Mein Alternativvorschlag zur Ariane 6 – Teil 1

So wie schon mal angedeutet habe ich viel in der letzten Zeit an diesem Aufsatz gearbeitet. Der kommt nun in drei Teilen, wer nicht so lange warten will, findet ihn hier auch in voller Länge. Im heutigen ersten Teil geht es um das Konzept das ich vorstellen will.

Dass die Ariane 6 kommt, ist nun (August 2012) ja etwas unwahrscheinlicher. Es gab eine gemeinsame Kommission zwischen der CNES und dem DLR um die Vorgehensweise abzustimmen. Bekanntlicherweise gab es zwischen beiden Ländern ja einige Differenzen beim Kurs Ariane 5/6 und ATV abzustimmen. Die Komission spricht sich nun für die Ariane 5 Erweiterung aus. Die Abstimmung ist auch dringend notwendig, denn im November muss entscheiden werden und wenn sich die beiden Hauptbeitragszahler sich da gegenseitig blockieren wird nichts beschlossen.

Inzwischen wurden ja schon einige Vorschläge veröffentlicht. Neben denen die schon seit einigen Jahren im FLPP Programm erarbeitet wurden, haben viele Raumfahrtfirmen eigene Vorschläge erarbeitet, darunter sogar kleinere wie MT Aerospace. An diesenlehnt sich mein Konzept an. Was als Vorteil der Ariane 6 herausgestellt wird, ist ja dass sie anders als die Ariane 5 skalierbar ist – die Nutzlast soll 3000 bis 6000 kg in GTO betragen, erweiterbar auf 8000 kg. So was neues ist das allerdings auch nicht, das konnte schon die Ariane 4. Dieser Vorschlag wurde von mir auf Basis verfügbarer Daten über Triebwerke und Strukturgewichte erarbeitet. Er hat nichts mit Vorschlägen seitens der Raumfahrtindustrie / ESA zu tun.

Mein Ansatz: So viel Serienproduktion wie möglich, so viel Skalierbarkeit wie nötig. Dazu schauen wir und eins zweistufige Rakete von oben nach unten an:

  • Nutzlastverkleidung
  • VEB
  • Treibstofftank zweite Stufe, Integralbauweise
  • Schubgerüst mit Triebwerk
  • Zwischenstufenadapter
  • Treibstofftank Verbrennungsträger erste Stufe
  • Zwischentanksektion
  • Treibstofftank Oxidator erste Stufe
  • Schubrahmen mit Triebwerk

So, nun mein Ansatz: Ich habe in beiden Stufen ein Schubgerüst das bis zu drei Triebwerke aufnehmen kann. Ich kann dann eines (in der Mitte), zwei (jeweils außen) oder drei (alle drei Positionen besetzt). Damit kann ich den Schub einstellen. Da mehr Schub auch mehr Treibstoff bedeutet, sehe ich den Treibstofftank in drei Längen vor – einem jeweils identischen Abschluss in Domform und einem zylindrischen Zwischenteil vor. Dieser liegt dann einmal, zweimal oder dreimal vor. Alle anderen Teile (in nicht fetter Schrift) sind bei allen Trägern identisch.

Fangen wir zuerst mal mit dem Schub an. Der bei der ersten Stufe hängt von dem Gewicht der Rakete ab. Wenn ich eine Nutzlast zwischen 2.500 und 22.500 kg LEO vorsehe (deckt mithin den Bereich zwischen der Vega und Ariane 5 ECB ab) und ich setze bis zu 9 Triebwerke ein, dann kann ich diesen Bereich abdecken.

Ich würde für die erste Stufe LOX/Kerosin vorsehen und bei der Oberstufe LOX/LH2. Die erste Stufe setzt damit bewährte Technologien ein, ist umweltverträglich. Das senkt die Produktionskosten. Die Leistung der zweiten Stufe ist dagegen wesentlich für die Nutzlast. Da keine Feststoffbooster eingesetzt werden, kann sie erheblich leichter als die ECA oder ECA sein. (Ein Vergleich zur H10 wäre zu ziehen). Ich habe zur Reduktion der Leermasse moderne Legierungen, Innendruckstabilisierung und CFK-Werkstoffe bei nicht tiefgekühlten Teilen vorgesehen. Das Design der Rakete ähnelt daher in etwa der Atlas-Centaur. In der ursprünglichen Version hatte die 4,5 t Nutzlast bei 146,5 t Startmasse. Wenn ich 2,5 t für ein Triebwerk anvisiere bin ich dann so bei 90 t Startmasse. Mit einer Startbeschleunigung mit 14 m/s bin ich dann bei 1260 kN Startschub für ein Triebwerk. (1450 kN im Vakuum). Mit LOX/RP-1 sollten bei 80 Bar Brennkammerdruck 2650 m/s am Boden und 3000 m/s im Vakuum drin sein. Die Spitzenbeschleunigung (erreicht bei der I-I Version) beträgt dann 64,6 m/s. Das ist recht hoch. Doch bei den anderen Versionen ist sie geringer. Man kann damit leben oder die Startbeschleunigung auf 11,6 m/s (wie bei Ariane 44L) senken. (dann 54,6 m/s). Dann scheiden allerdings einige Features aus, wie die Möglichkeit bei den Boostern die Zentralstufe nach ihnen zu zünden. Alternativ kann das Triebwerk im Schub gesenkt werden. Bei den Typen mit mehreren Triebwerken kann man eines oder zwei Triebwerke vor dem Brennschluss abschalten, um die Spitzenbeschleunigung zu senken.

Bei der Oberstufe lande ich recht zwanglos beim HM-7B. Wenn ich davon drei einsetze, kann ich eine recht große Stufe transportieren. Das Vinci ist für die kleineren Stufen bei kleineren Raketen dagegen völlig überdimensioniert und noch dazu halte ich die Entwicklung dieses Triebwerks für viel zu teuer. Nun kommt die Frage der Größe der Stufe. Das wird nun etwas diffizil. Zum einen haben wir einen historischen Trend, dass der Schub im Verhältnis zum Gewicht immer kleiner wird. Bei der ersten Centaurversion war es so dass diese 133,4 kN Schub hatte, bei 17,6 t Startmasse (GTO-Missionen), sprich 7,5 kN pro Tonne. Die heutige Centaurliegt bei 99,2 t Schub bei 31,3 t Startmasse also nur noch 3,2 kN pro Tonne. Man kann übrigens nur Stufen bei ähnlichen Raketen vergleichen, also es geht nicht mit der Ariane 5 ECA, da diese bei einer anderen Geschwindigkeit abgetrennt wird. Das dies schon sehr niedrig ist, zeigt sich, dass wenn die dieselbe Centaur der Atlas V dann einen LEO Transport mit höherer Nutzlast durchführt, sie ein zweites Triebwerk braucht, dass dann den Quotienten auf 4,6 kN pro Tonne anhebt,

Wenn ich 4 kN pro Tonne nehme, so kann die kleinste Stufe mit einem HM-7B (67,4 kN Schub) für LEO Transporte mit 2,5 t Nutzlast mit VEB 13,5 t wiegen und bei einem 22,5 t LEO-Transport mit drei Triebwerken 28 t wiegen. Bei höheren Geschwindigkeiten (kleinere Nutzlast) kann mehr Treibstoff zugeladen werden. Da vor allem GTO-Starts anstehen, würde ich für LEO-Missionen das Weglassen von Treibstoff anstreben.

So wie groß wird die Rakete nun? Nun eines dürfte klar sein. Da die Tanks sich verlängern, ist klar, dass diese nicht zu lang sein sollten. Ich habe nach dem Durchspielen  subjektiv folgendes festgelegt: Der Durchmesser beträgt 4,2 m angesetzt. Die Tanklänge im Zylindrischen Teil soll für die Triebstoffmenge ausreichend sein. Das Verhältnis LOX/Kerosin beträgt 2,7 und das LOX/LH2 6.

Demnach wäre der LOX-Tank 3,57 m lang und der Kerosintank 1,78 m lang (zylindrischer Bereich). Die Tanks für die anderen Versionen mit mehr Triebwerke wären dann ein vielfaches dessen.

Die Erste Stufe hätte dann folgende Daten:

Erste Stufe
Tanks: 862 kg × n
Triebwerke: 1.530 kg × n
Schubrahmen: 1.730 kg
Lenkung, dafür benötigter Treibstoff Elektronik: 397 kg .- 801 kg
Adapter zur zweiten Stufe: 625 kg
Treibstoff: 70.000 kg × n
davon nutzbar: 68.950 kg × n
Trockenmasse Start: 75.144 kg / 146.877 / 219.469 kg
Masse Brennschluss: 6.194 kg / 8.977 kg / 12.619 kg
Länge: Stufenadapter 3 m
Zwischentankbereich: 2,5 m
Triebwerkssektion: 4,5 m
Tanks: 6,78 m × n + 2,67 m × n
Gesamtlänge: 15,35 m / 20,70 m / 26,05 m
Brennzeit: 145 s

Bei der Oberstufe wäre bei einer kleinsten Treibstoffzuladung von 11 t der LOX-Tank 0,73 m hoch, der LH2 Tank 2,12 m. Die weiteren Versionen wären dann entsprechend länger. die anderen Komponenten haben dann folgende Daten:

Zweite Stufe Kerndaten
Tanks: 440 kg × n
Triebwerke 165 kg × n
Schubrahmen 180 kg
Lenkung, dafür benötigter Treibstoff Elektronik 234 kg – 365 kg
Adapter / Strukturelle Verstärkung (maximale Nutzlast 25.000 kg) 587 kg
Treibstoff 11.000 kg × n
davon nutzbar 10.835 kg × n
Trockenmasse Start 12.606 kg / 24.277 / 35.948 kg
Masse Brennschluss 1.771 kg / 2.607 kg / 3.443 kg
Länge Schubrahmen: 2,5 m
VEB: 1,0 m
Tank: 4,88 m × n
Gesamtlänge: 6,39 m / 9,28 / 12,17 m
Brennzeit: 703 s

Dazu kommt die VEB die sich im Ring um den oberen Tankabschluss befindet und zwei Nutzlastverkleidungen. Eine von 1.000 kg Gewicht und 4,0 m Durchmesser für kleine Nutzlasten und eine von 2500 kg Gewicht mit 5,4 m Durchmesser für voluminösere Nutzlasten und die größeren Versionen.

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