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Web Log Teil 141 : 2.12.2009-6.12.2009

Mittwoch den 2.12.2009: Ariane 5 Erweiterung "on the cheap"

In meiner allseits beliebten Serie "Wir wissen es besser als EADS, ESA, NASA und Co" will ich zum wiederholten Male auf die Erweiterung der Ariane 5 zurückkommen. Die ESC-B kommt nun ja erst mal nicht. Die Frage ist: Welche Möglichkeiten hat die Industrie mit etwas gutem Willen und Eigeninitiative selbst für Möglichkeiten?

Also hier die Ansatzpunkte:

Nun das schließt einiges aus:

Was bleibt noch übrig? Eigentlich nur eines: Das Vulcain 2.

Daher dieser Vorschlag:

Schritt eins : Einbau von zwei Vulcain in die EPC

Der Haupteffekt dieser ist die Reduktion der Gravitationsverluste. Diese sind bei der Ariane 5 sehr ausgeprägt, weil die Rakete sehr lange braucht einen Orbit zu erreichen und zudem nach Abtrennung der Booster mit nur noch 0,7 g beschleunigt. Bei der Ariane 44L sank die Beschleunigung erst nach Ausbrennen der zweiten Stufe nach 340 s unter 1g. Das würde sich sofort ändern wenn zwei Triebwerke in der EPC eingesetzt werden und damit müssten diese auf das Niveau von Ariane 44L sinken. Bei der Ariane 5 liegen sie bei rund 2300 m/s, bei der Ariane 44L waren es nur 1500 m/s. Wenn man nur mit 1600 m/s so steigt die Nutzlast auf 11.900 kg in den GTO Orbit.  (bei einer um 3000 kg schwereren EPC). Geändert müsste nur der unten liegende Schubrahmen, der nun zwei anstatt ein Triebwerk aufnimmt. Es ergäbe sich übrigens sogar ein Vorteil: Die Triebwerke in der VEB zur Rollachsensteuerung sind bei zwei Triebwerken nicht mehr notwendig, da sie die Lage in allen 3 Achsen regeln können.

Schritt zwei: Eine Oberstufe aus einer verkürzten EPC

Anstatt einer kleinen Oberstufe sollte diese deutlich größer sein. Ein einzelnes Vulcain hätte mehr als genug Schub um eine sehr große Oberstufe anzutreiben. Würde man mit 1,35 g beschleunigen, so dürfte die Spitze mit Nutzlast bis zu 100 t schwer sein. Da eine schwere Oberstufe aber die Belastung der EPC auch steigert und etwa ab 40 t Masse der Gewicht nur noch gering ist, habe ich mich auf eine Oberstufe mit rund 50 t Masse beschränkt. Dann ist auch der Stufenteiler von Oberstufe zu Nutzlast und EPC zu Oberstufe gleich. Die neue Oberstufe wäre die alte EPC, nur stark verkürzt. Das erleichtert die Produktion, da nun Oberstufe und "alte" EPC bis auf den Schubrahmen identisch sind.

Das Vulcain 2 ist dafür überdimensioniert, doch es ist die einzige verfügbare Wahl. Es resultiert dann eine Nutzlast von rund 15,2 t, dies sind 5,6 t mehr als bei der ESC-A oder rund 58 % mehr.

Schritt drei: Eine "Wide Body EPC"

Die JAXA hat mit Finanzmitteln von lediglich 700 Millionen Dollar, also rund 500 Millionen Euro aus der H-2A die H-2B entwickelt. Dazu wurde einfach ein zweites Triebwerk in die Zentralstufe eingebaut, die Stufe verlängert und der Durchmesser erhöht, so dass sie nun 193 anstatt 155 t wiegt. Das gleiche wäre auch für die Ariane 5 denkbar. Um den Vorteil niedriger Gravitationsverluste nicht zu verspielen, sollte die Beschleunigung nach Abtrennung der Feststoffbooster nicht 1,2 g unterschreiten. Bei zwei Vulcain 2 mit 2700 kN Schub darf sie dann also 225 t bei Abtrennung der Booster wiegen. Da die Triebwerke bis dahin rund 2 x 135 s x 320 kg/s = 86,4 t Treibstoff verbraucht haben, darf die EPC mit Oberstufen und Nutzlast beim Start 311,4 t wiegen. Rechnet man 20 t für die Nutzlastspitze (Nutzlast, VEB, Verkleidung), 52 t für die Oberstufe so kann die Startmasse 239,4 t wiegen. Wenn die EPC von 5,40 auf 6,00 m vergrößert wird, so können 215,4 t Treibstoff mitgeführt werden, zusammen mit einer Leermasse von 21 t resultiert dann eine Startmasse von 226,4 t. Analog könnte die Oberstufe auf 6,00 m Durchmesser vergrößert werden (Startmasse 63 t / 7,5 t Leermasse). Dies würde die Nutzlast auf 17,8 t erhöhen - bei wahrscheinlich gleichen Produktionskosten, denn die durfte bei etwas größeren Tanks kaum ansteigen.

Finanzielle Betrachtungen

Der Hauptnachteil sind die hohen Produktionskosten des Vulcain. Als eine Ariane 5 noch rund 100 Millionen Euro kostete, machte es mit 15 Millionen Euro Herstellungskosten den größten Einzelposten aus. Nun würden diese also um 30 % ansteigen (2 x 15 Millionen Euro) - allerdings entfällt das Oberstufentriebwerk und auch die Produktion der Oberstufe könnte preiswert sein - schließlich kann man praktisch die derzeitige EPC Fertigung übernehmen, müsste nur den zylindrischen Teil auf ein Viertel der Länge kürzen. Zudem bedeuten drei Exemplare pro Rakete auch eine höhere Stückzahl, mithin geringere Fertigungskosten pro Exemplar. So ist realistischerweise von Mehrkosten von 20-25 % auszugehen. Dem stehen aber 58 % mehr Nutzlast gegenüber - die Trägerrakete wird also deutlich billiger.

Das einzige Problem: Sie könnte schon zu groß sein, denn mit Sylda kann sie so ohne Problem zwei Satelliten von jeweils 7,2 t Gewicht transportieren - derartige Kaliber sind selten. Und das ist natürlich schon ein Problem. Zwar könnte man wieder die Speltra einführen und auf Dreifachstarts übergehen (4,6 t Durchschnittsgewicht pro Satellit, also in etwa das gleiche wie heute bei der ESC-A) aber das erhöht das logistische Problem drei Nutzlasten zur gleichen Zeit pünktlich für einen Start zeitgleich angeliefert zu bekommen und die Versicherungsprämien würden ansteigen (sie sind heute schon höher gemessen an der Zuverlässigkeit weil bei einem Fehlstart immer ein doppelt so hoher Schaden entsteht).

Daher wird diese Lösung vorerst in der Schublade verschwinden. Schade eigentlich....

Im Anhang die wesentlichen Daten der Raketen.

Rakete: Ariane 5 (2 Vulcain / 1 Vulcain)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
822451 15176 2475 10228 1600
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 560800 75000 2701
2 192000 18400 4248
3 52000 7000 4248

Rakete: Ariane 5 (2 Vulcain / 1 Vulcain) Wide Body

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
870491 17816 2475 10228 1600
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 560800 75000 2701
2 226400 21000 4248
3 63000 7500 4248

Rakete: Ariane 5 (2 Vulcain / ESC-A)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
786036 11861 2475 10228 1600
Stufe Name Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
1 560800 75000 2701
2 192000 18400 4248
3 18900 4300 4365

Donnerstag 3.12.2009: Warum mich SpaceX nervt

Der eine oder andere hat es schon gemerkt: Meine Blogs beschäftigen sich vor allem mit dieser Firma. Der Grund ist recht einfach: Diese Firma nervt. Ich will an dieser Stelle mal begründen warum.

Punkt 1: Die Informationspolitik

Wer sich für Raumfahrt interessiert weiß, dass hier heute vieles im Argen ist. Auch bei Trägerraketen wird es schwieriger an technische Informationen zu kommen. Zu sehr dominieren Geschäftsnachrichten die Meldungen. Das Problem bei SpaceX ist dass die Websites zugekleistert ist mit Updates, die technische Angaben verstreut im Fließtext enthält. Vor allem aber sind sie nicht genau. So beziehen sich die Nutzlastangaben der Falcon auf ein zukünftiges "Block II Design". Die anderen spärlichen Angaben aber auf das "Block I Design". Daneben stimmen Terminpläne nicht. Launchmanifeste werden dann angepasst wenn jeder merkt dass der geplante Starttermin längst verstrichen ist usw.

Dazu kommt die gebetsmühlenartig wiederholte Leier, wie toll und zuverlässig ihre Rakete oder ihr Raumschiff ist - ganz im Gegensatz zu erreichten 40 % Zuverlässigkeit oder der persönlichen Einschätzung von Musk, dass es eine "70-80 % Chance gibt den Orbit zu erreichen" für den Jungfernflug der Falcon 9. Wie sollen da erst Kunden auf die Idee kommen diesen Träger zu buchen?

Punkt 2: Die Laienhafte Umsetzung

Ich habe Respekt vor Nationen in der dritten Welt, die alleine ohne Hilfe aus dem Ausland ihre eigene Trägerrakete entwickeln wollen. Dies gilt für Nordkorea, Israel oder Iran, besonders Nationen die auch keine Möglichkeiten ausländisches Know-How ins Land zu holen, wie eben Nordkorea. Jeder weiß dass auch heute eine Neuentwicklung riskant ist. Zu vieles kann nicht am Boden getestet werden, so das Ausbeulen des Vulcain 2 unter Vakuum oder der zusätzliche Drehimpuls der Kühlabgase beim Vulcain 2, die bei Ariane Nachbesserungen notwendig machten.

Die Fehlstarts von SpaceX scheiterten aber an anderen Ursachen, die nichts mit den Risiken eines Jungfernfluges zu tun haben:

Verteidiger von SpaceX argumentieren, dass man erst bei einem Träger der so preiswert ist herausfinden muss welche Systeme notwendig sind und welche nicht und dann eben solche Rückschläge eintreten. Doch meiner Ansicht nach zeigt dies nur, dass sie von Raketentechnik keine Ahnung haben. Retroraketen und Prallbleche sind keine Luxusartikel, sei gehören zu den grundlegenden Systemen einer Rakete. Natürlich gibt es auch in der Raketentechnik einige "Nice to have Features". Die Möglichkeit ein Triebwerk in der Leistung herunter zu fahren um die Beschleunigungsspitze zu senken gehört dazu. Auch die Möglichkeit das Mischungsverhältnis von Oxidator und Treibstoff zu variieren, um möglichst keine Reste in den Tanks zu hinterlassen. Es gibt genügend Triebwerke die dies nicht können. Doch die bei der Falcon 1 weggelassenen Systeme sind "Basics".

Um einen Vergleich zum Auto zu bemühen:  Ein Auto ohne Klimaanlage oder GPS ist sicher noch fahrtüchtig, aber auch eines ohne Knautschzone, Airbags und Handbremse? Sicher es fährt, aber was passiert bei einem Crash? In China gibt es solche Autos, und die sind natürlich viel billiger, aber bestimmt nicht besser. Vor allem würde sie keiner kaufen, dem seine Gesundheit und Leben wichtig ist.

Dafür gibt es auch keine Entschuldigung. SpaceX lebt nicht auf dem Bismark Archipel. Die Firma ist ansässig in den USA. Sie kann auf Spezialisten einer vorhandenen Raumfahrtindustrie zurückgreifen, Absolventen von Universitäten einstellen, bei denen "Rocket Science" gelehrt wird und sie kann Aufträge an Firmen vergeben, die schon seit Jahrzehnten Systeme für andere Hersteller entwickeln. Wenn SpaceX nicht auf diese Möglichkeiten zurückgreift, vielleicht weil Spezialisten teurer sind als ungelernte Arbeitskräfte, dann muss sie auch mit den Konsequenzen leben. Es gibt in diesem Geschäft keinen Sonderbonus für Newcomer. Wer scheitert erhält keine Startaufträge (siehe das Aus für die Delta 3). Es gibt dafür auch keine Entschuldigung: Wir sind heute nicht mehr in den fünfziger Jahren als viele erste Testflüge scheiterten. Daraus wurde gelernt und Qualitätssicherung eingeführt, Systeme zur Verhinderung von Problemen die nur beim Flug auftreten können und die man am Boden nicht simulieren kann eingebaut. Wenn jemand auf ein Halbes Jahrhundert Erfahrung verzichtet und meint er könne alles besser und einfacher machen, dann ist der in meinen Augen nicht genial, sondern nur einfach ein Trottel.

Punkt 3: NASA Aufträge bedeuten nicht dass die NASA so überzeugt von SpaceX ist

SpaceX hat von der NASA zwei Aufträge bekommen. Das eine ist ein Auftrag im Rahmen des COTS Programms. SpaceX bekommt 278 Millionen Dollar für drei Demoflüge des Dragon Raumschiffs. Davon hat die Firma schon 234 Millionen vor dem ersten Flug erhalten.

Der zweite ist ein Transportauftrag in Höhe von 1.600 Millionen Dollar für 12 Versorgungsflüge zur ISS, bei denen mindestens 20 t Fracht transportiert werden müssen.

Was ist davon zu halten? Nun es ist ein Low-Risk Game für die NASA. Wenn SpaceX erfolgreich ist hat sie für 278 Millionen Dollar ein Versorgungsraumschiff für die ISS entwickelt - Ein Bruchteil der Entwicklungskosten des HTV oder ATV. Das gleiche gilt für die Versorgungsflüge. Wenn SpaceX scheitert, so gibt es immer noch den Mitbewerber OSC, der ein ähnliches Raumschiff entwickelt und ebenfalls einen Transportauftrag erhalten hat. Dass SpaceX durchaus auch von der NASA kritisch gesehen wird, zeigt sich am Preis: SpaceX bekommt 1,6 Milliarden Dollar für 12 Flüge, OSC dagegen 1,9 Milliarden für nur 8 Flüge. Dabei liegt die beförderte Nutzlast gleich hoch. Beide Firmen haben zudem die Option den Auftrag der jeweils anderen noch zusätzlich zu bekommen, wenn diese scheitern sollte So ist für die NASA die Versorgung der ISS gesichert egal ob SpaceX scheitert oder nicht.

Der einzige Kommunikationssatellit den die Falcon 9 transportieren sollte ist inzwischen auch storniert worden: Im Markt ist die Rakete also noch nicht angekommen.

Punkt 4: Die Differenz zwischen Anspruch und Erreichtem

Liest man  die Website und den Users Guide für die Träger durch so hört man viel über Zuverlässigkeit. Zuverlässigkeit durch Einfachheit, Zuverlässigkeit durch Redundanz, Zuverlässigkeit durch Off the Shelf Systeme. Was wurde erreicht? Fehlschläge durch mangelnde Qualitätssicherung, fehlende Systeme. Die Falcon 1 hat eine Zuverlässigkeit von 40 %. Mit Ausnahme der nach 3 Starts eingestellten Delta 3 der niedrigste Wert seit dem Start von Vanguard 1 1957. Für die Falcon 9, die doch eine "engine Out capability hat und die auf der Falcon 1 basiert und so viele Systeme daher schon erprobt hat nimmt selbst Elon Musk als Vorzeigeoptimist eine Zuverlässigkeit von 70-80 % beim ersten Start an.

Die Träger sollen enorm preiswert sein, doch der Startpreis der Falcon 1 steig in drei Jahren um 113 % pro Kilogramm. Auch bei der Falcon 1e wurde schon in zwei Jahren der Startpreis um 46 % angehoben. Sobald der Träger wirklich verfügbar ist scheint wohl erst eine realistische Kalkulation einzusetzen. Dabei entstehen die Preissteigerungen vor allem durch ein rapides absinken der Nutzlast, die viel zu hoch angegeben wird und dann stückweise nach unten korrigiert wird. Auch das verwundert Experten nicht. Soll die Falcon 9 z.B. bei schlechteren Triebwerksleistungen eine viel höhere Nutzlast aufweisen als die Zenit 2 mit ebenfalls zwei Stufen und derselben Technologie - das ist nicht möglich.

Punkt 5: Versuch mich nicht zu verarschen!

Das ist für mich der wichtigste Punkt. Ich lass mich nicht gerne verarschen. Und das tut SpaceX. Es fängt an mit falschen Behauptungen auf der Website und falschen Vergleichen und geht weiter auf wirklich nachprüfbaren Tatsachen. Ich weiß auch nicht wozu dass gut sein soll, denn es klärt sich später in jedem Falle auf. Hier einige Beispiele:

Das Merlin erreicht eine hohe Leistung ohne aktive Kühlung: Das Merlin sollte wie das Kestreltriebwerk Ablativ gekühlt werden, also ohne den Treibstoff einzusetzen: Ich habe bezweifelt dass dies bei einem so großen Triebwerk geht, denn die Technologie wird sonst nur im Niedrigschubbereich eingesetzt (je schlechter das Verhältnis Oberfläche zu Volumen ist, desto höher die Anforderungen). Und in der Tat wurde es nie eingesetzt sondern auf eine regenerativ gekühlte Version umgeschwenkt, weil die Entwicklungsprobleme nicht in den Griff zu bekommen waren - wo bleibt da der Sachverstand

Am 24.1.2009 postet Elon Musk, dieses Foto dass die Anlieferung der ersten Falcon 9 am Cape zeigt. Es ist der Abschluss einer Serie von Updates mit Fotos die die Montage dieser Rakete seit November zeigen. Deutlich zu sehen ist der Triebwerksblock. Es suggeriert: Der Jungfernflug steht bevor, schließlich wird die Rakete nun im Cape aufgerichtet. Dann Monate lang nichts. Nun, ein Jahr nach der ersten Fotostrecke erfährt man dass der Triebwerksblock für die erste Falcon 9 montiert wird - was ist dann aus dieser vorher angelieferten geworden? Damit soll ein Fortschritt vorgetäuscht werden den es nicht gibt. Ich vermute man hat sie wieder demontiert und zu den Tests der Triebwerke ab Juli benutzt - bei SpaceX reichen offensichtlich lediglich 3 Tests der Triebwerke vor dem Jungfernflug (typisch: Vor dem Jungfernflug haben Triebwerke etwa so viele Tests hinter sich wie bei 30-100 Missionen).

Die Nutzlastangaben, die laufend nach unten korrigiert werden. Es ist für jeden der rechnen kann klar, dass die Nutzlastangaben von SpaceX Wunschdenken sind. Selbst wer nicht rechnen kann, der kann vergleichen. Er kann die Falcon 9 z.B. mit zweistufigen Trägerraketen vergleichen, mit ähnlichen oder besseren Leistungsdaten. So z.B. die Titan 2 oder die Zenit 2. Beide beiden leistungsfähigere Triebwerke als die Falcon 9. Trotzdem soll deren Nutzlastanteil höher sein. Mehr noch: Anders als eine zweistufige Zenit soll sie sogar noch die Hälfte der LEO Nutzlast in den GTO Orbit bringen - ein besserer Wert als ihn Raketen mit drei Stufen und kryogenen Oberstufen aufweisen. Das ist physikalisch unmöglich und so muss SpaceX wenn es zum Einsatz kommt nach unten korrigieren:

Ich wage zu prognostizieren, dass dies noch bei der Falcon 9 einsetzen wird und auch die Falcon 1e noch niedriger wird. Die reale Nutzlast der Falcon 1 habe ich aufgrund der Videos, in denen ich die Brennzeiten gestoppt habe und der Nominalbrennzeit berechnet auf Basis der Nutzlastangeben und des verbliebenen Resttreibstoffs. Ich komme auf nur 350 kg. Wenn die Falcon 1e dieselbe Geschwindigkeit wie die Falcon 1 erreichen soll, wird ihre Nutzlast auch auf 820 kg sinken müssen, sollten meine 350 kg stimmen, sogar noch weiter. Und bei der Falcon 9 sind die Angaben so hoch, dass ich da sogar einen eigenen Blogeintrag dazu geschrieben habe.

Zusammenfassung

Es mag Laien ohne Sachverstand geben, die sich solche Täuschungen gefallen lassen, mich verärgern sie nur und deswegen werde ich auch nicht aufhören falsche Angaben und Verarschungen anzuprangern.

Freitag 4.12.2009: Probier's mal mit Fluor

Es wird mal Zeit flüssiges Fluor als Oxidator zu beleuchten. In den sechziger Jahren gab es zahlreiche Ideen für dessen Einsatz, warum ist es so still darum geworden. Fangen wir erst mal an mit den Vor- und Nachteilen. Alle Daten sind mit dem NASA Programm FCEA 2 berechnet (Herunterladbar unter http://www.grc.nasa.gov/WWW/CEAWeb/ceaguiDownload-win.htm, allerdings ist der Server seit einigen Tagen down, wer Interesse hat dem kann ich es per Mail zuschicken.

Vorteil 1: Ein  hoher spezifischer Impuls

Vielleicht erinnert sich noch einer an seinen Oberstufen Chemiekurs und den Begriff der Elektronegativität. Das ist ein künstlicher Begriff um auszudrücken wie sehr ein Stoff gerne Elektronen haben möchte. Verbindungen mit einer hohen Elektronegativität nehmen gerne anderen die Elektronen weg, Stoffe mit einer geringen Elektronegativität geben sie dagegen ab. In der Raketensprache sind die ersten gute Oxidatoren, die anderen gute Verbrennungsträger. Fluor hat von allen Elementen die höchste und reagiert sogar mit einigen Edelgasen. Daher können wir bei der Umsetzung höhere spezifische Impulse erwarten als mit Sauerstoff. Das ist auch gegeben. Ob Verbrennung mit Kerosin, Hydrazin oder Wasserstoff - überall ist der spezifische Impuls höher als bei der Umsetzung mit Sauerstoff. Allerdings ist der Vorteil bei Wasserstoff geringer als bei anderen Elementen, weil das Reaktionsprodukt Fluorwasserstoff eine Atommasse von 20 u hat - Wasser dagegen eine von 18. Da diese auch wichtig für den spezifischen Impuls ist, ist der Vorteil nicht so hoch.

Vorteil 2: Man benötigt weniger Wasserstoff

Bei der stöchiometrischen Verbrennung von Sauerstoff und Wasserstoff müssen diese ein Mischungsverhältnis von 8 zu 1 aufweisen, da ein Sauerstoffatom 16 u wiegt, ein Wasserstoffatom 1 u und beide zusammen zu H2O reagieren, also 2 Wasserstoffatome involviert sind. Ein Fluoratom wiegt 19 u und reagiert mit nur einem Wasserstoffatom zu HF (Fluorwasserstoff). Das bedeutet: Es wird nur 45 % der Wasserstoffmenge benötigt wie bei der Verbrennung von Sauerstoff. Eine Rakete mit 200 t Treibstoff würde bei der stöchiometrischen Verbrennung mit Sauerstoff z.B. 22.2 t Wasserstoff mitführen, bei der Verbrennung mit Fluor dagegen nur 10 t. Da die Wasserstofftanks viel größer sind als die Sauerstofftanks wiegen sie auch mehr. Beim Shuttle Tank wiegt z.B. der Sauerstofftank der rund 600 t fasst 4,5 t, der nur 100 t fassende Wasserstofftank dagegen 13,1 t. Seine Maße liesse sich um 45 % reduzieren - das macht eine Menge aus. Bei Stufen mit massiver Konstruktion ist das Verhältnis noch schlimmer, so macht z.B. der Wasserstofftank der ESC-A mit 1,98 t rund 60 % der Stufenleermasse aus.

Vorteil 3: Keine Zündvorrichtung notwendig

Fluor reagiert hypergol mit allen organischen Substanzen und mit Wasserstoff. Das vereinfacht es, denn nun ist ein hypergoler Antrieb mit Wasserstoff möglich. Diese sind nicht umsonst so beliebt. Es gibt bei diesen keine Probleme mit ausbleibenden oder verzögerten Zündungen oder der Bildung explosiver Gase - zweimal scheiterte die Zündung einer HM-7 B Stufe aus diesem Grund.

Nachteil 1: Fluor ist giftig

Das ist der wichtigste Nachteil, und zwar sind auch die Verbrennungsabgase giftig. Daher scheidet der Einsatz als Erststufenantrieb aus. Doch genauso wie heute noch Hydrazine in Oberstufen ihren Dienst tun sollte dies auch für Fluor möglich sein.

Nachteil 2: Fluor ist reaktiv

Fluor reagiert mit fast allem, ätzt sogar Glas an. Es kann aber problemlos in Edelstahlbehältern gelagert werden, da es einen Überzug mit einer festanhaftenden Fluroidschicht bildet, vor allem wenn der Stahl nickelhaltig ist. Die Aggressivität teilt es aber mit anderen Stoffen wie z.B. der in der Agena über Jahrzehnte eingesetzten Salpetersäure. Solange (und dies ist gegeben) alles im Raketenbau was mit Treibstoff in Berührung kommt, aus Metallen besteht mit denen Fluor feste Fluoride bildet, gibt es keine Probleme. Ausscheiden durfte aber Aluminium als Werkstoff. Doch das sehe ich nicht als Hindernis an - die Reduktion der Tankmasse kompensiert dies leicht. Schlussendlich ist auch die Centaur aus Edelstahl gefertigt und weist eines der besten Voll/Leergewichte in ihrer Klasse auf. Auch ausscheiden tun CFK Werkstoffe für Tanks, Leitungen und Turbine - aber das ist auch so oder so gegeben, denn flüssiger Wasserstoff würde sie verspröden und zerbrechlich wie Glas machen.

Vergleich LOX/LH2Was ist möglich?

Es gibt zwei Möglichkeiten. Das eine ist es den hohen spezifischen Impuls auszunutzen und noch höhere Leistungen aus einer Oberstufe herauszuholen. Die folgende Grafik zeigt den spezifischen Impuls der Kombination LOX/LH2 und LF2/LH2. Dazu zwei Erklärungen: Das stöchiometrische Verhältnis von LOX/Lh2 liegt bei 8, bei LF2/LH2 dagegen bei 19 zu 1. Beide Kurven haben ihr Maximum aber bei einem niedrigeren Verhältnis. Der Grund: Es tragen auch die ungebrannten und radikalischen Moleküle H2, H,F und OH zum spezifischen Impuls bei. Bei 8:! gibt es keinerlei ungebrannten Wasserstoff mehr der eine 18 mal kleinere Atommasse als das Verbrennungsprodukt Wasser aufweist. Dieser Effekt ist wirksamer als die durch die vollständige Verbrennung entstehende Hitze. So erhält man den höchsten spezifischen Impuls nicht bei 8:1 sondern bei 6:1 bei LOX/LH2. Bei Fluor gibt es den gleichen Effekt, hier wird der höchste Wert bei 16:1 erreicht und nicht bei 19:1. Fluor hält ein Plateau von 4940 m/s zwischen 14 und 18 zu 1. Dies ist beim Sauerstoff nicht so ausgeprägt.

Die Daten sind ideale Werte für einen Brennkammerdruck von 60 bar und ein Expansionsverhältnis von 240. Das sind die Werte von Vinci. Dieses erreicht real bei LOX/LH2 von 6:1 einen Wert von 4560, theoretisch wären nach dem NASA Programm FCEA2 4723 möglich. (Kein Triebwerk wird den idealen Wert erreichen, weil der Wirkungsgrad keine 100 % beträgt, er liegt aber mit 93 % um einiges besser als bei einem Otto-Motor)  Zieht man diese 170 m/s Differenz vom idealen Wert von Fluor (4944 m/s) ab, so kommt man immer noch auf 4780 m/s. Das würde bei der Ariane 5 ESC-B die Nutzlast um rund 900 kg erhöhen. Berücksichtigt man den kleineren Wasserstofftank, so müsste bei analoger Konstruktion wie die ESC-A auch noch etwas mehr Nutzlast dazu kommen: Der Wasserstofftank sollte auch hier für gut die Hälfte des Stufengewichts gut sein.

Viel interessanter finde ich aber die Low Cost Alternative

Mit Fluor gibt es einen hypergolen Oxidator zusammen mit Wasserstoff. Er hat einen höheren spezifischen Impuls als LOX/LH2. Das erlaubt es auf Turbopumpen zu verzichten und einfach  die Treibstoffe durch Druck zu fördern - sie entzünden sich ja von selbst. Man kann so auch einfach die Stufe wiederzünden. Nimmt man einen Brennkammerdruck von 10 bar - einem typischen Wert von druckgeförderten Antrieben, so sinkt der spezifische Impuls nur leicht auf 4928 ab (von 4944 bei 16:1). Mehr noch: Selbst mit einer Expansionsdüse von einem Flächenverhältnis von 60 liegt er bei 4771 m/s, also höher als beim Vinci. Es wären so druckgeförderte Antriebsstufen mit kleinem Schub (maximal 30 kN) möglich, welche vor allem die Leistung kleiner Trägerraketen (Rockot, Vega, Dnepr....) steigern könnten, die zu klein für eine große Oberstufe sind. Oder es wäre möglich diesen Antrieb als Apogäumsantrieb für Satelliten zu nutzen: Oder eine zusätzliche Oberstufe für die Ariane 5 und andere größere Träger? Die Möglichkeiten sind faszinierend....

Samstag 5.12.2009: Kritisches Nachrechnen für SpaceX Anhänger

So, so, so was lese ich da im Raumfahrer.net Forum, man kann die Tatsachen die ich anführe, mangels Wissen nicht nachvollziehen und muss sich daher auf die PR Angaben verlassen (die sind natürlich viel verlässlicher als technische Angaben....). Nun denn, dem kann man nachhelfen. Hier einmal etwas "SpaceX Kritik für Dummies", also ohne Raumfahrtvorkenntnisse.

Ich konzentriere mich nur auf eine von vielen falschen Angaben, nämlich den Angaben zur ersten Stufe der Falcon 9. Lesen wir mal diese Seite durch: Wir entnehmen dieser Seite folgende Angaben:

Nun benötigen wir, um die Treibstoffmenge der ersten Stufe auszurechnen, noch deren Brennzeit. Die gibt Elon Musk in einem Interview an.

Das sind also alles Angaben von SpaceX oder von Elon Musk selbst. Also offizielle Angaben, nichts erfunden oder vermutet. So, nun fangen wir an zu Rechnen (keine Angst, es kommt nur Dreisatz):

Gesamtbrennzeit normiert auf ein Merlin Triebwerk (anstatt 7 und 9 Triebwerke):

Gesamtbrennzeit = 9 * 160 s + 7 * 18 s = 1566 s

Würde also nur 1 Triebwerk arbeiten, so könnte es 1566 Sekunden lang brennen, bevor er Treibstoff alle ist. Danach ermitteln wir den Treibstoffverbrauch pro Triebwerk. Der geht aus dem spezifischen Impuls und dem Schub hervor. Zuerst einmal: Wie ist der spezifische Impuls definiert? In Amerika ist er definiert als die Zeit die 1 kg Treibstoff genügend Schub liefert um 1 kg auf die Erdbeschleunigung (9,81 m/s²) zu beschleunigen. Also wenn wir den Vakuumwert nehmen:

Spezifischer Impuls = 304 s * 9,81 m/s² = 2982  m / s

Die Größe von m/s ergibt sich aus der Einheit des Treibstoffflusses die kg/s ist. Multipliziert man dies mit obigem Wert, so resultiert die Einheit kg * m / s² - und das ist die Einheit von Newton, also die des Schubs. Damit haben wir die Beziehung zu dem Schub der von SpaceX angegeben ist. Den Treibstoffverbrauch pro Triebwerk erhalten wir, wenn die den Schub durch den spezifischen Impuls teilen. Auch hier nehmen wir den Vakuumwert:

Treibstoffverbrauch = 617000 N / 2982 m/s = 207 kg/s (1 N = 1 kg * m / s²).

Jedes Triebwerk verbraucht also 207 kg Treibstoff pro Sekunde.

Nun kommt der letzte Rechenschritt: Mit der bekannten Brenndauer von 1566 s errechnen wir den Gesamttreibstoffvorrat der ersten Stufe:

Treibstoffmenge erste Stufe = 1566 s * 207 kg/s = 324162 kg

Nun ist doch alles Paletti oder? Der Wert ist doch kleiner als die 332.800 kg die als Startmasse angegeben werden oder?

Ja... aber: Von der Startmasse gehen noch ab:

Das alles soll also maximal 8638 kg wiegen (332800-325162)? Wo doch die Nutzlast schon 10.450 kg wiegt? Vor allem fehlt noch die zweite Stufe. Macht man die gleiche Rechnung mit der angegebenen Brennzeit der zweiten Stufe von 345 s, so muss diese alleine schon 71,4 t Treibstoff mitführen. Es fehlen also so mindestens 90 t zu der angegebenen Startmasse, wenn man noch die Leermassen der Stufen berücksichtigt. Das ist rund ein Viertel des angegebenen Startgewichts.

Nun SpaceX Anhänger erklärt mir es mal! Warum veröffentlicht eine Firma falsche technische Angaben - und ich rede hier nicht von Details wie dem Durchmesser der Treibstoffleitungen oder das Moment von Ventilen, ich rede von der Treibstoffzuladung die bei einer Rakete in etwa so wichtig ist wie bei einem Laster die maximale Lademenge. Da läuft doch einiges schief. Entweder wissen die Leute die die Website machen nichts von der Rakete oder die haben veraltete Angaben mit neuen gemischt oder laufend wird was geändert und dies nicht kommuniziert. In jedem Falle: Wenn eine Firma es schon nicht hinbekommt gegenüber der Öffentlichkeit seriös zu erscheinen oder einen sauberen Webauftritt hinzubekommen. wie muss es dann erst um die technische Kompetenz bestellt sein? Schließlich weiß inzwischen jeder, wichtig PR ist und das PR einfacher ist als eine Trägerrakete zu bauen dürfte auch klar sein, denn sonst würden längst die PR Berater die Raketen bauen....

Sonntag 6.12.2009: Nochmal Bücher

Heute habe ich mein eigenes Exemplar vom Band 2 des Raketenlexikons bekommen und bin ganz zufrieden. Es gefällt mir ganz gut, besser als Teil 1, bei dem ich eine andere Papiersorte nahm, weil ich gelesen habe bei einem nicht ganz strahlend hellen Papier würden die Augen beim Lesen nicht so ermüden. Ich finde aber es wirkt so edler und vor allem wirken die gedruckten Fotos viel sauberer und von höherer Qualität.

Beim nächsten Buch (Europäische Trägerraketen Teil 2: Ariane 5 und Vega) habe ich jetzt mal das Grobkonzept fertig, was nicht heißen soll das es bald erscheint, denn beim ersten Band dauerte es noch Monate bis aus dem Grobkonzept dann ein fertiges Buch entstand. Hier befürchte ich dauert es eher noch länger, weil es deutlich schwieriger ist, als früher an tiefer gehende technische Daten zu kommen. Ich hatte mich in dem Blog auch schon darüber ausgelassen.

Ich mache mir aber auch Gedanken wie ich die Bücher billiger machen kann, schließlich will ich möglichst viele Leser. Da jedes Buch on Demand gedruckt wird, also nicht erst mal 1000 Exemplare in einem Rutsch sind die Herstellungskosten deutlich höher als bei anderen Werken. Ich versuche bei jedem Buch etwas neues um daher mehr Inhalt auf weniger Seiten zu bringen. So habe ich auf das größte Format gewechselt, das BOD in der Kategorie anbietet, die Ränder verkleinert und den Zeilenabstand verringert. Das Raketenlexikon arbeitet derzeit mit Georgia 10 pt und 12,5 pt Zeilenabstand. Wenn ich auf 8 Pt Schriftgröße und 10 pt Zeilenabstand gehe, nimmt beim derzeitigen Manuskript die Zahl der Seiten von 205 auf 172 ab. Da der Preis direkt mit der Seitenzahl zusammenhängt wären das rund 16 % weniger.

Die Frage die ich habe, ist das noch gut lesbar oder ist schon jetzt die Schrift zu klein? Ich kann hier wegen meiner Sehschwäche (unter anderem einer starken Kurzsichtigkeit) nicht neutral urteilen. Ich habe mal bei zwei Seiten nur beim Fließtext (nicht den Überschriften) die Schriftgröße sukzessive verkleinert. Die 10 pt Größe ist die mit der das Raketenlexikon derzeit gedruckt wird. Ich bin schon jetzt auf 9 Punkt beim nächsten Buch gegangen und erwäge 8 pt. Ich bitte darum sich das mal nicht skaliert auszudrucken und anzusehen und hier einen Kommentar zu hinterlassen.

Als zweites suche ich noch einen oder zwei Korrekturleser. Ich habe derzeit drei, mit denen ich auch voll zufrieden bin, sowie die Bereitschaft eines vierten, allerdings mit der Problematik wahrscheinlich wenig Zeit zu haben. Gerade deswegen, weil die bisherigen Korrekturleser auch mal was anderes zu tun haben, will ich noch einen bis zwei hinzugewinnen. Schlussendlich waren im letzten halben Jahr gleichzeitig zwei Bücher in der Mache (eines bei mir und eines gerade bei den Korrekturlesern unterwegs, dies würde einen Engpass beheben). Gewünscht wären:

Als Belohnung gibt es ein Freiexemplar und eine persönliche Erwähnung im Vorwort. Kommerzielle Services scheiden bei den geringen Verkaufszahlen von vorneherein aus. Ich weiß, die Anforderungen sind hoch und die Entlohnung lausig, trotzdem waren bis jetzt alle Korrekturleser zufrieden. Wir sehen uns dann am Montag wieder mit Teil 2 des "vernünftigen" Planetenforschungsprogramms.


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