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Web Log Teil 449: 30.1.2016 - 8.2.2016

30.1.2016: Die 10 Prozent Rakete

Heute mal wieder ein Raumfahrtthema das keinen richtigen Sinn hat. Es geht nur darum eine Zahl zu erreichen: Kann man eine Rakete so konstruieren, dass sie 10% ihres Start Gewichts als Nutzlast transportiert? 10 Prozent klingen nach nicht viel, sind aber ein ehrgeiziges Ziel. Den höchsten Nutzlastanteil hatte das Space Shuttle mit etwas über 5% - der Orbiter war ja auch die Nutzlast der Rakete. Wenn man ehrlich ist, müsste man davon die Triebwerke und das Schubgerüst wieder abziehen. Trotzdem ist das noch höher als bei jeder anderen Rakete. Die Proton liegt bei 3,0%, die Sojus bei 2,6 %, die Falcon 9 bei 2,4 %. Ariane 5 bei 2,7 %. So rund 3 % sind heute also normal. Da sind 10% eine Nutzlaststeigerung um das dreifache. Die Wahl der Zahl erfolgt aus zwei Gründen. Zum einen weil ich denke man kann es erreichen, wenn auch nicht einfach. Zum andern weil es die erste zweistellige Ziffer ist. Das hat etwas. Ob es klappt weiß ich noch nicht. Während ich den Artikel schreibe mache ich erst die Berechnungen.

Schritt 1: Zusammenstellung existierender Technik

Zuerst schaue ich mal ob ich durch Kombination existierender antriebe auf die Nutzlast komme. Nach der Ziolkowski-Gleichung muss ich dabei auch möglichst hohen spezifischen Impuls und niedriges Leergewicht achten. Viele LOX/LH2-Erststufenantriebe gibt es ja nicht. Dazu sind die meisten nicht ausgelegt ohne Booster abzuheben. Daher setze ich erst mal auf den Shuttle ET, an den man dann die Triebwerke direkt montiert. Der SWLT wiegt voll 748.357 kg, leer 26.460 kg. Drei SSME wiegen  mit Rahmen 12802 kg. Ein SSME hat einen Schub von 1668 kN am Boden und einen spezifischen Impuls von 4437 m/s

Die leistungsfähigste Oberstufe ist die für die Ares V geplante EDS mit einer Startmasse von 278.500 kg bei einem Trockengewicht von 24.200 kg und einem spezifischen Impuls. Für die SLS hat man sich ja unentschieden und weiß noch nicht wie die Stufe wird. Nimmt man noch eine Nutzlastverkleidung von 7% der Nutzlastmasse hinzu (Abwurf nach Brennschluss der ersten Stufe) und eine Zielgeschwindigkeit von 9400 kg so kann man alles zusammenfügen. Es zeigt sich dass man 8 SSME braucht um die Rakete ins All zu befördern. Zielgeschwindigkeit sind 9400 m/s: 7800 m/s + 1600 m/s Aufstiegsverluste. Das Gefährt kommt auf 92,1 t Nutzlast bei  1059 t Startmasse - das ist schon nahe dran.

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
1158097921027000780016007,95 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11782495605994437
21276500242004393

Schritt 2: Wir optimieren

Als nächster Schritt schaue ich ob ich durch Optimierung dem Ziel etwas näher komme. Dabei verwende ich immer noch existierende Technik, nur eben nicht unverändert. In der ersten Stufe ist der Hauptansatzpunkt der Shuttle Tank. Er besteht aus zwei Tanks anstatt einem gewichtsgünstigeren Integraltank. Diese Entscheidung fiel weil an ihm die Booster angebracht sind. So konnte man sie in der Zwischentanksektion fixieren. Lassen wir den Teil weg und fertigen auch den LOX-Tank aus der Legierung 2195. Die NASA tat das nur beim größeren LH2-Tank was diesen immerhin 14% leichter machte. Einsparen könnte man auch die Verbindung zum Orbiter, doch da ich bei den Shuttle-SSME nicht weiß ob da auch die Hilfssysteme (Schwenken, Gasflaschen etc.) dabei sind, lasse ich das mal als Reserve für diesen Fall. Die SSME können einen spezifischen Impuls von 4460 im 109% Schublevel erreichen. Beides zusammen hebt die Nutzlast auf 93,5 t an, während das Startgewicht um 6 t sinkt.

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 2

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
1153864939547000780016008,14 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11776410547144460
21276500242004393

Die EDS ist ausgelegt für einen Start von 180 t. Unsere Nutzlast macht nur die Hälfte aus. Daher kämen wir auch mit weniger Schub aus. Die SLS Oberstufe soll bei 130 t Nutzlast 129 t Treibstoff aufnehmen und kommt mit 440 kN Schub aus. Rechnet man das auf die Startmasse der EDS hoch so kommt man bei 110 t Nutzlast auf 620 kN Schub. Den liefern 6 RL-10B2. Die sind zwar mit 1872 kg Gewicht nicht viel leichter als das J-2X mit 2472 kg, haben aber einen spezifischen Impuls von 4550 m/s. Sie dürften zudem ein Rollachsenkontrollsystem einsparen. Ich habe daher diese eingesetzt. Die EDS ist für die Motorisierung auch relativ schwer. Nehme ich die Ariane 5 EPC als Vergleich und berücksichtige, dass der 8,2 t schwere Tank aus der alten Legierung 2219 besteht, dann sollte bei Verbund Werkstoffen und Abwurf des Stufenadapters das Trockengewicht auf 15,8 t reduziert werden. Dafür habe ich 2 t Masse für den Stufenadapter bei der Erststufe addiert. Man kommt auf knapp 106 t Nutzlast - das sind bei 1047,6 t Startmasse gerade die 10%.

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
11605061052967000780016009,07 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11778410567144460
21269800180004550

Schritt 3: Bringt es eine Oberstufe

Können wir die Nutzlast erreichen, wenn wir noch eine Stufe hinzunehmen? Das kostet nicht viel Überlegung. Ich habe jeweils einmal die Delta IV DCSS und DEC Centaur genommen. Die Triebwerke wirken bei 100 t Nutzlast unterdimensioniert. Doch man darf nicht vergessen, dass schon fast Orbitalgeschwindigkeit erreicht ist, das ist ein ähnlicher Fall wie beim ATV mit der EPS Stufe. Da wiegt auch der Nutzlaststack 28,7 t bei nur 28,7 kN Schub. Mit 111 t Nutzlast käme die Lösung mit DCSS tatsächlich knapp über die 10% Grenze

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 4 (DCSS)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
11968171108977000780016009,27 /
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11778410567144460
21269800180004550
313071034904550

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 5 (DEC Centaur)

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
11877961092057000780016009,19 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11778410567144460
21269800180004550
312338125314417

Schritt 4: Alle Tricks erlaubt

So, nun mal ohne Hemmungen rangegangen. Was wäre möglich wenn man alles einsetzen könnte, was heute technisch denkbar ist? Fangen wir bei den Tanks an. Boeing hat CFK-Tanks entwickelt, die 30% leichter sind als heutige Tanks. Setzen wir diese in beiden Stufen (nun wieder ohne Oberstufe) ein, so werden die Tanks deutlich leichter.

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 6

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
11544231053917000780016009,13 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11770032480394460
21272000198004550
In der Oberstufe wäre auch noch eine zweite Option denkbar: Die Nutzung von Fluor. Fluor hat eine höhere Dichte und höheres Verbrennungsverhältnis zu Wasserstoff und liefert einen höheren spezifischen Impuls. Wenn man 100 m/s mehr ansetzt, ein Mischungsverhältnis von 9 zu 1 und wieder die alten Tanks, nun aber mit einer leicht geänderten Tankaufteilung, dann kann man mehr Treibstoff zuladen als bei LOX/LH2. Das zeigt Entwurf 7. Die Tanks sind hier um 1 t schwerer um das Mehrgewicht des Fluors aufzufangen (das entspricht dem Verhältnis bei schweren Flüssigkeiten in Erststufen etwa 1% des Tankinhalts bei großen Tanks). Ich bin wieder auf den Orginalentwurf der EDS zurückgekommen, da wahrscheinlich Composite Tanks nicht kompatibel mit Fluor sind. Man kommt nun auf gut 11 t Nutzlast, knapp 10,6 %.

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 7

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
12860991234397000780016009,60 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11770032480394460
21385628252004650

Was noch zu tun bleibt ist das Stufenverhältnis zu optimieren. Bisher resultierte es ja aus der Verwendung bestehender Stufen. Spätestens bei LOX/LF2 zeigt sich, dass dies etwas ungleich ist. die zweite Stufe ist viel zu groß. Macht man eine Simulation wobei man die Strukturquotienten gleich dem letzten Entwurf (16,03 und 15,30) lässt so kommt man auf dem finalen Zweistufenentwurf 8:

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 8

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
11786051145737000780015569,72 %
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11770032480394460
21287000187594650
Mit einer dritten Stufe (nur diese setzt Fluor ein) geht es noch ein bisschen. Der Strukturfaktor der zweiten Stufe ist hier 18,3, durch die CFK-Tanks deutlich besser als bei der Fluorkombination. Entwurf 9 ist nun mit drei Stufen:

Rakete: 10 Prozent - Entwurf 9

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
171663617755570007800160510,34 /
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
11770032480394460
21530423291454550
31231626151394650
In der Praxis müsste man die Trockenmassen in erster und zweiter Stufe bei so schweren Stufen erhöhen, was einen guten Teil des Gewinns wieder egalisiert, weil die Kräfte größer sind und man mehr Schub braucht. So richtig lohnen tun sich also eine dritte Stufe nicht.

In der Summe sind die 10% möglich - oder auch nicht. Nimmt man 10% der Raketenmasse an so kann man es erreichen, bei 10% Gesamtmasse (wo die Nutzlast ja schon mit dabei ist) schafft es nur der letzte Entwurf.

Die Frage ist - hat das irgendeine praktische Bedeutung? Ja und Nein. Nein, weil heute alle Träger auf möglichst niedrige Herstellungskosten optimiert sind. Dann greift man lieber zu Feststoffboostern. Fluor ist nur theoretisch untersucht, das einzige was ich an praktischen Versuchen finden konnte war ein kleines Testtriebwerk in den Sechzigern - immerhin bei nur 4 bar Brennkammerdruck, 100 Expansionsverhältnis hatte dieses bei niedrigem Fluoranteil von 11% den gleichen spezifischen Impuls wie das Vinci mit 60 Bar Druck und Expansionsverhältnis von 240.

Auf der anderen Seite ist ja Wiederverwendung en Vogue. Wenn ich ein Triebwerk wiederverwenden will dann bin ich an einer möglichst hohen Leistung interessiert auch wenn es teurer wird. Zum einen schreibe ich die Herstellungskosten über viele Flüge ab und zum anderen bringt mir dies mehr Nutzlast und das kompensiert in gewisser Weise den Nutzlastverlust durch die für die Wiederverwendung nötigen Systeme. Daher sind die SSME bis heute die leistungsfähigsten Erststufenantriebe - obwohl sie mittlerweile 40 Jahre alt sind. Im Gegenteil, man kann sich bei wiederverwendbaren leistungsfähigen Triebwerken die man (oder die ganze stufe) wiederverwendet dann eine billige und einfache Stufe als zweite Stufe leisten z.B. einen Feststoffantrieb denn die zweite stufe kann man nur unter viel höheren Verlusten wiederverwenden.

3.2.2016: Gut wenn es Geld regnet ohne das man was tut

So, ich widme mich mal heute wieder einem Blog. Nicht, dass ich nichts tue - Im Gegenteil. Ich hatte nach den Internationalen Trägerraketen einen Run und dachte mir "wenn ich schon mal dran bin, mache ich mich gleich an den nächsten Band". Seit gut einer Woche lese ich die "US-Trägerraketen" durch, ergänze sie und bin derzeit bei Seite 550, das heißt in so etwa 3 Tagen sollte ich durch sein. Erstaunlicherweise fielen mir wenige Fehler auf, dafür viele Formulierungen die ich geändert habe.

Hauptzweck der neuen Auflage ist auch nicht eine Erweiterung wie beim letzten Buch, denn mit 683 Seiten war ich schon fast am Anschlag (bei BOD gehen maximal 700 Seiten). Es geht mir vielmehr darum die inzwischen gesunkenen Druckkosten an die Käufer weiterzugeben. So kostet das Buch nun nur noch 39,99 Euro. Mal sehen ob sich das bei den Verkaufszahlen auswirkt. Das alte Buch hat sich in 33 Monaten genau 106-mal verkauft. Man sieht - die Arbeit lohnt sich nicht wirklich.

Derzeit bin ich bei Seite 550. Das ist vor dem abschließenden Kapitel über Saturn V - Ares - SLS und Shuttle. Und wer die alte Auflage kennt weiß, was ich heute bearbeitet habe. Richtig die Firma mit dem X. Mir fiel einiges auf, zumal ich auch einiges ergänzt habe und mich daher zwangsweise mit der Aufarbeitung der letzten fast drei Jahre beschäftigt. Dazu gab es einige Meldungen in den letzten Monaten die man doch kommentieren sollte.

Fangen wir mal an, mit dem Aufarbeiten der letzten drei Jahre. Da führt SpaceX die Falcon 9 ein und stellt die erste Version nach 5 Flügen ein. Die zweite nun nach 15 Flügen und dafür eine neue. Derzeit scheint sie aber ein Problem zu haben denn obwohl auch letztes Jahr nur die Hälfte der Nutzlasten gestartet wurden die geplant waren wurde der nächste Start auf Ende März verschoben. Inzwischen fürchten Kunden Gewinneinbußen, weil ihre Satelliten am Boden anstatt im Orbit sind. Eine Alternative haben Sie nicht, denn auch Arianespace ist bis Ende 2017 vollständig ausgebucht. SpaceX scheint sowieso Probleme mit der Kadenz zu haben. Mal liegen 14 Tage zwischen zwei Starts, dann wieder 3 Monate. Das ist wenn erst mal eine Produktion läuft doch ungewöhnlich, aber es passt zu Bewertungen von Arbeitnehmern zu der Firma in Portalen. Dort findet man auch dass dort offensichtlich vorausgesetzt wird das man 12 bis 14 Stunden für die Firma arbeitet. Nur so was geht in der Regel nur kurzzeitig, nicht dauerhaft. Dann kann man mal eine schnelle Kadenz erreichen und dann eben wieder nicht mehr.

Das hat Folgen. Nachdem sie 2014 fast so viele Abschlüsse wie Arianespace hatten, brachen sie 2015 deutlich ein auf 60% der Aufträge Arianespace, nimmt man gestartete Nutzlasten ist es noch extremer, weil SpaceX meistens einzelne Starts bekommt während die Kunden bei Arianespace meist gleich Starts für mehrere Satelliten buchen.

Die Falcon Heavy rutsch dagegen immer weiter nach hinten. Angekündigt für einen Start "Ende 2012" wurde es nun eher "Ende 2016" werden. Zum einen verständlich, wenn man schon die Falcon 9 nicht starten kann. Zum anderen würde man mit der Falcon 9 ja mehr Nutzlasten starten können - theoretisch. Ich glaube praktisch nicht. Warum? Nun es gibt einige Indizien. So bietet SpaceX seit einem Jahr nur noch einen Startpreis für Nutzlasten von maximal 6,4 t an. Zum zweiten nutzt die Falcon 9 nun ja unterkühlte Treibstoffe. Zum dritten nutzt die Falcon Heavy dieselbe Nutzlastverkleidung wie die Falcon 9. Eine Doppelstartvorrichtung ist nicht angekündigt, das verwunderte mich schon vor Jahren. Inzwischen dürfte klar sein warum: die Falcon 9 ist an der Grenze der Statik. Verlängern ging schon bei der v1.2 nicht. Man hat die Nutzlastverkleidung sogar verkleinert um die längere Oberstufe auszugleichen. Damit kann man weder eine längere Nutzlastverkleidung noch eine Doppelstartvorrichtung mitführen. Schlecht für kommerzielle Starts, vor allem wenn das Launchmanifest gerammelt voll ist. Gut wenn man sowieso nur an militärische Starts denkt, denn die sind meist Einzelstarts. Da ist die Heavy nun von der UASF zertifiziert, was wohl wegen der Ähnlichkeit zur Falcon 9 schnell ging. Der niedrige Preis für Einzelstarts dürfte dürfte an der Wiederverwendung liegen - entweder man plant eine für die drei Cores mit extremer Nutzlasteinbuße oder man nutzt schon wiederaufgearbeitete Stufen. Ich denke aber man wird damit sich bei USAF Aufträgen bewerben, da kann man mit den Startpreisen von ULA konkurrieren selbst wenn man die Nutzlast nicht voll ausnutzt.

Irgendwie passt das nicht zur Langzeitvision der Kolonisierung des Mars. Von Mars Colony Transporter (MCT) mit 100 t Nutzlastkapazität zum Mars (etwa 300 bis 400 t in LEO) sprechen und nicht mal die Nutzlasten mit 1/20 der Masse in den GTO zu bekommen. Mit der Wiederverwendung klappts auch nicht so. Wenn einer Landung mal klappt, dann schalten die Triebwerke schon beim nur 3,5 s dauernden Hot Fire Test vorzeitig ab und "debris" gibt es in einem Triebwerk. Tja runter bekommen und erneut verwenden sind zwei Paar Stiefel.

Dafür hat SpaceX inzwischen ULA bei den Ausgaben für Lobbyismus deutlich übertroffen und das hat sich auch gelohnt. Gerade gabs eine Finanzspritze der Air Force für die Entwicklung des Raptors als Oberstufentriebwerk für die Falcon 9 und Heavy, dafür ist der bisher angegeben Schub von 2300 kN aber viel zu hoch. Schon mit den 913 kN des Merlin 1D gibt es heute eine Spitzenbeschleunigung von 6 trotz Schubreduktion auf 38%. Ich tippe mal drauf bald wird aus dem Raptor ein Compsognathus. Das Triebwerk hat ja mal als Erststufenantrieb für den obigen MCT begonnen, da hätte es 10-30 mal so schubreich wie ein Merlin 1D sein müssen.

Auch ist nun SpaceX bei CRS-2 dabei. Die NASA gab sich bedeckt was die Kontrakthöhe angeht, doch Orbital spricht schon von 2020 bis 2024 von 1,2 bis 1,5 Milliarden Dollar, für die nächsten 4 Jahre mindestens genauso viel. Da dürfte SpaceX genauso viel abbekommen. Die NASA rechnet ja mit 14 Milliarden Dollar für alle drei Firmen bis 2028. Auch CRS 1 ist lukrativ. Nach einem GAO Report bekam die Firma bis zum Fehlstart letztes Jahr 1,4 Milliarden Dollar, rund 3/4 der Gelder - hat aber erst 12.458 kg Fracht transportiert, also 60% der Nutzlast. Dazu bekommt man im Rahmen des CCDev Programmes alles finanziert und kann bei NASA und DoD 40% mehr für einen Start kassieren. Das ist lohnend und man bekommt auch Starts bezahlt die fehlschlagen, ohne das es auf die Versicherungsprämien durchschlägt denn der Start ist ja nicht versichert. Vielleicht hat Musk sogar jemand bestochen dass er manipulierte Streben einbaut. So bekam die Firma wertvolle Zeit, Zeit die sie brauchte weil die neue v1.2 nicht startbereit war, von der alten Version gab es nur noch ein Exemplar und kein Kunde hätte verstanden wenn es wie 2013 man eine funktionierende Version ausmustert und monatelang nicht fliegt weil die neue noch nicht startbereit ist, jetzt hat es ja auch gerade mal für einen Start in 4 Monaten gereicht. Unwahrscheinlich? Vielleicht, aber so viele logische Erklärungen, warum eine Strebe bei einem Fünftel der Nennbelastung bricht fallen mir auch nicht ein. Das kann nicht ein verborgener kleiner Defekt gewesen sein, da muss schon eine makroskopisch sichtbare Beschädigung da sein. Die übersieht man schwer.

In jedem fall funktioniert das Geschäftsmodell. Zumindest derzeit noch.

7.2.1016: Am Markt vorbei geplant

Die Verkündigerin des Messias Gwynnne Shotwell hat für nächste Woche "neue Specs" für die Falcon Heavy angekündigt. Da ich nur noch etwa 50 Seiten durchzulesen habe, bei der Ankündigung kurz gedacht, ob ich das abwarten sollte, denn ansonsten werde ich am Montag fertig, Norbert hat auch schon einen Grobentwurf des Covers gemacht, also Montag/Dienstag sind realistisch, zumal ich einen Trick gefunden habe, wie ich die Marotte von Libreoffice dauernd Leerseiten einzufügen und ziemlich oft abzustürzen, umschiffen kann - ich druck es in zwei Durchgängen aus und spiele jeweils nur die Bilder ein, die ich für den Durchgang brauche. Pdf SAM kann man dann daraus wieder ein Mansukript machen.

Aber warum lohnt es sich nicht auf neue "Specs" zu warten? Nun weil die sowieso schwanken. Die Falcon Heavy hat 2011 als sie angekündigt wurde 1400 t gewogen, dann waren es mal 1362 t, 2015 waren es noch 1462 t und jetzt (trotz schwererer Falcon 9 v1.2) sinkt sie wieder auf 1394 t ab. Die GTO Nutzlast betrug mal 12 t, nun sind es 21 t. Ich vermute man wird sie bei den neuen Specs wieder anheben. Ist auch egal. Die Zahlen sind in einem Jahr sowieso andere. Was zählt was die Rakete tatsächlich transportieren kann und für was man Aufträge bekommt. Da hat SpaceX bisher immer voll am Markt vorbeigeplant.

"The wourld fastet growing Launch Service Provider" (LSP) (Kunststück, wenn man der einzige Neue in den letzten 20 Jahren ist - die anderen können ja nicht mehr Wachsen) so heißt es. Doch an diesem Markt orientiert sich SpaceX nicht. Das ideale Gefährt für den GTO Markt würde etwa 6 t in einen GTO mit einem ΔV von 1500 m/s transportieren. Diesen GTO bietet Arianespace an und er ist Standard. ILS macht bis zu fünf Zündungen um einen GTO mit einem ΔV von 1500 m/s zu erreichen. SpaceX weist auf seiner Webseite eine Inklination von 27,9 Grad aus, das entspricht einem ΔV von 1800 m/s oder einer um 6 Jahre verkürzten Lebensdauer im Orbit. SpaceX muss daher einen supersynchronen Orbit einschlagen und der kostet Nutzlast bei der v1.1. waren es nur noch 3500 von 4850 kg. Tja so rechnet man die Nutzlast höher als sie ist.

Die 6 t ergeben sich daraus weil die Proton und Zenit etwa 6 t als Maximalnutzlast haben. Die meisten Satelliten liegen daher drunter, sonst kann sie derzeit nur Ariane 5 transportieren und die Kunden wollen nicht von einem LSP abhängig sein. Mit 6 bis 6,6 t in einen GTO wäre SpaceX also fähig, fast alle Satelliten in den GTO zu starten. Als zweites Standbein gäbe es noch die Versorgung der ISS. Da hat die Firma mit ihrer Dragon sich selbst die Vorgaben gemacht. Ganz genau weiß man nicht wie viel die Dragon wiegt, doch die Falcon 9 v1.0 die etwa 7 t zur ISS transportieren konnte, hatte nie mehr als 800 kg Fracht bei der Dragon. Bei etwa 2,5 t ist Schluss weil nicht mehr in die Kapsel reingeht, selbst wenn noch unpressurized Cargo hinzukommt. So kommt man für ISS Transporte mit einer Rakete mit 10 t LEO-Nutzlast aus. Die Falcon 9 ist nun für ISS-Transporte schon zu groß und für GTO noch zu klein. Die Firma weis das übrigens - der Nutzlastadapter ist für maximal 10,9 t ausgelegt und das bei 13,15 t Maximalnutzlast ... sie rechnet offensichtlich nicht damit, das jemand die auch mal ausnutzt.

Die Falcon Heavy ist nun schon (ohne 1,2 Upgrade) zu nutzlastreich. Selbst wenn es keine 21 t sind und die nicht für den Ariane 5 GTO gelten - sie wird nie voll ausgeschöpft. Mehr noch, SpaceX hat sich ein dickes Problem mit der v1.1 eingehandelt, das den Fans bei den Lobpreisungen über die v1.2 gar nicht auffiel. Die unterkühlten Treibstoffe sind kein nettes Feature, sind sind das Eingeständnis das man ein Problem hat. Raketen sollten nicht zu lang sein, kürzer ist besser, beim Aufstieg wirken aerodynamische Kräfte auf die Rakete und zwar um so stärkere je länger eine Stufe  ist. Das kostet Masse für die Strukturelle Integrität und es kostet Nutzlast. Ich habe für das Buch auch geguckt wie andere die Trockenmasse der Stufen einschätzen und keiner nimmt die Strukturfaktoren von Musk mit 30 für Erststufe und 25 für Oberstufe. Die meisten setzen die Erststufe auf 23 bis 26 t Trockengewicht an, ich übrigens auch. Bei einem Strukturfaktor von 30 wäre die Stufe nur halb so schwer. SpaceX konnte beim Übergang von v1.1 auf 1.2 die Stufe nicht verlängern, so kamen sie auf die aufwendige Prozedur mit unterkühlten Treibstoffen. Die Verlängerung in der Oberstufe hat man an der Nutzlastverkleidung abgezogen die nun nur noch 13,1 anstatt 13,9 m lang ist - bei Block II war sie mal 15,2 m lang und Block II hatte eine kleinere Nutzlast....

Dieselbe Nutzlastverkleidung findet man auch bei der Falcon Heavy und mal ehrlich: eine 53 t Nutzlast in einer 13,1  m langen Nutzlastverkleidung? Arianespace verlängert gerade die der Ariane 5 auf 20 m und die hat nur 10 t Nutzlast. So braucht man sich nicht wundern das man nichts von einer Doppelstartvorrichtung bei SpaceX hört - die geht einfach nicht, dabei wäre die Rakete locker fähig sogar drei Satelliten in den GTO zu befördern. So ist es völlig wurst, ob die Falcon Heavy 45, 53 oder 70 t LEO Nutzlast hat - mehr als einen Satelliten wird sie nicht transportieren. So verwundert es sicher auch nicht, dass seit einem Jahr dort bei Pricing nur noch der Preis für einen Satelliten von 6,4 t Gewicht steht - wenn ich nicht mehr transportieren kann ist das nur logisch. Alle gebuchten Starts sind auch Einzelstarts. (Zu den Preisen in den nächsten Tagen mehr, auch da gibt es neues).

Es gibt noch einen zweiten Grund warum die Nutzlast beschränkt ist. Die Falcon Heavy wird ja auch die Oberstufe der Falcon 9 einsetzen. Die wird wohl auf die Lasten ausgelegt sein, die eine Falcon 9 transportiert. Es macht keinen Sinn eine Oberstufe auf 40 t mehr Nutzlast auszulegen als sie in der Falcon 9 transportiert, denn das kostet Gewicht. 40 t Nutzlast mehr machen die Oberstufe um etwa 1 t schwerer und die Tonne geht von den knappen 3,5 t GTO Nutzlast ab. Ich würde drauf tippen, dass sie sogar nur auf 10,9 t Nutzlast ausgelegt und nicht mal 13,15 t - siehe Nutzlastadapter ...

Hier eine Übersicht von Trägern mit ihren GTO-Nutzlasten und Nutzlastverkleidungen :

Träger Länge Durchmesser Zylindervolumen GTO Nutzlast Kilogramm pro m³
Falcon 9 13,10 m 5,20 m 278 m³ 3.500 kg 12,6
Falcon Heavy 13,10 m 5,20 m 278 m³ 17.000 kg 61,1
Ariane 5 20,00 m 5,40 m 458 m³ 10.350 kg 22,6
Proton 15,22 m 5,10 m 308 m³ 6.180 kg 20,1
Zenit 11,39 m 4,19 m 157 m³ 6.000 kg 38,2
Zyklon 4 9,59 m 4,00 m 120 m³ 1.600 kg 13,3
Titan 4B 26,20 m 5,08 m 543 m³ 9.200 kg 16,9
Delta 4M 14,30 m 5,13 m 295 m³ 5.400 kg 18,3
Delta 4H 19,80 m 5,13 m 409 m³ 11.400 kg 27,8
Atlas V 400-er Serie 13,80 m 4,20 m 207 m³ 5,,860 kg 28,3
Atlas V 500-er Serie 13,72 m* 5,40 m 314 m³ 6.880 kg 21,9
H-IIA 14,00 m 5,10 m 272 m³ 4.400 kg 16,2
H-IIB 16,00 m 5,00 m 294 m³ 8.000 kg** 27,2
GSLV 7,80 m 3,40 m 78 m³ 2.250 kg** 28,8
Chang Zheng 3B 9,60 m 4,20 m 133 m³ 5.500 kg** 41,3

Wenn es mehrere gab habe ich jeweils die größte genommen. Das Zylindervolumen gibt das Volumen eines Zylinders an der diese Höhe und Durchmesser hat. Das Volumen der Verkleidung ist kleiner, aber da alle ähnlich spitz auslaufen ist der Unterschied vergleichbar (nicht von jeder Verkleidung ist das Innenvolumen bekannt). Bei der Atlas V 500 er Serie ist es die nutzbare Höhe (die Verkleidung umgibt auch die Centaur). ** signalisiert GTO mit höherer Inklination, die anderen Werte sind für ein ΔV von 1500 m/s wie er vom CSG aus möglich ist.

Es ist recht deutlich, dass die Falcon Heavy sehr deutlich nach oben abweicht. Würde man den Wert von Ariane 5 als "Standard" definieren, schließlich ist sie der einzige Träger der auch Doppelstarts anbietet und das würde man bei einem wirtschaftlichen Einsatz der Falcon heavy auch tun, so müsste man die Nutzlast auf 7,5 t reduzieren.

Kurz fett am Markt vorbei entwickelt. Warum verstehe ich nicht. Das bis vor ein paar Jahren aktuelle Block II Design der Falcon Heavy hatte die richtige GTO Nutzlast für zwei schwere Satelliten im Doppelstart, die Nutzlasthülle war 15,2 m lang und man hätte sicher noch ein bisschen verlängern können, da wären dann Doppelstarts möglich gewesen. Block II hatte auch die richtige Nutzlast bei der Falcon 9 für die ISS-Missionen knapp unter 10 t. Wahrscheinlich fühlte man sich durch die GTO-Aufträge unter Druck jetzt eine Falcon 9 zu entwickeln die auch die GTO Missionen abwickeln konnte, nur verbaute man sich mit der stupiden Verlängerung der Rakete Ausbauchancen.

Was wird Shotwell ankündigen? Wer SpaceX kennt weiß das. Die Falcon Heavy wird schwerer werden, sie wird ja die V1.2 Stufen einsetzen und bisher ist sie eher leichter, als vor einigen Jahren und sie wird mit mehr Treibstoff  und mehr Schub noch mehr Nutzlast transportieren - zumindest nach der Webseite.

Was ich ankündigen würde wäre etwas anderes: Eine Falcon Heavy mit verkürzter erster Stufe in der Zentralstufe (liefert Raum für eine größere Nutzlastverkleidung und Doppelstarts). Da man mit der von der Falcon 9 übernommenen Oberstufe nicht mehr als 11 t in den GTO transportiert würde ein Äquivalent von etwa 2/3 der heutigen Nutzlast ausreichen. Das kann man erreichen, indem man die Tanks nicht so voll füllt und dann ein Drittel der Triebwerke weglässt - wenn man eh nicht mit einer Bergung rechnet (höhere Abtrenngeschwindigkeiten) spart man so Kosten ein. Man könnte sogar geborgene Stufen einsetzen, bei denen einige Triebwerke nicht mehr funktionieren.

Ich vermute aber eher was anderes: man wird gerade weil man die Nutzlast nie ausnutzt noch mehr aus Bergung setzen - nur macht die nur wirtschaftlichen Sinn wenn die Stufe danach noch funktioniert und ein Kunde bereit ist das Risiko eines Starts zu tragen. Nur mit der Landung ist es nicht getan. Der Beweis steht noch aus, genauso wie der ob es sich finanziell lohnt. Musk wird ja gerne mit Steve Jobs verglichen. Zumindest soll er nach Arbeitnehmerberichten derselbe Menschenschinder sein und seine Vorliebe dafür das nur etwas "cool" sein soll und nicht sinnvoll, geht ja auch in die Richtung. Steve Jobs hat aber mindestens dreimal aufs falsche Pferd gesetzt: Der Apple III, der erste Macintosh und die NeXT Station waren jeweils am Markt vorbei geplant. Ihr dürft euch aussuchen wofür ich die Falcon Heavy halte....

8.2.2016: Nochmal: eine bessere Oberstufe für die Ariane 5

Wer den Blog regelmäßig liest, weiß was ich nicht nur wenig von SpaceX halte, sondern auch von der europäischen Trägerindustrie, die nun ja fast ausschließlich aus Airbus-Safran-Launchers besteht. Meiner Ansicht nach lassen sie sich viel zu gut für viel zu wenige Fortschritte bezahlen. Die ESC-B sollte 1,2 Milliarden Dollar kosten, nimmt man die bisherigen Aufwendungen hinzu so ist das teurer als die H-3, eine komplett neue Rakete, die Japan entwickeln will. Die Ariane 6 wird noch teurer und die letzten Entwürfen laufen mehr und mehr auf eine "Ariane 5 runderneuert" raus, dafür ist sie aber viel zu teuer.

Nun ist schon die derzeitige ESC-A eine schlecht ausgelegte Stufe, die ESC-B und wahrscheinlich auch die der Ariane 6, die nach Abbildungen genauso wie die ESC-B aussieht, sind es auch. Neben technischen Gründen liegt das daran, dass die Stufe nach ESA-.Vorstellungen den gleichen Durchmesser wie die Zentralstufe haben muss. Für 5,4 m Durchmesser fasst sie aber viel zu wenig Treibstoff. Die Vulcan wird gerade eine ACES mit 5,4 m Durchmesser bekommen, doch die nimmt 68 und nicht 28 t Treibstoff auf. Sie soll leer 1/12,5 des Startgewichts wiegen, die ESC-A liegt bei 1/5 und die ESC-B bei 1/5.5 So verschenkt man mehrere Tonnen an Nutzlast.

Ich hatte schon die Idee, eine Stufe mit kleinerem Durchmesser, aber dafür länger, einzusetzen. Selbst wenn man den Durchmesser der Rakete nicht reduzieren will, so kann man die Verkleidung verlängern und unten verstärken, so macht man es bei der Atlas V in der 500 er Version. Da man die Verkleidung lange vor der Zündung abwirft ist das in der Summe immer noch günstiger als die derzeitige kompakte Stufe. Wenn ich es heute noch mal angehe, so weil ich zum einen durch ein Papier von Airbus-Safran auch die Kosten berechnen kann und glaube auch das ich die Nutzlast besser berechnen kann.

Als Ausgangsbasis habe ich die ESC-A genommen. Ich habe die Abmessungen des LH2-Tanks genommen und mit der Kesselformel ein wenig gespielt bis ich die Masse für den Tank von 1.900 kg erhielt. Nun habe ich mit der Kesselformel und den gleichen Konstanten die Masse eines kugelförmigen Tanks berechnet der 5,4 m Außendurchmesser hat, aber Kugelform hat. Er hat ein Volumen von 80,6 m³ und nimmt bei 97% Befüllung 5,3 t Wasserstoff auf. Er wiegt trotzdem nur 714 kg trotz des größeren Volumens. Das liegt zum einen daran dass die Wandstärken bei Zylindern viel höher sind als bei kugelförmigen Behältern (doppelt so hoch im zylindrischen Bereich an den Enden noch höher) und zum zweiten der LH2 Tank einem Zylinder entspricht bei dem der zweite Deckel sich nicht nach außen, sondern nach innen wölbt. Dadurch verliert man auch noch Volumen.

Der LOX-Tank muss bei gleicher Technologie und 5:1 Verhältnis für das HM-7 dann 3,54 m Durchmesser haben und 307 kg wiegen. Er fast 26,5 t Treibstoff. Damit haben beide Tanks zusammen eine Zuladung von 31,8 t - etwas mehr als bei der ESC-B. Die beiden Tanks muss man dann verbinden. Das geht am besten durch eine Gitterrohrkonstruktion. Diesen Platz kann man auch nutzen um die VEB unterzubringen. Anstatt Hydrazin kann man auch die Treibstoffe direkt nutzen. Astrium hat ja 300 N Triebwerke für LOX/LH2 im Angebot das spart auch Gewicht. Ich gehe davon aus, dass das Strukturgewicht der VEB genutzt werden kann um die Gitterrohrkonstruktion aufzubauen. Oben auf dem LH2-Tank ist viel einfacher ein Adapter anzubringen, weil er sowieso kugelförmig ist, während man bei Ariane 5 von 5,40 auf 2,98 m reduzieren muss. Diese obere Konstruktion wiegt bei 25 t Maximalnutzlast bei gängigen Faktoren 625 kg.

Kommen wir zu den Triebwerken. Die ESC-A hat bei maximal 39,8 t Masse mit Nutzlast 65 kN Schub, die ESC-B bei maximal 57,2 t Startmasse 180 kN Schub. Bei Ariane 6 sollten es bei 60 t Startmasse auch 180 kN Schub sein. Man benötigt also, wenn man diese Treibstoffmenge einsetzt und die HM-7B nimmt drei Triebwerke. Da das Triebwerk maximal 0,99 m breit ist gehen die ohne Problem nebeneinander in den Stufenadapter. Ich bin sogar für vier Triebwerke, dazu später mehr. Jedes HM-7B wiegt 165 kg, dazu nehme ich nochmals die gleiche Masse für den Schubrahmen, zusammen also 4 x 330 kg = 1320 kg. Normalerweise ist der Schubrahmen leichter, doch ich gehe überall auf Nummer Sicher.

Zuletzt braucht man noch eine Helium-Druckgasflasche. Ich habe die der EPC genommen und auf die kleinere Menge Treibstoff herunterskaliert. Die würde dann leer 47 kg wiegen und 35 kg Helium aufnehmen. So kommt man auf folgende Gewichtsbilanz

System Gewicht
Flüssiger Wasserstoff 5.300 kg
Flüssiger Sauerstoff 26.500 kg
LH2-Tank 714 kg
LOX-Tank 307 kg
Triebwerke 660 kg
Schubgerüst 660 kg
VEB / Intertankstruktur 950 kg
Helium-Druckgas 82 kg
Adapter, obere Struktur 625 kg
Startgewicht: 35.798 kg
Leergewicht: 3.998 kg

Das ist Voll/Leermasseverhältnis von 8,95. Die Delta DCSS mit ähnlicher Treibstoffmenge (27,5t) und Konstruktion hat eine 8,87, das bestärkt mich darin, dass die Konstruktion umsetzbar und die Gewichtsannahmen realistisch sind. Setzt man diese Stufe auf eine Ariane 5 so kommt man auf eine Nutzlast von 14,3 t. Und das bei gleicher Technologie wie bisher, ohne neues Triebwerk, ohne leichte Werkstoffe bei den Tanks (die würden hier auch nicht mehr viel einsparen). Mit vier Triebwerken könnte die Nutzlast sogar noch höher sein, weil die Gravitationsverluste geringer sind. Ebenso sind die Massen für Schubrahmen und Stufen Adapter hoch angesetzt. 15 t Nutzlast wäre mit einer Auslegung auf 15 t Nutzlast und drei Triebwerken ohne Problem erreichbar.

Der wesentliche Grund für vier Triebwerke war für mich aber, das man so etwas umsetzen kann was die ESA gerne hätte - Wiederzündbarkeit. Sie brauchte es vor einigen Jahren für Raumsonden (erlaubt Doppelstarts mit einem kommerziellen Copassagier), das ATV und Galileo. Die Raumsonden gibt es nur alle Jahre, die ATV sind ausgemustert. Doch Galileo bleibt. Gerade für Galileo ist wichtig, das beim derzeitigen Einsatz der EPS die Nutzlast stark absinkt. Bei vier Triebwerken kann man eines später zünden und so die Wiederzündbarkeit einführen ohne ein wiederzündbares Triebwerk zu haben. Betreibt man (bei normalen GTO-Starts) alle vier so hat man eine Absicherung für einen Ausfall oder eine Minderleistung. Das kombiniert mit der demonstrierten Zuverlässigkeit des HM-7 (der letzte Fehlstart liegt über 20 Jahre zurück, die letzten 127 Starts waren ohne Probleme) macht den Antrieb recht zuverlässig. In den Galileo Orbit würde diese Version 8.386 kg transportieren, da ein Satellit etwa 800 kg wiegt reicht das für 8 Satelliten plus den Dispenser. Die Ariane 5 ES kann nur vier Transportieren. So spart man bei 24 Galileo Satelliten richtig Geld.

Kommen wir zu den Kosten. Wenn ich annehme das sich die Rakete nur durch mehr Triebwerke in den Kosten unterscheidet (die Tankkonstruktion ist einfacher, das müsste den Aufwand für Schubgerüst und Zwischentankstruktur aufheben) dann kommen als Kosten noch drei HM-7 hinzu. Eine Ariane 5 ECA kostet in der Fertigung 147,8 Millionen Euro, ein HM-7 Triebwerk aber nur 5,9. Bei 14,3 t Nutzlast wäre diese Rakete also um 3 x 5,9 = 17,7 Millionen Euro teurer. Das sind 12% des Herstellungspreises, sie transportiert aber 38,2% mehr Nutzlast. Mehr noch. Nimmt man gängige Faktoren für die Lernkurve (z.B. 0,75) so müssten 24 HM-7 pro Jahr nur das 2,82 fache von 6 HM-7 die derzeit pro Jahr produziert werden kosten, wodurch die Rakete nur etwa 16,7 Millionen Euro teurer wird.

In der Summe hat man eine Trägerrakete die mehr Nutzlast als die Ariane 5 ME und Ariane 6 bietet, bei überschaubaren Entwicklungskosten. Natürlich erreicht sie nicht die anvisierten kosten vorn Ariane 6. Doch die resultieren nach Airbus-Safran auch nicht aus neuer Technik sondern rationeller Fertigung und höheren Stückzahlen. Zumindest das erste sollte man auch hinbekommen ohne eine neue Rakete zu konstruieren.

Die Sinnfrage ist natürlich eine andere. Mit 14,3 t Nutzlast ist sie schon fast zu nutzlastreich. Das reicht für zwei der größten heutigen Satelliten, doch die wird man kaum zeitgleich angeliefert bekommen. Immerhin gehen nun ein schwerer und ein mittelschwerer Satellit, das geht bei der Ariane 5 ESC-A nicht. Theoretisch könnte sie auch mit zwei Sylda-5 drei Satelliten von je 4,4 t Masse, das ist ein mittelgroßer Satellit gleichzeitig transportieren, das wären dann 50% mehr Nutzlast als bei der Ariane 5 ECA, aber die Wahrscheinlichkeit das man diese gleichzeitig angeliefert bekommt sind heute klein. Aber die Zeiten ändern sich: Bei SpaceX müssen Kunden Jahre auf den Start warten, wenn Arianespace das auch einführt bekommt sie ohne Problem auch drei Satelliten für einen Start zusammen....


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