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Ariane 5 Evolution

Vorgeschichte

Die Ariane 5 wurde Mitte der achtziger Jahre konzipiert. Im Vergleich zur Ariane 4 ist der Träger von Grund auf neu entwickelt worden und auch die Entwicklung war fast vier mal teurer als die der Ariane 1-4 Familie. Ziele war, zum einen ein Träger für den Start des Raumgleiter Hermes zu schaffen, wie auch einen Nachfolger für die Ariane 4, d.h. für den Satellitentransport in die geostationäre Bahn. Diese Konzeption schlägt sich auch in der Rakete nieder. Die Rakete ist optimiert für den Transport großer Nutzlasten in einen erdnahen Orbit. Doch schon vor dem Jungfernflug 1996 stand fest, dass die Rakete vornehmlich Satelliten in den geostationären Orbit transportieren sollte. Hermes wurde als Projekt Anfang der neunziger Jahre eingestellt. Von 1995-1999 wurden daher nacheinander 3 Programme aufgelegt, welche die Nutzlast der Ariane 5 für den GTO Orbit steigern sollten.

Eine Übersicht über die Generic Variante der Ariane 5 finden sie hier, und einen Überblick über geplante, zukünftige Erweiterungen hier,

Drei Programme für eine Rakete

Studien, gemacht schon vor der Indienststellung der Ariane 5 zeigten, das die Nutzlastmassen für den geostationären Orbit rapide anstiegen. Sowohl Ariane 4 wie auch Ariane 5 ziehen ihre Wettbewerbsvorteile daraus, zwei Satelliten gleichzeitig transportieren zu können. Bei Ariane 4 dürfen beide Satelliten zusammen nicht mehr als 4.5 t wiegen, bei Ariane 5 nicht mehr als 6 t. Die meisten neuen Satellitenbusse waren 1995 aber schon auf 3.5-5 t ausgelegt. Es gab daher den Bedarf nach einer Ariane 5 mit einer gesteigerten Nutzlast.

1995 wurde noch vor dem Erststart der Ariane 5, seitens der ESA das "Ariane 5 Evolution Programm" beschlossen. Es sah massive Änderungen an der Hauptstufe vor. Dazu kamen leichte an den Feststoffboostern und mittlere an der EPS Stufe. Diese sollte im Schub gesteigert werden und mehr Treibstoff mitführen. Im Jahre 1998/99 blockierte die deutsche Bundesregierung die Mittel für die Weiterentwicklung der EPS Stufe und es kam so zum Ariane 5 Plus Programm, das in der Konsequenz zu zwei neuen Oberstufen für die Ariane 5 führte. Zum gleichen Zeitpunkt gab es seitens Arianespace, des Betreibers von Ariane 5, ein Performance 2000 Programm, das dazu diente kleinere Leistungssteigerungen während der laufenden Produktion zu erreichen. Zudem soll die EPS Oberstufe, deren Weiterentwicklung von der ESA gestrichen wurde, wiederzündbar werden. Alle 3 Programme mündeten schließlich in ein Programm zum Ausbau der Ariane 5 in zwei Stufen auf bis zu 12 t Nutzlast für den geostationären Orbit.

Im Jahre 1998 wurden die Gesamtkosten für den Ausbau der Ariane 5 und der Startanlagen zwischen 1996 und 2003 mit 1.71 ECU (2.1 Milliarden USD) angegeben. Davon entfallen 1.3 Milliarden USD alleine auf die Ariane 5.

Das ursprüngliche Ariane Evolution Programm

Die ESA Maßnahmen sahen 1995 folgende Änderungen vor:

Probleme beim Ausbau von Ariane 5

Bei Ariane 1 und auch bei anderen Raketen ist es relativ einfach gewesen die Leistung zu steigern indem man Booster an die Erststufe anbrachte und den Schub dieser nutzte um die Tanks der Stufen zu verlängern. Solange die Booster brennen erzeugen sie den nötigen Schub und das Triebwerk der Zentralstufe kann soviel Treibstoff verbrauchen, bis die Rakete nach dem Ausbrennen der Booster leicht genug ist um von ihm angetrieben zu werden. Sowohl die Delta 2, wie auch die H-2A und der Space Shuttle könnten ohne Booster nicht abheben. Dies ist bei der Ariane 5 nicht möglich, denn sie hat ja schon Booster die 90 % des Startschubs erbringen. Einige Probleme die bei der Steigerung der Nutzlastkapazität beachtet werden müssen:

Die Änderungen an der Ariane 5

Um möglichst viel Nutzlast zu transportieren ist es daher notwendig an Boostern, Zentralstufe und Oberstufe mehr oder weniger aufwendige Modifikationen durchzuführen.

Änderungen an den Boostern EAP

Die Booster werden durch leichtere Verbindungselemente um jeweils 1900 kg leichter. Die bisherigen Verbindungen mit Ringen zwischen den Boostern werden durch geschweißte Verbindungen ersetzt. An dieser Stelle kann so die Dicke der Booster von 36.1 auf 12 mm verringert werden, wodurch die Gewichtsersparnis resultiert. Gleichzeitig steigt die Zuverlässigkeit und die Produktionskosten sinken. Diese Reduktion der Startmasse um 3800 kg erhöht die Nutzlast um 150 kg.

Die Booster erhalten eine neue um 32 cm verlängerte Düse, die auch leichtgewichtiger ist. Sie nutzt den Treibstoff etwas besser aus. Das Brennkammerdruck: Außendruckverhältnis steigt auf 11. Zusammen mit der Aufnahme von je 2.43 t Treibstoff in das oberste Segment (S1 Segment) ergibt dies einen erhöhten Startschub von 5675 kN je Booster. Der mittlere Schub liegt bei 4479 kN. Die Brenndauer bleibt bei 132 Sekunden. Jeder Booster führt nun 240-241 t Treibstoff mit. Alle Änderungen zusammen können etwa 400 kg mehr Nutzlast für den GTO Orbit ergeben.

Für die neue europäische Trägerrakete Vega wird derzeit eine erste Stufe von 95 t Startmasse entwickelt, deren Mantel ganz aus Kohlefaserwerkstoffen besteht, anstatt aus Edelstahl wie bei der Ariane 5. Bewährt sich diese Konstruktion, so wird die Technologie auf die Ariane 5 Booster übertragen, wodurch eine enorme Gewichtsersparnis resultiert. Dies soll die Nutzlast um weitere 1000 kg erhöhen.

Ab Flug 536, geplant für 2006/7 werden leichtere, geschweißte Verbindungen an den Boostern deren Startmasse um 2 t senken, wodurch die GTO Nutzlast um weitere 300 kg ansteigen wird.

Änderungen an der Hauptstufe EPC

Vulcain 2 TriebwerkDie EPC bekommt eine verbesserte Version des Vulcain Triebwerks, das Vulcain 2. Es ist größer als Vulcain 1 (3.58 Breite x 2.2 m Höhe anstatt 3.18 x 1.82 m). Es verbrennt Sauerstoff: Wasserstoff im Verhältnis von 7.2 anstatt 5.9 wie bei der alten Ariane 5. Die Gesamtmixtur (inklusive Kühlmittel und Treibstoff für die Turbopumpe) liegt bei 6.8:1. Dadurch erzeugt es 20 % mehr Schub (Vakuumschub 1350 kN anstatt 1145 kN, Bodenschub 960 kN anstatt 812 kN) und die Sauerstoffturbopumpe muss ebenfalls entsprechend mehr leisten. Der Wasserstoff der zur Kühlung benutzt wird, wird in die Düse eingespritzt und erhöht den Schub ebenfalls leicht. Der spezifische Impuls steigt so leicht von 4228 auf 4256 m/s.

Die Zahl der Injektoren wurde von 512 auf 566 erhöht. Der Brennkammerdruck stieg von 100 auf 115 Bar. Die Flussrate der Treibstoffe beträgt 309 kg/Sekunde. Zur verbesserten Kühlung gibt es 75 Schlitze an der Wand bei der 1.5 Prozent des Wasserstoffs austreten und so die Brennkammer über einen Film gasförmigen Wasserstoffs kühlen. Ebenso mussten die Kühlkanäle neu entworfen werden, 567 durchlaufen die Brennkammer wobei die Wandstärke stellenweise nur 0.7 mm beträgt. Damit diese dünnen Wände aus Kupfer nicht durchbrennen, hat man die Filmkühlung eingeführt.

Die Dumpkühlung der Düse wurde völlig neu gestaltet: Anstatt dass der Wasserstoff der zur Kühlung der Düse genutzt wird am Düsenende ins Freie tritt wird er an der Innenwand (bei einem Flächenverhältnis von 29.5:1) entlassen und dazu die Abgase der Turbine bei einem Flächenverhältnis von 32:1. Diese Gase werden dabei von den Gasen in der Düse erhitzt und dies steigert den spezifischen Impuls leicht. Man hat den Fluss für die Kühlung gegenüber Vulcain um 30 % erniedrigt.

Da die Booster an Schubgerüst oberhalb der Hauptstufe angebracht ist hat man die EPC nicht verlängern können ohne dass die Konstruktion stark geändert würde. Daher resultiert das veränderte Mischungsverhältnis alleine durch Verschieben des Bodens des Sauerstofftanks. Der Boden wird um 64 cm nach unten (Richtung Wasserstofftank) verschoben, als Resultat kann im Wasserstofftank 1 t Wasserstoff nicht mehr mitgeführt werden, dafür 16 t mehr Sauerstoff. Dieser Unterschied ist bedingt durch den Dichteunterschied von Wasserstoff und Sauerstoff: Der Sauerstoff wiegt zirka 16 mal mehr als Wasserstoff. (Dichte flüssiger Sauerstoff : 1.27 g/cm³, flüssiger Wasserstoff 0.069 g/cm³).

Die neue Hauptstufe wiegt nun 189.2 t bei einer Leermasse von 14.2 t. Die Vollmasse hat um 20 t zugenommen, die Leermasse um 2 t.  Die Zuladung an Treibstoff hat zwischen den Flügen allmählich zugenommen und der Sauerstoffanteil lag bisher bei maximal 149.5 t. Der Wasserstoffanteil liegt bei 24.67-25 t. Da die Stufe nach ihrem Treibstoff benannt wird gibt es so auch Bezeichnungen wie "H173" oder "H175" je nach Treibstoffzuladung.

Der erhöhte Schub verringert die Brenndauer von 605 auf 540 Sekunden, macht aber auch eine erhöhte Zuladung, d.h. eine schwerere Oberstufe möglich. Alle Maßnahmen zusammen führen zu einer Steigerung der Nutzlast um 1300 kg. Hier ein Verglich von Vulcain und Vulcain 2:

  Vulcain Vulcain 2
Schub Vakuum 1140 kN 1350 kN
Schub Meereshöhe 885 kN  
Spezifischer Impuls Mittel 4228 m/s 4248 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum 4315 m/s  
Brennkammerdruck 110 bar 118 bar
Gasgeneratordruck 80 bar  
Flächenverhältnis 45 60
Brenndauer 597-605 sec 540 sec
Lebensdauer max. 6000 Sekunden oder 20 Starts  
Zuverlässigkeit 0.9946  
Treibstoffdurchsatz 271 kg/s 320 kg/s
Brennkammer 262.2 kg/s 306 kg/s
Gasgenerator 8.8 kg  
Düsenkühlungsfluss 2.0 kg 1.5 kg
Mischungsverhältnis gesamt 5.25 6.1
Brennkammer 5.96 7.1
Gansgenerator 0.9  
Drehzahl LOX Turbopumpe 13265 U/min 12600 U/min
Drehzahl LH2 Pumpe 34010 u/min 35500 U/min
Leistungsaufnahme LOX Turbopumpe 3700 kW 5100 kW
Leistungsaufnahme LH2 Turbopumpe 11900 kW 14100 kW
Förderdruck LOX Turbopumpe 133 Bar 165 Bar
Förderdruck LH2 Turbopumpe 164 Bar  
LOX Turbinendruck 72 Bar 72 Bar
LOX Turbinentemperatur 900 K 900 K
Wirkungsgrad LOX Turbopumpe 0.763  
Wirkungsgrad LH2 Turbopumpe 0.715  
Triebwerkshöhe 3.00 m 3.60 m
Düsenlänge 1.80 m 2.30 m
Düsendurchmesser 1.76 m 2.15 m
Gewicht 1685 kg 1935 kg

Änderungen an der Oberstufe EPS

Die Pläne des Evolution Programms gingen zuerst davon aus die Oberstufentanks zu vergrößern und das Triebwerk im Schub von 28.4 auf 38 kN zu steigern. Anstatt 9.7 t sollten 15 t Treibstoff mitgeführt werden. Der Durchmesser wäre von 3.94 m auf 4.55 m gestiegen. Die Durchführung hätte weitere 300 kg Nutzlast erbracht. Man entschied sich dann dafür die Oberstufe nicht zu ändern und stattdessen eine neue Oberstufe einzuführen die weiter unten besprochen wird. Da Arianespace aber daran gelegen war, dass Ariane 5 auch ein Träger für Satellitenflotten (mehrere identische kleine Satelliten) einzusetzen, wurden trotzdem einige Änderungen an der EPS durchgeführt. Für kreisförmige Umlaufbahnen in 1000-20000 km Höhe benötigt man eine wiederzündbare Oberstufe. Dies ist bei der EPS prinzipiell möglich und wurde bei Flug 3 schon getestet. Die verbesserte EPS wird 4 mal wiederzündbar sein und Freiflugphasen von max. 6 Stunden ermöglichen. Sie führt 250 kg mehr Treibstoff mit und erhöht so die Nutzlast um 80 kg. Weitere 225 kg können erreicht werden, wenn man in den Betrieb eine Freiflugphase von 4000 Sekunden einführt, da durch den geringen Schub die derzeitige EPS einen 570 × 36000 km Orbit erreichte. Beim Zünden im Perigäum würde die Stufe dagegen einen 250 × 36000 km Orbit erreichen, der eine höhere Nutzlast aufweist. Die wiederzündbare EPS wird in der Ariane 5G+ und GS Version eingesetzt und beförderte beim ersten Start die Raumsonde Rosetta auf einen Kurs zum Kometen Churymasov-Geramisenko.

Nach dem Einbruch des Marktes für erdnahe kleinere Satelliten ist die wiederzündbare EPS nur nötig wenn man Satelliten in einen erdnahen Orbit bringt. Wichtigste Nutzlast wird der Transport des ATV, eines bis zu 20 t schweren Zubringer für die Raumstation ISS sein.

Änderungen an VEB, Doppelstartstruktur und Nutzlastverkleidung

Die VEB (Vehicle Equipment Bay) wiegt bei der Ariane 5 stolze 1400 kg (verglichen mit 520 kg bei der Ariane 4). Dies liegt daran, das die VEB das Gewicht der EPS und der Nutzlast tragen muss. Der Ersatz von Metall durch Verbund Werkstoffe sollen deren Masse um 160 kg senken. Bei der ESC-A Oberstufe muss die VEB auch die Stufe nicht mehr tragen und wiegt dann nur noch 950 kg.

Die SPELTRA wog bei Ariane 5 je nach Größe zwischen 750 und 850 kg. Sie war ausgelegt für bis zu 4.7 m breite Satelliten. Die meisten Satelliten waren aber erheblich kleiner, denn sie wurden gebaut um mit vielen Trägern zu starten und die russische Proton, die amerikanische Atlas und die Zenit verfügen über weitaus weniger Platz für die Nutzlast als eine Ariane 5. So konnte eine modifizierte Version der Sylda von Ariane 4, die Sylda-5 eingeführt werden. Sie bietet mit 3.8 m nutzbarer Breite weniger Raum und ist zudem innerhalb der Fairing untergebracht, anstatt unter ihr. Dafür wiegt je nach Version nur 450-500 kg. Die eingesparten 350 kg kommen voll der Nutzlast zugute. Diese Änderung wurde schon 1999 bei den ersten kommerziellen Flügen eingeführt, während die anderen Änderungen erst beim zweiten Produktionslos ab Flug 517 eingesetzt werden.

Da die Sylda-5 nun Platz innerhalb der Nutzlastverkleidung einnimmt, gibt es eine neue verlängerte Nutzlastverkleidung von 17 m Höhe. Sowohl Sylda wie auch Nutzlastverkleidung sind durch Bänder flexibel um 33 bis 200 cm verlängerbar. Die ursprünglich entwickelte Speltra wird heute nicht mehr eingesetzt. Seit dem Erststart der Ariane 5 ESV wird eine neue Innenverkleidung eingesetzt, welche die Leermasse der langen Version von 2775 auf 2475 kg reduziert.

Sekundärnutzlasten

Arianespace versucht natürlich den Träger konsequent zu vermarkten und die Nutzlast maximal auszunutzen. So wird Ariane 5 eine Zusatzstruktur namens ASAP (Ariane Structure for Auxilary Payloads) erhalten die es erlaubt bis zu vier 300 kg schwere Sekundärnutzlasten mitzuführen. Auch ist gedacht, diese für 600 kg schwere Satelliten weiterzuentwickeln. Viel Geld ist allerdings damit nicht zu verdienen, sondern man nutzt so nur Reserven des Trägers aus. Hier zeigt sich ein Nachteil von Ariane 5 gegenüber der Ariane 4: Überstieg hier eine Nutzlast die Doppelstartkapazität, z.B. ein Satellit von 4 t Gewicht, so wurde eine kleinere Ariane 4 mit weniger Boostern und dadurch auch geringeren Kosten gewählt. Diese Flexibilität besitzt Ariane 5 nicht. Ariane 5 ist daher darauf angewiesen Doppelstart oder sogar dreifach Starts (bei der derzeitigen Ariane 5 geht dies nur mit sehr kleinen Satelliten) durchzuführen. Je größer die Nutzlastkapazität ist, desto besser kann sie ausgenutzt werden. Die ASAP wurde erstmals bei Flug 163 benutzt, als neben der Hauptnutzlast Helios auch vier kleinere Satelliten mitgeführt wurden.

Da es nur wenige sehr leichte Satelliten gibt, die in den geostationären Orbit befördert werden wird die ASAP wie bei der Ariane 4 vorwiegend bei dem Start von Satelliten in erdnahe Umlaufbahnen zum Einsatz kommen.

ESC-a OberstufeZwei neue Oberstufen für Ariane 5

Als man die Ariane 5 Ende der achtziger Jahre konzipierte, stand die Sicherheit im Vordergrund. Die Drittstufe H10 der Ariane 1-4 hatte von 1979-1986 die Schuld an drei der vier Fehlstarts der Ariane. Dies war sicher mit ein Grund, warum man nicht einfach eine verbesserte Version dieser Oberstufe für die neue Ariane 5 übernahm. Die Situation hat sich aber geändert. Nun startet Ariane 5 nicht mehr Hermes, sondern geostationäre Satelliten. Diese benötigen eine leistungsfähige Oberstufe. Gleichzeitig hat die H10 Oberstufe der Ariane 4 ihre Kinderkrankheiten abgelegt und Ariane 4 hält den Zuverlässigkeitsrekord bei den Raketen. So lag es nah das Triebwerk HM 7B der Ariane 4 in einer neuen Oberstufe wieder zu verwenden. Die Oberstufe kann sowohl mehr Treibstoff mitführen, wie auch einen energiereicheren Treibstoff nutzen. Durch die neue Oberstufe steigt daher die Nutzlast rapide an.

Abgelöst sollte diese Zwischenlösung im Jahre 2006 durch eine neue Oberstufe mit noch besseren Leistungsdaten.

Die Zwischenlösung ESC-A

ESC: Ètage Secondaire Cryogenique: Kryogene Zweitstufe. Die ESC-A war gedacht als eine Zwischenlösung die es ermöglicht schnell die Nutzlast zu steigern ohne Jahre auf eine neue Stufe zu warten. Sie verwendet das Triebwerk HM-7B mit 64.8 kN Schub, dass schon in der Ariane 4 ihren Dienst tat. Anpassungen am Triebwerk waren nötig, da die ESC-A mehr Treibstoff mitführt und so 970 sec lang brennt. Dabei wurde der Sauerstofftank weitgehend übernommen. Er hat mit 2.8 m fast denselben Durchmesser wie bei der Ariane 4 und ist lediglich gestreckt worden. Er liegt unter dem Wasserstofftank, getrennt durch einen Zwischenraum zur Isolierung. Der Wasserstofftank musste dagegen neu konstruiert werden umgibt den Sauerstofftank torusförmig und hat einen Außendurchmesser von 5.4 m. Seine Struktur besteht aus Aluminium ist und ist gegen das Verdampfen mit einer Isolationsschicht belegt. Die gesamte Stufe ist lediglich 4.57 m hoch und nimmt bis zu 14.9 t Treibstoff (12.3 t Sauerstoff und 2.6 t Wasserstoff) auf. Anders als die EPS sitzt sie auf der EPC und über ihr liegt die VEB. Die Leermasse wird mit 3415 kg angegeben. Dazu kommt noch eine Thermalisolation und ein Stufenadapter sowie Retroraketen, welche zum einen die Stufe von der EPC entfernen und zum anderen die Treibstoffe vor der Zündung am Boden sammeln. Die Gesamtmasse inklusive dieser Teile beträgt 4666 kg.

Es gibt aber zwei "Batches" die sich leicht in den Massen um etwa 50-100 kg unterscheiden. Beim ersten Batch (bis Flug 532) wurde eine Gesamtmasse mit VEB von 4540 kg angegeben. Die VEB ist leichter geworden und liegt nun bei 950 kg, da sie nicht auch als Schubgerüst für die EPS fungiert. Unter diesem Aspekt ist auch das relativ hohe Leergewicht der ECA Stufe zu sehen. Grund war, dass man nicht die Startanlagen umbauen wollte. dann wären während dieser Umbauzeit keine Starts möglich gewesen. So musste man die ESC-A sehr kompakt bauen und dies machte eine sehr hohe Leermasse nötig. Durch die hohe Leermasse musste man die maximale Nutzlast während der Entwicklung wieder absenken. Im Jahre 1999 ging man noch von einer maximalen Nutzlast (Einzelstart) von 10.5 t aus.

Die Nutzlast steigt bei nur leicht erhöhten Produktionskosten auf 9.05 t GTO im Doppelstart, das heißt um mehr als 2 t. Dazu kommt dann noch die Sylda-5, Nutzlastadapter etc. Dies hat bei früheren Missionen bis zu 1 t ausgemacht, daher auch die Bezeichnung "10 t Ariane" für die Ariane 5 ESC A. Verwirrung sorgt manchmal Ballast, der mitgeführt wird. Dieser bei der ESC-A dazu den Aufschlagspunkt der EPC  durch Verschieben des Schwerpunktes festzulegen.  Ist das obere Composite zu leicht, erfolgt die Stufentrennung zu weit östlich, und der Aufschlagspunkt der Hauptstufe rückt zu nah vor die Afrikanische Küste (bzw. würde im Extremfall sogar auf dem Festland liegen). Bei der Ariane 5G ist das anders, weil der Aufschlagpunkt der EPC dort "hinter" Afrika im Pazifik liegt. Warum man allerdings den Ballast oberhalb der Sylda-5 anbringt, womit er noch mit der Oberstufe beschleunigt wird konnte mir auch die DLR nicht verraten. Ist die Nutzlast aber hinreichend schwer so kann der Ballast entfallen.

Das HM-7B Triebwerk hat in Versuchen schon weitaus mehr als 970 Sekunden gebrannt. Trotzdem wurde untersucht ob es modifiziert werden muss. Dies war nicht nötig, so verwendet die Ariane 5 dasselbe Triebwerk wie die Ariane 4. Veränderungen gab es jedoch am Lageregelungssystem. Durch die höhere Masse von Stufe und Nutzlast (bis zu 41 t bei erdnahen Missionen anstatt maximal 19 t bei der Ariane 4) war es nötig dieses zu verstärken. Die ESC-A verwendet daher 4 Heliumtanks. Bei Ariane 4 reichten noch 2 Tanks.

Anpassungen waren auch am Startturm nötig, da der Wasserstoff und Sauerstoff dauernd nachgefüllt werden muss. Bei der EPS war dies nicht nötig und man konnte sie zusammen mit dem Satelliten im Integrationsgebäude befüllen.

Die Oberstufe ESC-A wurde in 3.5 Jahren mit Kosten von nur 170 Millionen Euro entwickelt. Nachdem der erste Start im November 2002 fehlschlug, wird die ESC-A langsamer eingeführt als geplant und wahrscheinlich länger im Dienst bleiben als vorgesehen. Die Weiterentwicklung, die ESC-B Stufe (siehe unten) ist erstmal auf Eis gelegt und so wird die ESC-A über das Jahr 2006/7 hinaus in Betrieb bleiben.

Daten der ESC-A Stufe

ESC-B: Eine neue Oberstufe für Ariane 5

Eine genaue Berschrebung der ESC-B Oberstufe finden sie in diesem Artikel.

Ausbau der Ariane 5 bis 2006Zusammenfassung der Ariane 5 Erweiterungen

Es gibt reichlich Verwirrung bei den Ariane 5 Versionen, das liegt daran, dass sehr viele Möglichkeiten der Kombinationen möglich sind und diese teilweise in der Presse als Versionen geistern. Es gibt folgende Grundbestandteile:

Man kann leicht errechnen, dass dies insgesamt 3 x 2 x 3 = 12 Kombinationsmöglichkeiten gibt. In manchen Websites geistern auch so viele Varianten hindurch. Natürlich hat weder die Industrie noch Arianespace das Interesse so viele Varianten zu produzieren. Es gibt daher zwei Hauptvarianten :

Ariane 5 G

Die Ariane 5 G (H155,P238,EPS 9.7).Sie ist seit 1996 im Einsatz. Sie konnte bei Doppelstarts 5970 kg in den GTO Orbit transportieren. G für "Generic". Bei Verwendung der Sylda 5 sind es 6100-6400 kg. (Abhängig von der Größe von Sylda-5 und Nutzlastverkleidung). Dies ist die Ariane 5 ohne irgendwelche Änderung und sie wurde von 1996-2002 als einzige Version eingesetzt. Zur Technologie der Ariane 5 finden sie in meinem Aufsatz über diese alle nötigen Details.

Ariane 5 G+

Wird die leicht verbesserte H155 Zentralstufe und die wiederzündbare EPS Oberstufe verwendet, so beträgt die Nutzlast für Doppelstarts 6300-6700 kg ohne und bis zu 6925 kg mit einer Freiflugphase. Dies ist die Ariane 5G+. Es sind davon nur 3 Stück bestellt worden um zum einen die Verzögerung in der Indienststellung der EC-A aufzufangen und zum anderen war für die Raumsonde Rosetta diese Variante nötig. Neben der wiederzündbaren EPS Oberstufe verwendet diese Stufe eine leichtere VEB aus Kohlefaserwerkstoffen. Mit der SPELTRA beträgt ihre Nutzlast bei Doppelstarts 6280 kg, mit der Sylda-5 bis zu 6700 kg.

Ariane 5 EC-A

Die Ariane EC-A verwendet die neue H173 Stufe mit Vulcain 2 Triebwerk, die neuen Feststoffbooster mit 2.4 t mehr Treibstoff und die ESC-A Oberstufe. Sie hat eine GTO Doppelstartkapazität von 9200 kg. Sie nutzt alle also "neuen" und verbesserten Komponenten. Sie wird ab 2006 fast alle Starts durchführen. Von ihr wurden mehr Raketen geordert als von jeder anderen Variante. Von den 54 bislang georderten Ariane 5 entfallen 28 auf die Ariane 5 EC-A. Das "E" steht für die Evolution Variante der Ariane 5, also die vergrößerte Zentralstufe und die Booster. "C-A" steht für die kryogene Oberstufe A (Die ESC-A). Das "A" ist notwendig weil man ja noch die Variante mit der ESC-B Oberstufe plant.

Ariane 5 ES/ESV

Für den Transport des europäischen ATV und erdnahe Missionen, eventuell aber auch für geostationäre Missionen verwendet man neue H173 Stufe und die neuen Booster P241 mit der wiederzündbaren EPS Oberstufe. Diese als "Ariane 5 ES" hätte eine Nutzlast von 7.75 t für den GTO Orbit. Davon wurden 15 Stück für den ATV geordert. Sie unterscheidet sich in der Ariane 5 EC-A vorwiegend durch die Oberstufe. Es gibt kleine Änderungen an der VEB, da die Nutzlast schwerer ist gibt es dort mehr Triebwerke zur Ausrichtung des ATV vor der Abtrennung. Des weiteren gab es bei der ersten ESV auch Änderungen an der H170 und den P241 Boostern, die jedoch normale Optimierungen der Ariane 5 waren, die auch in die anderen Exemplare übernommen werden, wie ein geringes Gewicht der Düsen der Booster.

Sie wird nach derzeitigen Planungen nur für den ATV eingesetzt werden. Für höhere Orbits ist die EC-A bei gleicher Nutzlast erheblich leistungsfähiger. Für einen Transport zur ISS, wofür sie vornehmlich eingesetzt wird beträgt die Nutzlast 21 t und ist höher als bei jedem anderen System welche die ISS anfliegt (Proton maximal 19.6 t, Space Shuttle maximal 18.2 t und H2A222 16.5 t). Ein einziger ATV bringt 5 mal mehr Fracht als ein Proton Transporter. Ebenso wird die ES-Variante für Starts von Galileo eingesetzt, da diese Satelliten keinen integrierten Antrieb haben und die Oberstufe die Bahn in rund 23.000 km Höhe zirlulariseren muss.

Auch hier steht "E" für die Evolution Variante der Grundstufe. Die Oberstufe nutzt lagerfähige "storable = S" Treibstoffe. Das "v" für versatile bezeichnet eine EPS-Oberstufe die wiederzündbar ist. Damit ist die verbesserte EPS P2000 Oberstufe gemeint. Abhängig von dem Gewicht des ATV wird die EPs nur teilweise betankt. Die erste transportierte z.B. einen 19.3 t schweren ATV und hatte nur 5.2 t anstatt 10 t Treibstoff an Bord.

Die Entwicklung des ATV umfasste auch Veränderungen an der Ariane 5 um die 20 t schwere Nutzlast befördern zu können. Dies waren strukturelle Verstärkungen der VEB, welche die Kräfte aufnimmt und an die H170 überträgt. Weiterhin wurde das Aestus Triebwerk für mehrere Zündungen qualifizier. Durch die selbstentzündlichen Treibstoffe und die Druckgasförderung war dies prinzipiell möglich, jedoch war dies niemals eine Anforderung an das Triebwerk. Es gab schon mal einen Test beim zweiten Ariane 5 Testflug. Tests bei der DLR führten zu weiteren Anpassungen welche mindestens drei Zündungen über einen Zeitraum von mehreren Stunden ermöglichen. Beim Start V178 am 5.10.2007 wurde mit dem noch verfügbaren Resttreibstoff ein Test unter Weltraumbedingungen durchgeführt.

Beim Start des ATV brennt das Aestus Treibwerk zuerst für 8.5 Minuten und bringt das ATV in eine Übergangsbahn von 130-260 km Höhe. 45 Minuten später zirkularisiert die EPS Stufe diese Bahn durch eine weitere Zündung für 30 Sekunden. Das ATV wird abgetrennt und 90 Minuten später zündet die EPS Oberstufe erneut gegen die Flugrichtung um sie gezielt über dem Pazifik zu deorbitieren. Die Ariane 5 ES wird auch manchmal als Ariane 5 ESV (V für Versatile) bezeichnet. Es handelt sich jedoch um ein und denselben Träger.

Ariane 5 GS

Eine Zwischenversion ist die Ariane 5 GS. Die Ariane 5 GS entsteht wenn man die modifizierte H155 Stufe des Evolution Programms mit einem Vulcain 1 Triebwerk einsetzt und P241 Booster und die Wiederzündbare Oberstufe EPS verwendet. Es ist also eine Ariane 5 ES mit dem alten Vulcain 1 Triebwerk.  Diese Rakete wurde in kleinen Stückzahlen in Auftrag gegeben um eine Absicherung zu haben wenn die Ariane 5 EC-A bei den beiden folgenden Flügen einen Fehlstart hat. Da dies nicht der Fall war ist es wahrscheinlich, dass diese Version nicht mehr gebaut wird. Die Ariane 5 GS erlaubt es die geänderten Booster 1:1 zu verwenden und die Änderungen bei der EPC auf das Minimum im Vergleich zu der H173 zu beschränken. Da die Stufe schon angepasst ist für die Anforderungen an das Vulcain 2 Triebwerk und die schwere Oberstufe und Nutzlast ist die Nutzlast einer Ariane 5 GS etwas geringer als bei einer Ariane 5 G, da die H155 stufe eine höhere Leermasse aufweist. Sie liegt bei 6.1 t GTO mit der Sylda-5

Ariane 5 EC-B

Falls die ESC-B Oberstufe weiter entwickelt wird, wird es eine Ariane EC-B mit 11.5-12 t Nutzlast in den GTO Orbit geben. Auch andere Orbits profitieren von der Nutzlaststeigerung. So steigt die Nutzlast für den Transport zur Raumstation ISS von 18 t auf 22 t. Es ist mit dieser Rakete auch möglich auf den Apogäumsmotor bei Satelliten zu verzichten und diese direkt im geostationären Orbit zu platzieren. Durch die Wiederzündbarkeit wäre diese Variante auch besser geeignet für Transporte zur ISS als die EC-A. Das gleiche gilt für interplanetare Missionen, für die diese Trägerrakete sogar aus zwei Gründen besonders geeignet ist: Zum einen steigt die Nutzlast gegenüber der EC-A um so mehr an je höher der Geschwindigkeitsbedarf ist. Zum anderen kann die Rakete durch ihre Wiederzündbarkeit zuerst eine Raumsonde mit einer Oberstufe aussetzen und danach einen Satelliten in den Geostationären Orbit befördern.

Rakete Erststart GTO Doppelstartnutzlast
(mit Sylda-5)
ISS (200x 300 km, 51.6 Grad) Sonnensynchron 800 km 99.8 Grad
Planetenmissionen
Ariane 5G 1996 6100 kg 17910 kg 9216 kg 3500 kg Mond
Ariane 5G+ 2004 6300 kg   3190 kg Mars
Ariane 5 GS 2005 6100 kg 20100 kg 12800 kg
Ariane 5 ES   7475 kg 20700 kg    
Ariane 5 ESV 2008  7775 kg 20750 kg   4300 kg
Ariane 5 ESC-A 2002 9500 kg 20600 kg   4100 kg Mars
Ariane 5 ESC-B nicht vor 2013 ca. 12000 23000 kg 13300 kg 6800 kg Mond, 5200 kg (Mars)

Die einzelnen Versionen:

Rakete Booster Zentralstufe Oberstufe
Ariane 5G P238 H155 EPS9.7
Ariane 5G+ P238 H155 EPS10
Ariane 5 EC-A P241 H173 ESC-A
Ariane 5 GS P241 H155 modifiziert EPS10
Ariane 5 ES P241 H173 EPS10 P2000

Die Nutzlast der Ariane 5 EC-A wurde seit dem Erstflug laufend gesteigert. Die ersten Versionen hatten noch nicht die geschweißten Boosterverbindungen und transportierten nur 9,2 t in den GTO. Mit den geschweißten Verbindungen stieg sie auf 9,6 t. Die folgenden Sprünge waren kleiner. Vor allem wurde die Bahngeometrie optimiert und eine neue Düse lieferte einen etwas höheren Schub bei der EPC bei geringerem Gewicht. Im April 2017 liegt der Nutzlastrekord bei 10.730 kg. Nutzlasten für andere Orbits sind:

 
Orbit Nutzlast Ariane 6 ECA 2107
HEO (250 x 31.600 x 39,6 Grad) 9.200 kg
HEO (Apogäum beim Mond) 7.000 kg
Transfer zum L1/L2 Librationspunkt 6.600 kg
Transfer zum L4/L5 Librationspunkt 6.200 kg
Transferbahn zur Venus c3 = 7,5 km²/s² 5.500 kg
Transferbahn zum Mars c3 = 10,5 km²/s² 4.400 kg

Für planetare Bahnen wie auch einige Erdumlaufbahnen gibt es zwei wichtige Einschränkungen. Die erste ist das die EPC nicht auf Land niedergehen darf. Das begrenzt die Inklination der Startbahn, da die Stufe somit weder Südamerika überfliegen darf noch Westafrika. Der Inklinationsbereich zwischen -10 und -15 Grad ist daher immer verboten. Inklinationen zwischen -20 und -40 Grad auch je nachdem wie schwer die Nutzlast ist. Für planetare Bahnen wäre diese Einschränkung noch umgehbar, wenn das HM-7B wiederzündbar wäre. Dann würde man eine niedrige Erdumlaufbahn mit kleiner Inklination einschlagen und bei der zweiten Zündung die dann zum Verlassen der erde führt die Zündung im gewünschten Winkel durchführen. Die folgende Tabelle informiert über einige berechnete Nutzlasten für interplanetare Bahnen. Schwarz sind Berechnungen für Exomars, Rot sind Berechnungen für LAPLCE und Blau Berechnungen für JUICE.

 

Bestellungen

Da es durch den Fehlstart der EC-A einige Änderungen gab ist die Versionshistorie der Ariane 5 leider etwas kompliziert. Dies zeigen auch die Bestellungen. Zuerst gab die ESA 2 Ariane 5 Raketen für Qualifikationsflüge in Auftrag. Arianespace gab als der Erstflug näher rückte dann ein Los P1 mit 14 Ariane 5 G in Auftrag. Von diesem Los wurde dann eine Rakete an die ESA verkauft, weil ein weiterer Qualifikationsflug nötig war.

Beim zweiten Produktionslos wurde zuerst so geordert: Es sind 3 Raketen der Perfo 2000 Programms (Ariane 5G mit kleinen Verbesserungen) und 17 Ariane 5 des Evolution Programms, (Vulcain 2 Triebwerk) dazu kommen je 10 EPS Oberstufen (wiederzündbar) und 10 ESC-A Oberstufen. Dies wurde nach dem Fehlstart der ersten Ariane 5 ESC-A geändert. 6 der 10 Ariane 5 ESC-A Orders wurden als Ariane 5G Orders umgewandelt. Beim P1 Los war schon die Vorgabe gegeben, dass der Startpreis um 35 % gegenüber dem P1 Los sinken sollte. (Dies wird natürlich auch durch Leistungssteigerungen der Rakete erreicht).

Im Jahre 2004 gab es einen Auftrag über 30 Ariane 5 Raketen an den Raumfahrtkonzern EADS. Mit diesem Auftrag sollte das Vertrauen in Ariane bestätigt werden und gleichzeitig die Produktionskosten durch größere Lose gesenkt werden, denn die 30 Raketen haben ein Auftragsvolumen von 3 Mrd. Euro. Ziel ist es durch diesen Großauftrag die Fertigung weiter zu verbilligen und der Startpreis um 50 % gegenüber P1 zu senken, das entspricht einem Startpreis von 122 Millionen Euro/Rakete. Zur Zeit kostet die Fertigung aber noch 136 Millionen € pro Stück und ein Start 150 Millionen Euro. Dieses Produktionslos umfasst 25 EC-A, 3 ES und 2 GS Raketen. Das Los P2 wurde dadurch aber auf 10 Raketen verkürzt. Eine Ariane 5 ES kam zuerst anstatt einer Ariane 5 ECA hinzu und als sich die Fertigstellung der ISS verzögerte wurde diese wiederum in  eine Ariane 6 Gs umgewandelt. Nachdem die Ariane EC-A im Jahre 2005 erfolgreich flog ist es sehr wahrscheinlich, dass auch die beiden Ariane 5 GS des PA Loses umgewandelt werden. Damit soll auch Ariane 5 das Erreichen was man sich mit ihrer Entwicklung erhoffte : Deutlich preiswerter als ihr Vorgängermodell sein. Bislang war dies nicht der Fall. Das neue Produktionslos führte zu einer deutlichen Verringerung der Herstellungskosten. Arianespace gab im Dezember 2005 an, dass man noch profitabel arbeiten könnte wenn man einen Ariane 5 für 130 Millionen Euro verkauft. Vorher waren es etwa 170 Millionen Euro gewesen.

Das bisher letzte LOS PB umfasste 35 Ariane ECA. Es wurde im Februar 2009 bestellt. Der Auftragswert für EADS betrug über 4 Milliarden Euro, also rund 120 Millionen Euro pro Träger. Der Start selbst ist wegen der Kosten für Startvorbereitung und CSG-Fixkosten teurer. Seit 2005 erhält die Raumfahrtindustrie Zuschüsse, um die Bilanz auszugleichen. Von 2005 bis 2010 in 5 Jahren 960 Millionen Euro. 2011+2012 240 Millionen Euro für zwei Jahre. Reviews der Produktion ergaben keine bedeutenden Einsparungen. Erst mit dem Einsatz der ESC-B soll es nach EADS Angaben ein zuschussfreier Betrieb möglich sein, da deren Produktionskosten nicht höher als die der ESC-A sind, aber ihre Nutzlast um 20% höher.

ESA

2 Ariane 5 G für Qualifikationsflüge. Dritter Qualifikationsflug stammte schon aus dem Los P1.

Arianespace

Der Startpreis pro Kilo in den GTO soll durch diese Maßnahmen und eine effizientere Serienproduktion von 23.000 Euro/kg auf 13.000 Euro/kg sinken. Bisher wurde dieses Versprachen nicht eingelöst.

Nachdem die Ariane 5 weitere Aufträge des Galileo-Satellitensystems erhalten hat, ist es wahrscheinlich, dass einige Bestellungen in Ariane 5 ES umgewandelt werden.

Technische Daten

Ariane 5 G+ (Verbesserte erste Version der Ariane 5, im Einsatz seit 2004)


Ariane 5G+

Fluge: 3
erfolgreich 3
Zuverlässigkeit 100 %
nicht mehr im Einsatz

Feststoffbooster:
Vollmasse: 268.7 t
Leermasse: 33.2 t
Schub. 6650 kN max., 4400 Durchschnitt kN
Verbrennungsdruck 61.34 Bar
Brennzeit 129 Sekunden
Länge: 30 m
Durchmesser: 3.03 m
spezifischer Impuls: 2701 m/s

Hauptstufe: EPC
Vollmasse: 170.30 t
Leermasse: 12.2 t
1 Triebwerk Vulcain 1
Schub 1140 kN (Vakuum)
Brennzeit 590 Sekunden
Länge 30.53 m
Durchmesser 5.4 m
spez. Impuls: 4240 m/s
Treibstoff: H2 (25 t) + O2 ( 130 t)

Oberstufe: EPS
Vollmasse: 11.19 t
Leermasse 1.24 t
Schub (AESTUS): 27 kN,
Brennzeit: 1170 Sekunden
Länge: 3.4 m
Durchmesser: 3.96 m
spez. Impuls: 3178 m/s
Treibstoff: N2O4 / MNH

Instrumenteneinheit:
Masse: 1250 kg
Durchmesser 5.4 m
Höhe 1.56 m

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 5.4 m
kurz: 12.7 m 2027 kg
lang: 17.0 m 2900 kg

Doppelstartvorrichtung SPELTRA
Durchmesser: 5.4 m
kurz: 5.5 m lang, 704 kg
lang: 7.0 m lang, 820 kg

Doppelstartvorrichtung Sylda-5
Durchmesser: 4.561 m
Länge: 4.307 m
Masse: 440 kg

Nutzlast:
12.8 t 800 km 99.8 ° (Sonnensynchron)
7.1 t (GTO)

Ariane 5 GS (Zwischenlösung 2005/9)


Ariane 5GS

Fluge: 6
erfolgreich 6
Zuverlässigkeit 100 %

Feststoffbooster: EAP
Vollmasse: je 280.5 t
Leermasse: 38.4 t
Schub 7080 kN max., 5060 Durchschnitt kN
Verbrennungsdruck 61.34 Bar
Brennzeit 130 Sekunden
Länge: 31.9 m
Durchmesser: 3.03 m
spezifischer Impuls: 2692 m/s im Vakuum

Hauptstufe: EPC
Vollmasse: 167.5 t
Leermasse: 12.5 t
1 Triebwerk Vulcain 1
Schub 1140 kN (Vakuum)
Brennzeit 590 Sekunden
Länge 30.53 m
Durchmesser 5.4 m
spez. Impuls: 4240 m/s
Treibstoff: H2 (26 t) + O2 (131 t)

Oberstufe: EPS
Vollmasse: 11.19 t
Leermasse 1.24 t
Schub (AESTUS): 27 kN,
Brennzeit: 1170 Sekunden
Länge: 3.4 m
Durchmesser: 3.96 m
spez. Impuls: 3178 m/s
Treibstoff: N2O4 / MNH

Instrumenteneinheit:
Masse: 1250 kg
Durchmesser 5.4 m
Höhe 1.56 m

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 5.4 m
kurz: 12.7 m 2027 kg
lang: 17.0 m 2900 kg

Doppelstartvorrichtung SPELTRA
Durchmesser: 5.4 m
kurz: 5.5 m lang, 704 kg
lang: 7.0 m lang, 820 kg

Doppelstartvorrichtung Sylda-5
Durchmesser: 4.561 m
Länge: 4.307 m
Masse: 440 kg

Nutzlast:
12.8 t 800 km 99.8 ° (Sonnensynchron)
6.7 t (GTO)

Ariane 5 ESV (Version für den ATV und erdnahe Orbits ab 2006)

Ariane 5 ESV

Ariane 5ESV

Fluge: 1
erfolgreich 1, kein Fehlstart
(Stand 12.2.2005)

Feststoffbooster: EAP
Vollmasse: je 280.5  t
Leermasse: je 38.4 t
Schub 7080 kN max., 5060 Durchschnitt kN
Verbrennungsdruck 61.34 Bar
Brennzeit 130 Sekunden
Länge: 31.9 m
Durchmesser: 3.03 m
spezifischer Impuls: 2692 m/s im Vakuum

Hauptstufe: EPC
Vollmasse: 188.3 t
Leermasse: 14.1 t
1 Triebwerk Vulcain 2
Schub 960 kN Boden, 1350 kN Vakuum
Brennzeit 540 Sekunden
Länge 30.5 m
Durchmesser 5.4 m
spez. Impuls: 4248 m/s
Treibstoff: H2 (24.67 t) + O2 ( 148.77 t)

Oberstufe: EPS P2000
Vollmasse: 11.30 t
Leermasse 1.2 t
Schub (AESTUS): 28.4 kN,
Brennzeit: 1100 Sekunden
Länge: 3.4 m
Durchmesser: 3.96 m
spez. Impuls: 3178 m/s
Treibstoff: N2O4 / MNH

Instrumenteneinheit:
Masse: 1900 kg (210 kg Hydrazin)
Durchmesser 5.4 m
Höhe 1.56 m (EPS)

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 5.4 m
kurz: 12.7 m 2027 kg
lang: 17.0 m 2475 kg

Doppelstartvorrichtung SPELTRA
Durchmesser: 5.4 m
kurz: 5.5 m lang, 704 kg
lang: 7.0 m lang, 820 kg

Doppelstartvorrichtung Sylda-5
Durchmesser: 4.561 m
Länge: 4.307 m
Masse: 440 kg

Nutzlast:
7.75 t (GTO)
20.75 t (260 km 51.5 ° geneigter Übergangorbit zur ISS)

Ariane 5 ECA (Standardträger für GTO Orbits ab 2006)

Ariane 5 ECA

Ariane 5 ECA

Fluge: 4
erfolgreich 3, 1 Fehlstart
(Stand 12.3.2006)

Feststoffbooster: EAP
Vollmasse: je 280.5 t
Leermasse: 38.4 t
Schub 7080 kN max., 5060 Durchschnitt kN
Verbrennungsdruck 61.34 Bar
Brennzeit 130 Sekunden
Länge: 31.9 m
Durchmesser: 3.03 m
spezifischer Impuls: 2692 m/s im Vakuum

Hauptstufe: EPC
Vollmasse: 188.6 t
Leermasse: 14.1 t
1 Triebwerk Vulcain 2
Schub 960 kN Boden, 1390 kN Vakuum
Brennzeit 540 Sekunden
Länge 30.5 m
Durchmesser 5.4 m
spez. Impuls: 4238 m/s
Treibstoff: H2 (25 t) + O2 (149.5t)

Oberstufe ESC-A
Vollmasse: 19.445 t
Leermasse 4545 kg (mit Stufenadapter) 3418 kg (nach Zündung)
Schub (HM-7B): 64.8 kN, Brennzeit: 950 Sekunden
Länge: 4.7 m
Durchmesser: 5.4 m
spez. Impuls: 4375 m/s
Treibstoff: O2 / H2

Instrumenteneinheit:
Masse: 950 kg (ESC-A) 1250 kg (EPS)
Durchmesser 5.4 m
Höhe 1.56 m (EPS) bzw. 1.13 m (ESC-A)

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 5.4 m
kurz: 12.7 m, 1970 kg
mittel: 13.8 m, 2060 kg
lang: 17.1 m, 2675 kg

Doppelstartvorrichtung SPELTRA
Durchmesser: 5.4 m
kurz: 5.5 m lang, 715 kg
lang: 7.0 m lang, 830 kg

Doppelstartvorrichtung Sylda-5
Durchmesser: 4.561 m
Länge: 4.907 m - 6.407 m
Masse: 407-512 kg

Nutzlast:
10,1 t (GTO)
4,3 t (Marstransferbahn)

Nach dem misslungenen Erststart der Ariane 5 EC-A

Am 11.12.2002 hob die erste Ariane 5 EC-A ab. Beladen mit 2 Satelliten im Gesamtgewicht von 5.6 t und 2 t Ballast. Doch nach 456 sec wurde sie in 79 km Höhe, 1000 km vor der Atlantikküste gesprengt. Was war geschehen? Die Booster scheinen perfekt funktioniert zu haben, doch die Hauptstufe brachte zu wenig Leistung. Als nach 188 sec die Nutzlastverkleidung abgetrennt wurde hatte die Rakete schon eine zu niedrige Höhe. Die Bahn wurde immer flacher und sank schließlich ab. Es ist wahrscheinlich die Brennkammer durch fehlende Kühlung geschmolzen. Es kann nicht viel ungünstiger kommen - Die Hauptkonkurrenten Delta 4 und Atlas 5 hatten vor wenigen Monaten ihren Jungfernstart. Zudem befindet sich der gesamte Telekommunikationsmarkt in einer Krise, es gibt weitaus mehr Anbieter von Trägern als Nutzlasten.

Da Vulcain 2 anders als Vulcain 1 den Wasserstoff der zur Kühlung benutzt wird wieder in die Düse einspritzt, nimmt man an, dass die normale Ariane 5 diesen Fehler nicht hat. Trotzdem hat dieser Fehlstart Arianespace "kalt erwischt". Anders als bei der Einführung der Ariane 5 gibt es keine "Grund" Versionen mehr auf Reserve. Die Ariane 4 war in der Produktion ausgelaufen und so stand man ohne Träger da.

Man hat danach eine Reihe von EC-A Orders in Orders für die Grund Variante umgewandelt, doch diese stehen erst 2004 zur Verfügung. So kommen nach Einschätzung von Arianespace zu den Kosten für 1, evtl.. 2 Qualifikationsflüge der EC-A noch die Verluste von mindestens 4 Kontrakten die man mangels Träger (Produktion der Ariane 5G musste erst wieder angekurbelt werden) nicht annehmen konnte.

Das Vulcain 2 Triebwerk musste überarbeitet werden. Die "Reinforced Version" bekam eine steifere Düse durch Aufschweißen von Versteifungsblechen und zusätzlichen Rippen. Die thermische Belastung der Innenseite wurde verringert indem ein keramisches Material aufgebracht wurde und man die Wasserstoffmenge zur Dumpkühlung erhöht hat.

Am 30.5.2003 beschlossen die Minister auf einer Sondersitzung über die Zukunft der Ariane 5 und auch der Beteiligung ISS, die nach dem Verlust der Columbia einen neuen Zeitplan und erhielt. Dies waren die Beschlüsse:

  1. Zuschuss von 72.5 Millionen Euro für die Produktion von Ariane 5 GS aus dem Ariane 5 ARTA Programm um die Zusatzkosten für die Wiederaufnahme dieser Version zu bezahlen. Die Industrie soll aus eigenen Mitteln weitere 37.5 Millionen Euro bereitstellen.
  2. Konsolidierung des Vulcain 2 Triebwerks durch Zuschüsse von 42.5 Millionen Euro für neue Tests und Konstruktionsänderungen. Auch hier ein Zuschuss von 37.5 Millionen Euro seitens der Industrie. Die Mittel stammen ebenfalls aus dem Ariane 5 ARTA Programm (dieses hat von 2003-2006 einen Umfang von 302.9 Millionen Euro und es dient der Erhaltung der Zuverlässigkeit und Qualifizierung der Ariane-5 während ihrer Einsatzdauer. Es ermöglicht die Beseitigung von Entwurfsmängeln und Schwächen und die Vertiefung der Kenntnisse über das Flugverhalten).
  3. Konsolidierung der Oberstufe ESC-A mit Mitteln von 60 Millionen Euro aus dem Ariane 5 Plus Programm. Eigentlich sollte mit dem 699.15 Millionen Euro großen Ariane 5 Plus Programm von 2001-2006 die ESC-B entwickelt werden. Nun sind 315 Millionen davon gesperrt bis über eine Zukunft der ESC-B entschieden ist).
  4. Neues Flugqualifikationsprogramm für die Ariane 5 ECA: 228 Millionen Euro zusätzlich: 130 Millionen für eine Ariane 5 ECA (Herstellungskosten des Trägers), 55 Millionen Euro für Start und Tests des Trägers. Sowie 41 Millionen Zusatzkosten für das Umbuchen eines ATV von einer Ariane 5 ECA auf eine Ariane 5 ESV (Mehrkosten, errechenbar durch Differenz zwischen den Kosten von 170 Millionen für eine Ariane 5 ESV und dem vorher gezahlten 129 Millionen Euro für einen Start). 2 Millionen sind für sonstige Kosten vorgesehen.

Die ESC-A ist erfolgreich

Nachdem am 12.2.2005 der zweite Start einer Ariane 5 EC-A erfolgreich war, konnte Arianespace wieder aufatmen. Selbst wenn die EC-A ein Misserfolg gewesen wäre, so hätte man zumindest genügend G+ und GS Versionen um 1 Jahr Durststrecke zu überstehen. Am 17.11.2005 war der dritte Start der Ariane 5 EC-A ebenfalls erfolgreich, wobei die Rakete einen neuen Rekord aufstellte, den der größten je in den GTO Orbit beförderte Nutzlast. Mit über 8416 kg setzte die Ariane 5 einen neuen Rekord. Schon im August hatte eine Ariane 5 mit dem 6,485 kg schweren THAICOM 4 die größte jemals gestartete Einzelnutzlast für den GTO Orbit gestartet. Zusammen mit der Ariane 5G startete Arianespace in 2 Monaten (zwischen dem 13.10.2005 und dem 21.12.2005) drei Starts mit einer Gesamtnutzlast von 19500 kg. Damit zeigte Arianespace eindrucksvoll, wie schnell Starts durchgeführt werden können.

Obgleich durch den Wegfall der Ariane 5 EC-A zwischen 2004/5 die Startrate recht niedrig war hat die Ariane 5 ihre Position im Markt behaupten können. Im Gegenteil, ihre Amerikanischen Konkurrenten die Atlas und Delta wurden vom Markt zurückgezogen. Russlands Träger (Zenit und Proton) konnten ihren Marktanteil auf Kosten der Ariane nicht steigern, haben aber wahrscheinlich zum Ausstieg der US Firmen beigetragen. Chinesische Trägerraketen spielen seit Jahren keine Rolle mehr. Dies zeigt auch welches Vertrauen Arianespace und die europäische Raumfahrtindustrie sich in den letzten Jahren erarbeitet haben.

Der vierte Start einer Ariane 5 ECA, zugleich der 26.ste einer Ariane 5 ist eine weitere Neuerung: Es ist der erste des "PA" Loses. Dieses Los wurde 2004 auf der ILA in Berlin ausgehandelt und hatte zum Ziel die Produktionskosten der Ariane 5 um 30 % zu senken. Dies geschieht zum einen durch die Abnahme von 30 Trägern im Wert von 3 Milliarden Euro auf einen Schlag zum anderen durch eine stärkere industrielle Einbindung. EADS baut nun die Rakete selbst zusammen und hat auch mehr Freiheiten innerhalb der Produktion Änderungen durchzuführen. Die Rakete wurde wie bisher in Teilen in Kourou angeliefert. Dort aber nicht von Arianespace sondern EADS zusammengebaut und am 4.2.2006 komplett an Arianespace übergeben.

Wie die Ariane 5 im Vergleich zu anderen neuen Trägerraketen da steht finden Sie im Artikel über "Die neuen Giganten am Himmel". Mit dem was man prinzipiell aus der Ariane 5 machen könnte, beschäftigt sich ein weiterer Artikel von mir: "Auf dem Weg zur Super Ariane".

Ariane 5 in einem wechselnden Markt

Als man die Entwicklung von Ariane 5 im Jahre 1985 beschloss, war die Welt noch eine andere. Ariane 1-3 waren im Markt positioniert und mussten sich gegen den Space Shuttle durchsetzen, der Start einer Ariane 4 stand erst noch bevor. Rückwirkend muss man den Schritt kühn nennen, eine neue Trägerrakete für mehrere Milliarden Euro zu entwickeln. Denn zu diesem Zeitpunkt konnte niemand ahnen, dass die Challenger explodieren und die USA wieder zu Trägerraketen zurückkehren würden. Nach den damaligen Planungen (für 1986 waren 13 Start geplant) hätte der Space Shuttle alle kommerziellen Starts "nebenbei" erledigen können. 4-5 Shuttle Starts pro Jahr hätten dazu ausgereicht.

Zum Glück für Ariane dauerte es Jahre bis eine Rakete gebaut ist und bis die US Konkurrenz Anfang der neunziger Jahre wieder Kapazität frei hatte war Ariane 4 gut im Markt platziert. Nun kam die Bedrohung aus dem Osten. Russland offerierte seine Proton Trägerrakete zu Dumping Preisen. Die USA erreichten durch ein Abkommen eine Begrenzung des Marktanteils und eine untere Grenze des Startpreises. Russische Anbieter gingen nun mit US Anbietern zusammen für die diese Bedingungen nicht galten. So entstanden die Firmen ILS (International Launch Services) und Sea Launch.

China schien für kurze Zeit bedrohlicher zu sein. Denn mit dem Zusammengehen mit westlichen Firmen stiegen die Preise für die Proton und Zenit auf marktübliche Größen - schließlich will man an den Raketen ja auch was verdienen. China dagegen bot seine zahlreichen Modelle des Typs Langer Marsch weiterhin weit unter dem Preisniveau an welches im Westen üblich war. Mitte der neunziger Jahre gab es einen Boom auf chinesische Träger. Dieser endete jedoch schnell. Zwei Fehlstarts zeigten große Mängel im chinesischen Management und der Sicherheitsphilosophie. Es zeigte sich dass nicht nur die Technik der Trägerrakete wichtig ist, sondern welches Vertrauen man in einen Vermarkter hat - und das in die Chinesen war nicht mehr vorhanden. Versicherungen lehnten eine Versicherung für einen Start ab, wenn dieser auf einer chinesischen Rakete stattfand.

Der Umschwung kam mit dem Fehlstart des Intelsat 708 am 14.2.1996. Die Rakete kam sofort nach dem Start vom Kurs ab und ohne Selbstzerstörungssystem explodierte sie nach kurzer Zeit in der Nähe eines Dorfes. Ein Video eines Intelsat Mitarbeiter, gedreht aus dem Auto zeigte Szenen wie nach einem Bombenangriff. Die genaue Zahl der Opfer wurde nicht bekannt. Es zeigte sich nicht nur ein technischer Mangel (Kein Selbstzerstörungssystem) sondern auch Sicherheitsmängel (keine Evakuierung der Zivilbevölkerung und der Techniker vor dem Start) und keinerlei Bereitschaft die Ursache und die Folgen des Fehlstarts zu veröffentlichen. Jede Versicherung lehnt aber Risiken ab, die sie nicht abschätzen kann.

Mitte der neunziger Jahre sollte die Ariane 5 die alte Ariane 4 ablösen - Doch nach einem Fehlschlag und einem partiellen Erfolg verzögerte sich dies um Jahre. Die Ariane 4 füllte die Lücke glänzend aus. Zur selben Zeit schien die US Konkurrenz wieder zu erstarken. Die Regierung finanzierte ab 1997 das EELV Programm, bei denen Boeing und Lockheed Martin ihre Trägerraketen modernisierten, in der Nutzlast steigerten und ein flexibles System von Zusatzboostern wie Ariane 4 einführten. Ziel des Programms war es für die US Regierung (DoD und NASA) die Startkosten zu senken, aber damit waren die US Firmen auch stärkere Konkurrenten auf dem freien Markt.

Nur wenige Jahre später brach 2000/2001 der Markt für Kommunikationssatelliten zusammen. Mit dem Platzen der "Dotcom" Blase sank auch der Bedarf nach neuen Satelliten. Und als wäre dies nicht schlimm genug, versagte die neue Ariane 5 EC-A und diesmal gab es keine Ariane 4 mehr die in die Bresche springen konnten.  Die USA unterstützten ihre Firmen mit Milliardenbeträgen um die ausgefallenen Starts abzufangen und auch Europa musste Mittel bereitstellen um Ariane 5 Position im Markt zu halten. Glück im Unglück: So gab es auch weniger Starts auf dem freien Markt und neue konnte Arianespace sowieso nicht annehmen weil die Ariane 5 ECA nun nicht einsatzfähig war.

Ende 2005 ist zwar noch nicht das Tief durchstanden, aber Licht am Ende des Tunnels zu sehen. Die US Konkurrenz hat heute keine Bedeutung mehr. Boeing bietet die Delta nicht mehr auf dem kommerziellen Markt an und verdient das Geld mit dem Unternehmen Sea Launch. Lockheed Martin bietet die Atlas an. Doch im Gemeinschaftsunternehmen ILS kann die Proton die meisten Startaufträge verbuchen. Dafür haben die beiden Unternehmen sich zusammengeschlossen und bieten nun ihre Raketen gemeinsam der US Regierung an - zu inzwischen stark gestiegenen Preisen. Da die USA die Doktrin vertreten nur Satelliten auf eigenen Trägern zu starten und dies Bedingung bei der Ausschreibung jedes Starts ist, können Lockheed Martin und Boeing praktisch beliebig hohe Startkosten festlegen. Entsprechend sind die Startpreise beim EELV Programm sehr stark angestiegen. Im Dezember 2006 verkaufte Lockheed-Martin seine Anteile an ILS. Grund war dass man beim russischen Partner keine Preiserhöhung für die Proton durchsetzen konnte welche die Atlas preislich attraktiver machen sollte. Damit steht die Atlas auch nicht mehr für kommerzielle Transporte zur Verfügung.

In 20 Jahren mit vielen neuen und alten Konkurrenten konnte Arianespace aber einen konstanten Marktanteil von 50-60 % halten - Eine bislang einmalige Leistung. Inzwischen gibt es sogar eine Zusammenarbeit unter Konkurrenten - um dem Kunden mehr Sicherheit zu bieten. Sealaunch, Mitsubishi und Arianespace haben ein gegenseitiges Abkommen geschlossen, die  Launch Services Alliance. Dies erlaubt es einem Kunden das Trägersystem zu wechseln, wenn dieses längere Zeit nicht verfügbar ist. Als nach dem Fehlstart der Ariane 5 ESC A erst einmal diese Rakete für mehr als 2 Jahre am Boden lag und neue Generic Varianten produziert werden mussten wechselte der Start von DIRECTV-7S von Ariane 5 auf die Zenit. Nach einer Explosion einer Zenit am 30.1.2007 auf der Startplattform wurde umgekehrt der Start von Spaceway 3 von einer Zenit auf eine Ariane 5 verschoben.

2007 erholt sich der Markt für Nachrichtensatelliten nach einigen ruinösen Jahren langsam. In den letzten Jahren gab es zum einen mehr Anbieter die konkurrierten - mit der Verfügbarkeit der Delta 4, Atlas V und der Zenit 3SL, zum anderen ging die Startrate herunter weil weniger Satelliten gestartet wurden. Dies ändert sich nun wieder. Zum einen müssen Satelliten ersetzt werden, zum anderen braucht man für HD Fernsehen und andere neue Dienste wieder mehr Kapazität. Wie schon erläutert hat dies zum Rückzug von Lockheed Martin und Boeing vom Markt geführt.

Arianespace reagiert mit einem Ankurbeln der Produktion: Die Startrate soll von 5 im Jahr 2006 über 6,7 im nächsten Jahren auf 8 im Jahre 2009 ansteigen. Das ist auch nötig, da man durch den Fehlstart der Zenit einige Nutzlasten dieser Rakete zu befördern hat und Kunden auf die Ariane wechselten - aber nur wenn ihre Satelliten auch rechtzeitig gestartet werden. 2007 und 2008 sind voll ausgebaucht. Weitere 3 Startaufträge für 2007 wurden ergattert, weil man zusicherte sie innerhalb von 6 Monaten (anstatt 18-24) zu starten.  Ab 2009 soll die Sojus von Kourou aus starten und eine weitere Entlastung bringen: Die Sojus kann Satelliten von bis zu 2.7-3 t Gewicht von Kourou aus starten.

Wenige Monate nach dem Fehlstart einer Zenit versagte auch ein kommerzieller Proton Start. Dieser Fehlstart war in mehrfacher Hinsicht bedeutungsvoll. Zum einen verschärft es die Probleme die es zwischen Kasachstan und Russland gibt. Bei einem Fehlstart versucht der Treibstoff größere Gebiete am Boden, für welche Kasachstan Entschädigung verlangt. Deswegen gab es schon im Juli 2006 Ärger als eine Dnepr versagte. Man diskutiert in Kasachstan seitdem ein Startverbot für die Proton. Weiterhin war dieser Satellit mit 300 Millionen US-$ bei russischen Versicherungen versichert, welche wohl den Start mit Versicherung als Bundle anboten und nun gewaltige Verluste zu beklagen haben. Insgesamt können heute Proton und Zenit nur über den Preis konkurrieren. Die Proton hat bei 42 ILS Starts insgesamt 4 Fehlstarts aufzuweisen, also einer auf 10.5 Flüge. Die Zenit bei 24 Starts 3 Fehlstarts, also einen auf 8 Flüge. Die Ariane 5 ECA steht mit einem Fehlstart auf 11 Flüge nominell nicht besser da, doch war es bei ihr der Erststart und seitdem gab es keine. Dagegen handelt es sich bei Zenit und Proton um 20 und 40 Jahre alte eingeführte träger die bis heute nicht die Zuverlässigkeit von Ariane, Atlas oder Delta erreicht haben.

2008 brachte nicht nur den Erstflug der Ariane 5 ESV mit dem ATV (mit 1.4 t die bisher schwerste Nutzlast) Um ein Haar hätte es einen neuen Rekord bei den Starts gegeben. Leider waren die Nutzlasten für einen Flug dann nicht rechtzeitig verfügbar. Arianespace hat sich inzwischen darauf eingestellt 8-10 Ariane 5 pro Jahr zu starten um die Nachfrage zu decken.

Rückblick auf die Erweiterungen

Vergleicht man die Nutzlaststeigerung mit den Kosten so war die Erweiterung der Ariane 5 recht teuer. Es fehlte eigentlich "der große Wurf", also eine entscheidende Maßnahme, die der Ariane 5 mehr Nutzlast verschafft und Zukunftsfähigkeit. Eine solche Maßnahme wäre die rechtzeitige Entwicklung der ESC-B gewesen oder ein wesentlich verbessertes Erststufentriebwerk. Das Vulcain 2 ist zwar ein weitgehend neu entwickeltes Triebwerk (mit den entsprechenden Kosten die dafür anfallen), aber es steigert den Schub nur leicht. Hätte man den Mut gefunden ein Triebwerk mit 2000 kN Schub zu entwickeln, so hätte man viel mehr Optionen bei der Oberstufe gehabt.

Die ESC-A steigert zwar die Nutzlast. Doch sie hat für eine Oberstufe eine sehr große Leermasse. Sie liegt fast so hoch wie bei der 5 m Version der Delta IV Oberstufe, doch diese wiegt 30 anstatt 18 t voll betankt. Eine konventionellere Lösung wäre etwa 1 t leichter und dies fehlt eben bei der Nutzlast. Daher hat man auch die Nutzlastangabe von 10.5 t im Jahre 1999 auf 9.6 t gesenkt. Verschiedene Verbesserungen in der Produktion (so liefert das Vulcain seit 2010 rund 40 kN mehr Schub) erhöhten sie seitdem wieder auf 10,1 t (2011)

Der Grund für beide Einschränkungen dürfte der laufende Betrieb sein. Es gibt nur eine Startanlage für die Ariane 5. Sie kann nicht radikal umgebaut werden und dann für Jahre keinen Start erlauben. Alle Änderungen mussten folgende Randbedingungen erfüllen: Alle Anforderungen die sie an die Startanlagen stellen, müssen schnell gemacht werden können. Für die ESC-A bedeutete dies eine extrem kurze Bauweise, damit man praktisch die Versorgungsleitungen der EPC benutzen konnte. Dadurch wurde die Stufe recht schwer. Wahrscheinlich trifft dies auch auf das Vulcain 2 zu. Ein größeres Triebwerk hätte Umbauten am Starttisch und dem Graben erfordert.

Sicher wäre es besser gewesen ein zweites Pad für eine neue Version zu erreichten und dafür einen größeren Wurf anzustreben. Eigene Ideen von mir finden Sie im folgenden Aufsatz.

Links

Arianespace

Encyclopedia Astronautica

Starts der Ariane 1-4

Die Ariane 1-3G

Die Ariane 4

Die Ariane 5G

Ariane 5 Midlife Evolution

Ariane 5 Starts

Ariane 4 XXL (hypothetische Version)

Ariane 5 XXL (hypothetische Versionen)

Artikel zuletzt aktualisiert 13.4.20917

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 die Investitionen in den Weltraumbahnhof Kourou und die Konkurrenten auf dem kommerziellen Markt werden angesprochen.

Nachdem im Februar 2012 der Jungfernflug der Vega erfolgte, habe ich das Kapitel über die Vega ausgekoppelt. Das Buch wurde um die Entwicklungen in den letzten Jahren und eine ausführliche Beschreibung der Starts bis 2016 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.

Hier geht's zur Gesamtübersicht meiner Bücher mit direkten Links zum BOD-Buchshop. Die Bücher sind aber auch direkt im Buchhandel bestellbar (da ich über sehr spezielle Themen schreibe, wird man sie wohl kaum in der Auslage finden) und sie sind natürlich in den gängigen Online-Plattformen wie Amazon, Libri, Buecher.de erhältlich.

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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