stufe und sie macht (es gibt hier leicht abweichende Aussagen 66 bis 75 % der Produktionskosten aus.

Die ersten Versuche eine Stufe heil herunterzubekommen (von einer Bergung war noch nicht die Rede, aber von einer Videoüberwachung des Aufschlags) scheiterten, die Stufe kam im Bruchstücken an. Danach muss SpaceX beim Übergang von der ersten zur zweiten Version die Strukturen stark verstärkt haben, auch Musk prallte dann nicht mehr von Strukturfaktoren von 30 (sprich die Stufe wiegt leer 1/30 des Startgewichts). Hinzu kamen Finnen an der Stufe und ein ausfahrbares Landegestell.

Die Finnen bremsen nicht die Stufe ab, sondern ihre Form, im Prinzip ein hohes Gitter lässt die Luft nur kanalisiert parallel zu Stufe passieren. Damit beugen sie einer Schräglage der Stufe beim Fallen auf die Erde vor. Es gibt immer zwei Brennperioden. Die Erste dient dazu die Stufe abzubremsen, um die aerodynamischen Kräfte die bei den ersten Landungen sie zerstörten zu reduzieren. Bei diesem Manöver brennen drei Triebwerke. Das Zweite Manöver mit nur einem Triebwerk vernichtet die Restgeschwindigkeit, welche die fallende Stufe hat – ein aerodynamischer Körper wie die Stufe erreicht beim Fall etwa eine Endgeschwindigkeit von 700 bis 800 km/h. Die Dauer beider Perioden ist missionsspezifisch unterschiedlich. Bei zwei Starlink Starts dauerte der erste Burn 18 und 30 s und der zweite dann 20 bzw. 23 s. Bei 25 s beim ersten und 20 s beim zweiten Burn entspricht dies einer Brenndauer von 10,6 s aller neun Triebwerke – das erscheint wenig bei 162 s Gesamtbrennzeit, nur ¹/₁₆ dieser. Schaut man aber auf die Masse, so sieht dies anders. Bei einem Strukturfaktor von 25 würde die auf 400 bis 450 t Startmasse geschätzte Stufe leer 16 bis 18 t wiegen, nun hat die Brennschluss, wenn nicht 26,5 t Resttreibstoffe vorhanden sind, also weitaus mehr als die Stufe selbst wiegt. Deutlich ist auch das daher die Reduzierung der Trockenmasse der ersten Stufe größte Priorität hat, denn es wird wesentlich mehr Treibstoff zum Landen benötigt, als die Stufe selbst wiegt. Dieser Treibstoff fehlt für die Beschleunigung und die Oberstufe muss dies ausgleichen, was die Nutzlast absenkt. Bei einer Landlandung ist es noch problematischer, dann muss die vorwärts gerichtete Bahn umgedreht werden, wofür noch mehr Treibstoff benötigt wird. SpaceX führt Landlandungen nur bei Starts aus bei denen die Nutzlast deutlich unterhalb der theoretischen Maximalnutzlast liegt, so bei Dragon Starts.

Inzwischen ist es SpaceX gelungen, die Nutzlasthülle aus zwei Hälften zu bergen. Dazu dienen Schiffe mit großen Netzen über dem Deck, in dem die Hüllen landen. Das ist deutlich aufwendiger, den die Hüllen (zwei pro Start) können ihre Bahn nicht wie die erste Stufe verändern und sie sind verglichen mit ihrer Größe leicht, also auch anfälliger gegenüber angreifenden Kräften wie Wind. Die Nutzlastverkleidung ist bei SpaceX verhältnismäßig teuer – 6 Millionen Dollar, obwohl sie für eine Rakete dieser Größe recht klein ist (Atlas, Ariane 5/6 und Delta haben Nutzlasthüllen von bis zu 20 m Länge, SpaceX Hülle ist 13,1 m lang).

Für die Kunden bringt die Wiederverwendung einen Preisnachlass, aber keinen dramatischen. Die Kosten sanken durch die Wiederverwendung von 59 bis 62 Millionen Dollar auf 50 bis 54 Millionen Dollar also etwa 9 Millionen Dollar oder knapp ein Sechstel des Startpreises.

Das liegt daran, dass die Gesamtkosten neben den Produktionskosten auch andere Teile umfassen wie:

• Zusammenbau der Rakete am Startplatz

• Treibstoff (0,4 % des Startpreises = 240.000 $)

• Fixkosten für eigene Anlagen und gemietete Anlagen der USAF

• Mit der Nutzlast zusammenhängende Kosten wie Vorbereitung dieser. Integration

• Startdurchführung und Bahnüberwachung, Telemetrieempfang

• Bei der Bergung: Kosten für das Dronenschiff

• Bei der Bergung: Kosten für Inspektion und Wiederaufarbeitung

• Fixkosten Verwaltung, Buchhaltung und assoziierte Kosten für den Vertragsabschluss

• Gewinn – nach eigenen Angaben investierte SpaceX 1 Mrd. Dollar in die Wiederverwendung und will diese Summe auch wieder bei den Start hereinholen.

Die genauen Kosten scheinen auch für Musk unbekannt zu sein, da es widersprüchliche Aussagen gibt. 2018 gab Musk an das die erste Stufe 60 %, die zweite 20 %, die Nutzlasthülle 10 % und der Start 10 % kosten. Im selben Interview gab er an die Kosten für einen Start maximal auf 5 bis 6 Millionen Dollar zu senken. 2020 waren es in einem anderen Interview 15 Millionen Dollar für die Falcon 9 und 1 Million für die Inspektion. Der für den Zusammenbau verantwortliche gab an das eine Rakete 28 Millionen kostet um sie zu starten, Wenn man dies als die Produktionskosten nimmt, dann kämen noch 3 Millionen für den Start selbst und 1 Million für die Bergung hinzu.

Artikel zuletzt geändert am 2.9.2020

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Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

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