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Web Log Teil 350: 29.9.2013 - 2.10.2013

29.9.2013: Cubesats als Erdbeobachtungssatelliten?

Kürzlich las ich von einem Projekt mit dem man mit Cubesats Erdbeobachtung betreibt. Im April wurde mit dem ersten Antares Start Dove-1 gestartet. Er stammt von Planet Labs Inc. Basierend auf der Cubesat 3U Konfiguration (also 3 Units = 10 x 10 x 30 cm Normgröße) ist es mit 6 kg zwar doppelt so schwer wie normale Cubesats, aber ziemlich Leistungsfähig. Wie die Abbildung zeigt hat man ein Teleskop längs eingebaut. So umgeht man das Problem, das die 10 cm Breite im Gehäuse für ein hochauflösendes Objektiv eigentlich zu kurz sind.

Dove-1 soll Aufnahmen bis zu "Baumesgröße" machen. Das ist natürlich dehnbar. Ein großer Baum kann sicher 20 m breit sein, aber typisch wären wohl 6-10 m. Ist das möglich? Nun ich habe mich selbst mal mit dem Thema beschäftigt. Es gibt da einige Aspekte. Ich will sie mal aufrollen

Stromversorgung

Bei Cubesats ist die Fläche auf denen Solarzellen angebracht werden können begrenzt. Bei diesem 3U Cubesat sind es maximal 10 x 30 cm. Die TJ Luna Technologie die ATK für die Orion Solararrays entwickelt, hat eine Effizienz von 29%. Damit belegt würden die Solarzellen aber im besten Fall (senkrechte Einfallsrichtung) 11,7 Watt. Wahrscheinlicher ist eher im Durchschnitt ein Einfallswinkel von 45 Grad. Dann sinkt die Leistung auf 8.3 Watt ab. Das ist nicht viel.

Sollte der Cubesat Akkus beinhalten? Nun vielleicht nicht um auf der Nachtseite auch in Betrieb zu bleiben, das macht solange man keine IR-Sensoren im mittelwelligen (thermischen) Infrarot betreibt, keinen Sinn und die müsste man kühlen, was definitiv zu viel Aufwand ist. Aber Batterien wären für zwei Einsatzgebiete sinnvoll: Um den Bordrechner und andere Systeme sauber herunterzufahren wenn man auf dem Terminator angekommen ist, da die Nacht bei einem Umlauf alle 90 Minuten und ohne Atmosphäre sehr schnell kommt und zum Senden. Realistisch hat der Satellit auf einer niedrigen Bahn nur kurz Funkkontakt zu einer Bodenstation und diese kann sich auch auf der Nachtseite befinden.

Ein 50 g schwerer Akku mit einer energiedichte von 150 Wh/kg hätte eine Kapazität von 7,5 Wh, nutzt man sie nur zu 50% um ein rasches Ermüden zu vermeiden (bei einem erdnahen Orbit kann er bis zu 16-mal pro Tag ge- und entladen werden) so reicht dies aus um einen ganzen Orbit über die Nachtseite 10 W zu liefern (45 Minuten) oder eben für kürzere Zeiträume eine höhere Leistung um z.B. einen Sender zu betreiben. Ein Akku ist also vom Gewicht her kein Problem, eher die Leistung um ihn aufzuladen.

Datenübertragung

Sinnvollerweise wird der Satellit nur eine Rundstrahlantenne einsetzen. Alles andere macht weder vom Gewicht, noch vom Konzept her einen Sinn. Wie viele Daten man dann empfangen kann, hängt von Sendeleistung und Empfangsantennen ab. Mittelgroße Empfangsantennen für Satelliten haben eine Größe von 12 m. Mit 1 Watt Sendeleistung und einem durchschnittlichen Abstand von 1000 km kann man dann auf über 50 Mbit/s zu einer 12 m Antenne übertragen, wenn der Sender eine Rundstrahlantenne ist. Mit kleineren Antennen weniger, doch sie sind preiswerter. 3 m Antennen gibt es schon für 4000 bis 5000 Dollar. Dann sinkt die Datenrate auf 3,2 Mbit/s ab, Die Datenrate hängt natürlich vom Datenvolumen ab, allerdings auch von der Anzahl der Antennen.

Wenn man wie bei konventionellen Satelliten eine oder wenige Empfangsstationen nahe des Nordpols errichtet, wie in Nordnorwegen, Alaska, Grönland, dann wäre eine große Antenne sinnvoll, sofern der Satellit in einen SSO gelangt, da er dann bei jedem zweiten Umlauf die Station passiert. Bei kleinen Antennen wäre es sinnvoller sehr viele überall in der Welt zu haben um mehr Funkkontakte zu haben und bei jedem Daten zu übertragen. Die Daten müsste man dann zentral zusammenführen. Wenn die Satelliten nicht in einen SSO gelangen ist dies auch die einzige Möglichkeit.

Da heute selbst militärische Satelliten mit JPEG oder weiterentwickelten Verfahren komprimieren (Plejades z.B. um den Faktor 5) sollte man auch so die Bilder übertragen.

optisches System

Hier gibt es einige Randbedingungen: Auflösung, Belichtungszeit und Gewicht. Baut man die Kamera quer ein. So wird man wohl ein Linsenteleskop oder besser ein Objektiv einsetzen. Der Sensor selbst braucht wenig Platz und wenig Gewicht. Eine astronomische Kamera zum Anschluss an Teleskope hat inklusive Elektronik und USB-Anschluss nur ein Gewicht von 200 g und ist weniger als 2 cm dick. Das lässt dann etwa 6-8 cm für das Objektiv. Ein Canon EF 100 mm Objektiv hat eine Länge von 7,35 cm und wiegt 460 g. Es könnte also eingesetzt werden. Nimmt man den APS-C Sensor so würde dieses bei 100 mm Brennweite ein Blickfeld von 20 x 14 Grad aufweisen. Das wären bei dem Sensor der EOS 70D mit 5472 x 3648 Pixeln eine Auflösung von 13 Bogensekunden. Das sind aus der Höhe der ISS 26 m und aus 800 km Höhe rund 52 m. Die Kantenlänge eines Fotos betrüge dann 139,6 x 93,1 km in der Höhe der ISS sowie 279,3 x 186,2 km aus 800 km Höhe.

Bei 3 Megabit/s, 8 Bit pro Pixel und Komprimierung 5:1 braucht man 11 s um das Bild zu übertragen. Würde der Satellit einen kontinuierlichen Streifen von 139,6 km Breite (aus der ISS Höhe) erstellen, so braucht man pro Orbit einen Funkkontakt über 4734 s, also mehr als zwei Dritteln der Umlaufszeit. Dabei ist eine gewünschte Überlappung der Fotos noch nicht berücksichtigt. Daraus ist klar, dass in erdnahen Orbits keine kontinuierliche Erfassung möglich ist wenn man kleine Antennen und eine geringe Sendeleistung einsetzt.

Anders sieht es aus, wenn man ein Teleskop in Längsrichtung einbaut. Die Abbildung von Dove-1 suggeriert, das das Teleskop mehr als zwei Drittel der Länge einnimmt. Geht man von 20 cm Länge aus, dann kann man bei gängigen kompakten Konstruktionen wie Maksutov oder Schmidt-Cassegrain eine Brennweite von fast 1000 mm realisieren. Die 100 mm "Russentonne" wiegt 2,3 kg und ist 26 cm lang, das ist etwas zu groß. Leider ist das nächstkleinere serienmäßige Modell dann schon das 500 mm Gerät mit 62,5 cmm Öffnung und 78 mm Außendurchmesser bei 0.63 kg Gewicht. Doch selbst dieses hat die fünffache Brennweite des Canon EFS Objektives.

Anders als bei diesem muss man sich Gedanken um die theoretische Auflösung machen. Mit dem korrigierten Raleight Wert (175/d anstatt 122/d) für den großen Fangspiegel resultiert eine Auflösung von 2,8 Bogensekunden. Diese wird bei dieser Brennweite mit 7 Mikrometern großen Pixeln erreicht. Der EOS-70D Chip kann also nicht eingesetzt werden, er hat zu kleine Pixel Ein KAI-16070 / KAI-16000 Chip mit 4872 x 3248 Pixels (KB-Format) und 7,4 Mikrometern großen Pixeln dagegen schon. Mit diesem Teleskop kommt man auf Bildgrößen von 4,13 x 2,75 Grad. Das sind aus ISS Höhe (400 km) 6 m Auflösung und 28,84 x 19,22 km Bildgröße. In 800 km Höhe in etwa das doppelte. Das passt sehr gut zu den Daten von Dove-1, der noch dazu mit 250 km Bahnhöhe näher der Erde war.

Belichtungszeit

Ohne Nachführung muss die Belichtungszeit kleiner sein als der Durchmesser eines Pixels am Erdboden, den der Satellit am Erdboden während der Belichtungszeit zurücklegt. Nimmt man damit man keine verschmierten Aufnahmen hat die halbe Größe eines Pixels an, so wäre beim EF-55 Objektiv in 400 km Höhe die maximale Belichtungszeit <1/500 s (Blende 2) und beim Maksutov < 1/2500 s (Blende 8). Die erste ist unkritisch, die zweite trotz 30% mehr Licht im All als bei einem hellen Sommertag am Erdboden nicht mehr. Das kann als Kriterium dazu führen, dass man doch nicht die höchste Auflösung anstrebt. Geht man mit der Pixelgröße herauf, so steigt zum einen die Belichtungszeit an, und zum anderen hat man eine größere Sammelfläche, der Chip ist also dann lichtempfindlicher. Bei 10 Mikrometern Kantenlänge ist die Belichtungszeit um 35% höher und die lichtsammelnde Fläche um 82% höher als bei 7,4 Mikrometern. In der Summe erhält ein Pixel so 146% mehr Photonen.

Auf der anderen Siete hat die Kamera LORRI von New Horizons bei Blende 13 mit 13 Mikrometern großen Pixeln bei Jupiter eine Belichtungszeit von nur 1/333 s. Rechnet man dies auf 7,4 Mikrometern hoch und die 5,2-fach nähere Entfernung zur Sonne, so entspricht dies 1/2920 s. Dazu kommt dann noch die Blende von 2 anstatt 13 bei dem Canon Objektiv. Eventuell ist also diese niedrige Belichtungszeit realisierbar. Auf der anderen Seite ist die korrigierte Belichtungszeit eines Pelajdes Satelliten (15 Zeilen bei 0,7 m Auflösung) 1/666 s. Allerdings bei F/20 und 13 Mikrometern groß0en Pixeln. Bei F/2 und 7,4 Mikrometern sind dies 1/20000 s.

Stabilisierung

Eine Frage ist wie man den Satelliten stabilisiert. Schließlich soll das Teleskop zum Boden schauen. Man darf nicht davon ausgehen, dass er vor dem Abtrennen gerade so ausgerichtet wurde und wenn, dann können in Störeinflüsse drehen. Es gibt drei Möglichkeiten. Da ist zum einen die Gravitationsgradientenstabilisierung - der Satellit ist so aufgebaut dass die Masse so verteilt ist, dass die Gravitation ihn korrekt ausrichtet. Diese Methode funktioniert am besten in hohen Umlaufbahnen. bei niedrigen kann die Luftreibung den Satelliten drehen.

In niedrigen Umlaufbahnen kann man durch die Form Einfluss nehmen. Das zeigt heute der Satellit GOCE, früher die Satelliten des Corona/Gambit Systems. Ausklappbare Solarzellenausleger an der Seite oder nur ein Metallblech würden dann dafür sorgen, dass das Teleskop korrekt ausgerichtet ist.

Universtell nutzbar ist die Stabilisierung mittels des Erdmagnetfeldes. Bei dieser Größe kommt nur das passive Verfahren in Betracht dabei werden Magnete so platziert, dass sie wenn sie nicht parallel zum Erdmagnetfeld ausgerichtet sind ein Moment abgeben und den Satelliten drehen. Dieses Verfahren wurde auch bei älteren Erdbeobachtungssatelliten eingesetzt.

Bahn

Klassische Cubesats werden als Piggybacknutzlast nahe der Erde ausgesetzt und arbeiten nur einige Wochen lang. Neben der längeren Betriebsdauer gibt es weitere Gründe die Satelliten möglichst hoch, und möglichst als Sekundärnutzlast bei sonnensynchronen Missionen auszusetzen:

Eine Bahn in 800 x 600 km Höhe vergrößert das pro Satellit abgedeckte Gebiet - wichtig wenn man eine globale Abdeckung haben will.

Der Bereich in dem eine Empfangsstation Kontakt mit ihm hat wird größer, die Zeit steigt ebenfalls deutlich an. Bei einer sonnensynchronen Bahn gibt es zudem die Möglichkeit dann große polnahe Empfangsstationen einzusetzen und die Daten mit hoher Geschwindigkeit abzurufen.

Platziert man neun Cubesats um 40 Grad versetzt, und geht man von 10 Minuten Sendezeit pro Orbit zu 12m Antennen aus, so kann jeder Cubesat rund 31,2 GBit pro Orbit übertragen was über 1200 Aufnahmen (2,7 Millionen km² bei 12 m Auflösung) entsprechen. Es bleibt dann 1 Minute um die Antenne zum nächsten Satelliten zu drehen. Bei 14 Umläufen pro Tag würden die Satelliten die gesamte Erdoberfläche ablichten können (340 Millionen km², die gesamte beträgt 513 Millionen km², doch einschließlich der Ozeane).

Bei niedrigeren Bahnen hat man keine Chance alle Daten zu übertragen, da die Kontaktzeit sinkt, die Bildgröße aber auch. Zudem wird in 400 km Höhe der Satellit nur einige Jahre lang im Orbit sein, in noch niedrigeren Bahnen nur Wochen doer Monate.

Zusammenfassung

Es wäre vom technischen Standpunkt aus kein Problem mit Cubesats tatsächlich Auflösungen zu erreichen die höher sidn als bei den ersten Erderkundungssatelliten des Landsatsystems. Das erstaunt, doch gibt es schon einige etwas größere Satelliten (im 100 kg Bereich) die Aufnahmen im Bereich von 1-5 m Auflösung anfertigen wie z.B. Rapideye

Bei allem muss man allerdings an das geringe Gewicht denken. Die Elektronik ist kein Problem. Ein Microcontroller mit einer SD-Karte wäre ausreichend für die Datenkompresssion und Ablage. Schon ein Raspberry Pi wäre damit weit unterfordert. Ein PIC Mikroprozessor wohl ausreichend. Das aufwendigste ist die Datenkompression. Für 18 MPixel hat man maximal 10 s Zeit. Doch dafür gibt es heute spezielle Coprozessoren. Das Messprogramm wäre ohne Möglkichkeit der Drehung wohl sehr einfach:

 Dabei wäre bei einem Rasberry Pi der Stromverbrauch von maximal 3,5 Watt ohne Problem von Solarzellen zu decken. Auch das Instrument ist vom Gewicht her kein Problem. Das Maksutov Teleskop wiegt in der 500 mm Version maximal 630 g, dazu kommt dann noch die Kamera mit 200 g. Eher ist das begrenzte Volumen ein Problem. Solarzellen müssten alle vier Längsseiten bedecken und wären so schwerer als unbedingt nötig. Der Sender könnte ein kleineres Problem sein. Beim Suchen was ein 1 Watt Sender für eine Größe, Gewicht und Volumen hat kam ich zwar auf Bauleitungen die ihn auf einer 72 x 118 mm Platine verwirklichten, aber die Eingangsleistung betrug bei einem 0,3 Watt Sender schon 8 Watt. Das ist ein ziemlicher Verlust. Bei größeren Sendern in Raumsonden rechnet man mit 30-50% der Eingangsleistung als Sendeleistung. Bei höheren scheint es besser zu sein. So hat ein 7 Watt UKW Sender nur einen Stromverbrauch von 22,5 Watt (15 V x 1,5 Ampere). Er ist auch von der Größe her (5,5 x 7,6 x , 12,8 cm, 1,1 kg Gewicht noch im Rahmen, wenn auch schon an der oberen Grenze. Dann braucht man aber in jedem fall eine Batterie, weil die Eingangsleistung von 22,5 Watt nicht von den Solarzellen alleine kommen kann. allerdings habe ich keine Ahnung wo ich hier genaue Daten bekomme und diese Daten beruhen nur auf einer oberflächlichen ebay Suche.

Eine etwas größere Plattform wie eine 6U Einheit (20 x 10 x 30 cm) oder eine 8U Einheit (20 x 20 x 20 cm) gäben deutlich mehr Spielraum. Mit drei Einheiten und 6 kg Gewicht ist das Konzept umsetzbar, aber nur gerade noch.

Der Cubesat Wetter und Umweltsatellit

Das Beispiel der Erderkundungssatelliten mit Cubesats von gestern bringt mich auf eine Alternative, die erheblich besser umsetzbar ist: Ein Satellit der den ganzen Globus abdeckt und zwar in niedriger Auflösung:

in 800 km Höhe hat ein Bild eine Größe von 57,7 x 43 Grad oder 805 x 601 km. Bei fortlaufender Abdeckung muss alle 90 s ein neues gemacht werden. Die Datenmange pro Orbit beträgt dann (unkomprimiert, 12 Bit/Bildpunkt) 6,8 GBit. Die Auflösung liegt bei 240 m/Pixel, was höher ist als bei operationellen Wettersatelliten (die jedoch ein größeres Blickfeld abdecken). Mit einem Weitwinkelobjektiv wäre die Abdeckungsbreite vergrößerbar, so würde ein 14 mm EF-Objektiv von Canon (Öffnungswinkel 105 Grad, ein 1260 km breites Bild ergeben.

Mit 7 Watt Sendeleistung kann diese Datenmenge in 303 s zu einer 3 m Antenne übertragen werden. Anders als beim Erdbeobachtungssatelliten ist die Datenübertragung also nicht kritisch, man käme mit vielen auf der Erde verteilten 3 m Antennen aus, es müsste da man bei 800 km Höhe mehr als 10 Minuten Kontaktzeit hat nur alle zwei Orbits eine passiert werden, das heißt 7-8 dieser kleinen Antennen würden ausreichen wenn sie gut verteilt sind. Problematisch könnte trotzdem die Abdeckung des Pazifiks sein. Auch problematisch bei vielen Antennen ist die hohe Sendeleistung. Leider habe ich keinen Sender im 1 Watt Bereich gefunden der nicht unter 10 Watt Eingangsleistung benötigt. Der Sprung zu 7 Watt Leistung ist dann gering.

Jeder Cubesat wird so einen 800 km breiten Streifen aufnehmen. Man braucht mindestens 4 Satelliten in leicht verschobenen Orbits um eine globale Abdeckung zu erhalten. Diese wurden eine 12 Stündige Wiederholung der Abbildung erlauben. Will man auf die sonst bevorzugten 6 Stunden als Intervall gehen, so braucht man 8 Satelliten. Etwas problematischer ist die Positionierung. Wegen vier verschiedener Orbitalebenen braucht man mindestens 4 Starts, bei denen jeweils zwei Satelliten transportiert werden. Der zweite muss jedoch um 90 Grad verschoben werden. Das wäre am besten zu lösen wenn die Oberstufe noch etwas Treibstoff hat und auch längere Zeit in Betrieb sein kann (z.B. die Fregat) Dann hebt man den Orbit leicht an, fällt in der Bahn zurück (in 900 km Höhe z.B. um 2 Minuten pro Umlauf, sodass man nach 12,5 Umläufen also etwa einem Tag um 90 Grad hinter dem ersten Satelliten ist. Dann muss der alte Orbit wiederhergestellt werden. Ansonsten eben acht Einzelstarts, was allerdings einige Jahre braucht um die Konstellation aufzubauen.

Dies wäre eine Minimalkonfiguration. Da die Satelliten aber wahrscheinlich preiswert sind (eine Basisaustattung eines Cubesats ohne Experimente soll um die 50.000 Dollar kosten, dazu käme hier noch das Innenleben, rechnet man mit 250.000 Dollar für Satellit und Start, so hat man sicher noch etwas Luft) kann man auch mit mehr Satelliten Multispektralaufnahmen machen. Der Trick ist relativ einfach: Vom Platz und Gewicht her kann man pro Satellit auch zwei Kameras einbauen. Belegt man jeden Chip mit einem Farbfilter und setzt nun mehrere Satelliten ein, so kann man Multispektralaufnahmen bis ins nahe Infrarot machen (CCD sind auch bis 1 Mikrometer, teilweise bis 1,6 Mikrometer Wellenlänge je nach Dotierung) empfindlich. Mit 64 Satelliten hat man z.B. ein Multispektralsystem mit 16 Farbkanälen.

Das wäre wegen der groben Auflösung primär für die Ökologie interessant, also die Überwachung der Vegetationsaktivität oder Algenblüten. Das Konzept wäre sogar für Weltraumagenturen interessant, die so ihre großen Satelliten ergänzen könnten. 16 Dieser Minisatelliten würden 100 kg wiegen und könnten bei einem Start befördert werden. Mit abgestimmten Sendefrequenzen kann eine einzige Antenne Daten aller 16 Satelliten simultan erfassen.

Ich befürchte nur wenn ESA oder NASA so was angehen kommt was größeres und teureres wie BIRD oder Proba-1 raus. Ohne "off the Shelf" Komponenten und zwar billig, aber nur verglichen mit anderen Missionen nicht verglichen mit den Kosten von Cubesats. Meine Meinung: mal einige Millionen in ein solches System investieren. Wenn's klappt hat man eine Ergänzung Meteop. Wenn's nicht klappt weil die Ausrüstung doch im Weltraum bald kaputtgeht ist man für wenig Geld schlauer geworden.

2.10.2013_ Nachlese zum Beta Start

So mit etwas Zeit eine Nachlese zum Beta Start. (Originalton Musk, wird dann der nächste ein Release Start oder folgt irgendwann noch ein Bugfix Start?j). Wichtiger als Twitter Meldungen vom Chief Designer und Founder sind mir die harten Fakten und die gab es schon im Vorfeld.

Die ganze Rakete ist um 25 t schwerer geworden bei gleicher Nutzlast. Ein sehr seltsames Phänomen, das erklärt vielleicht auch das Heruntersetzen der Maximalnutzlast vor einigen Monaten (da lag sie noch bei 16 t, nun sind es noch 13 t). Trotzdem soll sie eine 80% höhere Nutzlast als die Falcon 9 V1.0 haben, was dann meine niedrigen Werte die ich Jahre vor dem Jungfernflug publizierte, rechtfertigt. Man kann die Öffentlichkeit betrügen, aber nicht Mutter Natur. Auch für SpaceX gelten dieselben Gesetze wie für alle anderen Unternehmen. Immerhin gibt es nun etwas genauere Angaben zu dem Schub und Brennzeiten, anhand derer ich mein Datenblatt aktualisiert habe.

Wie schon einige berichtet haben, gab es zwei Dinge die noch Probleme machen. Das eine ist das die Bergung der ersten Stufe scheiterte. Es kamen nur Trümmer unten an. Ob es ursächlich mit einer Fehlzündung oder ausgebliebenen Zündung ist, ist nicht bekannt geworden. Der Punkt ist jedoch unwichtig, weil Elon Musk die Erwartungen an die Wiederverwendbarkeit, die er in den Anfangsjahren so herausgestellt hat runtergeschraubt hat. Früher war das essentieller Bestandteil des Geschäftsmodells, nun wurde die Wahrscheinlichkeit das die Stufe es überlebt nur auf 10 (später korrigiert auf 20) Prozent eingestuft, die Einsparungen auf 25% und der Nutzlastverlust auf 15% (Wasser) und 30% (Land) - also die Einsparungen korrespondieren mit einem gleich hohen Nutzlastverlust, aber die derzeitige  Version überlebt es nicht. Die Kostenersparnis von 25% passt zumindest nicht zu der Zahl, dass die Stufe 75% der Gesamtkosten ausmacht. Immerhin erfuhr man jetzt wo sie stattfinden soll - auf dem CCAF, das bedeutet man muss die Stufe umdrehen, was bei einer Geschwindigkeit von über 3000 m/s nicht gerade wenig Treibstoff kosten wird.

Die Probleme bei Testzündungen wie auch der bei nur sechs Flügen schon einmal eingetretene Triebwerksausfall lassen für mich eher den Schluss zu, dass man eine recht billige, nicht besonders langlebige Stufe und Triebwerke fertigt, deren Wiederverwendung sich nicht finanziell lohnt und die auch keine Reserven hat überhaupt den Wiedereintritt zu überleben.

Problematischer ist das die Wiederzündung der zweiten Stufe nicht klappte. Sie ist für den Start in den GTO essenziell und wenn ich SES wäre, dann würde ich auf einer erfolgreichen Demonstration bestehen, ich vermute das wird auch Bestandteil des Vertrags sein. Trotzdem ist der Start von SES-8 immer noch für Ende Oktober vorgesehen. Nach SpaceX Angaben wird die Nutzlast 30 bis 45 Tagen vor dem Start angeliefert und vorbereitet, das müsste also schon erfolgen. Da man davon nichts vernimmt vermute ich wird es aber mit dem Start Ende Oktober nichts.

Wenn er noch in diesem Jahr erfolgt, wäre es immerhin das erste Jahr mit drei Starts. Bisher hab es niemals mehr als zwei Starts pro Jahr. Das steht in krassem Gegenstand zu Verlautbarungen wie das man pro Monat 10 Triebwerke und im Jahr 40 Cores fertigen würde, wie überhaupt alle Ankündigungen im krassem Gegenstand zum Erreichten stehen. So habe ich ja noch eine Wette laufen. Ich habe einfach mal angenommen, das das Launch Manifest nur für die nächsten 12 Monate auch umgesetzt wird. Nach dem derzeitigen Stand wird es ja mindestens drei Starts die im Februar (vor gerade mal 7 Monaten!) geplant waren nicht mehr 2013 stattfinden, nämlich der von NPSO und zwei Versorgungsflüge zur ISS. Zwei Starts schafften sie ja schon 2010, nur hatten sie damals 40% der angestellten (1200, heute etwa 3000). Nach dem aktuellen Launchmanifest sind übrigens immer noch 4 Starts in den nächsten drei Monaten geplant.... Bevor jemand mit dem Argument "Launcher arrives at Launchsite" kommt - das bringt wenn die Rakete fertig montiert wird maximal einen Monat. Und wenn dann verschiebt es nur das Manifest, kann aber nicht der Grund sein, dass seit Jahren weniger Starts erfolgen als zum Jahresanfang angekündigt. Der vorgestern erfolgte Start sollte nach dem Manifest von 2005 übrigens schon im dritten Quartal 2008 erfolgen - MDA musste nur 5 Jahre warten....

Aber SpaceX Jünger (anders kann Personen nicht nenne, die unkritische aller positiven Nachrichten übernehmen und komplett alles als falsch erwiesenen Ankündigungen ausblenden nicht nennen) werden sich von solchen Widersprüchen nicht beirren lassen.

Was noch offen ist welche Bahn die Satelliten erreicht haben. Auch das dürfte interessant sein. Die geplante Bahn wurde ja veröffentlicht und bei drei von fünf bisherigen Flügen konnte die Falcon 9 nicht die Bahnparameter mit den im User Manual versprochenen Abweichungen einhalten. Das ist kein großes Problem, aber auch eines das Aufmerksamkeit verdient. Je höher die Abweichungen sind, desto mehr Treibstoff braucht der Satellit um die spätere Zielbahn zu erreichen. Das Users Manual ist übrigens mit der letzten Überarbeitung der Webseite verschwunden. Man könnte ja sonst die Angaben nachprüfen.... Unbestätigten Berichten zufolge hat man 20 Objekte in der Umlaufbahn gesichtet - es sollten mit Oberstufe aber nur acht sein. Das können natürlich noch Adapter oder Yo-Yo Gewichte sein, aber eine Erklärung dafür gibt es bislang nicht. Ich warte auf die korrekten Daten von NOARD, mal sehen ob die auch so viele Elemente finden.

Auch wurde die Basis in Vandenberg teurer als geplant. 40 bis 60 Millionen waren mal als Investition im Gespräch, 100 Millionen sind es geworden. Das bedeutet auch die Firma ist dringend darauf angewiesen nun bald Einnahmen zu generieren. Denn von den 60 Millionen die ein Start kostet oder 133 Millionen für eine Dragon ist ja nur ein Bruchteil, vielleicht 10-20% Gewinn.

Davon unbemerkt hat die Cygnus inzwischen an die ISS angedockt - mit 700 kg Fracht, obwohl die Trägerrakete weniger Nutzlast hat als selbst die erste Version der Falcon 9. Effizient, ohne viel Getöse, einfach den Vertrag erfüllt. So macht man es.

3.10.2013: Das Rätsel um die Falcon Heavy / Sonderurlaub für die NASA

Tja, so was gibt es nur in den Vereinigten Staaten. Am 1.10. wurde die NASA 55 Jahre alt und als Belohnung bekommen 17.701 der 18.250 Angestellten Urlaub! Echt toll, so was gibt es nur in den USA und nennt sich dort "Shutdown". Hmm waren das nicht die ersten Worte nach der Mondlandung?. Kommt dann am 17.10 "Engines Stop"?

Nach diesem traurigen Kapitel aus dem Staat des grenzenloses Wahnsinns, bei dem Politiker eine Krankenversicherung für Kommunistisches Teufelszeugs halten zu dem heutigen Hauptthema. SpaceX hat korrigierte Werte für die Falcon 9 und Heavy publiziert. Vorher gab es ja nur ungefähre Werte, nun kennt man die Startmasse aufs Kilogramm genau: 505.286 kg und 1.462.836 kg. Wie bei allen US-Daten muss man kritisch sein - SpaceX ist zwar ein einer Hinsicht eine rühmliches Vorbild für die US Industrie: sie geben zuerst die Daten in Kilogramm an - aber in US-Einheiten sind es runde Werte: 3225.000 lb und 1.115.200 lb.

Was schon bei der Vorstellung einigen aufgefallen ist und sich nun auch nicht geändert hat, ist das es wenn man ausgehend von diesen Daten die Stufenmasse berechnet, wird die zweite Stufe überraschend klein wird.

Die Vorgehensweise ist einfach und man braucht nur Dreisatz:

Die Falcon Heavy unterscheidet sich von der Falcon 9 nur durch zwei zusätzliche Booster die den ersten Stufen der Falcon 9 entsprechen. Also ist die Massedifferenz gleich der Masse von zwei ersten Stufen. Zieht man dies von der Falcon 9 ab erhält man die Masse der zweiten Stufe und der Nutzlasthülle.

Die Differenz beträgt 956.990 kg, also würde die erste Stufe 478.495 kg wiegen. Es könnte auch sein, dass die Startmasse mit der Nutzlast angegeben wird, dann wird es bei 53 und 13,15 t Nutzlast eine erste Stufe von 458.570 kg. Die zweite Stufe errechnet sich dann zu 27.351 / 34.126 kg. In dieser Masse ist dann noch die Nutzlasthülle enthalten, die man basierend auf der Ariane 5 Hülle zu mindestens 2,3 t annehmen kann. Das bedeutet man hat eine Oberstufe von 25 bis 30 t Gewicht.

Das ist zu wenig. Sie wäre kleiner als die der Falcon 9 (48 t) und auch aufgrund theoretischer Untersuchungen zu leicht. Bei Stufen mit fast gleichem spezifischen Impuls erhält man die maximale Nutzlast bei einer gegebenen Startmasse, wenn das Verhältnis erste Stufe/Zweite Stufe = Zweite Stufe/Nutzlast ist. Aufgrund dessen sollte die zweite Stufe rund 75 t wiegen und die erste dann etwa 420 t.

Nun man kann anhand der SpaceX Angaben eine Abschatzung machen. Für die erste Stufe und zweite Stufe sind Brennzeiten publiziert (180 / 375 s) und Schub (6672 / 801 kN). Mit dem spezifischen Impuls von 3040 und 3335 m/s kann man die Treibstoffzuladung zu 380,4 und 90,1 t berechnen. Das lässt noch 33,05 t für Strukturen übrig, die dann basierend auf den Falcon 9 V1.0 Daten e(hochskaliert um den gleichen Faktor) eine Leermasse von 4,72 und 28.33 t ergeben. Das sind relativ realistische Werte.

Nur passt das dann nicht zur Falcon heavy. Nimmt man diese Werte, so würde die Falcon Heavy nur 1375,31 t (mit Nutzlast) / 1322.71 t wiegen.

Welche Erklärungsmöglichkeit gibt es für die Differenz? Die einfachste ist, dass die erste Stufe bei der Falcon 9 nicht voll gefüllt wird, bei der Falcon Heavy schon. Behält man die gleiche Startbeschleunigung bei, so sollten Oberstufe und Nutzlast bei der Falcon heavy maximal 326,31 t wiegen. Da die Oberstufe aber unverändert übernommen wird sind es maximal 150,92 t. Man kann also über 170 t mehr transportieren. Nun kann man das nutzen, die Gravitationsverluste zu reduzieren. Effizienter ist es aber mehr Treibstoff mitzuführen und zu verbrennen und so die Stufen einfach voller zu füllen. Das wäre nachvollziehbar, wenn man die Brennzeiten der Falcon Heavy Erststufen hätte. Nur gibt es die nicht. Immerhin ist die Startbeschleunigung ähnlich: 13,19 und 13,69 m/s.

Man ist inzwischen übrigens - für mich nicht verwunderlich - vom Crossfeeding abgekommen und reduziert den Schub der mittleren Triebwerke kurz nach dem Start. Das ist einfacher. Der Effekt ist der gleiche. Man muss verhindern, dass alle drei Stufen gleichzeitig Brennschluss haben. Es gäbe dann einen Schub von 20 MN bei einer Masse von etwa 236 t, was einer Spitzenbeschleunigung 8,5 g ergibt. Da müsste man nicht nur je zwei Triebwerke pro Booster abschalten, sondern rund 10 Stück.  Es ist aber wieder mal ein Feature das großartig herausgestellt wird und leise begraben wurde. Nicht das erste bei SpaceX.

Quellen:

http://www.spacenews.com/article/launch-report/37450upgraded-falcon-9-rocket-successfully-debuts-from-vandenberg
http://www.spaceflightnow.com/falcon9/006/130928preview/#.UklDWYYbZzM
SpaceX Demonstration Mission Presskit


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