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Die Geschichte der Europarakete Ariane

Einführung

Dies ist die kurz gefasste Geschichte der europäischen Trägerrakete Ariane 1-3. Dieser Aufsatz beleuchtet die technischen und geschichtlichen Aspekte der Ariane 1-3. Der nächste Aufsatz behandelt die Ariane 4. Ein dritter Teil stellt die Ariane 5 vor, die völlig neu konzipiert wurde.

Wenn immer hier von Nutzlasten die Rede ist, sind es Nutzlasten in den geostationären Transfer Orbit. (GTO). Dies ist ein Orbit mit einem erdnächsten Punkt von 200 km und einem erdfernsten Punkt von ungefähr 36000 km. (35889 km für alle, die es ganz genau wissen wollen). Dort zündet der Satellit wenn er in 36000 km Höhe angekommen ist, nochmals ein Triebwerk um den Orbit auf eine kreisförmige Bahn zu erweitern. Diese Bahn wird von Kommunikations- und Wettersatelliten genutzt, da sie dort über einem Ort der Erde still stehen und man so die Antennen auf sie ausrichten kann ohne sie dem Satelliten nachzuführen. 90 % der Nutzlasten von Ariane gehen in diesen Orbit. Er war auch die Referenz bei der Konstruktion der Rakete.

Europa Am Anfang stand die Europa

In den sechziger Jahren versuchte Europa erfolglos die Trägerrakete "Europa" zu starten. Das Projekt scheiterte, allerdings nicht so sehr an der Technik als vielmehr an dem politischen Willen der beteiligten Staaten. So zog sich England, welches zuerst die führende Kraft gewesen war, immer mehr aus dem Projekt zurück. Gleichzeitig wurden einige Fehler gemacht. So wurden die Aufträge für die Rakete so verteilt das jeder Staat ein komplettes Subsystem baute: England die erste Stufe, Frankreich die zweite, Deutschland die dritte. Das so keine europäische Zusammenarbeit aufkam, und Probleme beim Testen der vorher nie zusammen erprobten Komponenten auftreten mussten, war klar.

Die Europa Rakete selbst war nicht einmal so erfolglos: Von 11 Flügen misslangen 6, eine ähnliche Bilanz hatten auch die Amerikaner und Sowjets bei ihren ersten Starts. Für die Öffentlichkeit kam aber der Eindruck auf, jeder Start wäre ein Fehlschlag, weil zuerst nur die erste und dann die ersten zwei Stufen getestet wurden. Von diesen sieben Starts waren nur zwei Fehlschläge. Von 11 Starts umfassten nur 4 eine komplette Rakete. Diese scheiterten aber alle. Hinzu kam das man bald die Europa 1 nur als Versuchsgerät für die Europa 2 einsetzen wollte, und dieser Träger somit nie operationell geworden wäre. Für die geplanten Satelliten hatte die Europa 1 eine zu kleine Nutzlast.

Mit dem Ausstieg zuerst von England 1969 aus dem Projekt, dann auch von Deutschland und Frankreich nach dem Fehlstart der ersten Europa 2 am 5.11.1971, war die Weiterentwicklung der Europa gestorben. Es wurde auch 1973 die ELDO aufgelöst. Diese Organisation, die für die Entwicklung gegründet wurde, wurde mit der ESRO, in der Satelliten entwickelt wurden, zu einer Organisation, der ESA zusammengefasst.

...Dann kam Ariane

Mit Ariane kam ein Neubeginn. Treibende Kraft waren diesmal die Franzosen. Wie auch in anderen Gebieten hatten die Franzosen das Bestreben unabhängig von anderer Technologie zu sein. Darüber hinaus gab es einen triftigen Grund für die Entwicklung eines eigenen Trägersystems. Die NASA startete zwar gerne gegen Erstattung der Unkosten andere wissenschaftliche Satelliten, jedoch keine Satelliten die sich kommerziell nutzen lassen. Damals, wie heute waren dies vor allem Kommunikationssatelliten. Mit einem solchen Satelliten kann man bares Geld verdienen. Obwohl ein Satellit heute mit Start und Versicherung ca. 250-300 Mill. USD kostet, hat man meist das Geld in 5 Jahren wieder reingeholt. Ein solcher Satellit hat aber heute eine Lebensdauer von 12-15 Jahren. Verständlich war, das damit die USA ein doppeltes Geschäft machen würden: Die Satelliten wurden in den USA gebaut und der Betreiber würde auch eine USA Gesellschaft sein.

Startplatz ELA 1Als man 1974 die Nachrichten Satelliten Symphonie 1+2, ein deutsch-französisches Gemeinschaftsprojekt mit einer Amerikanischen Delta Rakete starten wollte, ging dies nur, wenn man die Satelliten nur experimentell nutzte, also damit kein Geld verdiente. Das gab dem Bestreben nach einer neuen Rakete neuen Auftrieb. Die USA waren davon nicht begeistert. Das zeigte sich auch als man für die Tests Treibstoff beschaffen musste. UDMH wurde als Chemikalie in Europa nicht in den Mengen produziert, die man für die Tests der Triebwerke brauchte. Neben 1000 t die man noch von der Europa 2 übrig hatte, musste man 1000 t hinzukaufen. In den USA war dies nicht möglich, wohl aber in der Sowjetunion, und dies mitten während des kalten Krieges!

Die Europa sollte in der Version Europa 2 nur 360 kg in eine geostationäre Bahn bringen, viel zu wenig für eigene Kommunikationssatelliten. So gab es schon 1970 Pläne für eine Europa 3. Diese basierte nicht mehr auf der Technologie der Europa 1+2, sondern verwandte neue, leistungsfähige Stufen. Es gab 5 Vorschläge für die Europa 3. Einer der Vorschläge beruhte auf einer neuen französische Erststufe mit 4 Viking II Triebwerken und einer kryogenen 23 t schweren Zweitstufe, die Deutschland bauen sollte. Diese Rakete ähnelte der Atlas-Centaur und sollte wie diese eine Nutzlast von 5500 kg für eine erdnahe Bahn haben. Dieses Konzept wurde akzeptiert. Am 1.4.1972 begannen die Vorarbeiten an der Europa 3. Die geschätzten Entwicklungskosten für die Europa 3B Version lagen bei 2.5 Milliarden DM.

Schon am 1.3.1973 wurde die ELDO, welche die Europa entwickelt hatte, liquidiert. Später auch die ESRO, welche europäische Satelliten entwickelte. Ab 1975 gab es eine neue zentrale Organisation: die ESA. Schon vorher hatten sich Deutschland und Frankreich über ein neues Projekt geeignet: Den Entwurf einer neuen Trägerakete. Es war eine Modifizierung des französischen Entwurfs der Europa 3 Rakete. Deutschland war nach dem Fiasko mit der Europa nicht bereit, eine sehr große und teure kryogene Stufe zu finanzieren. Man löste dies, indem die Startmasse der Stufe von 23 auf 9.5 t schrumpfte und man dafür eine zweite Stufe einführte, welche das gleiche Triebwerk wie die erste Stufe verwendet, nur eben ein einzelnes anstatt 4-5. Die Rakete war dadurch in der Entwicklung bedeutend preiswerter als die Europa 3 und konnte auf die schon begonnene Entwicklung der Viking Triebwerke in Frankreich zurückgreifen. Dieser französische Vorschlag eines L3S (Lanceur 3ieme Generation Substitution) genannten Trägers schien einfacher als die Europa 3 zu realisieren. Er wurde am 20.12.1972 auf der europäischen Raumfahrtkonferenz in Brüssel akzeptiert. Ariane entstand vor Gründung der ESA und war kein "echtes" ESA Projekt, sondern mehr ein CNES Projekt mit der Beteiligung anderer Staaten.

Da die CNES (französische Weltraumorganisation) bereit war über 63 % der Entwicklungskosten tragen würde, fanden sich Partner welche die restlichen 40 % beisteuerten. Deutschland hatte bei Ariane 1 einen Fixkosten Anteil von 320 Mill. DM, das entsprach 20.1 % des Gesamtvolumens. Die Entwicklungskosten lagen mit 1.6 Milliarden DM deutlich geringer als bei der Europa 3B. Auch das Startgelände war schon gefunden - In Kourou, an der Küste Südamerikas, nahe des Äquators, konnte die Rakete jeden Orbit erreichen und für den wichtigen geostationären Orbit war zudem die Nutzlast nahe des Äquators höher als bei jedem anderen Startplatz. Auch klimatisch ist Kourou gegenüber Flordia bevorzugt. Es liegt außerhalb der Zone in der tropische Wirbelstürme toben, die am Cape schon so manche Verwüstung angerichtet haben und es gibt vor allem weniger Wetterlagen mit starken Höhenwinden. Diese sind am Cape häufig und führen zu Startverschiebungen.

In Kourou fanden auch schon die letzten Europa Flüge statt. Die Startrampe der Europa wurde für die Ariane umgebaut. Man hatte also den politischen Willen und ein Startgelände. So wurde am 31.3.1973 bei einem europäischen Konzil die Entwicklung der Ariane beschlossen. Die Entwicklungskosten wurden mit 1600 Millionen DM auf der Preisbasis von 1973 angegeben. Bis zum Erstflug lagen sie bei 2500 Millionen DM, was zu einem wesentlichen Teil auf inflatorische Preissteigerungen zurückzuführen ist. (In den siebziger Jahren lag die Inflationsrate nach der Ölkrise jahrelang im Bereich von 7-10 Prozent).

Der ursprüngliche Entwurf der L3S wurde nur in zwei Punkten verändert. Aus der L35 mit 35 t Treibstoff wurde die L33 mit 33 t Treibstoff als Zweitstufe. Dafür stieg die Masse der dritten Stufe um diese 2 t an (von L6 auf L8) und anstatt einem Triebwerk mit 4 Brennkammern wurde ein einzelnes für die dritte Stufe entwickelt.

Die Namensgebung: Aus dem Labyrinth...

Der Name Ariane erinnert an die Sagengestalt Ariadne, einer mythologischen Jungfer der alten Griechen. Ariadne war es, die Theseus den Weg aus dem Labyrinth des Minotaurus zeigte. Der Minotaurus war ein Ungeheuer, halb Mensch, halb Stier, dem in einem verwunschenen Palast auf Kreta jedes Jahr Opfer gebracht wurden. Die Opfer wurden in ein Labyrinth geführt, in dem der Minotaurus sie angriff. Ariadne war eines der Opfer, doch konnte sie den Weg aus dem Labyrinth durch einen Faden markieren, den Theseus nutzte um sie zu befreien und den Minotaurus zu töten. Ariane sollte Europa aus dem Labyrinth das die "Europa" hinterließ wieder ins Licht führen und das tat sie auch.

Anderen Vermutungen zufolge soll Ariane die Freundin des französischen Ministers gewesen sein, der die Initialzündung für das Projekt gab. Hans-Martin Fischer, Autor des Buches "Europas Trägersystem Ariane" gibt folgende Erklärung: Die Namensgebung stamme vom französischen Technologie Minister, der sich zu seinen zwei Söhnen eine Tochter gleichen Namens wünschte. Darüber hinaus ist der Name in allen europäischen Ländern bekannt und leicht aussprechbar und entspricht der Tradition Frankreichs Stufen oder Raketen mit weiblichen Vornamen zu belegen.

Ariane 1 - Die Rakete

Ariane ist eine dreistufige Trägerrakete mit weitgehend konventioneller Technologie. Ziel war eine preiswerte Trägerrakete mit überschaubarem Entwicklungsrisiko und entsprechenden Kosten zu entwickeln. Man findet ihr einige Prinzipien des Raketenbaus verwirklicht, so z.B. dass die Leistungen der Stufen "nach oben" hin besser werden, weil Gewichtseinsparungen bei den zweiten und Dritten Stufen stärker zum Tragen kommen als bei der ersten. Die erste verwendet so z.B. noch Edelstahl für die Tanks und die zweite und Dritte Aluminium. Die ersten beiden Stufen verwenden die einfach zu handhabe aber noch hochenergetische Treibstoffkombination UDMH / Stickstofftetroxid. Die dritte Stufe dagegen flüssigen Wasserstoff und Sauerstoff, letztes war technologisches Neuland für Europa. Einige Details sind in der Ariane anders gelöst als bei US Trägern, so z.B. die Verwendung von Wasser um die Gasgeneratorgase zu kühlen oder die radiale Einspritzung des Treibstoffs.

Die erste Stufe

L1450 StufeDie erste Trägerstufe heißt ganz unpoetisch L140, woraus man gleich erkennen kann, dass die flüssige Treibstoffe (L für Liquid) von 140 t Gewicht mitführt. Die Rakete verwendet vier Triebwerke des Typs Viking V. Jedes hat einen Schub von 677 kN auf Meereshöhe und 690 kN im Vakuum. Es wird mit den hypergolen Treibstoffen UDMH (unsymmetrisches Dimethylhydrazin (CH3)2N-NH2) und dem Oxidator NTO (Stickstofftetroxid, N2O4) betrieben. Das Mischungsverhältnis beträgt 1.86 Teile NTO zu 1 Teil UDMH. Bei der ersten Stufe sind diese Tanks aus Edelstahl. Bei den oberen Stufen dagegen aus Aluminiumlegierungen. Die Tanks sind von identischer Größe und austauschbar. Dies ermöglicht eine preiswertere Fertigung. Um die Tanks befinden sich Spannbänder. Sie dienen vor allem der Befestigung von Leitungen die an der Außenseite der Rakete angebracht sind.

Die Tanks werden durch Innendruck versteift. Sie sind recht dünn, können aber stehend und liegend ohne Innendruck gelagert werden, würden aber bei einer Schräglage Risse bekommen, wenn man sie nicht durch Innendruck versteift. Dazu wird vor dem Start Druckgas verwendet. Später leitet man einen Teil des heißen Wasserdampfes, der bei von dem Gasgenerator produziert wird in die Tanks, um während des Flugs einen Druck von 3-5 Bar aufrecht zu erhalten.

Diese Treibstoffkombination wird auch bei amerikanischen und russischen Trägerraketen verwendet, z.B. der Proton und der Titan. Vorteilhaft ist, dass der Treibstoff lagerfähig ist, so das er bei einer Startverschiebung nicht abgepumpt werden muss. Darüber hinaus zündet er bei Kontakt von selbst, dies erspart eine Zündung des Treibstoffes, von jeher eine Fehlerquelle.

Für den Betrieb des Gasgenerators hat man eine ungewöhnliche Lösung gewählt. Anstatt hier einen Überschuss von UDMH zu verwenden, um die Temperaturen niedrig zu halten, wird UDMH mit Stickstofftetroxid im gleichen Mischungsverhältnis wie beim Triebwerk verbrannt, dann aber Wasserdampf eingesprüht, um die Gastemperatur bei 600 Grad Celsius zu halten. Je 1 kg UDMH und 1 kg NTO werden mit 4 kg Wasser vermischt. Über diese Technik hat man besonders in den USA geschmunzelt, dort wird das sündteure UDMH (Preis 1980: 24 USD/kg) im Überschuss im Gasgenerator verbrannt. Doch die Technik hatte den Vorteil, das sie einfach war (keine zwei getrennten Treibstoffkreisläufe) und die Rakete zuverlässig machte. Das Wasser wird mit einer Pumpe von 50 kW Leistung gefördert. Der Treibstoff wird durch zwei je 16 cm weite Rohre an der tiefsten Stelle der Tanks zu den Triebwerken geleitet.

Zwischen den Tanks befinden sich zylindrische Verbindungselemente aus Edelstahl in Spanten- und Stringbauweise um die hohen Belastungen beim Start auszuhalten. Dies sind neben dem Rahmen in dem die Triebwerke sitzen die massivsten Teile der Rakete.

Vier Turbopumpen befördern die Treibstoffe mit 53.5 Bar zu den Triebwerken bzw. Gasgenerator. Die Pumpen erreichen 10000 Umdrehungen pro Minute bei einer Leistung von jeweils 2500 kW. Zwischen den 4 Triebwerken befinden sich 4 Wassertanks mit insgesamt 2690 l Wasser. Das Wasser wird durch 5 cm dicke Rohre geleitet. Triebwerke, Gasgeneratoren und Turbinen befinden sich im unteren 2.3 m hohen Schubgerüst. Die Triebwerke sind vom Zentrum der Stufe nach außen hin versetzt, damit die Abgasstrahlen nicht zu einer Beschädigung des Nachbartriebwerkes führen können. Sie sind schwenkbar für Korrekturen der Nick- und Gierachse. Die Triebwerke arbeiten im Nebenstromverfahren. Der Großteil der Abgase vom Gasgenerator werden an einem Abgasstutzen neben dem Triebwerk ins Freie geleitet. Ein weiterer Anteil der Abgase des Gasgenerators werden genutzt um die Rollachse zu stabilisieren und den Tankdruck aufrecht zu erhalten.

Die Brennkammer des Triebwerks wird durch Filmkühlung gekühlt. Dazu strömen 15 kg UDMH pro Sekunde an der Seitenwand herab. Der Film reicht bis an den Düsenhals, der aus Kobalt, beschichtet mit phenolgetränktem Harz, besteht. Die Düsen werden nicht gekühlt und erhitzen sich durch die Verbrennungsabgase auf über 1000 Grad Celsius und werden rot glühend, bis bei dieser Temperatur die abgegebene Strahlung der aufgenommenen Wärmemenge entspricht. Die rot glühenden Triebwerke sind auf dem Bild unten, das bei Abtrennung der Booster gemacht wurde, deutlich zu sehen. Die erste Stufe wiegt leer 13270 kg und hat eine Höhe von 18.4 m. Der Durchmesser beträgt 3.80 m. Der Startschub beträgt 2446 kN, er steigt bis zum Brennschluss auf 2745 kN an. Die Stufe ist nach 135 Sekunden ausgebrannt.

Unten an der Stufe befinden sich vier kleine Flügel, so genannte "Fins" oder Finnen. Sie stabilisieren die Rakete während der ersten Flugphase in der dichten Atmosphäre.

Verbunden ist die zweite Stufe mit der ersten Stufe mit einem Stufenadapter Dieser ist fest an der zweiten Stufe angebracht und verjüngt sich von 3.80 auf 2.60 m bei einer Länge von 2.60 m. Vier jeweils doppelt vorhandene Feststoffraketen zünden 1 Sekunde lang und trennen die erste Stufe von der zweiten ab. Danach zünden weitere Feststofftriebwerke für 5 Sekunden um den Treibstoff zu sammeln, während das Triebwerk der zweiten Stufe gezündet wird. Danach werden diese Feststofftriebwerke abgeworfen. Der Adapter zur zweiten Stufe wiegt insgesamt 380 kg und wird durch eine Schneidschnur nach dem Zünden der zweiten Stufe pyrotechnisch abgetrennt.

L33 ZweitstufeDie zweite Stufe

Die zweite Stufe L33 verwendet ein einzelnes Triebwerk Viking 4. Dies ist eine Variation des Erstufentriebwerks Viking 2. Es hat eine längere Düse um im Vakuum einen höheren Schub und einen höheren spezifischen Impuls zu erreichen. Der beträgt 713 kN anstatt 690 bei den Triebwerken der Erststufe. Es sitzt in einem 260 kg schweren Schubgerüst, welches auch die Pumpen, Turbinen und den Gasgenerator aufnimmt. Er ist mit 240 Schrauben am Tank befestigt. Verbunden sind alle Systeme durch Rohrleitungen von 5 bis 16 cm Durchmesser. Diese wiegen insgesamt 70 kg.

Die Treibstoffe UDMH und NTO befinden sich in einen 6.55 m langen Tank mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Die Tanks aus Aluminium werden mit Helium druckbeaufschlagt. (Die leichte Aluminiumstruktur lässt eine Druckbeaufschlagung mit den heißen Turbinenabgasen nicht zu). Der leichte Tank mit gemeinsamen Zwischenboden war schwerer zu fertigen als die Erststufentanks, erlaubte aber eine Gewichtseinsparung von 600 kg, wodurch die Nutzlast um 39 kg ansteigt. Der Tank wiegt insgesamt 900 kg.

Das Helium kommt aus 3 Drucktanks am Ende der Stufe. Jeder Tank aus Glasfasergewebe hat einen Durchmesser von 63 cm und enthält 7.5 kg Helium unter einem Druck von 320 Bar. Über zwei Druckreduzierventile wird daraus ein Tankdruck von 5 Bar aufgebaut. Dieser kann konstant gehalten werden, bis 90 Sekunden nach der Zündung das Helium verbraucht ist. Dann sinkt der Druck auf 3 Bar zum Brennschluss ab.

Zwei Pumpen befördern die Treibstoffe mit 53.5 Bar Förderdruck in das schwenkbare Viking 4 Triebwerk. Es ist um 4 Grad in der Nick- und Gierachse schwenkbar.

Die zweite Stufe ist mit dem Stufenadapter zur dritten Stufe 11.5 m lang und hat einen Durchmesser von 2.60 m. Die Leermasse liegt bei 3.243 t, es kommt aber noch wie bei der ersten Stufe 560 kg Wasser in einem toroidalen Tank für den Gasgenerator hinzu. Der Tank fasst maximal 620 l Wasser und hat 0.34 m Höhe und 2.60 m Durchmesser bei 62 kg Eigengewicht. Er befindet sich in einem Ring rund um das Triebwerk. Betankt wird die zweite Stufe mit bis zu 33 t Treibstoff. Voll betankt wiegt die Stufe 37.13 t. Die Brenndauer beträgt 126 Sekunden. Zwei 50 Newton Triebwerke korrigieren (unerwünschte) Bewegungen um die Rollachse. Die zweite Stufe ist von einigen Isolationselementen umgeben, die ein Verdampfen des NTO (Es siedet bei 21 Grad Celsius) beim tropischen Klima von Südamerika verhindern sollen. Bei der ersten Stufe ist dies aufgrund der hohen Masse nicht nötig und bei der dritten Stufe wird bis wenige Sekunden vor dem Start verdampfter Treibstoff nachgetankt. Die Isolationselemente aus 12 cm dicken Styropor werden beim Start abgeworfen.

Gesteuert wird die Stufe durch den Bordcomputer in der VEB. Sie verfügt aber auch über eigene Systeme z.B. zur Selbstzerstörung. Insgesamt verlaufen 1800 m Kabel und 167 Stecker mit einem Gesamtgewicht von 60 kg durch die Stufe. Das Telemetriesystem kann maximal 250 Messwerte über den Bordcomputer zur Erde senden. Man hat im Laufe der Missionen die Zahl der übermittelten Werte immer weiter reduziert, bis es bei der Ariane 4 nur noch 101 sind. 20 Sekunden nach Abtrennung der zweiten Stufe von der dritten Stufe werden Sprengschnüre aktiviert, welche die Außenwand der Tanks öffnen, damit diese im Meer untergehen.

Die deutsche Firma ERNO (später Bestandteil der DASA und heute von EADS) war Systemintegrator für die zweite Stufe, die bei allen Starts der Ariane 1-4 (144 Stück) ohne Ausfall arbeitete! Die zweite Stufe war auch die einzige die im Verlauf der Entwicklung von Ariane 1 bis 4 kaum modifiziert wurde. Hier die Daten der Viking Triebwerke der ersten Stufe und zweiten Stufe im Vergleich: (Die Daten von den Triebwerken der Ariane 2-4, die sich aber kaum von denen der Ariane 1 unterscheiden).

  Viking IV Viking II
Brennkammerdruck [kn] 58.5 58.5
Düsenmündungsdruck [bar] 0.4 1.22
Schub [kn] 808 760
davon durch Turbinenabgase [kn] 3-7 7.3
spezifischer Impuls [m/s] 2870 2731
Charakteristische Geschwindigkeit [m/s] 1690 1690
Massendurchsatz [kg/s] 281.4 279
davon UH25/Hydrazin [kg/s] 88.0 83.3
davon Stickstofftetroxid [kg/s] 164.2 155.4
davon Wasser [kg/s] 4.0 3.7
Gasgenerator [kg/s] 6.2 6.2
UH25 Filmkühlung [kg/s] 0.04 0.04
Tankdruck [bar] 4.5-3.5 3.5
Gasgenerator-Brennkammerdruck [bar] 35.5 35
Temperatur Gasgenerator [°C] 600 600
Temperatur Gasturbinen Ausgang [°C] 400 400
Turbinendrehzahl [U/min] 10000 10000
Turbinenleistung [MW] 2.5 2.5
Triebwerkshöhe [m] 3.51 2.97
Düsenhals [m] 0.306 0.306
Düsenende [m] 0.991 1.70
Flächenverhältnis 10.49 30.86
Triebwerksmasse [kg] 886 826

Ariane 2-3 DrittstufeDie dritte Stufe

Der Adapter zur dritten Stufe wiegt 210 kg und hat eine Länge von 1.25 m. Die dritte Stufe H8 verwendet eine andere Treibstoffkombination, die hochenergetische Kombination Wasserstoff und Sauerstoff. Diese werden im Gewichtsverhältnis 5.023:1 O:H) verbrannt, d.h. mit einem Wasserstoffüberschuss (das stöchiometrische Verhältnis liegt bei 8:1).

Das Triebwerk HM-7 hat einen Schub von 60 kN und brennt 563 Sekunden lang. Es hat eine Masse von 140 kg und arbeitet mit einem Verbrennungsdruck von 30 Bar. Das Triebwerk ist 1.57 m lang und hat einen maximalen Durchmesser von 0.94 m. Der Treibstoff tritt über eine Frontplatte von 180 mm Durchmesser mit 90 Bohrungen in die Brennkammer ein. Die Bohrungen führen zum Vermischen des Treibstoffs und zu einer gleichmäßigen Verbrennung,

Die Brennkammer wird von 7 % der Wasserstoffmenge gekühlt. Dabei strömt der Wasserstoff mit 200 m/s durch 128 Kanälchen um die Brennkammer und erwärmt sich um 110 Grad Celsius. Er kühlt die Brennkammer aus Kupfer auf einer Nickelstruktur von 2.5 mm Dicke so auf 550 K.

Die Düse besteht aus 240 einzelnen Röhrchen aus Incotel 600, die schraubenförmig aneinandergeschweißt sind. Die Düse wird von 150 g Wasserstoff/Sekunde gekühlt. Die Temperaturen erreichen so maximal 1080 K am Düsenhals. Während der Wasserstoff der Brennkammerkühlung mit dem restlichen Wasserstoff verbrannt wird, tritt der Wasserstoff der die Düse kühlt, an deren Ende durch 726 kleine Düsen aus. Dies erzeugt einen kleinen zusätzlichen Schub von 0.15 kN. Die technischen Daten des HM-7B (der Weiterentwicklung bei der Ariane 2-4) finden sie bei der Ariane 2+3 unten. Sie gelten weitgehend auch für das HM-7.

HM-7 ist nicht wiederzündbar, sondern wird über eine (einmal vorhandene) Feststoffkartusche gestartet. Sie bringt die Sauerstoffturbine in 1 Sekunde auf die halbe nominelle Drehzahl und startet damit die Treibstoffförderung. Der Gasgenerator verbrennt Wasserstoff und Sauerstoff im Verhältnis 0.9:1. Die 800 K heißen Gase des Gasgenerators treiben dann die Turbinen an. Die Sauerstoffpumpe hat eine Drehzahl von 13000 U/min und die Wasserstoffpumpe eine von 60000 U/min. In der Brennkammer werden dann die beiden Komponenten elektrisch gezündet. 10 Sekunden lang beschleunigen bei der Zündung 4 kleine Feststofftriebwerke die Stufe, bis die Stufe ihre volle Leistung erreicht hat. Dann werden sie abgesprengt.

Nominell sollte das Triebwerk HM-7 einen spezifischen Impuls von 4225 m/s erreichen. In der Praxis war es ein spezifischer Impuls von 4315 m/s. Es wurde im Auftrag der französischen Firma SEP von Messerschmidt-Bölkow-Blohm (MBB) entwickelt und gebaut.

Die dritte Stufe hat einen Durchmesser von 2.60 m und eine Länge von 8.23 m. Die Masse beträgt leer 1.24 t. Die Treibstoffzuladung beträgt 8.238 t. Die Tanks bestehen aus einer Aluminiumlegierung. Der Zwischenraum zwischen oben liegendem Wasserstofftank und tiefer liegendem Sauerstofftanks ist besonders isoliert um ein Frieren des Sauerstoffs zu Eis zu verhindern. Die Druckbeaufschlagung erfolgt beim Wasserstofftank mit gasförmigen Wasserstoff und beim Sauerstofftank mit Helium. Die gesamte Stufe sind von einer 2 cm dicken Isolationsschicht umgeben,. Trotzdem werden die Treibstoffe bis 5 Sekunden vor dem Start nachgefüllt, da laufend kleine Mengen verdampfen. Das Einfüllen erfolgt von unten her, um eine Schichtung unterschiedlicher Wärmegrade zu verhindern.

Das Triebwerk ist in 2 Achsen schwenkbar. Rollbewegungen werden durch zwei seitlich angebrachte Düsen bewerkstelligt, die Wasserstoff ausstoßen.

HM-7 war das erste mit Wasserstoff angetriebene Triebwerk von Europa und das dritte weltweit (nach dem Triebwerk RL-10 in der Centaur und dem J-1 in der Saturn). Allerdings musste man auch hier Erfahrungen mit Fehlschlägen sammeln. Von 7 Fehlstarts von Ariane 1-4 gingen 5 auf Probleme mit dem HM-7 Triebwerk zurück. Ähnliche Rückschläge mussten auch die Amerikaner bei der Centaur Oberstufe hinnehmen. Nach den anfänglichen Probleme erwies sich das HM-7 als sehr zuverlässiges Triebwerk und es wird heute noch in der Oberstufe ESC-A der Ariane 5 eingesetzt.

Eine positive Überraschung zeigte sich beim gelungenen ersten Start. Man hatte für das Triebwerk einen spezifischen Impuls von 4225 m/s errechnet, doch da es im Vakuum betrieben wird, konnte man den Wert nicht experimentell bestätigen. Beim Erstflug war die Bahn etwas höher als geplant. Man errechnete, dass das HM-7 Triebwerk einen höheren spezifischen Impuls aufweisen musste, als geplant. Als Folge betrug die Nutzlast für Ariane 1 nicht 1600-1700 kg, wie geplant war, sondern 1865 kg.

Der Fertigungspreis einer H-10 betrug 57 Millionen französische Franc, etwa 19 Millionen DM oder etwa ein Drittel der Kosten der Centaur Oberstufe der Atlas.

Konzept SyldaNutzlastverkleidung und Sylda

Die Weitsicht bei der Entwicklung der Ariane zeigte sich bei der Nutzlastverkleidung und eines Systems namens Sylda. Man wollte zwei Satelliten gleichzeitig transportieren und setzte daher eine für die damalige Zeit enorm große Nutzlastverkleidung ein. Sie hatte eine Höhe von 8.65 m und einen maximalen Durchmesser von 3.20 m. Das Volumen von 50 m² war dreimal größer als das, was die Konkurrenz, die Atlas-Centaur, zur Verfügung stellte. Die Nutzlastverkleidung war ausgelegt, zwei der Intelsat IV Satelliten auf einmal zu transportieren. Die ersten Versionen wurden noch in Frankreich gebaut, die späteren dann von der Schweizer Firma Oerlikon Contraves.

Dies erlaubt es eine Struktur mitzuführen, die man Sylda (Système de lancement double) nannte: Es handelt sich um eine Struktur innerhalb der Nutzlastverkleidung die einen Satelliten umhüllte. Auf dieser Struktur konnte ein zweiter Satellit befördert werden. Es stand innerhalb der Struktur ein Volumen von 12 m³ zur Verfügung, der obere Satellit konnte größer sein. Dieses System wog 140 kg und wurde mit der Nutzlast in den Orbit befördert. Die Fähigkeit zur Durchführung von Doppelstarts erweis sich als der Erfolgsfaktor Nummer 1 für Ariane. Keine andere Trägerrakete konnte dies zu dieser Zeit.

Zuletzt gibt es noch die 319 kg schwere und 1.1 m hohe VEB (Vehicle Equipment Bay), die zwischen dritter Stufe und Nutzlastverkleidung sitzt. Sie enthält den Bordcomputer. Navigationseinrichtungen, Sender und Empfänger für Kommandos und Telemetrie sowie Batterien. Dazu kommt eine kleine Menge Hydrazin, mit der die dritte Stufe mit Nutzlast nach Erreichen des Orbits so ausgerichtet wird, das die Nutzlast optimal zur Sonne orientiert ist. Bei Verwendung der Sylda gibt es auch Manöver zum Aussetzen des zweiten Satelliten. Zuletzt wird das Hydrazin dazu benutzt, eine Kollision der Drittstufe mit den Satelliten oder dem Deckel der Sylda zu verhindern. Ariane 1 hatte ein strukturelles Limit von 5000 kg. Dies war mehr als die geplante maximale Nutzlast von 4500 kg für eine erdnahe Umlaufbahn. Bei der Weiterentwicklung wurde diese Grenze beibehalten, da die meisten Nutzlasten in den GTO Orbit gingen und jede Verstärkung der Struktur die Nutzlast erniedrigte.

Der Bordcomputer von Ariane 1 war ein 16 Bit Rechner mit 20 KByte Speicher. Der Computer wog 6 kg. Telemetriedaten von 1200 Messwerten wurden mit 240 KBit/s an den Boden übertragen. Dabei wird wie bei der Saturn 5 die erste Stufe nach einem festen Schema gesteuert, die Stufentrennung findet bei erreichen einer bestimmten Geschwindigkeit statt, die Stufe wird nicht betrieben bis der Treibstoff verbraucht ist. Erst bei der zweiten Stufe findet eine Kontrolle durch den Bordrechner statt. Diese wird vor dem Start mit einer bestimmten Treibstoffmenge betankt, die durch die Flugbahn bestimmt wird. Danach wird sie betrieben, bis zum Erschöpfen des Treibstoffs. Erst bei Stufe 3 fliegt der Computer ein adaptives Flugprofil. Dabei hat der Computer Sollpunkte gespeichert die er ansteuert. Weicht er vom Kurs ab, so versucht er gegenzusteuern. Bei erreichen einer bestimmten Geschwindigkeit an einem vorgegebenen Ort schaltet der Computer automatisch das Drittstufentriebwerk ab.

Ariane 1

Ariane 1

Erste Stufe L140

Vollmasse: 160700 kg
Leermasse: 14015 kg
4 Triebwerke Viking 2 mit 2446 kN Schub
Brennzeit: 135 sec
spez. Impuls: 2756 m/s (Vakuum)
Treibstoff: N2O4 / UDMH
Länge 18.4 Durchmesser 3.8 m

Zweite Stufe L33

Vollmasse: 37420 kg
Leermasse: 3358 kg
1 Triebwerk Viking 4 mit 713 kN Schub
Brennzeit: 126 sec
spezifischer Impuls: 2879 m/s
Treibstoff: N2O4 / UDMH
Länge 11.5 m Durchmesser 2.6 m

Dritte Stufe h8

Vollmasse: 9387 kg
Leermasse: 1224 kg
1 Triebwerk HM7 mit 60 kN Schub
spezifischer Impuls: 4325 m/s
Brennzeit: 563 sec
Treibstoff: H2 / O2
Länge: 8.35 m, Durchmesser: 2.6 m

Vehicle Equipment Bay VEB

Masse: 319 kg
Länge: 1.15 m
Durchmesser: 2.6 m

Nutzlastverkleidung:

Masse: 826 kg
Länge: 8.65 m
Durchmesser: 3.2 m

Doppelstartvorrichtung SYLDA

Masse: 140 kg
Volumen: 12 m³

Ariane 1 gesamt:

Höhe: 47.4 m
max. Durchmesser: 3.8 m
Startmasse 210 t
Startschub: 249.3 t
Nutzlastmasse projektiert: 1600-1700 kg
Nutzlastmasse erreicht: 1850 kg (GTO)
Starts: 11, davon 2 Fehlstarts
Erststart: 24.12.1979, letzter Start 3.5.1986
Kosten: 334 Millionen FF (ca. 145 Millionen DM)

Wesentlich am Konzept von Ariane 1 war, das man aus der Erfahrung mit der Europa gelernt hatte. Ariane 1 vermied einige kapitale Fehler bei der Europa. Zuerst wurden zwar wieder die Aufträge nach finanzieller Beteiligung vergeben, diesmal aber so, das jede Firma das machte was sie am besten konnte. So hat Deutschland zwar die Aufgabe die zweite Stufe zu bauen. Die Triebwerke dafür kommen aber von der französischen Firma SEP, weil sie nur eine Variation der Erststufentriebwerke sind. Umgekehrt bauen die Franzosen zwar die dritte Stufe. Die Triebwerke dafür fertigt aber die DASA, da diese mehr Erfahrung mit Wasserstoff als Antrieb haben. Das macht zwar den Zusammenbau nicht billiger, aber ergibt zum Schluss eine zuverlässigere Rakete und eine echte europäische Zusammenarbeit. Ariane wurde im Raketenbau das was der Airbus in der Luftfahrt ist: Eine europäische Erfolgsstory.

Bei der ELDO hatte diese keine echte Programmkompetenz, sondern die Mitgliedsländer steuerten die Entwicklung "ihrer" Stufe. Es gab auch keinen Primärkontraktor für die ganze Rakete. So scheiterte ein Start der Europa, weil die Stecker von der zweiten zur dritten Stufe auf französischer Seite (zweite Stufe) anders belegt waren als auf deutscher Seite (dritte Stufe)...

Die Entwicklung der Ariane 1

Das Entwicklungsprogramm für Ariane verlief von 1973-1979 erstaunlich glatt. So konnte auch das Jahr des Erststarts, 1979 eingehalten werden. Ganz anders verlief auf der anderen Seite des Atlantiks die Entwicklung des Space Shuttles, der eigentlich "Wegwerfraketen" wie Ariane ablösen sollte. Sein Erststart verzögerte sich von 1977 auf 1981. Im Jahre 1978 befürchtete die ESA, das Ariane zu teuer wäre und man ließ zumindest die Möglichkeit untersuchen die erste Stufe zu bergen. Versuche in einem Windkanal der DFVLR bei Köln-Pforz ergaben aber, dass die erste Stufe durch die schweren Triebwerke hecklastig war und sich im Fluge überschlagen könnte. Dies war riskant für die Fallschirmlandung, da die Gefahr bestand das sich die Rakete in den Seilen verheddern könnte. Dazu kamen die hohen Beanspruchungen durch die Abbremsung bei fünffacher Schallgeschwindigkeit, so dass man von dem Vorhaben abrückte. Im Jahre 1978 war der Startplatz ELA-1 (Ensemble del Lancement Ariane 1) fertig gestellt und es konnten an einer Testrakete die Betankungsversuche beginnen.

Im gleichen Jahr schloss man die Tests mit fertigen einzelnen Stufen ab. So wurden von der zweiten Stufe 4 Modelle bei insgesamt 22 Zündungen 30 Minuten lang getestet, entsprechend 13 Flügen. Man begann nun mit Übungen in Kourou: Zusammenbau der Stufen, Countdowntests, Betankung und Startvorbereitung

Am 15.12.1979 sollte Ariane 1 zum ersten mal starten. Nur 35 Tage nach dem schon 1974 anvisierten Starttermin. Der Countdown verlief ohne Probleme, der Sprecher zählte langsam herab "trois, deux, un, feu" - Feuer bricht aus den Triebwerken heraus, quälende 4 Sekunden lang sollte sich der Schub aufbauen, bevor die Rakete abhob. Doch dies tat sie nicht. 8 Sekunden nach der Zündung stellte der Bordcomputer die Triebwerke wieder ab. Was war geschehen? Ariane wird von 4 Klammern am Boden festgehalten. Bei einem Test nach dem Start stellte der Computer in einem Triebwerk einen zu geringen Schub fest und gab die Klammern nicht frei und schaltete die Triebwerke wieder ab.

Am 23.12.1979 kam es zum zweiten Startversuch. Nun spielte das Wetter nicht mit und 58 Sekunden vor dem Abheben musste der Start wegen einer Wetterfront mit zu tiefen Wolken und strömenden Regen abgesagt werden.

Am 24.12.1979 machten sich die Europäer selbst ein Weihnachtsgeschenk: Die erste Ariane 1 hob problemlos zum Jungfernflug ab! Zwar gab es auch in Vorfeld Probleme mit verklemmten Ventilen aber schlussendlich gelang der Start. Das einzige Vorkommnis: Die Dritte Stufe schaltete 10 Sekunden zu früh ab. Die Nutzlast erreichte aber trotzdem die Sollbahn. Als man das Phänomen auch beim Testflug 3+4 beobachtete war klar: Die dritte Stufe lieferte mehr Leistung als geplant und Ariane übertraf mit 1865 kg Nutzlast ihre Designvorgaben von 1600-1700 kg deutlich. Niemand hatte jedoch beim Erstflug damit gerechnet, dass es keine Probleme gab. Hätten erste und zweite Stufe programmgemäß funktioniert, so wäre man schon zufrieden gewesen.

Es aber sollte auch Ariane nicht vor Rückschlägen gefeit sein. Beim zweiten Start am 23.5.1980 kam es zu einer Verbrennungsinstabilität bei einem der 4 Viking Triebwerke. Nach 64 Sekunden brannte die Wand des Triebwerks durch und die heißen Gase beschädigten den Schwenkmechanismus. Das Triebwerk schlackerte unkontrolliert herum. Die anderen 3 Triebwerke versuchten gegenzusteuern, doch nach 104 Sekunden kam es zum Bruch der Struktur und der Computer aktivierte die Selbstzerstörung indem er Sprengschnüre an den Tanks zündete. Die Reste der Rakete konnten 25 km vor der Küste nahe der Teufelsinsel geborgen werden. Untersuchungen zeigten, dass die Verbrennung nicht vollständig war und dadurch die Instabilität auftreten konnte. Die Viking Triebwerke spitzen den Treibstoff radial ein, das war neu. Andere Triebwerke tun dies am Kopf. Man vergrößerte die 4 Reihen von jeweils 720 Bohrungen. Es gab eine einjährige Pause in der die Einspritzung geändert wurde und auch die Mischung des Treibstoffs von reinem UDMH auf UH25, eine Mischung von 75 % UDMH und 25 % Hydrazin geändert wurde. Seitdem wird jede Einspritzsystem vor dem Start getestet, ob es einwandfrei zündet und sauber brennt.

Flug 3 transportierte erstmals zwei wertvolle Nutzlasten: Den europäischen Wettersatelliten Meteosat 2 und den indischen experimentellen Wettersatelliten Apple. Flug 3+4 gelangen. Fast schien es als wäre Ariane nun auf der Erfolgsstraße, als mit Flug 5 am 9.9.1982 ein erneuter Rückschlag kam. Nach 560 Sekunden Flugzeit versagte das HM 7 Triebwerk. Zwei Satelliten gingen verloren. Die Telemetrie zeigte, dass die Turbopumpe ausgefallen war. Nach 9 Monaten Tests und Modifikationen und insgesamt 15000 Sekunden Tests mit dem HM-7 Triebwerk konnte am 16.6.1983 wieder eine Ariane einen europäischen Kommunikationssatelliten absetzen. Ariane 1 erreichte mit dem vorletzten Flug V14 eine neue Erstleistung: Sie transportierte die erste europäische Raumsonde Giotto in einen GTO Orbit von wo aus die Sonde mit einem Feststoffmotor dann eine interplanetare Bahn einschlug. Der letzte Flug V16 war eine erneute Erstleistung: Mit dem Satelliten SPOT-1 wurde erstmals eine Nutzlast in einen niedrigen (800 km hohen) Polarorbit befördert. die folgende Tabelle informiert über alle von Ariane 1 gestarteten Nutzlasten.

Der überraschende kommerzielle Erfolg

MissionskontrolleDie ersten Planungen der ESA ging davon aus, das Ariane als Träger zwischen 1980 und 1990 maximal 40-50 Starts durchführen würde. Eine Studie hatte ergeben, dass in dieser Zeit 180 Satelliten in den geostationären Orbit gestartet werden würden und man hoffte 30 % davon zu starten. Schon dies hielten viele für enorm optimistisch angesichts der seit 2 Jahrzehnten eingeführten Konkurrenz aus der USA und dem Debakel der Europa. Zudem sollte der Raumtransporter Space Shuttle bald alle Nutzlasten viel billiger als jede Verlustrakete befördern.

Sehr bald aber zeigte sich das Ariane weitaus erfolgreicher sein würde. Konnte man mit den Startaufträgen aus Europa rechnen und auf die von Drittländern (Brasilien, Arabien, Indonesien und Japan) hoffen, so transportierte Ariane schon bald amerikanische und Satelliten der internationalen Organisation INTELSAT, an der die USA eine große Beteiligung hatte.

Die Ariane hatte ihren Erststart bei Flug 6 mit der ersten kommerziellen Nutzlast, dem INTELSAT 5A F7. Schon im März 1980 war die private Gesellschaft Arianespace mit dem Sitz in Evry bei Paris gegründet worden, mit einem Stammkapital 65.2 Millionen DM (150 Millionen Franc) und anfänglich 220 Mitarbeitern. Beteiligt waren 36 Banken und 13 Firmen, welche die Ariane bauten. Arianespace und ESA führten die Starts 5-8 gemeinsam durch, dadurch bekam Arianespace die nötige Erfahrung für den kommerziellen Einsatz. Ab dem 9.sten Start war Arianespace alleine für den Start und die Vermarktung des Trägers zuständig. Damit änderte sich auch das Kürzel. Die ersten Starts hatten die Bezeichnung "L01" bis "L08". Wobei L für Launch (Start) stand. Ab dem 9.ten Start hieß es V09 für Vol (französisch für Flug). Arianespace war die erste private Firma die Raketenstarts anbot. In den USA startete immer noch die NASA oder US Luftwaffe Satelliten und orderte dafür die Raketen vom Hersteller.

Eine CNES Untersuchung des Marktes von 1978 ging von 27 bis 44 Satelliten für die ersten 10 Jahre aus. Die höhere Zahl war schon ein optimistischer Wert. Tatsächlich transportierte Ariane während der ersten 10 Jahre in 34 Flügen 60 Nutzlasten. Schon 1983 hatte die Rakete ein Auftragsbuch von 25 Satelliten, als die Rakete 1987/88 nicht starten konnte und auch das Space Shuttle nicht einsatzbereit war stieg das "Backlog" auf 42 Starts an.

Der erste Start geschah noch zu einem "Promotionspreis" von 45 Millionen USD, die folgenden dann zu einem Startpreis von 60 Millionen USD für US Kunden und 75 Millionen USD für europäische Staaten. (Was natürlich für einigen Ärger sorgte, aber durch diese Mehrkosten wurde das CSG finanziert. Die NASA verlangte nichts für die Nutzung ihrer Starteinrichtungen, schließlich mussten die Techniker bezahlt werden egal ob sie Däumchen drehten oder Satelliten starteten). Ein Start mit einer Atlas Centaur und einer der Ariane 1/2 vergleichbaren Kapazität kostete damals 78 Millionen USD und ein Start einer Delta 3910 kostete 35-38 Millionen USD. Profitiert hatte Ariane auch von einem Ab Mitte der siebziger Jahre rapide gestiegenen Startkosten seitens der USA. Zum einen durch die damals hohe Inflationsrate bedingt, zum anderen auch durch den Rückgang der Startzahlen.

Ariane 1-3Die USA hatten Ende der siebziger Jahre begonnen die Produktion von Trägerraketen herunter zu fahren, denn schlussendlich sollte der Space Shuttle alle Wegwerfraketen ersetzen. Doch die Entwicklung des Space Shuttles verzögerte sich um 3 Jahre und erst 1982 wurde er operationell. Auch dann erreichte er noch nicht die anvisierte Startrate und Forschungsmissionen und militärische Nutzlasten hatten Vorrang vor kommerziellen Kunden.

Ariane war eine so starke Konkurrenz, dass die NASA 1985 die Kosten des Space Shuttles für kommerzielle Kunden auf 71 Millionen USD festlegten, obwohl die reinen Startkosten schon damals bei 83.3 Millionen USD lagen, nur um das Backlog von Ariane nicht weiter ansteigen zu lassen.

So wanderten Kunden zu Arianespace ab, bei der Ariane bis 1984 eine erfolgreiche Bilanz vorweisen konnte. Nachdem der zweite Flug misslang und bei Flug 5 die Oberstufe nicht zündete, näherte sich der prognostizierten Sicherheit - 1 Fehlstart auf 10 Starts. Doch dann misslangen innerhalb kurzer Frist Flug 15 und 18 am 12.9.1985 und 31.5.1986 und Ariane fiel auf 78 % Zuverlässigkeit. Die dritte Stufe hatte jedes Mal Unregelmäßigkeiten nach der Zündung gehabt. Der Fehler in der dritten Stufe konnte jedoch gefunden werden, aber das Neudesign zwang Ariane für 14 Monate auf den Boden.

Während dieser Zeit änderte sich auch im Trägergeschäft einiges. Die USA "privatisierten" nach der Challenger Katastrophe am 28.1.986 die Starts. Das bedeutet nicht die NASA, sondern die einzelnen Raketenhersteller starteten jetzt die Satelliten, und die Air Force stellte Startanlagen zur Verfügung. Für die NASA und das Verteidigungsministerium selbst änderte sich nichts. Alle Ausschreibungen gehen nur an US Firmen und bei der Entwicklung der neuen Generation der Atlas und Delta beteiligt sich auch die NASA an den Kosten.

Auch Russland bot seine Träger Ende der achtziger Jahre zu Dumping Preisen an, jedoch zuerst erfolglos, da US Bestimmungen (COCOM) den Export von Hochtechnologie in Ostblock Staaten verhinderten. Doch Europa hatte mit der Ariane 4 die richtige Antwort auf diese neue Konkurrenz. Ein flexibles System, bestehend aus einer Trägerrakete in 6 Varianten, welche die Nutzlast von der Atlas bis zur Titan abdeckte. Doch dies ist eine andere Geschichte...

Von Vorteil war der Standort des Startgeländes. Kourou liegt bei 5.23 Grad nördlicher Breite. Für die Nutzlasten in den geostationären Orbit ist dies von Vorteil. Zum einen kann eine Rakete hier eine etwas größere Nutzlast als von Cape Canaveral aus transportieren. Zum zweiten braucht der Satellit beim Übergang von der Übergangsbahn (200 × 36000 km Höhe, 7 Grad Neigung) in die endgültige Bahn (36000 km Höhe, kreisförmig, 0 Grad Bahnneigung) weniger Treibstoff, weil er nur eine Bahnneigung von 7 Grad abbauen muss. Bei den Starts von Cape Canaveral sind es 28.8 Grad. Dies erfordert eine um 14 % höhere Start,asse um mehr Treibstoff mitzuführen. (Aufzubringende Geschwindigkeit beim Start von Cape: 1800 m/s, bei Kourou 1500 m/s).

Für Ariane wurde die Startanlage der Europa umgebaut und als ELA 1 (Ensembles de Lancement Ariane) tituliert. Der Startplatz ELA 1 war auf maximal 6 Starts pro Jahr ausgelegt. Ariane 1 sollte maximal 4 mal pro Jahr starten, Ariane 2 maximal 5 mal. Schätzungen der ESA gingen von 2-3 Flügen pro Jahr aus. Bei ELA 1 wurde die Rakete an der Startrampe zusammen gebaut, so dass diese solange für einen Start blockiert war. Dies sparte zwar ein Gebäude für diesen Zweck ein, limitierte aber die Startrate.

Die Ariane 4 bekam daher eine neue Startrampe, die 12 Starts pro Jahr erlaubte. Sie wurde am 28.3.1986 mit dem Flug V17 eingeweiht, als eine Ariane 3 von ELA 2 startete. So konnte man Ende der achtziger Jahre die Startrate schnell ansteigen lassen. Davon profitierte natürlich vor allem die Ariane 4, doch auch die Ariane 2+3 startete 1988 und 1989 häufiger als jemals zuvor. Nach dem letzten Start einer Ariane 3 am 11.7.1989 mit V32 wurde ELA 1 eingemottet und 1991 abgebrochen. An seiner Stelle entstand von 2004 bis 2008 ein Launchpad für die Vega Trägerakete , die im Februar 2012 ihren Jungfernflug hatte.

Damit endet die Geschichte von Ariane 1+3. Doch die Geschichte von Ariane geht mit dem Nachfolgemodellen Ariane 4 und 5 weiter.

25 Jahre nach dem Erststart von Ariane 1

Wie bekannt folgte auf Ariane 1-3 ab 1988 das flexible System der Ariane 4, mit dem Europa Marktführer beim Transport von geostationären Satelliten wurde. Diese Tradition fortsetzen soll die Ariane 5. Just zum 25.sten Jubiläum des Erststarts am 24.12.2004 wurde bekannt, dass sich Boeing (Hersteller der Delta) sich vom Markt zurückziehen will. Lockheed-Martin bot zwar noch im Gemeinschaftsunternehmen ILS (International Launch Services) die Atlas V an, hatte jedoch damit keinen Erfolg. Versuche den Startpreis der von ILS ebenfalls angebotenen Proton anzuheben, wurden vom russischen Partner Khrunichev abgelehnt, so das Lockheed Martin seine Anteile an ILS verkaufte und die Atlas nicht mehr anbot. Beide Firmen konzentrieren sich auf den staatlichen Markt seitens der NASA und des Verteidigungsministeriums und haben dafür eine eigene Firma ULA (United Launch Alliance) gegründet.

So kann sich die Situation ändern: Vor 25 Jahren lachte man über die Versuche der Europäer eine neue Raketen zu bauen, während man in den USA ein viel billigeres wieder verwendbares System schuf. Das Lachen ist inzwischen verschwunden und die Konkurrenz aus den ist es USA nun auch.

Büchertipps:

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Speziell der Themenkreis "Europäische Trägerraketen" liegt mir, als bekennender Ariane 1-4 Fan, speziell am Herzen. Es gibt zwei größere Bände.

Der erste Band "Europäische Trägerraketen Band 1: Von der Diamant zur Ariane-4 - Europas steiniger Weg in den Orbit" behandelt die europäische Trägerraketenentwicklung beginnend von der Diamant bis zur Ariane 4. Dieses 404 Seiten starke Buch ist auch in drei Einzelbänden erhältlich, für diejenigen Leser, die sich nur für einen bestimmten Typ interessiert:

Wer sich für die gesamte Entwicklung interessiert, der sollte sich das Gesamtwerk kaufen, da es aus produktionstechnischen Gründen billiger ist als die drei Einzelbände ist.

Die aktuellen Trägerraketen - Ariane 5 und Vega werden in einem zweiten Band in der gleichen Ausführlichkeit besprochen. Auch hier liegt das Hauptaugenmerk auf der Technik der Träger. Auch gibt es einen Ausblick auf mögliche Erweiterungspläne für die Ariane 5 (Midlife Evolution) und Vega. Auch die Investitionen in den Weltraumbahnhof Kourou und die Konkurrenten auf dem kommerziellen Markt werden angesprochen.

Nachdem im Februar 2012 der Jungfernflug der Die Vega erfolgte, habe ich das Kapitel über die Vega ausgekoppelt, um die Entwicklung in den letzten zwei Jahren und eine ausführliche Beschreibung des Jungfernflugs ergänzt. Alle technischen Daten wurden gegen neue Veröffentlichungen gegengeprüft, erweitert. Weitere Ergänzungen gab es bei den Plänen für die Weiterentwicklung. Insgesamt entstanden so etwa 20 neue Seiten und bei 30 gab es gravierende Änderungen.

Für alle die bei Amazon ihre bücher kaufen: deren neue Plattform Createspace bietet für Autoren sehr aktraktive Vergütungen. So war es mir möglich beide Bände (Europäische Trägerraketen: Von der Diamant zur Ariane 6) in einem großen (auch im Format: ist nun DIN-a4 anstatt 17 x 22) auf 540 Seiten unterzubringen. Der Preis ist mit knapp über 40 Euro nur wenig teurer als einer der beiden Einzelbände.

Ehemalige ERNO Mitarbeiter haben sich vor allem der deutschen Beteiligung an Trägerraketen angenommen: Wer sich speziell für die zweite deutsche Stufe der Ariane 1 und die Flüssigbooster der Ariane 4, ihre Technik und Entwicklungsgeschichte interessiert, dem sei das Buch "Europas Trägerrakete ARIANE" von Hand Fischer ans Herz gelegt. Speziell die deutsche Entwicklung bei ERNO/MBB wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt. Das gleiche gilt für das Buch "Die legendäre EUROPA Trägerrakete: Geschichte und Technik der in Deutschland gebauten 3. Stufe - 1961-1973" von Herbert Wenz über die Europa Rakete. Speziell die deutsche Entwicklung der dritten Stufe bei ERNO wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors finden sie auf meiner Website Raumfahrtbucher.de.

Links

Starts der Ariane 1-4

Die Ariane 4

Die Ariane 5G

Die Ariane 5E

Ariane 5 Midlife Evolution

Ariane 5 Starts

Ariane 4 XXL (hypothetische Version)

Ariane 5 XXL (hypothetische Versionen)


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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