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Die Europa Rakete

Einleitung

Europa Start im WoomeraIm Jahre 2002 hat die Europarakete Ariane 5 Versionen mit 155 Flügen erlebt. Ariane ist der weltweit erfolgreichste kommerzielle Träger. Heute erinnert sich niemand mehr daran, das der erste Versuch Europas mit der "Europa" Ende der sechziger Jahre kläglich scheiterte. Dieser Aufsatz ist der "Europa" gewidmet. Er geht auf die historischen und technischen Aspekte der Rakete ein, und erläutert warum das Projekt letztendlich scheitern musste. Europas Erfolg kam erst mit der Ariane.

Viel mehr über die Europa, aber auch Ariane finden sie in meinem Buch:

Die Politik

Schon alleine der politische Hintergrund der Entwicklung der Europa Rakete wäre einen eigenen Aufsatz wert. Alles fing 1960 an, als man in Großbritannien darüber nachdachte die Mittelstreckenrakete "Blue Streak" in einen Weltraumträger, wie die Thor oder Atlas zu verwandeln. Die Blue Streak war Ende der fünfziger Jahre entwickelt worden, doch schon während der Entwicklung zeichnete sich ab, dass die Rakete nicht mehr in sich ändernde strategische Konzepte einpassen würde, weil ihre Startvorbereitung zu lange dauerte und sie nur als Erstschlagswaffe geeignet war.

No TextDie Blue Streak basierte im wesentlichen auf der Technologie der Atlas. Ähnlich wie diese, verwendete sie nicht selbsttragende Tanks und zwei Triebwerke, jedoch anders als die Atlas kein Marschtriebwerk. Als zweite Stufe dachte man an die Black Knight eine etwa 6 t schwere britische Höhenforschungsrakete. Für eine dritte Stufe suchte man Partner, die auch einen Teil der Kosten übernehmen sollten. Im April 1960 kontaktierte man verschiedene europäische Länder und unterbreitete diesen Vorschlag für eine Trägerrakete.

In den Partnern wurde man schnell fündig bei den Franzosen, die daran interessiert waren moderne Raketentechnologie zu erforschen um eine eigene Atomstreitmacht aufzubauen. Allerdings wollten sie nicht die dritte sondern die leistungsfähigere zweite Stufe bauen. Dies kam England gelegen, da man so die eigenen Entwicklungskosten reduzieren konnte. Doch noch immer war offen, wer die dritte Stufe baute. Die ersten Schritte dazu gab es bei einer europäischen Konferenz die vom 30.1.1961 bis zum 2.2.1961 in Straßburg stattfand. Die Regierungen von England, Frankreich, Deutschland, Belgien, Holland, Italien und Spanien vereinbarten die Gründung einer europäischen Organisation welche eine Trägerrakete entwickeln sollte, die ELDO.

Im Laufe des Jahres 1961 wurde aus der Rakete eine echte Europarakete. Deutschland war zuerst gespalten. Der Wirtschaftsminister Ludwig Erhardt und der Außenminister von Brentano waren für das Projekt, der Verkehrsminister Seeblohm dagegen. Er plädierte für eine Lizenzfertigung der amerikanischen Thor. Seeblohm gab im wesentlichen die Argumentation seines wissenschaftlichen Beraters Eugen Sänger wieder, der nicht wieder verwendbare Träger für technisch veraltet hielt und dafür plädierte, mit den Mitteln für eine Rakete, einen wieder verwendbaren Raumtransporter zu bauen. Sänger war damals der Experte auf dem Gebiet des Raketenbaus in Deutschland und sein Wort hatte Gewicht.

Bis zum April 1961 hatten sich Frankreich und England geeinigt und wollte Deutschland nun noch die dritte Stufe bauen, so musste es schnell handeln. Eine kurzfristig eingesetzte Expertenkommission unter der Leitung von Günter Bock empfahl der Bundesregierung die Beteiligung an dem Projekt. und so gab es am 28.6.1961 die Zusage. Damit war die Rakete im wesentlichen auf soliden Beinen. Für die anderen Länder fand sich auch noch eine Aufgabe. Italien einen Testsatelliten, Belgien die Bahnverfolgung, die Niederlande die Telemetrie und Australien stellte das Startgelände in Woomera. Australien hatte dies bei den Engländern durchgesetzt. Australien zahlte aber niemals irgendwelche Beiträge für die Entwicklung der Rakete sondern war Profiteur der Entwicklung.

Am 29.3.1962 wurde dann inoffiziell die ELDO gegründet (European Launcher Development Organisation) und die Rakete bekam den Namen Europa 1. Offiziell war die ELDO erst ab dem 1.5.1964 tätig, als die meisten Länderparlamente (mit Ausnahme von Italien) den Vertrag ratifiziert hatten. Die Finanzen wurden anfangs wie folgt festgelegt:

England 38.79 % erste Stufe
Frankreich 23.93 % zweite Stufe
Deutschland 18.92 % dritte Stufe
Italien 9.78 % Testsatelliten STV
Belgien 2.85 % Bahnverfolgung
Niederlande 2.64 % Telemetrie

Die ELDO entpuppte sich aber bald als zahnlose Organisation. Bis die letzten Verträge im April 1964 ratifiziert waren, hatten die einzelnen nationalen Ministerien schon weitgehend die Kontrolle über ihren Part an der Europa durchgesetzt. Die ELDO war zum Spielball nationaler Interessen gewesen und es gab keine echte internationale Zusammenarbeit oder auch nur einen Hauptkontraktor, dafür etwa 10 wesentliche Subkontraktoren.

Die ursprünglichen Planungen für die Europa 1 sahen vor, das diese eine 1200 kg schwere Nutzlast in eine 300 km Kreisbahn befördern sollte. Da von Woomera aus nur polare Orbit möglich waren entsprach dies in der Praxis 900 kg für einen 300 km Orbit und 650 kg in einen 550 km hohen Orbit.

Sehr bald zeigte sich das die Rakete erheblich teurer werden würde, als geplant. Im Jahre 1961 ging man von Entwicklungskosten von 70 Millionen Pfund Sterling, das entsprach damals 850 Millionen DM aus. Schon 1965 ging man von 400 Mill. USD Entwicklungskosten aus. Das entsprach 1700 Millionen DM, doppelt so viel wie veranschlagt, worauf die Franzosen drängten, man sollte gleich die leistungsfähigere Europa 3 entwickeln und die Europa 1 einstellen. Zugleich dauerte die Entwicklung immer länger. Geplant war ursprünglich der erste Start der dreistufigen Version für 1966, doch er fand erst Ende 1968 statt.

1969 stieg England aus dem Projekt aus, bot die Blue Streak aber den anderen Ländern zum Kauf an: Anstatt sich an der Entwicklung zu beteiligen, wollten sie mit der Rakete Geld verdienen ! Als 1960/61 die Rakete entwickelt worden war, ging dies von den Engländern aus, die damals auch der europäischen Gemeinschaft beitreten wollten. Inzwischen wehte ein Wind gegen Europa in den englischen Regierungskreisen. Schon vorher hatten sich die Gewichte verschoben. Auf Kosten Großbritanniens wurde der Anteil der anderen Ländern (vor allem aber der von Deutschland) zum 1.1.1967 angehoben:
 

Europa 1
England 27 % erste Stufe
Frankreich 27 % zweite Stufe
Deutschland 25 % dritte Stufe
Italien 12 % Testsatelliten STV
Belgien 4.5 % Bahnverfolgung
Niederlande 4.5 % Telemetrie

Im Jahre 1969 trat England mit Wirkung auf 1971 aus der ELDO aus, gefolgt von Italien im Jahre 1971. Im Jahre 1972 schlossen sich Deutschland und Frankreich diesem Schritt an und traten aus der ELDO aus. Erstere, weil nun immer mehr Angebote seitens der USA für die Beförderung von Satelliten kamen, letztere weil man hoffte eine eigene Rakete mit starker französischer Beteiligung anstatt der Europa verwirklichen zu können. 1973 wurde dann die ELDO formell aufgelöst. Die Entwicklung der Europa hatte bis dahin 732 Millionen USD (damals 2.5 Milliarden DM) verschlungen, ohne das ein Satellit gestartet worden wäre.

Europa 1 - Die Technik

Die Europa wurde zuerst unter der Bezeichnung ELDO-A entwickelt. Später besann man sich auf den Namen "Europa".

Ein grundlegender Unterschied zur Ariane bestand bei der Europa darin, das man die Aufträge nach Ländern trennte. Das heißt: Deutschland baut die dritte Stufe komplett, weil es auch einen entsprechenden Anteil zahlt. Bei Ariane baut zwar Deutschland die zweite Stufe, aber die Triebwerke kommen aus Frankreich, umgekehrt wird in der französischen dritten Stufe eine Brennkammer eingesetzt die in Deutschland gebaut wird. Bei Ariane bringt jede beteiligte Firma das ein was sie am besten kann. Die feste Aufteilung hatte noch Folgen für die Europa. Es wurde nicht danach gefragt "Wer kann was am besten?" sondern nach Proporz verteilt. Außerdem kam keine richtige Zusammenarbeit auf. Die Dokumentation war zum Beispiel in unterschiedlichen Sprachen (englisch, Deutsch, Französisch, Italienisch) und unterschiedlichen Einheitensystemen (metrisch, imperial) abgefasst.  Bei einem Fehlstart einer Europa wurde festgestellt, das die Stecker auf der französischen Stufe eine andere Belegung wie in der deutschen Stufe hatten, und es so zu einem Versagen des Steuersystems kam...  (nach einem persönlichen Gespräch, offizielle Erklärungen siehe F8)

Die Europa war eine dreistufige Rakete mit einer Startmasse von 104.550 kg und einer Höhe von 31.8 m. Der maximale Durchmesser betrug 3.50 m. Die maximale Nutzlast lediglich 1200 kg - dies ist für eine Rakete dieser Größenordnung recht wenig. Amerikanische Trägerraketen wie die Atlas Agena von vergleichbarer Startmasse transportierten fast die doppelte Nutzlast. Dabei war dies schon die "optimierte" Version. Der erste Vorschlag im Jahre 1961 ging noch von einem wesentlich ungünstigeren Masseverhältnis der Stufen (94.2 : 8.2 : 1.36 t) aus und sollte nur 910 kg transportieren.

Die Blue Streak

Blue StreakDie Erststufe Blue Streak war eine Mittelstreckenrakete die einen 2 t Sprengkopf über eine Distanz von 4400 km tragen sollte. Entwickelt wurde die Rakete ab 1954. Die Reichweite sollte zuerst 2500 km betragen, 1958 wurde dies auf 4000 km erweitert. Als 1960 die amerikanische Thor Rakete in England stationiert wurde gab es keinen Bedarf für eine eigene Mittelstreckenrakete. Zudem passte die Blue Streak nun nicht mehr ins strategische Konzept. Wie die Atlas und andere Trägerraketen der ersten Generation musste sie vor dem Start betankt werden und war somit nur als Erstschlagswaffe geeignet. Ab April 1959 suchte England nach einer Möglichkeit aus der Blue Streak eine Trägerrakete zu konzipieren. Dies war noch vor dem ersten Test der Blue Streak, der im Jahre 1960 stattfand.

England versuchte dann eine eigene Trägerrakete, die "Black Prince" zu bauen. Da diese alleine nicht zu finanzieren war suchte man nach Partnern und so kam es schließlich zur Europa.

Die Rakete basierte im wesentlichen auf der Technologie der Atlas, die in Lizenz gebaut wurde. So entsprachen die Rolls-Royce Triebwerke denen der Atlas A-C (Triebwerksblock MA-1) oder der Thor mit je 667 kN Schub. Wie die Atlas verfügte die Blue Streak über druckversteifte Tanks mit teilweise nur 0.5 mm Wandstärke. Ohne einen Innendruck wären die Tanks kollabiert. Die Tanks wogen nur 1500 kg, nahmen aber 86000 kg Treibstoff auf.

Anders als die Atlas gab es aber kein Marschtriebwerk. Da schon 1961 die Entwicklung der Atlas beim stärkeren Triebwerksblock MA-3 angekommen war, fiel eine Erlaubnis die Technologie für die Europa zu nutzen leicht, da sie schon veraltet war. Als Treibstoffe verwandte die Blue Streak als Treibstoff Kerosin mit flüssigem Sauerstoff als Oxidator.

Anstelle von Verniertriebwerke wie bei der Atlas waren aber die beiden Triebwerke unabhängig voneinander schwenkbar und kardanisch aufgehängt. Jedes Triebwerk Rolls-Royce RZ-13 hatte in der militärischen Variante einen Schub von 610 kN. Bei der Europa wurde der Schub auf 667 kN gesteigert um die beiden schweren Oberstufen befördern zu können.

Brennkammer und Düse bestanden aus 312 Röhrchen aus Nickel mit nur 0.3 mm Wandstärke. Durch die Röhren wurde das Kerosin zur Kühlung geleitet bevor es in die Brennkammer strömte. Die Temperatur erreichte trotzdem an der Wand 400 Grad Celsius in der Brennkammer und 470 Grad Celsius am Düsenhals. Der Gasgenerator verbrannte Kerosin im Überschuss und erzeugte so 650 Grad heißes Gas. Zur Schmierung von Pumpen, Turbinen und Getriebelager wurden 13.5 l Öl pro Minute durch Druckstickstoff gefördert. Während der Entwicklung wurde es von 610 auf 667 kN gesteigert um die Oberstufen der Europa I transportieren zu können. Trotzdem war der Schub niedrig und Pläne der ELDO sahen auch eine Version mit zusätzlichen Feststoff und Flüssigboostern vor, welche in einem zweiten Schritt größere Obertfen erlaubt hätten.

Neben den Triebwerken befand sich von einer aerodynamischen Verkleidung umhüllt die Hydraulik und Elektrik, sowie Druckgasflaschen. Stickstoff in Gasflaschen in der Triebwerkssektion diente zur Druckbeaufschlagung der Tanks und dem pneumatischen Betätigen von Ventilen. Das Zünden erfolgte durch Pyrotechnische Zünder und Glühdrähte in Brennkammer und Gasgenerator. Dabei wurde das Triebwerk zuerst mit einer Flamme mit Sauerstoffüberschuss gestartet. Im oberen Teil der Blue Streak befand sich neben dem Stufenadapter auch der Autopilot. Er veranlasste den Brennschluss der Stufe, wenn entweder ein Schubabfall das Verbrauchen des Treibstoffs signalisierten, oder Parameter der Rakete außerhalb der Spezifikationen lagen.

Der Startschub der 18.4 m langen und 3.5 m breiten Blue Streak betrug 136 t. Die Startmasse lag bei 89.4 bei einer Trockenmasse von 6.44 t. Entwickelt und gefertigt wurde die Blue Streak von Hawker-Siddley Dynamics.

CoralieDie Coralie

Getreu der französischen Tradition neue Stufen nach Edelsteinen zu benennen bekam die dritte Stufe den Namen "Coral". um Australien die Referenz zu erweisen, das im französischen "Australier" heißt wurde daraus die Coralie. ("Corail" = Koralle). Gefertigt wurde Sie von LBRA Nord Variation. Ursprünglich war gedacht sie in einer eigenen französischen Rakete namens "Vulcan" einzusetzen.

Die französische Zweitstufe Coralie wurde relativ rasch entwickelt, die Konstruktion wurde dadurch bewusst einfach gehalten. Man verzichtete auf einen Turbopumpe, und verwendete Druckgasförderung. Auch das Triebwerk wurde nicht regenerativ gekühlt sondern verwandte das Prinzip der Filmkühlung. Dadurch wurden die Triebwerke auch etwas leichter. Die Stufe selbst wurde aus 40 Stahlblechen gefertigt, was durch den Stahl eine relativ hohe Leermasse bedeutete, dafür aber einen hohen Tankdruck ermöglichte. Die Druckbeaufschlagung geschah mit Druckgasgeneratoren welche die Treibstoffe verbrannten und Wasser zur Kühlung und der Erzeugung von Hochtemperaturdampf hinzu mischten. Diese Technologie wurde später auch bei der Ariane eingesetzt, dort allerdings wurde der Treibstoff durch eine turbopumpe gefördert. Die Druckförderung des Treibstoff bei der Coralie wurde von der Diamant übernommen, bei dieser auch in der ersten Stufe eingesetzt wurde.

Um die Stufenlänge zu verkürzen hatte man sich für 4 Brennkammern mit einem gemeinsamen Gasgenerator entschieden. Jedes Triebwerk war schwenkbar aufgehängt und erzeugte einen Schub von 71 kN. Die vier Triebwerke waren in einem gemeinsamen Diagonalträger aufgehängt. Die Steuerung erfolgte durch den in der dritten Stufe eingebauten Autopiloten.

Die 4 schwenkbaren Triebwerke erlaubten es auf eine Rollsteuereinrichtung zu verzichten. Das Schwenken erfolgte durch eine Hydrauliksteuerung. Die mit den lagerfähigen Treibstoffen UDMH / Stickstofftetroxid arbeitende Stufe wurde noch vor der Stufentrennung, ähnlich wie bei den Sowjetischen Raketen gezündet, um Probleme mit der Zündung in der Schwerelosigkeit zu begegnen. Sprengbolzen sorgten dann für die Abtrennung von der Blue Streak. Die Coralie hatte einen Durchmesser von 2 m und war 5.50 m lang. Der Schub betrug 28 t. Voll betankt wog die Coralie 11500 kg, leer 1660 kg.

Mit der Coralie fanden 1966/67 drei Testflüge mit Dummy Satelliten und Nutzlastverkleidung statt, ursprünglich sollte auch eine dritte Stufe mitgeführt werden um ein realistisches Flugprofil zu erproben Obgleich es bei allen 3 Flügen Probleme mit der Elektronik gab, galt die Coralie danach als qualifiziert. Eine dritte Stufe wurde wegen der Probleme niemals bei einem der 3 Flüge mitgeführt. Diese Flüge erfolgten mit einer "Cora" genannten Version, bei der die Triebwerke für einen Start am Boden modifiziert waren und die Rakete mit einer aerodynamischen Verkleidung umhüllt war.

 Die Astris

Am meisten Material fand der Autor über die Astris, was allerdings kein Wunder ist, den Astris war der deutsche Beitrag und wurde daher in deutschen Publikationen recht ausführlich beschrieben.

Astris am KranRückblickend gesehen profitierte Deutschland von der Europa wahrscheinlich am meisten. Anders als Frankreich und England gab es in Deutschland seit dem zweiten Weltkrieg keine Raketenentwicklung. Die Entwickler der V-2 waren in den USA, Russland und Frankreich. Man musste praktisch von Null beginnen. Die Astris wurde von wenigen "alten Hasen" die schon bei der A-4 tätig waren vor allem aber vielen jungen Ingenieuren entwickelt.

Mit der Drittstufe Astris betraten deutsche Firmen für sie weitgehendes Neuland. Gefertigt wurde sie von Messerschmitt-Bölkow-Blohm (MBB) und ERNO, dem Entwicklungsring Nord bestehend aus den Firmen VFW (Vereinigte Flugzeugwerke) und HFB (Hamburger Flugzeugbau). ERNO entwickelte die Struktur der Stufe und MBB das Triebwerk.

Die Stufe war der modernste Part der drei Stufen. Sie wurde in Leichtbauweise vorwiegend aus Titan gefertigt. Wichtige vorgegebene Parameter waren, dass die Höhe 3.815 m, der Durchmesser 2.00 m und das reine Strukturgewicht der Zelle 194 kg nicht überschreiten dürften. Da die Außenhaut Temperaturen über 300 Grad Celsius etwa 1 Minute lang ohne strukturelle Einbußen überstehen musste kam Aluminium als Werkstoff nicht in Frage, da es wegen seinem niedrigen Schmelzpunkt von 660 Grad Celsius bei 300 Grad Celsius schon stark erweicht.

Die Außenhülle bestand aus punktverschweißten Titan und Stahlblechen. Der Oberteil aus der einer Titanlegierung mit 13 % Vanadium, 11 % Chrom und 3 % Aluminium und der Unterteil, der nicht ganz so leichtgewichtig sein musste, aus Stahl (mit 30 % Aluminium und 1 % Silizium).

Die Struktur bestand aus 3 Teilen : Einer Oberschale, einer Mittelschale und einer Unterschale. Die Wand bestand aus einem außen liegenden axialen Wellblech, dass auf einem innen liegenden zylindrischen Glattblech aufgeschweißt war. Auf dem innen liegenden Glattblech wurden radiale Ringspante zur Verstärkung und zur Befestigung der Struktur und Tanks im Abstand von 10 cm angebracht. Das Wellblech wurde im Elektronenschweißverfahren punktweise mit dem Glattblech verbunden. Der Abstand einzelner Schweisspunkte betrug nur wenige Millimeter. Die Tragfähigkeit der Schale lag bei 1200 N/cm axialer Kraft und 200 N/cm radialer Kraft. Oben und unten wurde diese Verschalung durch zwei Montageringe abgeschlossen, welche die Last und auftretenden Kräfte auf die Stufe verteilten.

SchemaDas Oberteil der Stufe hatte einen Durchmesser von 2.02 m und eine Höhe von 1.12 m. Es wog 528 kg. Die Struktur bestand aus der oben beschriebenen Titanlegierung. Es gab 8 Öffnungen über den Umfang verteilt, damit man Zugang zu Treibstofftank, Triebwerk, Struktur und Elektronik hatte. Das Oberteil wurde an das Mittelteil mit einem massiven Anschlussring verbunden, der mit 123 Nieten verbunden war. Oberhalb dessen befand sich ein kastenförmiger Ringspant, an dem mit 30 mm breiten und 0.3 mm dicken sich kreuzenden Titanblechen der Treibstofftank verbunden wurde. Ab Fluggerät F7 war das Wellblech 0.2 mm dick, das Glattblech 0.15 mm und der Ringspantblech 0.15 mm dick. Das obere Segment begann auf der Höhe der Steuertriebwerke. Es beinhaltete die Treibstofftanks, das Triebwerk, das Schubgerüst und die Elektronik und war daher das schwerste aller 3 Segmente.

Das Mittelteil hatte ebenfalls einen Durchmesser von 2.02 m und eine Höhe von 1.61 m. Es bestand in der Struktur aus einer Stahllegierung mit 18 % Chrom und 8 % Nickel (derselben aus der auch "18:8" Essbesteck besteht) und wog 116. Den unteren Teil bildete ein verstärkter Ringspant in den 12 Sprengschnüre eingelassen waren, die während des Fluges gezündet werden konnten, so dass der Mittelteil abgeworfen werden konnte. Ab Fluggerät F7 war das Wellblech 0.15 mm dick, das Glattblech 0.1 mm und der Ringspantblech 0.15 mm dick.

Der Unterteil war konstruktiv genauso aufgebaut wie der Mittelteil, hatte eine Höhe von 1.07 m und eine Masse von 84 kg. Im oberen Teil waren Sprengschnüre wie bei dem Mittelteil eingelassen. Der untere Ringspant sorgte für die Verbindung zur zweiten Stufe. Bei der Stufentrennung wurde das Unterteil von dem Mittelteil Ring abgetrennt, er blieb mit der Zweitstufe verbunden. Das Unterteil war also im wesentlichen ein Zwischenstufenadapter. Um die Leermasse zu reduzieren wurde kurz danach das Mittelteil abgetrennt.

Der 172 cm große kugelförmige Treibstofftank bestand aus 1.27 mm dünnem Titanblech. Es wurde im Elektronenstrahl-Schweißverfahren verbunden. Die 12 Einzelteile wurden im Explosionsverformungsverfahren hergestellt. Alle diese Verfahren mussten erst entwickelt und erprobt werden. Der Kugeltank besteht aus zwei kugelförmigen Tanks die ineinander geschachtelt waren. Jeder Kugeltank endete mit einem halbkugelförmigen Sumpf, in dem der Treibstoff gesammelt wurde und die Leitungen zum Triebwerk sich befanden. Durch diesen Sumpf konnte man die Tanks auch leeren, wenn die Stufe geneigt war. In beide Teile wurden Schwappkäfige eingebaut um die Schwingungen des Treibstoff durch den POGO Effekt zu verringern. Treibstoffe waren der Verbrennungsträger Aerozin 50 (50 % UDMH / 50 % Hydrazin) und Stickstofftetroxid als Oxidator. Fixiert wurde der Tank durch ein Spannband aus Titan. Der Tankdruck und die Treibstoffförderung wurde durch Helium erreicht. Zwei Heliumbehälter aus Fieberglas waren dazu am Schubgerüst befestigt.

TanksEs gab extensive Versuche, die bis hin zum Bruch gingen, um zu ermitteln wo man in der Struktur Gewicht einsparen konnte. Bis zur letzten Version, dem Fluggerät F11 wurden die Wandstärken immer wieder geändert, wobei aber ab dem Fluggerät F7 es wenige Änderungen gab. Beim Versuchsgerät V 5 ergab der Zellenbelastungsversuch, dass die Zelle die Stufe die 1.56 fache Nennbelastung aushalten konnte. Bei einem Wärmebruchversuch hielt die Stufe die 1.29 fache Auslegungslast aus. In beiden Fällen erfolgte der Bruch 400 mm oberhalb des Verbindungsteils zum Mittelteil.

Die Stufe arbeitete mit einem um 6 Grad schwenkbaren Triebwerk mit 22.96 kN Schub und Druckgasförderung. Der Förderdruck betrug 18.5 Bar für den Oxidator und 19.5 Bar für das Aerozin. Der Lagerdruck lag darunter bei 2.5 Bar für den Oxidator und 3.5 Bar für den Verbrennungsträger. Der spezifische Impuls lag bei 3040 m/s. Dies ist für ein Druckgas gefördertes Triebwerk ein sehr guter Wert.

Das Triebwerk saß in einem Aluminiumrahmen aus 8 Haupt und 4 Diagonalröhren. Ein weiteres Gerüst an diesem diente zur Aufnahme der Steuertriebwerke und der Steckerverbindungen. Die Verbindung zum Satelliten bestand aus 8 Aluminiumröhren von 50 mm Durchmesser und 1 mm Wandstärke. Auf diesem befand sich eine Platte die mit dem Oberteil durch ein Z-Profil verbunden war.

Dazu kamen zwei Verniertriebwerke von jeweils 392 N Schub zur Rollachsensteuerung. Sie waren um 80 Grad schwenkbar. Die Astris wäre auch wiederzündbar gewesen, für exzentrische Erdbahnen oder hohe Kreisbahnen. Dabei hätte man mit den Vernierdüsen zuerst eine geringe Beschleunigung erreicht um die Treibstoffe an den Tankböden zu sammeln und dann das Haupttriebwerk gezündet. Die krummen Werte für den Schub entstehen durch die Umrechnung in heutige Einheiten. Die Spezifikation damals erfolgte in kp und da sollte das Haupttriebwerk 2300 kp und die Vernierdüsen 40 kp leisten.

TriebwerkDas 40 kp Triebwerk war schon in einem Bereich angesiedelt, wo es aktiv gekühlt werden musste. Dafür gab es 3 Verfahren : Die Brennkammer wurde Filmgekühlt, der Düsenhals regenerativ gekühlt und die Düse strahlungsgekühlt. Die Verniertriebwerke hatten neben der Rollachsenregelung auch eine wichtige Funktion bei der Zündung und dem Brennschluss. Sie wurden 10 Sekunden vor dem Haupttriebwerk gezündet, stabilisierten die Stufe und sammelten den Treibstoff. Auch nach dem Brennschluss des Haupttriebwerks liefen sie noch 5 Sekunden weiter. So konnte durch den Brennschluss nicht die Lage der Stufe verändert werden. Das Steuertriebwerk wurde weitaus intensiver getestet als das Haupttriebwerk. Der erste Test fand im Herbst 1964 statt. Bis zum 1.3.1967 gab es 1988 Bodenversuche mit einer Brenndauer von 247850 Sekunden, 255 Höhensimulationen mit einer Gesamtdauer von 56010 Sekunden und 12 Hochvakuum Zündversuche mit einer Brenndauer von 150 Sekunden.

Die Entwicklung des Haupttriebwerkes erfolgte in mehreren Stufen. Zuerst wurde ein Triebwerk mit 10 kN Schub entwickelt, welches die Treibstoffe Tonka 250 und Salpetersäure verbrannte. (Tonka 250 war ein schon im dritten Reich erprobter Treibstoff aus  57 % Xylidin (2,4 Dimethylanilin)  43 % Triethylamin). Dieses wurde am 3.3.1963 zum ersten Mal getestet. Die ersten Versuche fanden im für die Erprobung des Triebwerks neu entwickelten Versuchsstand der DFVLR in Trauen in der Lüneburger Heide statt. Dort fanden Tests bis 1966 statt. Abgelöst wurde Trauen ab dem April 1965 durch den Teststand bei Lampoldshausen wo auch eine Höhenforschungskammer gebaut wurde, bei der man die Zündung im Vakuum erproben konnte. Diese war die größte und modernste außerhalb der USA. Sie konnte die Bedingungen in 220 km Höhe (Druck 10-6 Torr) simulieren. Die Kammer hatte einen Durchmesser von 4 m und eine Höhe von 7 m. Noch heute ist Lampoldshausen ein wichtiges Testgelände, bei dem zur Zeit die Erprobung des Vinci Triebwerks der Ariane 5 erfolgt.

Am 9.12.1964 konnte der erste Test eines Triebwerks erfolgen welches Aerozin und Stickstofftetroxid verbrannte. Probleme macht bei der Entwicklung der Strömungsabriss ab einem Expansionsverhältnis von 90:1 und die Kühlung des Einspritzkopfes bei der eine Querbewegung der Einspritzgase in kürzester Zeit zu einer Beschädigung von Einspritzkopf und Querwand führte. Zahlreiche Versuche bei denen man mit Wasser das Kühlmittel simulierte waren nötig um dieses Problem zu lösen. Dies führte zu einer Spitzenaktivität im ersten Quartal 1967 mit 140 Versuchen pro Monat. Am 3.4.1965 fand der erste Test einer provisorischen Oberstufe im Höhenforschungsversuchsstand. Allerdings war die Stufe zu diesem Zeitpunkt noch nicht fertig und die Treibstoffe kamen noch aus externen Versorgungsleitungen.

VerniertriebwerkBei dem Versuch 13/C am 19.10.1966 brach ein Feuer aus. Die Stufe wurde zerstört und der Versuchsstand musste renoviert werden. Es zeigte sich das ein Rückschlagventil bei der Betankung der Stufe versagt hatte wodurch die Drücke in den Tanks so groß wurden, dass der Tankboden barst und die Treibstoffe sich nach Kontakt entzündeten. Innerhalb von 2 Monaten konnte der Prüfstand wieder in Betrieb genommen werden und am 21.12.1966 fand schon der nächste Versuch 14/C statt. Es gab insgesamt 25 Tests in Trauen. Daneben wurde auch geprüft wie lange die Stufe betankt bleiben konnte. Zuerst 10 Tage dann 30 Tage unter 3.5 Bar Druck im Brennstofftank und 2.5 Bar Druck im Oxidatortank.

Viel extensiver waren die Tests in Lampoldshausen bei den Versuchsständen P3 und P4. Hier lief das Erprobungsprogramm bis zum Sommer 1967. Bis zum 1.3.1967 gab es schon 65 Bodenversuche mit einer Brennzeit von 3125 Sekunden und 76 Höhenversuche mit einer Brennzeit von 8625 Sekunden.

Es wurden insgesamt 22 Astris Stufen für verschiedene Tests gebaut. Von den 22 Exemplaren waren aber nur 4 Fluggeräte. Die fertige Stufe wurde in Ottobrunn in einer Hochvakuumanlage geprüft um Undichtigkeiten festzustellen, dann wurde jede Stufe vor der Verschiffung in Lampoldshausen einem Brenntest unterzogen. Der Transport der dritten Stufe nach Woomera erfolgte per Flugzeug und dauerte wegen der Strecke von 40000 km und den 7 Zwischenlandungen in Ankara, Teheran, Karacho, Rangun, Singapur, Djakarta und Darwin etwa 7 Tage. Dies erwies sich als äußerst kostenintensiv und führte dazu, dass bei der Ariane alle Bauteile per Schiff nach Kourou gebracht werden.

Bordcomputer, Satellit und Bahnverfolgung

Oberhalb der Astris befand sich der Instrumentenring mit 8 Buchten für Elektronik. Dreieinhalb Buchten nahmen Batterien, Messwertaufnehmer und Autopiloten (Bölkow) auf. Der Autopilot steuerte die Rakete nach einem vorgegebenen Profil, dass aber vom Boden aus aktualisiert werden konnte. Die Telemetrieeinheit (Phillips) und Programmeinheit (van der Heem) stammten aus Holland, der Transponder (ACEC Charleroi) aus Belgien. Der Transponder kam aus England (Ferrantini). Im letzten halben Segment war die Selbstzerstörungseinheit und die Gyroskope (Bölkow) untergebracht.

No TextDie Europa I wurde mit einer Radiolenkung ausgestattet, dabei folgt die Rakete einem Funkleitstrahl der von Bodenstationen ausgesandt wird. Der Testsatellit selbst hatte die Aufgabe die Umgebungsbedingungen für spätere Satelliten zu erforschen, Testverfahren für die Abtrennung von der Drittstufe zu erproben, sowie allgemein das Personal in der Operation und Flugführung zu schulen. Dazu kam eine Nutzlastverkleidung von 4 m Höhe und 2 m Durchmesser. Die Nutzlastverkleidung hatte 345 kg Gewicht, die Masse der Testsatelliten schwankte zwischen 215 und 270 kg.

Woomera

Australien war beteiligt durch das Startgelände. Woomera liegt im Süden Australiens bei 30°55' Süd und 136°30' östlicher Länge. Das Raketenzentrum wurde nach der 55 km entfernten Stadt Woomera benannt. Es wurde seit dem Jahre 1955 aufgebaut und dort wurde die Blue Streak getestet und später auch die Black Knight gestartet. Danach wurde der Startkomplex 6 für die Europa umgerüstet. Das Startgelände liegt in einem ausgetrockneten Salzsee. Es gab ein 30 km von der Startrampe entferntes Kontrollcenter und eine 6 km von der Rampe entfernte Werkhalle mit einer Grundfläche von 20 x 52 m. Dort wurde die Europa montiert.

Der Montageturm hatte eine Grundfläche von 18 x 13 m und eine Höhe von 33 m. 10 in der Höhe verstellbare Bühnen erlaubten den Zugang zur Rakete. Die Stufen wurden mit einem Kran auf der 10.ten Bühne aufgerichtet und aufeinander gesetzt und dann verschraubt.

Europa 1

Europa 1

Erststart 5.6.1964, letzter Start 12.6.1970
10 Starts, davon 6 Fehlstarts Zuverlässigkeit 50 %
Nur 3 orbitale Starts

Nutzlast 1200 kg in eine 200 km hohe Kreisbahn.

1150 kg in eine 500 km hohe äquatoriale Bahn von Kourou aus.
850 kg in eine 550 km Polarbahn
200 kg GTO
Länge 31.67 m, max. Durchmesser 3.69 m
Startmasse 105430 kg

Stufe 1: Blue Streak
Vollmasse 89400 kg, Leermasse 6440 kg
Zwei Triebwerke RZ-12 mit je 667 kN Schub
Länge 18.37 m, Durchmesser 3.05 m
Treibstoff LOX / Kerosin
spezifischer Impuls 2438 m/s (Meereshöhe), 2790 m/s (Vakuum)
Schub 1334 kN Boden 1550 kN Vakuum
Brennzeit 153.-157 sec.

Stufe 2: Coralie
Vollmasse 11894 kg, Leermasse 2144 kg
1 Triebwerk Vexin-A mit vier Kammern
Länge 5.49 m, Durchmesser 2.01 m
Treibstoff UDMH / NTO
spezifischer Impuls 2717 m/s (Vakuum)
Schub 274.55 kN Vakuum
Brennzeit 96.5 sec.

Stufe 3: Astris
Vollmasse 3370 kg, Leermasse 600 kg
1 Triebwerk Astris + 2 Vernier
Länge 3.815 m, Durchmesser 2.01 m
Treibstoff Aerozin 50 / NTO
spezifischer Impuls 2864 m/s (Vakuum)
Schub 22.96 kN Vakuum
Brennzeit 356 sec.

Nutzlastverkleidung
Länge 4.00 m
maximaler Durchmesser 2.01 m
Masse 345 kg

Die Testflüge

Testflug F1Ein grundlegendes Problem bei der Europa 1, dass man sie testete wie auch in den USA militärische Raketen getestet wurden: Stufenweise. Man erprobte also zuerst die erste Stufe, dann die erste und die zweite und erst dann alle drei Stufen.

Die Europa wurde getestet indem bei Flügen F1-F5 nur die Blue Streak alleine oder mit Attrappen getestet wurde. (Bild links : Testflug F1 mit Blue Streak alleine). Danach kamen F6+F7 mit funktionsfähiger Zweitstufe und zum Schluss F8-F10 mit der dritten Stufe, also der kompletten Rakete.

Diese Vorgehensweise entspricht durchaus den Tests welche die USA bei der Atlas und Titan machten (dort gab es bei der Atlas 55 Erprobungsflüge!). Trotzdem hatten auch diese bei ihren ersten Satellitenmissionen zahlreiche Ausfälle. Die Öffentlichkeit war Mitte der sechziger Jahre aber schon an erfolgreiche Flüge seitens Russland und der USA gewohnt und fragte sich warum man nicht gleich die gesamte Rakete testete.

Die Erprobung der Europa erfolgte in 4 Phasen:

F1 (5.8.1964)

Bei diesem ersten Flug ging es um die Erprobung der Blue Streak als Grundstufe für eine Trägerrakete. Es hatte für die Europa zahlreiche Änderungen an der Blue Streak gegeben, die nun getestet werden sollten. Oberstufen flogen bei diesem Test nicht mit. Durch starke Vibrationen schaltete sich das elektrische Einspritzsystem für die Stufe vorzeitig bei 146 Sekunden, 7.3 Sekunden vor Brennschluss ab. Die Rakete erreichte so nur eine Weite von 998 anstatt 1614 km. Der Start wurde als "Erfolgreich mit Beanstandungen" gewertet. Zu diesem Zeitpunkt lag die Europa noch im Projektplan. Der Start fand nur 4 Wochen nach dem im ursprünglichen Zeitplan gesetzten Termin statt.

F2 (15.10.1964)

Bei F2 hatte man zahlreiche Änderungen vorgenommen um das Vibrieren zu minimieren. Vor allem sollte bei diesem Test der neue Autopilot getestet werden. Der Flug verlief erfolgreich und die Rakete erreichte eine Reichweite von 1609 km und eine Gipfelhöhe von 240 km.

F3 (22.3.1965)

Europa bei den StartbereitungenAuch der letzte Flug einer Blue Streak verlief programmgemäß ohne Beanstandungen.

F4 (24.5.1966)

Erst ein Jahr später konnte der letzte Test der Blue Streak angesetzt werden. Verantwortlich waren Verzögerungen bei der Fertigung der Coralie. F4 führte eine funktionsfähige Coralie mit, die jedoch nicht gezündet wurde, da es primär darum ging zu testen ob und wie die Blue Streak mit dieser Last fertig werden würde. Schließlich war die Mittelstreckenrakete für einen relativ leichten Atomsprengkopf konzipiert worden. Die dritte Stufe war ebenfalls ein Fluggerät.

Der Start erfolgte zuerst reibungslos, dann jedoch kam die Rakete nach den Daten der primären Radarstation immer mehr vom Kurs ab. Um ein Aufschlagen in bewohntem Gebiet zu verhindern, wurde das Brennschlusssignal vorzeitig erteilt. Der Rechner bestätigte dieses bei T+135 Sekunden. Die Telemetriekanäle funktionierten einwandfrei. Die Messwerte zeigten aber keinerlei Abweichungen von den Sollwerten. Auch zeigte sich, dass die Rakete genau im Aufstiegskorridor aufschlug. Dabei sollte sie doch eigentlich vom Kurs abgekommen sein. Nachträgliche Auswertungen der Daten einer zweiten Radar Station zeigten schließlich, dass die F4 niemals vom Kurs abgekommen war, sondern es sich um eine Fehlfunktion der ersten Radar Station handelte. Der Flug wurde daher als Erfolg gewertet.

F5 (15.11.1966)

Beim zweiten Flug mit der Coralie wurde diese wiederum nicht gezündet. Der Flug war erfolgreich und lieferte sehr viele Daten über die aerodynamische Belastung der Rakete. Auch Flugführung und die Bodenanlagen von Woomera waren nun qualifiziert.

F6.1 (4.8.1967)

Bei Flug 6.1 ging es darum die Coralie im Flug zu erproben. Flug 6.1 markierte den Beginn von Phase III.  Parallel zu der Erprobung der Blue Streak erfolgte eine Erprobung der Coralie alleine. Dafür wurde eine als "Cora" bezeichnete Coralie alleine mit einer Drittstufenattrape und der Nutzlastattrape von Hammaguir in Algerien aus gestartet. Es gab 3 Starts (G1-G3) die am 27.11.1966, 18.12.1966 und 25.3.1967 statt. Bei allen 3 Flügen gab es Beanstandungen am Autopiloten der Coralie. Keiner konnte als voller Erfolg angesehen werden.

Der Flug G1 endete mit einer Abschaltung der Coralie nach 62 Sekunden. Die Stufe explodierte durch den Resttreibstoff beim Wiedereintritt. Beim Flug G2 schaltete der Autopilot die Stufe nicht vorzeitig ab, doch auch hier gab es Abweichungen im Flugprofil. Beim Flug G3 der an der Atlantikküste von Frankreich stattfand kam die Coralie vom Kurs ab und musste nach 80 Sekunden gesprengt werden.

Beim Flug F6.1 schaltete die Blue Streak etwas zu früh ab (150 anstatt 153 Sekunden), doch viel gravierender war, dass nach der Trennung der Stufen die Coralie nicht zündete. Nach längerer Untersuchung gab man als wahrscheinlichste Ursache an, dass sich der Oxidator der Coralie während der langen Warte- und Vorbereitungszeit zersetzt hatte. Es gab dadurch einen Ventilfehler bei der Coralie. Da die Treibstoffe sonst selbstentzündend sind gab es kein Zündsystem.

Europa I auf dem StarttischF6.2 (6.12.1967)

Bei F6.2 zündete zwar die Coralie, doch versagte diesmal die Stufentrennung. Die Stufe blieb mit der Blue Streak verbunden. Getestet konnte bei diesem Versuch erstmals das Lageregelungs- und Kontrollsystem für alle 3 Stufen. Obgleich kein Flug der Coralie erfolgreich war ging man nun zu den ersten Orbittests. Allerdings machten Änderungen an dem Trennungsmechanismus eine Verschiebung des Starts vom April auf den November 1968 nötig.

F7 (30.11.1968)

F7 war der erste Flug der Phase IV, also des Tests des kompletten Trägers inklusive des Testsatelliten. Es ging bei diesem Flug aber primär um den Test der Astris, die den Testsatelliten STV in eine 400 x 640 km hohe Bahn bringen sollte,

Der Flug verlief zuerst ohne Probleme. Diesmal (wie auch bei allen folgenden Flügen) gab es keine Probleme mit der Coralie. Auch die Stufentrennung zur dritten Stufe klappte, doch nur 0.5 Sekunden später kam es zur Explosion der Astris, die auch am Boden beobachtet werden konnte. Leider hatte man keine Daten von der Astris. Denn die schnellen Telemetriekanäle übertrugen zu diesem Zeitpunkt noch Daten von Sensoren welche die Stufentrennung betrafen. Das einzige was man an Daten hatte waren einige Messungen des Leitungsdruckes der zu diesem Zeitpunkt rasch anstieg.

Die Fehlersuche konzentrierte sich zuerst einmal auf den Stufentrennungsmechanismus. Man veränderte diesen, doch wie sich bei F8 zeigte war der Stufentrennungsmechanismus unschuldig an der Explosion der Astris.

F8 (2.7.1969)

Aufgrund der Probleme der Europa hatte man den Plan bei F8 erstmals einen echten Satelliten (und keinen Testsatelliten) zu starten recht bald aufgegeben. Im wesentlichen war F8 eine Wiederholung von F7. Auch hier fiel die Astris 1.3 Sekunden nach der Stufentrennung aus. Da dies etwas später war und es nun auch mehr Messungen von der Astris gab, hatte man durch 36 Messwerte aus diesen 1.3 Sekunden, die Möglichkeit die Fehlerursache zu erkennen.

Die Ursache, so konnte man erkennen war ein Bruch des Tankzwischenbodens und dadurch eine Explosion der Drittstufe. Es gab Vibrationsversuche um den Tank zu beschießen, den Beschuss des Oxidatortanks mit einer Pulverpatrone und Messungen der Reaktionsgeschwindigkeit bei einem 8 mm großen Loch. Die Tanks so fand man konnten alleine durch die Belastung beim Flug nicht zerstört worden sein und für eine Explosion musste praktisch der Tank zerrissen werden. Weitere Untersuchungen betrafen die Sprengbolzen und die pyrotechnischen Komponenten. Denn als wahrscheinlichste Fehlerursache kam sehr bald eine Selbstzerstörung durch die Sprengbolzen der Astris in Betracht. Die Untersuchungen die den Tank betrafen zeigten, dass Vibrationen oder kleine Löcher niemals eine so schnelle Reaktion ergeben konnten. Der Tank musste buchstäblich gesprengt worden sein.

Start F9Die Zünder reagierten bei einem Versuch auch unterhalb der Sicherheitsschwelle von 36 V. In einem Test bei dem die Sprengbolzen der Stufentrennung gezündet wurden, war es möglich die Sprengbolzen für die Astris zu zünden ohne diese durch ein elektrisches Signal zu aktivieren. Somit hatte man die Ursache gefunden : Bei der Stufentrennung durch Sprengbolzen entstanden leitfähige Gase die zu einem Kurzschluss in den Kontakten der Sprengbolzen der Astris führten und somit die Selbstzerstörung der Rakete auslösten.

Nun gab es umfangreiche Änderungen am Zündmechanismus der Astris. Alle Minuskontakte der Zünder wurden miteinander verbunden und über einen 100 kOhm Widerstand auf Masse gelegt. Das Auslösungssystem wurde galvanisch vom Stufentrennsystem getrennt und mit dem Satellitentrennungssystem verbunden. Eine Selbstzerstörung war nun nur während des Betriebs der ersten Stufe und nach Abtrennung von der zweiten Stufe möglich. Die Messungen der an Bord wurden viel häufiger durchgeführt, so dass nun 200 Messungen pro Sekunde erfolgten.

F9 (12.6.1970)

Der letzte Flug einer Europa I (einen Flug F10 gab es nicht, weil es mit F6.1 und F6.2 zwei Flüge gab anstatt einem) erfolgte nun erst nach einem Jahr Pause, in dem man das elektrische System der Astris überarbeitet hatte.

Flug F9 war von der ingenieurstechnischen Seite auch ein voller Erfolg. die Astris arbeitete ordnungsgemäß, wenn auch nach es einen Druckabfall bei der Astris gab, wodurch diese 367 anstatt 356 Sekunden lang brannte. Die Ursache war ein zu hoher Heliumverlust, bedingt durch eine Verschmutzung eines Druckminderers.

Leider beförderte aber auch dieser Start keinen Testsatelliten in einen Orbit. Denn die Nutzlastverkleidung wurde nicht abgetrennt. Der entsprechende Stecker fiel durch Vibrationen in der 78. sten Flugsekunde vorzeitig ab, so dass das Abwurfsignal in der 222.sten Sekunde nicht übertragen wurde. Damit hatte die dritte Stufe die doppelte Nutzlast zu transportieren (560 anstatt 260 kg) und dies war zu viel. Die Stufe arbeitete bis zum Erschöpfen des Treibstoffs, erreichte aber nur eine Endgeschwindigkeit von 7100 m/s, anstatt der geplanten 7893 m/s. Die Stufe fiel mit der Nutzlast bei Grönland in den Atlantik.

Für die ELDO war dieser Flug als Erfolg zu bewerten, 12 der 16 Ziele des Fluges wurden erfüllt. Die Öffentlichkeit sah dies jedoch anders. Nach 6 Jahren Entwicklung und 10 Starts hatte die Europa noch keinen einzigen Satelliten in den Orbit gebracht. Ein weiterer Start wurde gefordert, damit man sicher war, dass die Europa nun einsatzfähig war. Doch nach dem 10 Flug wurde die Entwicklung der Europa 1 als beendet erklärt und man zog von Woomera nach Kourou um - die Europa 2 sollte die Europa 1 ablösen. Der letzte Flug F10 wurde gestrichen.

Die Europa 2

Europa 2 StartSchon während der Entwicklung wurde absehbar, das die Europa 1 nie würde operationell fliegen können. Zum einen wegen den laufenden Verzögerungen - Mindestens 2 Jahre durch Nachbesserungen an der zweiten und dritten Stufe, wodurch ESRO Satelliten von der Europa auf die Delta und Scout umgebucht wurden. Zum anderen durch den angekündigten Ausstieg von England aus dem Projekt im Jahre 1969 mit Wirkung auf 1971. Im Jahre 1971 stieg auch Italien aus der Entwicklung aus, und die Europa 2 wurde zu 90 % von Frankreich und Deutschland finanziert. Die Europa 2 sollte die Europa 1 ablösen. Ziel war nun ein Träger mit der Fähigkeit Kommunikationssatelliten in eine geostationäre Umlaufbahn zu bringen. Diese wurden schon entwickelt gemeinsam von Deutschland und Frankreich: Symphonie 1+2. Weitere europäische Nutzlasten waren der Erdvermessungssatellit GEOS und der Röntgensatellit COS-B.

Beschlossen wurde die Entwicklung der Europa 2 im Jahre 1966 als Träger für geostationäre Satelliten. Formell wurde die zuerst als "ELDO B" bezeichnete Rakete im Juli 1966 beschlossen. Ziel war es eine Nutzlast von 170 kg direkt in den geostationären Orbit zu befördern. Schon 1968 wollte England aus dem Projekt aussteigen. Man reduzierte nun das Versuchsprogramm, Versuchsflüge wurden gestrichen, ebenso ein fortschrittlicher italienischer Kommunikationssatellit. Die Europa 2 sollte nun nur noch zeigen, dass sie einen Satelliten in den GEO Orbit bringen kann. Gerade dieses "Billigprogramm" nahmen die Engländer als Grund auszusteigen, denn es wäre ein neues Programm, bei dem sie nicht unbedingt beteiligt sein sollten. Umgekehrt gab es Studien dafür die zweite und dritte Stufe durch neue stufen mit kryogenen Treibstoffen zu ersetzen, wodurch die Europa 2 etwa 1000 kg in den Geo Orbit transportieren könnte.

Die Europa 2 war eine um eine feste vierte Oberstufe erweiterte Europa 1. Es wurden eine Reihe von Konzepten untersucht. Um in einen geostationären Orbit zu gelangen musste ein Satellit zum einen um etwa 2.4 km/s gegenüber einer niedrigen Erdbahn beschleunigt werden. Zum andern musste der Orbit dann nach 5 Stunden zirkularisiert werden, indem man um weitere 1.5 km/s beschleunigt. Dies konnten eine oder zwei Stufen erledigen. Man konnte aber auch in den Satelliten einen Antrieb integrieren. Die Wahl fiel schließlich auf eine zusätzliche vierte Stufe und einen im Satelliten integrierten Antrieb zum Zirkularisieren.

Als vierte Stufe kam die bisherige dritte Stufe der französischen Diamant 1 Rakete in Frage. Der Apogäumsantrieb wurde von der italienischen Firma BPD entwickelt. Die vierte Stufe "Etage de Périgeé" wurde von S.N.I.A.S gebaut. Neben dem Feststofftriebwerk mit der Füllung aus Ammoniumperchlorat / Polyurethan / Aluminium umfasste es einen Dralltisch am oberen Ende, der Stufe und Satellit zur Lagestabilisierung vor der Zündung auf eine Rotation von 120 Umdrehungen pro Minute brachte. Zur Ausrüstung gehörte auch eine Fluglagensteuerung, Batterien und ein Telemetriesender. Die Kapazität für den GTO Orbit wurde im Laufe der Entwicklung von 360 auf 400 kg gesteigert. Dies entsprach etwa 230 kg im GEO Orbit.

Dies geschah vor allem durch die Optimierung des Flugprogramms. Die Rakete hatte nun ein anderes Startprofil, da in Kourou es weniger starke Höhenwinde gab, konnte man früher beginnen von der Senkrechten in die Horizontale umzuschwenken. Eine weitere Steigerung der Nutzlast war, dass man die vierte Stufe in eine elliptische Umlaufbahn einbrachte anstatt in eine Kreisbahn.

Es gab an den ersten beiden Stufen geringe Änderungen, an der dritte Stufe aber bedeutende Modifikationen, welche diese auch schwerer machten. Die erste und dritte Stufe führten etwas mehr Treibstoff mit. Die dritte Stufe erhielt eine Inertialsteuerung, welche die Radiolenkung vom Boden aus ersetzte. Bei der Radiolenkung werden die Kursdaten am Boden errechnet und zur Steuerung übermittelt. Bei der Inertialsteuerung kann die Rakete nach dem Start selbstständig Kursabweichungen erkennen und korrigieren. Die Referenzplattform mit Kreiseln kam von Ferrantini, der Bordcomputer von Marconi. Das Hauptprogrammwerk von van de Heem und die Telemetriesender von Phillips PTI. In der dritten Stufe brauchte das neue System mehr Platz und mehr Strom, was zu Umkonstruktionen des Instrumentenrings führten. Weiterhin gab es nun auch längere Freiflugphasen. In diesen musste die Stufe weiter stabilisiert werden. Dazu wurde ein Stickstoff-Kaltgassystem eingebaut. Weiterhin konnte nun die Astris auch ohne Haupttriebwerk, nur mit den Steuertriebwerken betrieben werden. Man testete die verbesserte Astris Stufe in über 1000 Brennversuchen mit 79.000 Zündungen und einer kumulierten Dauer von 420.000 Sekunden. Die wesentlichen Änderungen waren dadurch erforderlich, dass vierte Stufe und Satellit nun über 1200 kg wiegen konnten, die Europa 1 aber nur maximal 900 kg schwere Nutzlasten befördern musste.

Durch die günstige geographische Lage von Kourou war die Nutzlast für den GEO Orbit relativ hoch und lag zwischen der einer Delta M und einer Delta 1900. Für den geostationären Orbit war ein Start vom Äquator aus günstiger, weshalb man einen Startplatz in Französisch Guyana baute. Dort wurde die Stadt Kourou aus dem Boden gestampft um die Arbeiter für die Rakete aufzunehmen. Australien als Startort wurde 1961 nur gewählt, weil die Engländer darauf bestanden und den Start gerne in ihrem Commonwealth haben wollten. Die Franzosen wollten schon immer einen Start von einem französischen Departement aus. Da traf es sich gut, das Kourou nun auch geographisch günstig lag. Da nun England aus dem Projekt ausstieg gab es keinen Grund an Woomera festzuhalten. Mitte 1971 war die Startplattform in Kourou fertig gestellt. Ergänzt wurde die Bahnverfolgung um Bodenstationen in Kourou, Brazzaville, Gove, Port Stanley und Redu. Zwei Testflüge (F11 und F12) waren geplant und auch finanziell abgesichert, nachdem inzwischen England die ELDO verlassen hatte. Anstatt Testsatelliten wurde nun eine Instrumentenkapsel CAT gestartet, die mit zusätzlichen Messwertaufnehmern Daten von der Rakete und vor allem die Umgebungsbedingungen (Vibrationen, aerodynamische Belastung, Beschleunigungskräfte) der Nutzlast maßen.

Europa IIWeitere geplante Flüge waren: F13 und F14 : Symphonie 1+2, F15 : COS-B und F18 GEOS. F16 und F17 waren noch nicht zugeteilt. Der erste Start endete jedoch in einem Fehlstart.

F11 (5.11.1971)

Der Flug verlief nominal bis 104.9 Sekunden nach dem Start. Es gab zu diesem Zeitpunkt seltsame Signale auf nicht benutzten Telemetriekanäle. 105.7 Sekunden nach dem Start fiel dann der Bordrechner aus. Die Rakete flog ungesteuert weiter und zerbrach 150 Sekunden nach dem Start durch die aerodynamische Belastung.

Der nächste Start einer Europa wurde durch die komplexe Beseitigung des Fehlers um nahezu 2 Jahre auf den Oktober 1973 verschoben. Es zeigte sich bald was die Ursache war : Eine ungenügende Integration des neuen Inertiallenkungssystems in das Gesamtsystem. Dabei wurden "typische Integrationsfehler" begangen. Es handelte sich um Erdungsfehler aber auch eine unzureichende Abschirmung gegenüber elektromagnetischen Einflüssen. Dadurch konnten sich beim Aufstieg elektrische Aufladungen ausbilden die zum Abschalten des Kursrechners führten. Es bestand sogar der Verdacht, dass die elektronischen Anlagen zu empfindlich waren und sich daher abschalteten. Die Rekonstruktion war durch die Signale auf den unbenutzten Telemetriekanäle möglich. Diese Kanäle waren für Messfühler vorgesehen die man vor dem Start ausgebaut hatte. Sie wirkten wie Antennen und fingen die elektromagnetischen Störungen auf und übermittelten diese als Telemetrie an die Bodenstation. Ein komplettes Neudesign der Steuerung und Verträglichkeitsprüfungen waren nötig Dies dauerte mindestens 18 Monate so dass im August 1972 der nächste Start einer Europa II auf den Zeitraum Mai-November 1973 gelegt wurde.

Während die Arbeit mit der Fehlersuche andauerte gärte es schon hinter den Kulissen. Das Ministertreffen der für die Raumfahrt verantwortlichen Minister wurde vom 11/12.7.1972 auf den 20.12.1972 verschoben um über das Fortführen der Programme Europa II und III zu beraten. Am 20.12.1972 gab es noch keinen Beschluss die Europa II einzustellen, aber mit dem Beschluss der Weiterführung des L3S Programms war klar dass die Europa bald eingestellt werden würde. Am 19/20.1.1973 entschlossen sich Frankreich und Deutschland am Rande der deutsch-französischen Konsultationen zum Ausstieg aus dem Programm. Als Folge entschied der ELDO RAT am 27.4.1973 auf Veranlassung der deutschen und französischen Regierung alle Arbeiten an der Europa II einzustellen.

No Text

Europa 2

Erststart 5.11.1971
1 Start, davon 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 0 %
Nutzlast 1440 kg in eine 200 km hohe Kreisbahn
400 kg GTO
230 kg GEO
Länge 31.65 m, max. Durchmesser 3.69 m
Startmasse 112.000 kg

Stufe 1: Blue Streak
Vollmasse 94940 kg, Leermasse 6289 kg
Zwei Triebwerke RZ-12-III mit je 671 kN Schub
Länge 18.37 m, Durchmesser 3.05 m
Treibstoff LOX / Kerosin
spezifischer Impuls 2438 m/s (Meereshöhe), 2790 m/s (Vakuum)
Schub 1342 kN Boden 1535 kN Vakuum
Brennzeit 160.3 sec.

Stufe 2: Coralie
Vollmasse 12019 kg, Leermasse 2194 kg
1 Triebwerk Vexin-A mit vier Kammern
Länge 5.50 m, Durchmesser 2.01 m
Treibstoff UDMH / NTO
spezifischer Impuls 2757 m/s (Vakuum)
Schub 265 kN Vakuum
Brennzeit 103 sec.

Stufe 3: Astris
Vollmasse 3993 kg, Leermasse 734 kg
1 Triebwerk Astris + 2 Vernier mit 0.4 kN
Länge 3.815 m, Durchmesser 2.01 m
Treibstoff Aerozin 50 / NTO
spezifischer Impuls 2943 m/s (Vakuum)
Schub 22.56 kN Vakuum
Brennzeit 375 sec.

Stufe 4: P.07
Vollmasse 807 kg, Leermasse 122 kg
Ein Triebwerk SEP-P6
Länge 2.02 m, Durchmesser 0.73 m
Treibstoff Polyurethan /
Ammoniumperchlorat / Aluminium
spezifischer Impuls 2707 m/s
41.2 kN Schub
Brennzeit 45 sec.

Nutzlastverkleidung
Länge 4.08 m
maximaler Durchmesser 2.01 m
Masse 308 kg

Die Europa III

No TextSchon während man an der Europa 1+2 arbeitete plante man eine viel stärkere Rakete. Die Europa 1+2 war ausreichend leistungsfähig für die ersten Erprobungssatelliten der Europäer, doch schon die nächste Generation sollte 800 kg wiegen, gefolgt von operationellen Exemplaren die 1200 kg wiegen sollten (OTS, 1978 und ECS 1982). So erarbeitete man mehrere Vorschläge für einen Nachfolger, die Europa 3. Sie sollte 400-700 kg in eine geostationäre Bahn, d.h. etwa 800-1400 kg in eine geostationäre Übergangsbahn bringen. Zudem sollte sie erheblich preiswerter als eine Europa II sein, bei der ein Start 20 Millionen USD kostete, während eine US-Delta nur 6 Millionen USD kostete. (Allerdings stieg der Startpreis einer Delta innerhalb weniger Jahre auf das Niveau einer Europa II, weil die Anzahl der Träger durch den Bau des Space Shuttles zurückging). Im Jahre 1970 wurde über die Vorschläge der Industrie beraten. Es gab folgende Vorschläge:

Je nach Typ betrug die Nutzlast für einen geostationären Übergangsorbit 1160 bis 1550 kg, also das zwei bis dreifache der Europa II.

Nach längeren Beratungen entschloss man sich den Vorschlag der Europa IIIB umzusetzen. Die Entscheidung dafür fiel im April 1970. Die Vorschläge die bisherige Blue Streak oder ihre Triebwerke zu verwenden, fanden angesichts des Rückzugs von England, wenig Zustimmung. Frankreich und Deutschland konnten sich nicht erweichen die Engländer auch noch dafür zu bezahlen, indem man die Blue Streak oder ihre Triebwerke käuflich erwarb. Damit waren die beiden Vorschläge Europa IIIA und IIIC aus dem Rennen.

No TextDie Europa IIID war technisch sehr anspruchsvoll und würde teuer in der Entwicklung werden. Für das Bündelungskonzept der Europa IIIE konnte man sich nicht begeistern. Wollte man Stufen bündeln so könnte man dies ja auch noch später tun und so die Nutzlast der Europa III erhöhen. Dagegen schien die Europa IIIB umsetzbar zu sein. Die Viking Triebwerke der ersten Stufe basierten auf der Technologie der französischen Stufe Coralie und der Diamant Trägerrakete. Sie wurden von LRBA in Vernon gebaut.

Die zweite Stufe sollte von Cryorocket, einem Joint-Venture von MBB und SEREB entwickelt werden. Die Europa III hätte etwa 5500 kg in eine äquatoriale 200 km hohe Bahn befördern können oder 4500 kg in eine polare Bahn in 200 km Höhe. Die Nutzlast für den GTO Orbit hätte 1550 kg betragen. Die Entwicklungskosten wurden mit etwa 2.8 Milliarden DM angegeben.

Deutschland hatte sich für die dritte Stufe qualifiziert weil seit 1967 ein "LH2 Experimentalprogramm" lief, welches Vorarbeiten für eine mit Wasserstoff angetriebene Stufe umfasste. In dieser Zeit wurde bei MBB auch ein Wasserstoffantrieb mit einem neuen Hauptstromverfahren entwickelt. Das Patent dafür wurde später von den USA lizenziert und ist Grundlage für den Antrieb des Space Shuttle.

Bevor es jedoch zu einer echten Entwicklung kam wurde im Dezember 1972 die Arbeiten an der Europa III eingestellt und im Mai 1973 die ELDO aufgelöst. Bis dahin waren für die Europa III 90 Millionen DM ausgegeben worden wobei neben Vorstudien auch schon Hardware entwickelt wurde:

Europa 1

Europa 3

Nutzlast 5500 kg in eine 200 km äquatoriale hohe Kreisbahn
4500 g in eine 200 km hohe polar Kreisbahn
1550 kg GTO
Länge 40,00 m, max. Durchmesser 3.80 m
Startmasse 191150 kg

Stufe 1: L150
Vollmasse 166030 kg, Leermasse 13590 kg
4 Triebwerke Viking mit je 885 kN Schub
Länge 21.0 m, Durchmesser 3.8 m
Treibstoff NTO / UDMH spezifischer Impuls 2736 m/s (Vakuum)
Schub 2446 kN Boden 2736 kN Vakuum
Brennzeit 152 sec.

Stufe 2: H20
Vollmasse 23000 kg, Leermasse 3000 kg
1 Triebwerk Vexin-A mit vier Kammern
Länge 10.50 m, Durchmesser 3.80 m
Treibstoff H2 / O2
spezifischer Impuls 4395 m/s (Vakuum)
Schub 200 kN Vakuum
Brennzeit 448 sec.

Nutzlastverkleidung
Länge 8.50 m, Durchmesser 3.80 m
Masse 570 kg

Das Ende der Europa

Schon 1969 begann mit dem Ausstieg Englands das Ende der Europa. Im April 1969 steigen zeitgleich England und Italien aus der Entwicklung der Europa 2 aus. Zwar sagte Großbritannien eine weitere Lieferung der Blue Streak zu, aber der Ausstieg rief auch Frankreich auf den Plan. Frankreich hatte seit 1965/66 Pläne für eine Europa 3. Es betrachtete die Europa 1+2 als Zwischenlösung, um Erfahrungen mit einer Trägerrakete zu gewinnen. Vorstöße die Europa 1+2 Entwicklung abzubrechen und gleich zur Europa 3 überzugehen, gab es dann schon seit 1966 von Frankreich.

F13 im SpacecampAls dann England aus dem Projekt aussteigen wollte begannen die Franzosen über eine einfachere Version der Europa 3 nachzudenken deren Entwicklung überschaubarer war, und die nun unter französischer Leitung mit der Beteiligung anderer Staaten verwirklichen wollte. Dies war schlussendlich der Todesstoß für die Europa. Zeitgleich mit Frankreich stieg Deutschland aus, wobei man hier sicherlich die Kosten sah: Die Reduktion des Anteils Großbritanniens ging vor allem zu Lasten Deutschlands, dessen Anteil am Projekt von 18.9 auf 27 % gestiegen war. Am 28.2.1974 wurde die ELDO aufgelöst. Insgesamt wurden in 12 Jahren 2500 Millionen DM für die Entwicklung der Europa I-III aufgewendet, der größte Teil davon (914 Millionen DM) vom deutschen Steuerzahler. Von dem Startplatz der Europa 1 in Kourou startete 7 Jahre nach der Europa 2 die Ariane und damit begann eine neue Erfolgsstory, die nach dem Europa Fiasko nicht vorstellbar war.

Teile der Europa sind heute noch zu besichtigen:

Warum scheiterte die Europa?

Nach Ansicht des Autors gab es drei wesentliche Gründe für das Scheitern:

Die Zusammenarbeit

Obgleich die Rakete "Europa" hieß, gab es keine europäische Zusammenarbeit. Die Rakete war zusammengestellt aus fertigen Komponenten aus 5 europäischen Ländern. Beim Bau wurde nicht darauf geachtet, wo in einem Land technische Erfahrungen vorlagen sondern nach Proporz verteilt nach dem Motto "Du zahlst am meisten, also bekommst Du die erste Stufe". Zwar funktioniert jede Stufe für sich perfekt aber die Zusammenarbeit klappte nicht :

Das alles waren typische Fehler die entstehen wenn man zwar sein Produkt selbst gut testet, aber nicht das Gesamtsystem.

Die Technik

Schon bald war klar das die Rakete mit 1200 kg LEO Nutzlast zu klein war. Man hatte zahlreiche Pläne für einen Nachfolger, wobei auch jedes Land seine Lösungen favorisierte. Damit war aber auch der politische Wille hinter der Rakete geringer, wenn man insgeheim nicht von einem Einsatz ausging. Natürlich war die Europa technisch keine sehr anspruchsvolle Rakete. Doch anstatt dass man das Programm forcierte um es schnell zum Abschluss zu bringen und mit den Erfahrungen die man gesammelt hat dann an die Europa III ging begann man schon während des Erprobungsprogramms den nächsten Schritt vorzubereiten.

Der Politische Wille

Charakterisiert war die ELDO dadurch, das der Initiator England etwa ab 1967 aus dem Projekt aussteigen wollte. Frankreich als zweiter Partner lieber eine Rakete mit mehr französischer Technologie wollte und Deutschland zwar am Anfang an nicht so überzeugt von dem Projekt war, aber dann doch am meisten von der Europa profitierte

Das gesamte Weltraumprogramm war falsch organisiert. Es gab eine ESRO, die Satelliten baute und eine ELDO die Raketen baute. Beide waren unabhängig voneinander. Grund war, das es Nationen gab die Satelliten bauen aber keine Rakete entwickeln wollten. Die ESRO baute eigene Organisationen auf wie das ESTEC oder ESRIN und erwarb sich Kompetenzen und leitete auch die Entwicklung.

Die ELDO hatte ein kleines Direktorat, doch die Entwicklung der Europa wurde von nationalen Wissenschaftsministerien geleitet. Mehr noch europäische Weltraumkonferenzen der Minister (ESC) entschieden über den Kopf des ELDO Direktorats hinweg über die Entwicklung der Europa und beschlossen auch deren Einstellung.

Als man die ESA gründete hatte man gelernt das es so nicht geht. Die ESA wird zwar kontrolliert durch regelmäßige Ministerratstreffen doch sie behält die Kontrolle über die Programme und es gibt Programme an denen alle teilnehmen müssen und welche an denen nur Nationen teilnehmen die daran interessiert sind. Die ESA ist wesentlich stärker als es ESRO und ELDO zusammen waren. Das hat sich ausgezahlt. Fragt man heute einen raumfahrtbegeisterten Europäer was er für die wichtigsten Schritte Europas im Weltraum hält so wird er sich sicherlich an viele ESA Projekte erinnern, aber wohl kaum an viele ESRO Satelliten oder die Europa.

Das Vermächtnis

Obgleich die Europa nie in den Einsatz kam hinterließ sie ein Vermächtnis. Sie war das erste Projekt einer europäischen Zusammenarbeit. Die Fehler die man bei der Europa beging vermied man bei der Ariane, Airbus und anderen europäischen Großprojekten.

Die Europa hinterließ sehr viel Infrastruktur die in ganz Europa gebaut wurde um die Rakete und ihre Stufen zu testen. Am wenigsten dürfte sich Deutschland beschweren, auch wenn zu der damaligen Zeit Artikel erschienen, die beklagten wie viel der deutsche Steuerzahler für die Europa ausgegeben hatte. Vor der Entwicklung der Astris gab es in Deutschland keine Raketenentwicklung. Danach gab es nicht nur die Teststände in Lampoldshausen sondern auch 2 Firmen die fähig waren Großraketen zu fertigen. MBB verfügte sogar durch das Europa III Programm Erfahrungen mit Wasserstoff als Treibstoff. Die Astris setzte viele Technologien erstmals ein die damals als bahnbrechend galten wie die Explosionsverformung der Tankbleche oder das Elektronenschweißverfahren. Deutschland hätte wahrscheinlich genauso viel investieren müssen um sich dasselbe Know-How zu erarbeiten.

Es gibt aber auch einen Verlierer: England. Als man die Entwicklung begann war England die einzige Nation in Europa die Erfahrungen mit dem Bau von größeren Raketen hatte. Die Blue Streak war eine Rakete die in der Technologie mit der Thor oder Atlas mithalten konnte. England hat mit dem Ausstieg aus der Europa sich weitgehend auch von der Raumfahrt verabschiedet. In der ESA zahlt das Land sehr geringe Beiträge obgleich es vom Bruttosozialprodukt her in der ersten Reihe steht. Das nationale Programm wurde ebenfalls Mitte der siebziger Jahre eingestellt und konsequenterweise wurde auch eine eigene Trägerrakete (die Black Knight, die keine Blue Streak verwendete) nach dem ersten Satellitenstart eingemottet.

Die Europa 3 und die Ariane

Nach Ende der Europa 1+2 präsentierte Frankreich eine Modifikation des Europa IIIB Konzeptes. Die Viking Motoren für die erste Stufe befanden sich schon in der Entwicklung. Teuer dürfte die Entwicklung der kryogenen Stufe werden, da man hier technisches Neuland betrat. Man kompensierte dies, indem man eine wesentlich kleinere kryogene Stufe baute, welche nicht wiederzündbar war und nur zirka 9 t anstatt 23 t wiegen sollte. Dafür wurde eine weitere zweite Stufe eingesetzt, welche nur eines der vier Erststufentriebwerke einsetzen sollte. Da diese schon entwickelt waren, würde diese Lösung kostengünstiger als die Europa 3 werden. Die Entwicklungskosten sollten mit 2 Milliarden DM 30 % unter denen der Europa III liegen. Der höheren Startschub von 66 anstatt 55 t pro Triebwerk wäre durch leichte Anpassungen erreichbar. Das neue Konzept namens "L3S" (Lanceur 3ieme Generation Substitution) sollte ursprünglich nur 1300 kg in den geostationäre Übergangsorbit bringen, also etwas weniger als die Europa III. Sehr bald wurde durch die stärkeren Viking Triebwerken aber die Nutzlast auf 1600 kg angehoben und damit war die L3S genauso leistungsfähig wie die Europa III.

Diese Rakete "L3S" wurde dann der 1975 neu gegründeten ESA vorgestellt. Frankreich war bereit über 53 % der Kosten zu tragen. Nachdem man in Deutschland einen Partner fand, waren 74 % des Entwicklungsbudgets gesichert und die neue Rakete wurde als Ariane Bestandteil des ESA Programms. (Korrekterweise war es ein Deutsch-Französisches Programm das die ESA übernahm, denn die Entwicklung hatte schon begonnen bevor die ESA gegründet wurde).

Man hatte aus der ELDO gelernt. Die Ariane wurde unter starker französischer (politischer und technischer) Führung entwickelt. Aufträge aber sinnvoll nach technischen Erfahrungen verteilt. Es gibt zwar pro Stufe einen Systemführer (für die zweite zum Beispiel ERNO in Deutschland). Dieser ist jedoch vor allem für die Integration und Tests zuständig. Die Bauteile werden in ganz Europa gefertigt und dann jeweils beim Systemführer integriert. Dieses Konzept bewährte sich auch beim Airbus und war eine Folge, das Ariane 1-4 in 155 Flügen genauso viele Fehlstarts wie die Europa in 10 Flügen hat. Als Beispiel fertigt ERNO zwar die zweite Stufe, doch das Triebwerk kommt von SNECMA in Frankreich. Umgekehrt baut Frankreich die dritte Stufe, doch das Triebwerk kommt von MBB aus Deutschland.

Der zweite Grund für den Erfolg der Ariane, war das man von vornherein eine konkurrenzfähige Rakete entwickelt hat. Die Europa war von vornherein zu klein gewesen, selbst die Delta als kleinste US Rakete hatte eine höhere Nutzlast als die Europa. Die Ariane war mit 1600-1700 kg GTO Nutzlast projektiert - vergleichbar der Atlas-Centaur. Sie erreichte sogar eine höhere Nutzlast von 1865 kg. Man begann frühzeitig sie zu vermarkten und gründete die erste Firma die Raketenstarts kommerziell anbot, Arianespace.

Links

http://www.avas.free.fr/ Association pour la Valorisation de l'Aventure Spatiale européenne

http://www.capcomespace.net/dossiers/espace_europeen/ariane/ Capcom Esapce Europa

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 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:

Die aktuellen Trägerraketen - Ariane 5 und Vega werden in einem zweiten Band in der gleichen Ausführlichkeit besprochen. Europäische Trägerraketen 2: Ariane 5, 6 und Vega 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.


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