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Die zukünftige Weiterentwicklung der Ariane 5

Dieser Abschnitt soll die Pläne der ESA für eine Weiterentwicklung der Ariane 5 beleuchten. Dabei ist zwischen konkreten Vorhaben und Ideen oder Projektstudien zu unterscheiden. Begonnen wurde bisher nur die Entwicklung der ESC-B Oberstufe. Im Mai 2003 wurde sie jedoch unterbrochen. Die Mittel, die dafür vorgesehen waren, wurden für einen weiteren Qualifikationsflug der Ariane 5 ECA und Maßnahmen, um die Probleme beim Vulcain 2 zu lösen, benötigt.

Das sich schon in der Entwicklung befindende Oberstufentriebwerk Vinci wurde seitdem im Rahmen des FLPP-Programms (Future Launcher Preparatory Program) langsam, aber stetig weiter entwickelt. Seit 2005 erfolgen Tests mit zwei Modellen des Triebwerks. Dies geschieht aber mit geringem Mitteleinsatz, sodass die komplette Oberstufe noch Jahre von einem Qualifikationsflug entfernt ist.

Vor dem Ministerrat im Dezember 2005 in Berlin sandte die Raumfahrtindustrie selbst die falschen Zeichen. So sprach sich EADS LV für die Entwicklung eines wiederverwendbaren Raumtransporters aus, der zwischen 7 – 10 t in eine erdnahe Umlaufbahn befördern sollte. Die Ariane 5 würde noch für Jahre den Anforderungen genügen und benötige derzeit keine neue Oberstufe. Politiker nehmen so eine Vorlage gerne auf und beschlossen auch 2005 keine Neuaufnahme der ESC-B-Entwicklung.

Beim bisher letzten Ministerratstreffen im November 2008 in Den Haag gab es immerhin einen Teilerfolg: Für die nächsten drei Jahre wird das Vinci-Triebwerk weiter im FLPP-Programm bleiben. Von 2009-2011 gibt es 115 Millionen Euro dafür. 2011 steht dann erneut die Entscheidung über die ESC-B-Entwicklung an, mit dem Ziel, einen Erstflug im Jahre 2016/7 durchzuführen. Eine Vorlage, die Ariane 5 Nutzlast um 1,5 t zu erhöhen, wurde zwar vom Ministerrat übernommen, leider wurde aber kein Zeitrahmen oder konkrete Aktionen beschlossen. Insgesamt erhält die ESC-B-Entwicklung zwischen 2008 und 2011 eine Summe von 355 Millionen Euro.

157 Millionen davon wurden am 21.12.2009 an Astrium vergeben mit dem Ziel, die Projektphase B der Entwicklung abzuschließen. Deren Ziel ist es, im Jahr 2011 beim nächsten Ministerratstreffen eine Mehrheit für die Wiederaufnahme der Entwicklung und den Start in die Phase C – die eigentliche Hardwareentwicklung - zu bekommen. Ein Testflug könnte dann 2016 folgen, und die Stufe würde 2017 operationell werden.

Die Nutzlastangaben beim Einsatz der neuen Oberstufe sind verwirrend. Geplant waren ursprünglich 12t im Einzelstart. Die ESA Forderungen für die ESC-B lagen 2009 bei 11,2 t GTO Einzelstartnutzlast mit der damals verfügbaren EPC und EAP. Snecma spricht je nach Veröffentlichung von einem Performancegewinn von 1.300 bis 1.700 kg durch die neue Oberstufe. Da bis 2011 die Nutzlast der ESC-A Version von 9,6 auf 10 t angehoben wird und dies nicht auf Optimierungen der Oberstufe beruht, dürfte auch die Nutzlast der Ariane 5 ECB ansteigen. EADS ging im Februar 2010 von 11 t bei Doppelstarts aus, das entspricht 11,5-11,8 t bei Einzelstarts (je nach Einsatz der Sylda oder Speltra). Im Juli 2010 gibt EADS auf der Website schon 12 t Einzelstartnutzlast oder 2 t Gewinn gegenüber der Ariane 5 ECA an.

Die Abteilung für Trägerraketen hält inzwischen die Oberstufe selbst für zu schwer und kündigte im Juni 2010 an, nach Wegen zu suchen das Trockengewicht zu senken, wobei allerdings der Terminplan eingehalten werden soll, und die Produktionskosten der neuen Version dürfen nur so hoch wie bei der Ariane 5 ECA sein.

Die angestrebte Zuverlässigkeit der Ariane 5 ECB soll 0,98 betragen, also weniger als bei der Ariane 5G (0,985). Sofern diese Veränderung nur auf der neuen Oberstufe beruht, sollte diese eine Zuverlässigkeit von 0,99 aufweisen.

ESC-B: eine neue Oberstufe mit einem neuen Triebwerk

Das Triebwerk HM-7B repräsentiert die Technologie der siebziger Jahre. Es wurde für Ariane 1 konzipiert und für die Ariane 2+3 verbessert. Es ist aber nicht wiederzündbar.

Snecma rechnet auch damit, dass der zunehmende Einsatz von Ionentriebwerken bei Kommunikationssatelliten neue Strategien bei den Oberstufen notwendig macht. Ionentriebwerke werden heute schon eingesetzt, um die Lebensdauer von Satelliten zu verlängern. Sie könnten in Zukunft auch als Apogäumsantrieb eingesetzt werden. Damit die Elektronik des Satelliten aber während der langen Zeit im Transferorbit keinen Schaden nimmt, müsste der erdnächste Punkt zumindest über den inneren Van-Allen-Gürtel angehoben werden. Dafür muss eine Oberstufe zwei Zündungen durchführen. Sie muss dann allerdings nicht so viel Geschwindigkeit aufbringen, wie bei einer Anhebung des Perigäums auf die GEO-Bahn.

Für Transporte in die GTO-Bahn ist die Wiederzündbarkeit nicht notwendig. Hier ist jedoch der geringe Schub des HM-7B, welcher etwa 6 t beträgt, eine Einschränkung. Mit der Nutzlast wiegt eine ESC-A Oberstufe bei GTO Missionen 29 t. Eine größere Oberstufe braucht also mehr Schubkraft. Zwei oder drei HM-7B könnten diesen aufbringen, würden aber eine weitgehende Neukonstruktion der ESC-A erfordern und deren Fertigung verteuern. Die ESC-B setzt daher ein neues Triebwerk namens Vinci ein.

Die ESC-B sollte ursprünglich ab 2006 die ESC-A als Standardoberstufe ablösen. Sie soll wie die ESC-A Stufe in Deutschland integriert werden. Dadurch steigt die deutsche Beteiligung im Ariane Programm von 21% auf 29%. Nach Vorstudien, die es seit 1999 gab, wurde beim Ministerratstreffen Ende 2001 in Edinburgh die ESC-B-Entwicklung beschlossen. Damals ging die ESA von einem Budget von 699,14 Millionen Euro (Wert des Jahres 2001) für die Entwicklung aus. 2003 wurde diese aber gestoppt, und das Vinci-Triebwerk wurde in das FLPP-Programm transferiert, was eine Entwicklung auf Sparflamme ermöglichte.

Anders als die Entwicklung des Vinci-Triebwerks wurde die Entwicklung der ESC-B bis zum Dezember 2009 eingestellt. Danach vergab die ESA einen Entwicklungsauftrag für den Abschluss der Phase B der Entwicklung, bevor die eigentliche Entwicklung beginnt, über die dann 2011 entschieden wird. Bis dahin sollen zahlreiche Technologie- und Material-„Trade-offs" gemacht werden und das Design der Stufe verfeinert werden. Die Entwicklung (sofern sie 2011 beschlossen wird) soll dann weitere 1.100 Millionen Euro kosten und mit einem Qualifikationsflug 2016 enden. Operationell würde die Ariane 5 ECB dann 2017 werden. Insgesamt wird die Stufe dann die ESA 1,5 bis 2 Milliarden Euro gekostet haben. Die Verzögerung hat die Kosten also mindestens verdoppelt. Die nun folgende Beschreibung kann sich also noch ändern, ein völlig neues Konzept ist aber unwahrscheinlich.

Das ursprüngliche Entwurfsziel von 12.000 kg GTO-Nutzlast konnte auch durch stufenweise Erhöhung der Treibstoffzuladung von 21,1 über 24,9 auf 28,2 t und Anheben des Schubs von 155 auf 180 kN nicht gehalten werden. Der Grund dürfte wie bei der ESC-A das Ansteigen des Leergewichtes sein. 2004 wurde dieses noch mit 3.910 kg angegeben, 2009 war bereits von 6.250 kg die Rede.

Die ESC-B baut auf dem Design der ESC-A auf und erbt daher ihre schlechteste Eigenschaft: den schweren Wasserstofftank. Er ist wie bei der ESC-A geformt, nur der zylindrische Zwischenteil ist verlängert. An ihn schließt sich ein neuer, linsenförmiger, Sauerstofftank an, der nun denselben Durchmesser wie der Wasserstofftank hat. Die ungünstige Geometrie ist dadurch erhalten geblieben und damit eine hohe Leermasse. Anders als bei der ESC-A schließt er direkt an den LH2-Tank an, daher wird dieser auf Wasserstoffseite isoliert werden. Immerhin entfallen dadurch die massiven Verbindungsstreben der ESC-A.

Die ESC-B Oberstufe ist fünfmal zündbar und für eine Freiflugphase von 6 Stunden ausgelegt. Das würde ausreichen, Satelliten direkt in den geostationären Orbit auszusetzen. Das Vinci-Triebwerk ist kardanisch aufgehängt.

Für niedrige Erdorbit-Missionen ist die ESC-B mit der Nutzlast zu schwer für eine Ariane 5, sodass Treibstoff weggelassen werden muss. Bei einem Flug des ATV zur ISS wird die Stufe z.B. mit 17,5 t Treibstoff betankt. Die Nutzlast beträgt dann 23 t (gegenüber 21,1 t bei der ES-Version). Das deutet auf ein strukturelles Limit hin, da der weggelassene Treibstoff ziemlich genau dem Mehrgewicht gegenüber einer GTO-Nutzlast entspricht.

Ursprünglich sollte die Ariane 5 mit ESC-B Oberstufe als „Ariane 5 ECB“ bezeichnet werden, analog zur ECA-Variante. Ende 2009 tauchte die Bezeichnung „Ariane 5ME“ auf, wobei „ME“ für Midlife Evolution steht. Dies ist verwirrend, weil bis dahin unter der gleichen Bezeichnung die Pläne für weitergehende Maßnahmen zur Nutzlaststeigerung verstanden wurden. Der Name ist jedoch noch nicht offiziell und kann sich noch ändern.



Frühe Planungen

Heute

Startgewicht:

32.130 kg

33.750 kg

Trockengewicht:

3.910 kg

6.250 kg

Schub:

150 kN

180 kN

GTO Nutzlast im Einzelstart:

12.000 kg

>11.200 kg

Die Fähigkeit zur Wiederzündung

Die Fähigkeit zur Wiederzündung wird von der ESA immer als Argument für die neue Oberstufe angeführt. Doch ist sie wirklich so wichtig? Nun, bei den normalen GTO-Missionen reicht eine einzelne Zündsequenz aus. Hier ist keine Zweite nötig. Ariane 1-5 kamen über 30 Jahre mit nur einer Zündung aus. Theoretisch gäbe es die Möglichkeit, einen Satelliten durch eine zweite Zündung im Apogäum direkt in den GEO-Orbit zu befördern. Ob sich dies lohnt, ist aber zweifelhaft:

Es gibt nur zwei Missionstypen, wo heute die ESC-B Oberstufe zwingend nötig ist. Der Erste besteht aus der Beförderung von mehreren Galileo-Satelliten auf einmal. Diese Satelliten haben keinen eigenen Antrieb und sind auf eine wiederzündbare Oberstufe angewiesen. Nur soll dieses Netz schon 2014 fertiggestellt sein. Für Galileo kommt die ESC-B also zu spät. Da die Satelliten eine Lebensdauer von zwölf Jahren aufweisen, wird außer für den Start einzelner Ersatzsatelliten erst ab 2014 ein Träger für die nächste Generation benötigt.

Der eigentliche Hauptgrund, warum die ESA die Wiederzündbarkeit des Vinci hervorhebt, ist ihr Raumtransporter ATV. Er ist zwingend auf eine wiederzündbare Oberstufe angewiesen. Ohne ESC-B muss die ESA die Produktion der EPS weiterführen, und diese Stufe wird dann aufgrund der kleinen Produktionszahl von maximal einem Exemplar pro Jahr recht teuer. Bei ATV-Missionen zündet die ESC-B erneut nach 3.000 s und hebt die Umlaufbahn im Apogäum an. Die etwas höhere Nutzlast entspricht beim ATV auch einer Steigerung der Frachtmenge zur ISS um 25-30%, ein willkommener Nebeneffekt.

Es gibt zum jetzigen Zeitpunkt nur wenige konkrete Daten, die ich hier zusammengefasst habe. Der Autor selbst hält die Trockenmasse der ESC-B für zu hoch, auch weil kaum moderne Technologen für Strukturen eingesetzt wurden. Dazu gibt es einen eigenen Artikel.

 

ESC-B

Startgewicht:

34.240 kg2 / 33.750 kg1

Leergewicht:

6.000 kg2 / 6.250 kg1

Treibstoff:

28.200 kg2 / 27.500 kg1

Sauerstoff:

24.090 kg2 / 23.460 kg1

Wasserstoff:

4.150 kg2 / 4.040 kg1

Schub:

180 kN

Brennzeit:

710 – 720 s

Länge

5,60 m (zwischen Stufenadapter und VEB)
8,50 m (ohne Düsenverlängerung)
10,80 m (mit ausgefahrener Düsenverlängerung)

Durchmesser:

5,40 m

Schubgerüst:

178,3 kg

Triebwerk:

610 kg

2: ESA BR250, Angabe eventuell mit Oberstufenadapter

1: Solar Power Propulsion System. Adaptation to Ariane 5 and preliminary Development Plan

Der Prüfstand P4.1 in Lampoldshausen wurde bereits umgebaut, um das Vinci unter realistischen Bedingungen zu testen. Die Leistung der vorhandenen Dampferzeuger wurde erhöht und die Anzahl auf fünf erhöht. Die Dampferzeuger mit einer Leistung von 640 MW saugen das Abgas ins Freie und halten dadurch das (Fast)-Vakuum im Teststand aufrecht. Ebenso wurde die Kühlung überarbeitet. 5 m³ Wasser werden pro Sekunde dazu benötigt.

Das Vinci-Triebwerk

Das Vinci repräsentiert den neuesten Stand der Technik. Es soll mehrere Vorteile gegenüber dem HM-7B aufweisen:

Das Vinci wurde zuerst unter der Bezeichnung MESCO-150 (Moteur d'Étage Supérieure Cryotechnique Optimisée) von Snecma seit Ende der neunziger Jahre untersucht. Zur gleichen Zeit (1999/2000) suchte auch Rocketdyne in den USA ein leistungsfähigeres Triebwerk unter der Bezeichnung „RL-60“ als Ersatz für das RL-10 mit höherem Schub und höherem spezifischen Impuls. So begann eine Zusammenarbeit zwischen den beiden Triebwerksherstellern.

Das Ziel der Kooperation war ein gemeinsames Triebwerk für die Oberstufen von Atlas, Delta und Ariane. Dieses Triebwerk unter der Bezeichnung „SPW2000“ hätte einen Schub von 200 – 265 kN aufgewiesen. Die gemeinsame Fertigung hätte Kosten eingespart und höhere Produktionszahlen erlaubt. Während Snecma von US-Seite recht schnell die Genehmigungen bekam (auch Exportfreigaben), gab es von der ESA Einwände.

Die ESA hatte schon die Vinci Entwicklung beschlossen und hatte zwei grundlegende Bedenken. Das eine war die Abhängigkeit von einem Zulieferer aus den USA – schließlich war Ariane entwickelt worden, um einen unabhängigen Zugang zum Weltraum zu haben. Der zweite Einwand betraf das Prinzip des Kapitalrückflusses: 90% der von einer Nation beigesteuerten Mittel sollten auch wieder in Form von Aufträgen in das Land fließen. Das war schwer umzusetzen, wenn das Triebwerk zu Hälfte in den USA gebaut wird. Die ESA beschloss, ein eigenes Triebwerk zu entwickeln, das den Namen Vinci erhielt. Der Name musste mit „V“ beginnen, um die bisherige gute Tradition fortzuführen: Bisher begannen alle in Vernon entwickelten Triebwerke mit einem „V“ (Vexin in der Diamant A und Europa, Valois in der Diamant B, Viking in der Ariane 1-4 und Vulcain in der Ariane 5).

Aus der Zusammenarbeit von Snecma und Rocketdyne stammt noch die ausfahrbare Düse des RL-10B2. Diese wird auch für das RL-10B2 von Snecma gefertigt. Seitdem laufen die beiden Entwicklungen wieder getrennt, wobei es auch um die Entwicklung des RL-60 recht still geworden ist.

Vinci hat einen Schub von 180 kN, also mehr als das Doppelte des HM-7B. Ursprünglich plante Snecma ein Triebwerk mit 150 kN Schub, doch um mehr Treibstoff mitführen zu können, wurde der Schub auf 180 kN gesteigert, indem der Brennkammerdruck verdoppelt wurde. Vinci besitzt von allen derzeit verfügbaren Triebwerken den höchsten spezifischen Impuls. Dabei ist es wiederzündbar und trotzdem einfach gebaut.

Das Vinci ist das erste Triebwerk in Europa nach dem „Expander Cycle“ Prinzip (siehe S.52). Dabei durchströmt der Wasserstoff zuerst die Brennkammer zur Kühlung, dann die Turbinen und wird dann erst in die Brennkammer eingespritzt. Dadurch wird zum einen der Gasgenerator eingespart, zum anderen wird der Wasserstoff sehr effizient, nämlich vollständig, genutzt. Das Ergebnis ist ein Triebwerk mit weniger Komponenten (weniger Problemstellen und geringen Produktionskosten) und trotzdem einer sehr hohen Energieausbeute. Die Herausforderung besteht darin, dass der Wasserstoff genügend Energie beim Durchströmen der Brennkammer aufnehmen muss, um die Turbine anzutreiben.

Snecma erreicht dies durch einen U-förmigen Weg um die Brennkammer und 228 Kühlkanäle mit einer großen Oberfläche. Der Wasserstoff erwärmt sich dabei von 20 auf 225 K und verdampft. Das Expander Cycle Verfahren eignet sich für kleine bis mittelgroße Triebwerke mit einem Schub von maximal 300 kN. Bei größeren Triebwerken reicht die von der Brennkammerwand abgegebene Wärme nicht mehr aus, um den nötigen Druck für die Turbopumpen aufzubauen. Das Vinci Triebwerk ist das weltweit schubstärkste Triebwerk mit dem Prinzip des „Expander Cycle“. Die Brennkammer ist dabei eine konventionelle Konstruktion, welche den gleichen Aufbau wie diejenige des HM-7B oder Vulcain Triebwerks hat.

Damit der Wasserstoff bei der Turbine noch genügend Druck aufweist, um diese anzutreiben, ist der Förderdruck bei der Wasserstoffpumpe mehr als doppelt so hoch wie bei der Sauerstoffpumpe. Die Turbine von Vinci wird wie ihre Vorgänger für die Vulcain und Viking Triebwerke von Volvo gefertigt.

Neu ist auch die Düse. Je größer eine Düse ist, desto mehr Energie kann das Gas beim Verlassen der Brennkammer auf die Düse übertragen, und um so besser wird der Treibstoff ausgenützt. Vinci hat daher eine sehr große Düse. Das Entspannungsverhältnis beträgt 1:240 und ist damit dreimal höher als beim HM-7B Triebwerk.

Um die Düse mit ihrer großen Länge transportieren zu können, ist sie ausfahrbar: Ein äußerer Kegelstumpf sitzt beim Start über dem Inneren und wird erst nach Abtrennung von der EPC auf volle Länge ausgefahren. Dieser Teil wird durch eine Vorrichtung innerhalb von 10 Sekunden um 1,83 m abgesenkt. Dazu dienen drei Schraubengewinde, die von zwei Motoren angetrieben werden. Der Erste mit einer niedrigen Übersetzungszahl senkt die Düse ab, bis 95% seines Maximalmomentes erreicht sind, dann wird der Zweite aktiviert, der die Schrauben über die Restdistanz vortreibt. Die Düse besteht aus drei Segmenten mit einem Flächenverhältnis von 90, 175 und 240:


Entspannungsverhältnis

90

175

240

Länge Triebwerk:

2,13 m

3,16 m

4,20 m

Maximaler Düsendurchmesser:

1,31 m

1,81 m

2,20 m

Spezifischer Impuls [Vakuum]

4432 m/s

4519 m/s

4560 m/s

Schub [Vakuum]

175 kN

178,4 kN

180 kN

Diese „Extendable Nozzle“ hat den Vorteil, dass der Zwischenstufenadapter verkürzt und so Gewicht eingespart werden kann. Sie besteht aus Kohlenstoff-Keramik-Verbundwerkstoffen. Der ausfahrbare Teil der Düse wird nicht gekühlt. Die regenerative Kühlung geht bis zu einem Flächenverhältnis von 23. Die verlängerte Düse bringt 4-5% mehr Schub und einen Nutzlastgewinn von alleine 600 kg. Die Düse kann durch die Erfahrungen von Snecma mit der Düse für das RL-10B Triebwerk als ausgereift gelten.

Neu für Europa ist auch das Anlassen der Stufe über den „Bootstrap-Cycle“: Dazu wird das Wasserstoffventil geöffnet. Nun fließt Wasserstoff durch die Brennkammerwand. Er verdampft dabei und wird gasförmig. Dieses Wasserstoffgas treibt die Turbine mit kleiner Drehzahl an, die dann den Sauerstoff und mehr Wasserstoff fördert. Beide Gase werden dann in der Brennkammer elektrisch gezündet, und das Triebwerk läuft an. Damit es genügend Gas für die Zündung gibt, wird vor jeder Zündung Wasserstoff- und Sauerstoffgas aus Hochdruckbehältern hinzugegeben. Deren Volumen reicht für fünf Zündungen.

Das Design der Brennkammer wurde vom HM-7B übernommen. Die LH2-Turbine erreicht eine extrem hohe Drehzahl von 90.000 U/min, einen Wert also, der deutlich über dem des Vulcain 2 oder dem HM-7B liegt. Die Turbopumpen sind seriell hintereinander geschaltet. Das macht einen recht hohen Eingangsdruck bei der LH2-Turbopumpe notwendig, damit das Arbeitsgas noch genügend Druck aufweist, um auch noch die LOX-Turbopumpe anzutreiben. Der Durchmesser der Rotoren dieser Kraftwerke auf engstem Raum beträgt nur 120 mm bei der LH2-Turbine und 180 mm bei der LOX-Turbopumpe. Dabei arbeiten sie bei Temperaturen von 210 beziehungsweise 245 K. Ein Vorlaufpropeller erhöht den Eingangsdruck für die Turbine und erlaubt so einen niedrigen Tankdruck. Zweiwegeventile vor den Turbinen regeln den Eingangsstrom und damit Leistung und Mischungsverhältnis.

Das Mischungsverhältnis von Wasserstoff und Sauerstoff kann durch Ventile in beiden Leitungen verändert werden. Es liegt nominell bei 1 zu 5,8. Vinci kann zwar unter Mischungsverhältnissen zwischen 5,7 und 5,9 arbeiten, wird jedoch bei Ariane 5 mit einem festen Verhältnis von 5,8 zu 1 betrieben, da Erfahrungen mit dem HM-7B zeigten, dass das im Flug beobachtete Verhältnis sich nicht stark vom nominellen unterscheidet, sodass es schon vor dem Start möglich ist, die Treibstoffmenge bei einem festen Verhältnis genau festzulegen, damit LOX und LH2 möglichst vollständig verbraucht werden. Bei anderen Stufen, die mit der Kombination LOX/LH2 arbeiten, liegt normalerweise Wasserstoff im Überschuss vor, da er nur ein Siebtel des Gesamtgewichts ausmacht. Geht der Sauerstoff zu Ende, so werden die Ventile geschlossen. Der Resttreibstoff kann so auch minimiert werden, aber der Wasserstofftank ist bei dieser Vorgehensweise wegen des verbliebenen Wasserstoffs größer, als wenn er vollständig entleert wird, und er ist der schwerste Teil der Stufe.

Die Tests des Vinci fanden zuerst im Teststand P5.1 in Vernon statt. Für Vernon spricht vor allem die räumliche Nähe zum Hersteller, die es erlaubt zahlreiche Veränderungen bei den ersten Testexemplaren durchzuführen. Dort wird das Triebwerk aber noch ohne Düsenverlängerung getestet, da dieser Teststand keine Vakuumbedingungen herstellen kann.

Seit 2005 finden Tests des Vinci im Höhensimulationsprüfstand P4.1 in Lampoldshausen statt. Ende April 2008 hatte eines von zwei Testtriebwerken schon 2.200 s kumulierte Brenndauer erreicht und auch die Wiederzündung erprobt. Die nominelle Betriebszeit sollte bei unter 720 s liegen. Als heikelster Punkt bei der Erprobung gilt dabei das „Chill-Down“, das Herunterkühlen des Triebwerks vor einer zweiten Zündung.

Geplant sind für Vinci insgesamt 150 Tests mit 45.000 s Brenndauer mit sieben Testexemplaren und zwei Qualifikationsexemplaren. Bis zum Ende des Jahres 2008 waren davon erst 4.675 s erreicht worden. Snecma gab an, dass damit etwa die Hälfte des Entwicklungsprozesses durchlaufen ist. Die Entwicklung des Vinci sollte ursprünglich ein Viertel bis ein Drittel des Vulcain kosten, dabei sollen 8 (Vulcain: 16) Entwicklungsmuster produziert werden. Auch die Entwicklungsdauer sollte von elf auf sieben Jahren gesenkt werden.

Im ESA-Konzil von Neapel wurde Ende 2012 dann die Entwicklung der ESC-B beschlossen. Dem ging eine fast einjährige Auseinandersetzung zwischen Frankreich und Deutschland über den Kurs bei der Trägerraketenentwicklung voraus. Deutschland wollte die ESC-B, da sie viele Aufträge für Deutschland bedeuten würde. Der deutsche Anteil an Ariane 5 würde dann auf 29% des Auftragsvolumens steigen, der höchste während der Entwicklung seit Ariane 1. Frankreich ist für die Ariane 6, weil es befürchtet Ariane 6 könnte bald kaum noch Doppelstarts durchführen und so zu teuer werden. Man entschied sich für einen Kompromiss. Die ESC-B wird mit einem Volumen von 1,4 Milliarden Euro entwickelt uns soll 2017/8 ihren Jungfernflug absolvieren. Die Ariane 6 wird offiziell von der ESA in Vorstudien genauer untersucht und 2014 soll über eine Entwicklung entschieden werden. Nach Astrium Angaben soll die ESC-B auch weitegehend unverändert auf der Ariane 6 eingesetzt werden. Zumindest das Vinci Triebwerk wird es.

Die nun Ariane 5 ME (Midlife Evolution) getaufte Rakete wird zudem eine neue Nutzlastverkleidung von 20 m Länge erhalten, da auch die Sylda auf 8 m verlängert wird um größere Satelliten zu transportieren. Die Elektronik in der VEB wird modernisiert werden. Um Gewicht zu sparen soll die VEB in die Oberstufe integriert werden. EADS Astrium sagte zu die Konfiguration so zu optimieren, dass die Nutzlast nun 12 t in den GTO beträgt. Vorher waren es nur 11,2 bis 11,5 t je nach Quelle, was für diese Summe wohl für viele ESA-Länder zu wenig zusätzliche Nutzlast ist.

Als Treibstoffzuladung werden nun 28 t genannt. Eine der Triebfedern, dass für ATV Transporte keine EPS Oberstufe nötig ist, da die Ariane 5 ECA nicht wiederzündbar ist, entfällt, da keine weiteren ATB mehr gebaut werden. Die Ariane 5 ES wird zwar ab 2014 auch Satelliten des Galileo Systems transportieren, doch dieses System dürfte fertiggestellt sein, bevor die Ariane 5 ME ihren Jungfernflug hat. Die Stufe könnte dann zwar Ersatzsatelliten transportieren, doch wäre dies dann gleich eine größere Stückzahl, einzelne könnte man preiswerter mit der Sojus starten.

Firma

Hauptaufgabe

Snecma (Vernon, Frankreich)

Gesamtintegration, Entwicklung

Astrium (München, Deutschland)

Brennkammer

Fiat Avio (Turin, Italien)

Sauerstoff-Turbopumpe

Snecma (Vernon, Frankreich)

Wasserstoff-Turbopumpe

Volvo (Trollheim, Schweden)

Turbinen

Vinci

Parameter

Vinci (2008)

MESCO-150

Schub:

180 kN

155 kN

Gewicht:

550 kg

480 kg

Nur Brennkammer:

160 kg


Nur Düsenausfahrmechanismus:

25,2 kg


Höhe (ausgefahrene Düse)

4,20 m

4,20 m

Höhe (beim Start)

2,37 m


Maximaler Durchmesser:

2,20 m

2,10 m

Treibstoffverbrauch:

33,7 kg/s LOX, 5,8 kg/s LH2

28,5 kg/s LOX, 5 kg/s LH2

Mischungsverhältnis:

5,80:1 (LOX/LH2)

5,80:1 (LOX/LH2)

Leistung Turbopumpe LH2

2500 kW (91.000 U/min)


Leistung Turbopumpe LOX

390 kW (18.800 U/min)


Eingangs/Ausgangsdruck:

224 / 73 Bar LH2

92 / 72 Bar LOX


Brennkammerdruck:

60,8 Bar

28 bar

Entspannungsverhältnis:

240

280

Spezifischer Impuls

4560 m/s (Vakuum)
3432 m/s (Meereshöhe)

4550 m/s (Vakuum)



ESC-B Oberstufe: organisatorisches

Entwicklungskosten bis Abschluss Phase B:

360 Mill. Euro

Entwicklungskosten Phase C/D:

1.100 Mill. Euro

Erststart:

2016

Überlappung mit dem ESC-A Einsatz:

3 – 5 Jahre

Einsatzdauer:

10 – 15 Jahre

Anteile:

Frankreich: 50%
Deutschland: 32%

Typenblatt Ariane 5 ECB

Länge:
maximaler Durchmesser:
Startgewicht:

Startschub:

51,51 – 58,67 m
12,20 m
790.000 kg

11.600 kN

Einsatzzeitraum:

2016-?

Nutzlast:

23.000 kg (in einen 300 × 300 km hohen, 52° geneigten ISS Orbit)

13.300 kg in einen sonnensynchronen Orbit
>11.200 kg (in einen GTO-Orbit)
9.300 kg (zum Mond)

7.000 kg (zum Mars)

Booster EAP241

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Leergewicht:
Triebwerk:
Schub:


Brenndauer:
spezifischer Impuls:

31,40 m
3,05 m
278.400 kg
37.400 kg
MPS
2 × 5.250 kN (Start)
2 × 7.080 kN (Maximum)
2 × 5.060 kN (Mittel)
132 s
2701 m/s (Vakuum)

EPC173

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Trockengewicht:
Triebwerk:
Schub:
Brenndauer:
Treibstoff:
Spezifischer Impuls:

30,50 m
5,40 m
188.300 kg
14,100 kg

1 × Vulcain 2
1360 kN (Vakuum) / 960 kN (Meereshöhe)
540 s
LOX/LH2
4256 m/s (Vakuum)

ESC-B

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Leergewicht:
Triebwerke:
Schub:
Brenndauer:
Treibstoff:
Spezifischer Impuls (Vakuum)

5,68 m
5,40 m
34.450 kg
6.250 kg
1 × Vinci
180 kN (Vakuum)
710 s
LOX/LH2
4560 m/s

VEB

Höhe:
Durchmesser:
Gewicht:

1,04 m
4,00 m
950 kg

Nutzlasthülle

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

12,70, 13,80 m und 17,00 m
5,40 m
1.970, 2.060 und 2.475 kg

Sylda-5

Volumen:
Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

50 – 65 m³
4,90 – 6,50 m
4,56 m
407 – 512 kg

Ariane 2010 Initiative

Schon von 2000 – 2002 machte sich die CNES zusammen mit der Industrie Gedanken über eine Weiterentwicklung der Ariane 5 mit dem Ziel, die Kosten weiter zu senken. Diese Pläne liefen unter dem Namen „Ariane 2010 Initiative“. Das Ziel bestand darin, bei ungefähr gleicher Nutzlast wie bisher die Kosten um 30% zu senken oder bei einer höheren Nutzlast von 15 t um 15%. Bedingt durch die Verzögerungen beim Evolution-Programm sind diese Pläne vorerst in der Schublade verschwunden. Da das Jahr 2010 nun nicht mehr passte, wurde die Bezeichnung des Programms zudem in „Ariane 5 Midlife Evolution“ geändert. Derselbe Name wird seit 2009 allerdings auch für eine Ariane 5 mit ESC-B Oberstufe verwendet, da diese nun so spät kommt, dass auch hier der Ausdruck passt. Einen neuen Namen hat das Programm noch nicht erhalten.

Die Planungen sehen keine Änderungen am Gesamtkonzept vor: Die Abmessungen der Zentralstufe und der Booster sollen nicht verändert werden, weil massive strukturelle Änderungen eine kostenaufwendige Neuqualifikation der Trägerrakete notwendig machen würden. Der Schwerpunkt wurde auf die Antriebstechnologie gelegt: Es ist leichter für die Industrie, bei einem neuen, leistungsfähigen Antrieb 30% zu sparen als bei einem schon in der Produktion befindlichen. Im Folgenden sollen die Pläne des Programms vorgestellt werden.

Vulcain Mark III

Heute sind sich Experten einig, dass die Entwicklung des Vulcain 2 zu teuer war und zu wenig zusätzlichen Schub gebracht hat, um in ausreichendem Maße Optionen für einen Ausbau der Rakete zu eröffnen. Schon 2002 untersuchten Snecma und ESA zusammen die Optionen für ein Vulcain 3. Das Vulcain 3 soll zum einen preiswerter in der Fertigung als das Vulcain 2 sein, aber auch die Nutzlast steigern. Es existieren folgende Zusammenhänge:

Das bedeutet, dass bei einer Steigerung des Schubs auf 1.500 – 1.700 kN die Nutzlast sogar bei einer leichten Abnahme des spezifischen Impulses ansteigen kann. Der spezifische Impuls würde z.B. abnehmen, wenn der Brennkammerdruck gesenkt wird. Sinkt dieser, so sinken aber auch die Anforderungen an die Turbopumpen, einen der größten Kostenfaktoren eines Triebwerks. Die Balance zwischen Senkung der Produktionskosten und Steigerung der Nutzlast ist nicht einfach zu finden. Ziel war es, die Kosten jedes Subsystems des Triebwerks um 50% zu senken, wenn die Leistungen gleich bleiben oder um 30%, wenn die Leistung gesteigert werden kann. Dabei hat Snecma insgesamt acht verschiedene Optionen untersucht.

Ein höherer Schub reduziert vor allem die bei Ariane 5 sehr ausgeprägten Gravitationsverluste, welche dadurch entstehen, dass sowohl bei der Ariane 5G wie auch Ariane 5 ECA nach Abtrennung der Booster die Beschleunigung unter 1 g zurückgeht, also unterhalb der Erdbeschleunigung liegt. Ein höherer Schub bedeutet nicht nur, dass der Schub bei der Boosterabtrennung höher ist, sondern er bedeutet auch einen erhöhten Treibstoffverbrauch, sodass die Rakete leichter ist, wenn die Booster ausgebrannt sind. Die Tabelle zeigt dies recht deutlich. Nähert sich die Beschleunigung 1 g an, nehmen die Gravitationsverluste deutlich ab, und eine weitere Schubsteigerung erhöht die Nutzlast nur noch gering, da natürlich auch die Leermasse der EPC durch das größere Triebwerk und die Verstärkung des Schubgerüstes ansteigt.


Version

Triebwerk

Beschleunigung bei EAP Abtrennung

Zusätzliche Nutzlast

Ariane 5G

Vulcain 1

0,74 g

-

Ariane 5 ECA

Vulcain 2

0,77 g

1.150 kg

Ariane 5 ECB

Vulcain 2

0,71 g

1.000 kg

Ariane 5 ECB MC 1500 G

MC 1500 G

0,81 g

700 kg

Ariane 5 ECB MC 1700 G

MC 1700 G

0,94 G

1.500 kg

Ariane 5 ECB MC 2000 G

MC 2000 G

1,17 G

1.900 kg


Der Fokus der Untersuchungen liegt in einem Bereich zwischen 1.500 und 1.700 kN Schub, bei einem gleich hohen spezifischen Impuls wie beim Vulcain 2. Alternativ wurde auch vorgeschlagen, den Schub kaum zu erhöhen, doch das Triebwerk deutlich zu vereinfachen, sodass die Produktionskosten um 30% sinken.

Eine zweite Möglichkeit besteht darin, den spezifischen Impuls des Vulcain 2 zu steigern. Eine Umkonstruktion der Düse beim Vulcain 2 soll eine Erhöhung des spezifischen Impulses um 60 – 80 m/s (entsprechend 480 bis 640 kg mehr Nutzlast bei Einsatz der ESC-B Oberstufe) bringen. Da das Vulcain 2 am Boden gestartet wird, muss beim derzeitigen Triebwerk der Düsenmündungsdruck über 1 Bar liegen, um turbulente Strömungen, welche die Düse beschädigen können, zu vermeiden. Von der Brenndauer entfallen aber mehr als 4/5 auf die Zeit bei einem niedrigen Umgebungsdruck. Eine ausfahrbare Düse könnte den spezifischen Impuls noch mehr, um bis zu 100 – 150 m/s, erhöhen, was 800 – 1.200 kg mehr Nutzlast entspricht. Dieser Ansatz wurde aber verworfen.

Die Untersuchung der Ariane 2010 Initiative fokussierte sich auf zwei Ziele:

Verschiedene Snecma-Studien zur Kostenreduktion und Nutzlaststeigerung haben bisher folgende Triebwerkstechnologien untersucht:

Die MC 2000 G-Varianten offerieren, verglichen mit den 1.500- und 1.700 kN-Varianten, nur wenig oder gar keine zusätzliche Nutzlast und sind nicht preiswerter in der Herstellung. Die Triebwerke ohne Gasgenerator haben nur ein geringes Nutzlaststeigerungspotenzial, und die Zuverlässigkeit wird als gering angesehen. Einzig die Variante mit dem Hauptstromverfahren offeriert bedeutend mehr Nutzlast, bei allerdings gleich bleibenden Produktionskosten. Sie wäre nach Snecma Angaben aufgrund ihrer hohen Leistung ein guter Kandidat für ein wiederverwendbares Raumfahrzeug. Das MC 2000 E erreicht sehr hohe Performancewerte bei einem moderaten Brennkammerdruck von 150 bar. Der Brennkammerdruck liegt z.B. beim SSME des Space Shuttle bei 220 Bar. Das Triebwerk ist jedoch relativ schwer. Für eine nicht wiederverwendbare Rakete, wie die Ariane 5, wäre es wahrscheinlich zu teuer.

So spricht viel dafür, dass ein guter Kandidat für das Vulcain 3 das MC 1700 G sein könnte. Snecma selbst favorisiert das MC 1500 G, dies war allerdings noch im Jahr 2000, zu einem Zeitpunkt, als die ESA von 12 t Nutzlast für die ECB-Variante ausging. Da dies inzwischen nicht mehr gegeben ist, erscheinen 700 kg mehr Nutzlast als eine nur geringe Steigerung. Hinsichtlich Senkung der Herstellungskosten ist das 1.500 kN Triebwerk die bessere Wahl. Allerdings bietet es wiederum keine Reserven, wenn die ESC-B Oberstufe größere Tanks aufnehmen soll, da es nur 15 t mehr Schub als das Vulcain 2 liefert. Gingen Snecma/ESA im Jahre 2000 noch von einer Einführung des Vulcain 3 im Jahre 2010 – 2015 aus, so ist heute keine Aussage darüber möglich, ob und wann das Vulcain 3 entwickelt wird.


Typ

Kostenreduktion

Nutzlaststeigerung

Spezifischer Impuls

Architektur

MC 1500 G

30%

700 kg

4226 m/s

Gasgenerator, Vulcain 2-Typ

MC 1500 G Düsenverlängerung

?

1.100 kg

4286 m/s

Gasgenerator, Vulcain 2-Typ

MC 1700 G

15%

1.800 kg

4315 m/s

Gasgenerator, Low Cost Ansatz

MC 2000 G V1

17%

1.600 kg

4226 m/s

Gasgenerator, Vulcain 2-Typ

MC 2000 G V2

16%

1.900 kg

4266 m/s

Gasgenerator, Vulcain 2 Typ keine Dump-Kühlung

MC 2000 G V3

16%

1.100 kg

4187 m/s

Gasgenerator, Vulcain 1-Typ

MC 2000 T

23%

1.000 kg

4168 m/s

Kein Gasgenerator

MC 2000 B

20%

1.100 kg

4217 m/s

Kein Gasgenerator

MC 2000 E

0%

3.400 kg

4413 m/s

staged combustion

EPC-Stufe

Eine weitere Verbesserungsmöglichkeit wäre die Befüllung der EPC mit unterkühlten Treibstoffen, was eine höhere Treibstoffzuladung ermöglichen würde. Unterkühlter flüssiger Sauerstoff hat eine Dichte von 1,24 g/cm³ verglichen mit 1,14 g/cm³ beim normalen LOX. Unterkühlter flüssiger Wasserstoff hat eine Dichte von 0,076 g/cm³ verglichen mit 0.069 bei normalem. So könnten 162,6 t Sauerstoff und 26,8 t Wasserstoff, also 14,9 t mehr Treibstoff im Tank mitgeführt werden, wenn das Mischungsverhältnis beibehalten wird.

Die ESA hat nicht beziffert, wie viel Nutzlast diese Maßnahme zusätzlich bringt. Bei gleichbleibender Trockenmasse hat der Autor einen Gewinn von 1.000 kg errechnet. Allerdings ist wahrscheinlich, dass mehr Treibstoff auch eine strukturelle Verstärkung nötig macht. Dies erhöht die Trockenmasse, sodass wahrscheinlich nur etwa 500-600 kg netto übrig bleiben.


Feststoffbooster

Die heutigen Booster entsprechen dem technischen Stand Ende der achtziger Jahre. Damals war es noch nicht möglich, sehr große Hülsen aus kohlefaserverstärkten Kunststoffen (CFK) herzustellen. Inzwischen hat diese Technologie aber große Fortschritte gemacht. Große Teile der Passagierkabine des Airbus A380 und auch die erste Stufe der Vega bestehen aus diesem Material.

Es gibt zwei Möglichkeiten, von diesen Fortschritten zu profitieren: Die eine besteht darin, diese Technologie mit der schon erprobten Fertigung mit Stahl zu kombinieren. Die Dicke der Stahlzylinder würde dabei von 8 auf 5 mm sinken. Den Verlust an Festigkeit würde eine 6 mm dicke, äußere Hülle aus Verbundwerkstoffen ausgleichen. Da CFK-Werkstoffe eine niedrigere Dichte als Stahl haben, resultiert daraus eine Reduktion der Boosterleermasse um mehr als 2.000 kg. Allerdings würden die Fertigungskosten stark ansteigen, und es wären umfangreiche Entwicklungsarbeiten notwendig. MT Aerospace stellte schon 2003 einen Prototyp eines Segmentes mit 3 m Durchmesser aus Stahl/Kohlefaserverbundwerkstoffen vor.

Weitere 680 kg könnten eingespart werden, wenn die Zahl der Zylinder in den beiden großen Segmenten von drei auf zwei reduziert wird. Dies würde auch die Herstellungskosten senken, die derzeitige Fertigungsstraße bei MT Aerospace ist jedoch nur auf maximal 4 m lange Zylinder ausgelegt. Mit nun 5 m Zylinderlänge würden umfangreiche Investitionen für eine Umstellung der Produktion anfallen. Die Booster würden wie bisher aus Stahl bestehen. Auch die Zahl der Segmente könnte auf zwei reduziert werden. Damit würde eine weitere Verbindungsstelle wegfallen.

Ebenfalls gedacht ist an das Überladen von zwei der drei Segmente mit Treibstoff. Das wären beim größeren S2-Segment dann 10 t mehr.

Ein wesentlich größeres Einsparpotential hat aber die komplette Umstellung der Produktion auf CFK-Werkstoffe und der Verzicht auf Stahl. Die Fertigung der Boostergehäuse aus CFK verspricht eine Massenreduktion von derzeit 37,5 auf 27 t, also um ein Drittel. Diese Booster können trotzdem etwas mehr Treibstoff aufnehmen, 248 anstatt 241 t. Ein weiterer Vorteil wäre ein höherer zulässiger Brennkammerdruck von 90 statt 65 Bar. Dadurch kann eine neue Düse mit einem höheren Entspannungsverhältnis eingesetzt werden. Auch diese setzt CFK-Werkstoffe ein und wird elektromechanisch statt hydraulisch bewegt. Zusammen mit der energiereicheren Treibstoffmischung HTPB 1912, die bei der Vega zum Einsatz kommt, wäre so der spezifische Impuls um 40 m/s steigerbar.

Die ESA rechnet trotz der Leistungssteigerung mit Kosteneinsparungen. Die Produktion der Booster aus CFK-Werkstoffen ist einfacher, und das elektromechanische System des Schwenk­mechanismus ist weniger komplex und preiswerter als das bisher eingesetzte hydraulische System. Die Möglichkeit, die Technologie der Vega auf die Ariane 5 zu übertragen, war der Grund, warum die CNES sich bei der Vega beteiligte. Die ESA spricht von einem Einsparpotential von 25 – 30% bei den Produktionskosten. Avio rechnet schon mit dem Auftrag: Die neu errichtete Fabrik in Colleferro ist für die Vega Erststufe viel zu groß. Es ist auch kein Zufall, dass P80 FW Booster und die EAP der Ariane 5 den gleichen Durchmesser haben. Die Synergien wurden also schon bei der Konzeption der Stufe mit einbezogen.

Durch Umstellung der Produktion auf CFK-Booster wäre im Optimalfall eine Steigerung der Nutzlast um 1.750 kg möglich.

Der Preis dafür wäre eine höhere dynamische Belastung in der Aufstiegsbahn von mehr als 48.000 Pascal, 30% mehr als bei der Ariane 5 ECA. Dies kann durch eine Anpassung der Aufstiegsbahn verringert werden, kostet dann aber einen Teil der gewonnenen Nutzlast. Realistisch bleiben dann 1.000 – 1.500 kg mehr Nutzlast durch den Einsatz neuer Booster bei gleich bleibenden oder sinkenden Produktionskosten.


ESC-B Oberstufe

Bei der Oberstufe wurde an eine Steigerung des Schubs auf 200 kN gedacht. Schon heute ist der Schub des Vinci nicht ausreichend für LEO-Missionen. So kann beim Transport eines ATV die Stufe nur teilweise befüllt werden. Eine Schubsteigerung erfolgte schon bei der Entwicklung des Vinci. Da das Triebwerk mit einer variablen Mixtur arbeiten kann (LOX/LH2 von 5,7 bis 5,9) und es bei der bisherigen ESC-B mit 5,8 zu 1 arbeitet, würden eine Umstellung auf 5,9 zu 1 und ein etwas höherer Brennkammerdruck die benötigten 20 kN mehr Schub liefern.

Eine weitere Optimierung wäre eine aktive Messung des Resttreibstoffs sowohl bei der EPC als auch der ESC-B. Beide Stufen werden heute abgeschaltet, bevor der Treibstoff vollständig verbraucht ist. Ein vollständiges Verbrauchen der Treibstoffe kann zum Durchbrennen des Triebwerks mangels Kühlung führen. Daher verbleiben in den Stufen Reste, typischerweise 1% der Gesamtmenge. Würde es gelingen, 0.5% weniger Resttreibstoff in den Tanks zu hinterlassen, so entspricht dies 140 kg mehr Nutzlast bei der ESC-B und 270 kg mehr bei der EPC, zusammen also 400 kg mehr Nutzlast. Dazu müssen die Restmengen bestimmt und zum richtigen Zeitpunkt die Ventile geschlossen werden. Beide Triebwerke können auch mit leicht veränderten Mischungsverhältnissen betrieben werden, sodass es so möglich ist, beide Komponenten vollständig zu nutzen. Derartiges „Treibstoffmanagement“ wurde schon bei der Saturn V eingeführt, wobei der Arbeitspunkt des J-2 verändert wurde. Es half (zusammen mit anderen Maßnahmen), die Nutzlast während der Mondflüge um 8% zu steigern. Auch das Space Shuttle setzt diese Technik ein, um die Menge des Resttreibstoffs im externen Tank zu reduzieren.

Bisher wurden beide Möglichkeiten nicht von der ESA untersucht. Wie bisher sollen die Triebwerke mit einem konstanten Arbeitspunkt betrieben werden, obwohl die Variation des Mischungsverhältnisses technisch beim Vulcain 2 und Vinci möglich ist.


Alternativen

Untersucht wurden von der ESA auch gravierende Änderungen des Konzepts, wie beispielsweise neue Booster. Die Booster mit 200 t flüssigem Sauerstoff und Methan (Mischungsverhältnis 2,85 zu 1) würden von einem 4.000 kN Triebwerk mit einem Gewicht von 5.500 kg und einem spezifischen Impuls von 3.284 m/s angetrieben werden.

Dieser EAL („Etage d’Accélération à Liquide“) genannte Booster offeriert eine niedrigere Belastung von 29 kPa beim Aufstieg. Aufgrund der gleichmäßigeren Schubübertragung auf die EPC (verglichen mit der Übertragung bei den EAP im Frontskirt) wäre die EPC strukturell um 1.700 kg zu verstärken. Gegen die EAL-Booster spricht vor allem ein um 30% höherer Startpreis der Ariane 5.


Gesamtbetrachtung

Eine Ariane, welche alle Punkte umsetzt, (mit einem MC 1700 G Triebwerk, neuen CFK-Feststoffboostern und einem Vinci Triebwerk mit 200 kN Schub) würde nach ESA Angaben eine LEO-Performance von 27 t und eine GTO-Nutzlast von 14 – 15 t besitzen. Es zeigt auch sehr deutlich, wie das Konzept der Ariane 5 auf eine Leistungssteigerung ohne Zusatzstufen ausgelegt ist, denn die Trägerrakete offeriert die doppelte Nutzlast der Ariane 5G bei einem nur um 6 % höheren Startgewicht.

Soll noch mehr Nutzlast resultieren, so wären bedeutende Änderungen notwendig, wie Verlängerungen von Hauptstufe und Booster, mehrere Booster oder mehrere Triebwerke in der Zentral- und der Oberstufe. Dies bedeutet dann aber auch erhebliche Kosten für eine erneute Qualifikation der nun in wesentlichen Teilen geänderten Rakete.

Das folgende Typenblatt zeigt eine mögliche Konfiguration. Da Daten (außer für die Feststoffbooster) noch nicht vorliegen, sind die Daten weitestgehend von der Ariane 5 ECB projektiert.


Typenblatt Ariane 5 ME

Länge:
maximaler Durchmesser:
Startgewicht:

51,51 – 58,67 m
12,20 m
784.000 kg

Einsatzzeitraum:

ab 2020?

Nutzlast:

27.000 kg (zur ISS)
14.200 – 15.000 kg (in einen GTO-Orbit)

13.400 kg (in eine Mondtransferbahn)

Booster P248

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Leergewicht:
Schub:
Brenndauer:
Spezifischer Impuls:

31,40 m
3,05 m
275.000 kg
27.000 kg
2 × 5.130 kN (Mittel)
132 s
2741 m/s (Vakuum)

EPC189 (unterkühlte Treibstoffe)

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Trockengewicht:
Triebwerk:
Schub:
Brenndauer:
Treibstoff:
Spezifischer Impuls:

30,50 m
5,40 m
204.500 kg
15.000 kg

1 × MC 1700G
1.700 kN (Vakuum)
480 s
LOX/LH2
4315 m/s (Vakuum)

ESC-B

Länge:
Durchmesser:
Startgewicht:
Leergewicht:
Triebwerke:
Schub:
Brenndauer:
Treibstoff:
Spezifischer Impuls (Vakuum)

5,68 m
5,40 m
33.750 kg
6.250 kg
1 × Vinci 2
200 kN (Vakuum)
640 s
LOX/LH2
4560 m/s

VEB

Höhe:
Durchmesser:
Gewicht:

1,04 m
5,40 m
950 kg

Nutzlasthülle

Länge:

Volumen:
Durchmesser:
Gewicht:

12,70, 13,80 m und 17,00 m

125, 145 und 200 m³
5,40 m
1.970, 2.060 und 2.400 kg

Sylda-5

Volumen:
Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

50 – 65 m³
4,90 – 6,50 m
4,56 m
407 – 512 kg

Links

Starts der Ariane 1-4

Die Ariane 1-3G

Die Ariane 4

Ariane 5G

Die Ariane 5E

Ariane 5 Starts

Ariane 4 XXL (hypothetische Version)

Ariane 5 XXL (hypothetische Versionen)

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.

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