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Ariane 5 Fehlstarts und die Lernkurve bei Raketen

Wer mal Statements, besonders vor oder nach den ersten Flügen eines Trägers Revue passieren lässt, der wird oft Folgendes hören:

Und in der Tat gibt es viele Beispiele für diese Regel, auch wenn es Ausnahmen gibt, sowohl in die Richtung zuverlässiger, wie auch weniger zuverlässig. Nun wie ist das zu erklären?

Es ist eine Lernkurve, die die Tatsache repräsentiert, dass es nicht möglich ist, Raketen wegen der hohen Kosten eines Starts so testen wie andere technische Geräte wie, z.B. Flugzeuge. Ein Flugzeug kann beliebig oft starten und man kann nach einem Testflug Schäden beheben. So durchlaufen Zivil- und Militärmaschinen ein intensives Testprogramm vor der Auslieferung oder Zulassung. Dutzende oder sogar 100 Erprobungsflüge, bei denen auch Situationen erprobt werden, die jenseits des "Normalen" liegen sind üblich. Gemessen daran, befinden sich die meisten Trägerraketenlinien noch in der Testphase.

Die obige Regel kann man auch anders interpretieren:

Danach sollte die Zuverlässigkeit weiter zunehmen. Dies wird nun aber nicht mehr in eine Regel gefasst, da viele Träger sich dann einem Zuverlässigkeitswert um die 90% - 95% einpendeln und dann auch andere Faktoren für Rückversicherungen wichtig werden.

Die Ursachen für die Fehlstarts können in drei Gruppen unterteilt werden, die als Summe diese Regel ergeben:

Bei den ersten Starts treten grundlegende Designfehler auf. Warum erst beim Start? Ganz einfach weil noch so intensive Tests am Boden einiges nicht testen können - die Belastungen durch den Luftwiderstand, die Vibrationen die übertragen werden (die Stufen sind bei Tests fest montiert), das Vakuum und die Schwerelosigkeit. Die Kräfte die kompensiert werden müssen, um die Ausrichtung im Raum aufrecht zu erhalten. Die Regelung der Fluglage....

Dies erklärt die Fehlschläge bei den ersten Flügen. Grundlegende Schwächen zeigen sich dann schon bei den ersten Flügen und sorgen für die schlechte Bilanz bei diesen.

Später treten auch Fehler auf, die jedoch nicht automatisch einen Verlust bewirken oder Fehler, die nicht immer auftreten, nur unter bestimmten Umständen oder rein zufällig, so wie der klassische Wackelkontakt (nur als Vergleich). Sie sind Ursache der nächsten Fehlstarts. Da sie nur unter bestimmten Situationen auftreten, sind diese versteckten Fehler durchaus ein Problem, da dann die Ursache nicht sofort offensichtlich ist. Sie verhageln die Erfolgsbilanz zwischen den Flügen 6 und 20.

Danach sollte ein Träger eine immer höhere Zuverlässigkeit erreichen. Fehlstarts sollten dann nur noch vorkommen, wenn es Nachlässigkeiten in der Produktion, Montage oder Qualitätskontrolle gibt oder sich etwas am System ändert, z.B. eine neue Stufe eingeführt wird.

Natürlich kann man diese Lernkurve verkürzen und Fehler schon vorher vermeiden: Bemannte Träger mit viel besseren Werten zeigen, dass es geht. Erreicht wird dies durch viel extensivere Tests (das F-1 Triebwerk absolvierte 2471 Tests, das RS-68 nur 180 bis zum Erstflug), höhere Sicherheitsspannen und eine konservative Auslegung (z.B. Steuertriebwerke für ein mehrfaches der zu erwartenden Kräfte auslegen).

Auf der anderen Seite kann die Erfolgsquote noch schlechter sein, wenn man nachlässig ist, wie die Falcon 1 oder Europa zeigen (im einen Fall durch Weglassen von erprobten und selbstverständlichen Systemen um zu sparen, im anderen Fall aufgrund der fehlenden Zusammenarbeit zwischen den Herstellern der einzelnen Stufen).

Am Beispiel der Fehlstarts der Ariane Familie kann ich dies sehr gut verdeutlichen. Aus technischer Sicht sind Ariane 1-4 und Ariane 5 zu unterscheiden. Hier die Ursache der Fehlstarts von Ariane:

Ariane 1, L02, zweiter Testflug

Beim Start am 23.5.1980 kam es zu einer Verbrennungsinstabilität in einem der vier Viking Triebwerke. Nach 64 s brannte die Wand des Triebwerks durch, und die heißen Gase beschädigten dessen Schwenkmechanismus. Das Triebwerk bewegte sich nun unkontrolliert in seiner Aufhängung. Die anderen drei Triebwerke versuchten gegenzusteuern, doch nach 104 s kam es zum Bruch der Struktur. Der Computer aktivierte die Selbstzerstörung, indem er Sprengschnüre an den Tanks zündete. Die Reste der Rakete konnten 25 km vor der Küste, nahe der Teufelsinsel, geborgen werden.

Es gab eine einjährige Pause, in der die Einspritzung geändert und getestet wurde. Man vergrößerte die 720 Bohrungen im Einspritzkopf, und die Geometrie wurde verändert. Seither wurde jedes Einspritzsystem vor dem Start getestet, ob es einwandfrei zündet und sauber brennt. Weiterhin wurde beschlossen, die Ariane 2 und 3 auf das stabiler verbrennende UH25 (statt UDMH) umzustellen.

Ariane 2,L05, fünfter Flug, erster operationeller Start

Der erste operationelle Start L05 scheiterte am 9.9.1982. Nach 560 s Flugzeit versagte das HM-7 Triebwerk. Der Kommunikationssatellit MARECS-B und der Mehrzwecksatellit Sirio gingen verloren. Die Telemetrie zeigte, dass die Turbopumpe der dritten Stufe versagt hatte. Wahrscheinlichste Ursache war ein Ausfall der Schmierung oder die erhöhte Reibung von Teilen. Das Design der Pumpe wurde von unabhängigen Experten geprüft und verändert.

Nach neun Monaten Tests und Modifikationen sowie insgesamt 15.000 s Tests mit dem HM-7 Triebwerk konnte am 16.6.1983 wieder eine Ariane den europäischen Kommunikationssatelliten ECS 1 und einen weiteren AMSAT absetzen.

Das waren zwei Fehlstarts bei den ersten fünf Flügen, konform zur Regel und in beiden Fällen lag die Ursache im Design der unzureichenden Vermischung bei der Einspritzung die zu einer Verbrennungsinstabilität führte und einem Designfehler der Turbopumpe der dritten Stufe.

Ariane 3,V15, fünfzehnter Flug und Ariane 2 V18, achtzehnter Start

Zwei Fehlschläge musste Arianespace bei insgesamt 17 Flügen der Ariane 2 und 3 hinnehmen. Bei V15 erfolgte das Zündungssignal der dritten Stufe um 0,4 s zu früh (nominell 8,4 s nach Abschaltung der zweiten Stufe). Ein Wasserstoffventil hatte sich in dieser Zeit zu stark abgekühlt und war dadurch undicht geworden. Daher konnte für mehrere Sekunden Wasserstoff austreten. Als sich dann die Gase in der Brennkammer entzünden sollten, war ein falsches Mischungsverhältnis vorhanden und die Stufe zündete nicht. Die Satelliten Spacenet-3 und ECS-3 gingen bei diesem Flug verloren.

Besonders blamabel an diesem Fehlschlag war, dass der französische Präsident François Mitterrand Kourou für diesen Start besuchte. Der Hersteller SEP setzte zehn Vorschläge zur Lösung dieses Problems um. Es wurde angenommen, dass die Ursache des Versagens in einem Produktionsmangel lag. Schon drei Flüge später (V18) ging der Satellit Intelsat VA F14 verloren. Ursache war wiederum eine nicht erfolgreiche Zündung der dritten Stufe. Diesmal wurde eine unabhängige Untersuchungskommission eingesetzt, erstmals unter deutscher Leitung von Dr. Carl Helmut Dederra von der Firma MBB.

Es zeigte sich, dass eine um 0,2 s verzögerte Ausführung des Kommandos zur Zündung zu einer viel zu starken Explosion in der Brennkammer geführt hatte. Diese hatte eine Schockwelle erzeugt, welche sich über die Wasserstoffleitung ausbreitete und dabei Kavitation auslöste, d.h. eine Ausgasung des flüssigen Wasserstoffs. Als Folge war der Wasserstoffdruck im Gasgenerator zu gering, es konnte nicht genügend Gas produziert werden, und die Turbopumpe sprang nicht an.

Es wurden 14 Maßnahmen zur Beseitigung dieses Fehlers vorgeschlagen und eine neue Zündung entwickelt. Diese wurde in zwei unterschiedliche Testtriebwerke eingebaut und ab dem 4.8.1986 in Vernon getestet.

Der neue Zündmechanismus lieferte nun die dreifache bis vierfache Energie. Er hatte drei bis vier Flammen, um an verschiedenen Stellen die Zündung auslösen zu können. Die gleiche Maßnahme wurde für den Starter des Gasgenerators umgesetzt. Hier wurde auch die freigesetzte Gasmenge deutlich erhöht und das Mischungsverhältnis beim Start des Generators verändert. Die Mischung war nun bei der Zündung sauerstoffreicher und entzündete sich deshalb leichter.

Es folgte ein intensives Testprogramm, bei dem 13 Triebwerke und 30 Turbopumpen gebaut wurden. Erst 17 Monate später startete die nächste Ariane.

Auch dies ist ein sehr gutes Beispiel: Die dritte Stufe zündete zuverlässig und reproduzierbar, wenn es keine Störungen beim zeitlichen Ablauf gab. Lagen diese vor, so konnte ein Gasgemisch entstehen, das schwerer entzündbar war und für das die Energie des einmal vorliegenden Pulversatzes nicht ausreichte. Das ist ein sehr typischer Fehler, der nur unter bestimmten Randbedingungen auftritt.

Ariane 4, V36

Ariane 4 ist insgesamt erfolgreicher gewesen als alle ihre Vorgängermodelle. Bei insgesamt 116 Starts gab es nur drei Fehlstarts; Ihre Zuverlässigkeit lag also weit über dem anvisierten Wert von 95 %.

Der erste Fehlstart (Flug V36) war mysteriös. Die Ursache war ein Putzlappen, der in einer Wasserleitung in der ersten Stufe steckte. Er verstopfte den Zufluss für ein Triebwerk. 6,2 s nach dem Start fiel der Druck in Triebwerk D der Erststufe von 58,5 auf 30 Bar. Die Triebwerke A und C wurden daraufhin 8,5 s lang um 1,2 Grad gedreht, um den Schubverlust auszugleichen. Mit steigenden aerodynamischen Lasten wurde der Korrekturausschlag der anderen Triebwerke immer größer. Nach 90 s erreichten sie das Maximum. Danach konnte die Rakete nicht mehr in die aerodynamisch günstigste Lage gedreht werden. Elf Sekunden später gab es Brüche in der Struktur, und die Selbstzerstörung wurde initiiert. Die beiden japanischen Satelliten Superbird B und BS-2X im Wert von 430 Millionen Dollar gingen verloren. Die Trümmer konnten in Französisch-Guayana geborgen werden und ermöglichten es die Ursachen herauszufinden.

Die französische Zeitung "Le Monde" vermutete Sabotage. In der ganzen Produktion wurden anstelle von Stofftüchern nur Spezialpapiere benutzt. Zudem war das Tuch zweimal geknotet. Während der Weihnachtspause 1989/90 war die erste Stufe praktisch unbeaufsichtigt in einer Halle in Guayana gestanden.

Es war auch eine zweite Anomalie aufgetreten, die aber nicht verantwortlich für den Fehlstart war. In einem der PAL-Booster (PAL 3) brach 2,4 s nach der Zündung ein Feuer aus. Dieses wurde von einem Treibstoffleck verursacht. Ebenso gab es eine undichte Stelle an der Brennkammer von PAL 3. Dieses kumulierte Auftreten beider Fehler parallel bei einem einzigen Start war schon sehr seltsam, zumal dies die einzigen Probleme mit einem PAL oder der Erststufe seit L02 waren und auch bleiben sollten. Die statistische Wahrscheinlichkeit dafür lag bei 1 zu 9.200.

Die CNES-Untersuchungskommission konnte aber keinen Verursacher dingfest machen. Seitdem überwacht aber die Fremdenlegion den Startplatz Kourou bei anstehenden Starts. Im weiteren werden nun alle Leitungen auf freie Durchlässe überprüft. Dies erfolgt bei größeren Teilen durch Tennis- und Golfbälle, bei dünneren Leitungen endoskopisch.

Ariane 4 V63 und V70

Bei den Flügen 63 und 70, dem 35. und 42. Start einer Ariane 4, kam es wieder zu Fehlstarts. Der Grund war, dass die Treibstoffpumpe der dritten Stufe zu wenig Leistung erbrachte. Am 24.1.1994 versagte bei V63 die Sauerstoff-Turbopumpe 80 s nach Zündung der dritten Stufe. Bereits 60 s nach der Zündung zeigte sich eine Erhitzung der Pumpe, 19 s später sanken die Geschwindigkeit und Förderleistung, und der Brennkammerdruck fiel ab. Eine Sekunde später schaltete sich die Pumpe ab. Die Satelliten Turksat 1 und Eutelsat 2 F5 versanken im Atlantik.

Schon am Ende desselben Jahres scheiterte erneut eine Ariane. Bei V70 entwickelte der Gasgenerator der dritten Stufe eine zu geringe Leistung, sodass der Schub des HM-7B nur 70% des Nominalwerts betrug. So hatte die H10-III nach 740 s noch 700 kg Treibstoff an Bord, und die Bahn war durch den zu niedrigen Schub zu tief. Der Satellit PanAmSat 3 verglühte in der Atmosphäre.

Beide Vorfälle wurden untersucht. Sie schienen eine gemeinsame Ursache zu haben. Eine Verschmutzung, die bis zur LOX-Turbopumpe gelangte, konnte sowohl die erhöhte Reibung bei der LOX-Turbopumpe, als auch die zu geringe Leistungsabgabe erklären. Als Reaktion darauf wurden nun Filter in die LOX-Treibstoffleitung eingebaut und die Inspektionen der dritten Stufe verstärkt. Es gab keinen Hinweis darauf, dass die konstruktiven Änderungen bei der H10-III, deren erster Flug V70 war, etwas mit dem Problem zu tun hatten. Es blieb auch ungeklärt, wie eine solche Verschmutzung in die dritte Stufe oder in die Leitungen hatte kommen können.

Das Vertrauen in die Ariane zeigte sich auch darin, dass Ariane 4 schnell wieder flog. Nach V63 machte sie noch fünf Monate Pause, nach V70 waren es weniger als vier Monate. Danach gingen die Starts im Monatsabstand weiter. Danach glückten alle Starts in Folge die letzten 74 an der Zahl.

V36 hatte also nicht als Ursache einen Designmangel, sondern eine Nachlässigkeit bei der Produktion (oder vielleicht Sabotage?). Bei V63 und V70 waren offensichtlich auch Mängel bei Qualitätssicherung vorliegend, anders ist eine Verschmutzung nicht zu erklären. Es ist kein Designmangel wie bei den ersten Fehlstarts, denn die Konstruktion wurde nicht verändert, nur durch Filter wurde verhindert, dass die Verschmutzungen sich auswirken konnten.

In der Summe ist dies ein gutes Beispiel dafür, dass später dann Nachlässigkeiten in der Produktion oder Qualitätssicherung die Zuverlässigkeit bestimmen. Es ist nun möglich, folgende Tabelle zu entwerfen:

 

Ariane 1-4

Fehlstarts

Zuverlässigkeit

Nach 5 Flügen

2

60 %

Nach 10 Flügen

2

80 %

Nach 20 Flügen

4

80 %

Bis Einsatzende (144 Starts)

7

95,1 %

Kommen wir nun zu Ariane 5.

L501, erster Testflug

Am 4.6.1996 stand nach zahlreichen Verzögerungen der Erste von zwei Qualifikationsflügen der Ariane 5 an. Die ESA war so sicher, dass dieser erste Start klappen würde, dass sie nicht eine Technologienutzlast, sondern die vier Flugexemplare der Cluster-Forschungssatelliten im Werte von 450 Millionen DM als Nutzlast wählte. Schließlich war dieser Qualifikationsflug umsonst.

Nach einem perfekten Start begann die Rakete 37 s nach dem Flug um die Längsachse zu kippen und 40 s nach dem Start brach die Nutzlastspitze ab. Danach wurde die Rakete vom Selbstzerstörungssystem gesprengt, als die elektrischen Leitungen zwischen der VEB und der EPC rissen.

Sehr bald nach dem Unglück, eigentlich schon am gleichen Tag, stand nach einer ersten Auswertung der Telemetrie fest, dass die Ariane 5 sich selbst gesprengt hatte, nachdem die Düsen der Feststofftriebwerke und des Haupttriebwerkes von einem Moment zum anderen vom Bordcomputer abrupt geschwenkt wurden. Weshalb aber dieser Wechsel? Bisher lag Ariane 5 perfekt auf Kurs!

Eine Untersuchungskommission wurde angesetzt und sie konnte folgende Ursache feststellen und sie einer verblüfften Öffentlichkeit präsentierten.

Der Grund lag an dem Trägheitsnavigationssystem SRI (Systeme Reference Inertial Referenzsystem für die Position im Raum), das die Ariane 5 aus Kostengründen von der Ariane 4 übernommen hatte. Das SRI liefert dem Bordcomputer die Daten über die räumliche Ausrichtung der Rakete, ihre Position im Raum und Geschwindigkeit. Diese Daten benötigt der Bordcomputer zur Berechnung, ob die Rakete auf dem vorgegebenen Kurs ist.

Genauer gesagt, es ging um ein kleines Modul der Software des SRI. Die Software des SRI musste auch für den Fall gewappnet sein, dass ein Countdown noch in den letzten Sekunden vor dem Abheben abgebrochen wird, da bei der Ariane 4 eine dreiviertel Stunde für das Ausrichten der Inertialplattform benötigt wurde. Sie wurde daher erst 9 s vor dem Start freigegeben. Für den Fall, dass ein Countdown nach diesem Zeitpunkt abgebrochen wird, (einmal bei V33 im Jahre 1989 geschehen, als die schon laufenden Triebwerke wieder abgeschaltet wurden) musste die Software des SRI die Daten für die Orientierung zirka 50 s lang bereithalten, bis die Bodenkontrolle die Rakete wieder übernommen hatte. Beim Countdown wird die Inertialplattform der Ariane permanent mit dem Referenzsystem der Startplattform abglichen und erst kurz vor dem Start wird auf diese Synchronisation aufgegeben. Da das komplette Neuausrichten bei der Ariane 4, wie gesagt, eine Dreiviertelstunde dauerte, lief das SRI-Programm auch nach einem Startabbruch weiter, bis die Bodenkontrolle wieder die Synchronisation mit der Startplattform initiiert hatte. So konnte ein Verschieben des Starts auf den nächsten Tag bei der Ariane 4 vermieden werden, wenn der Countdown im letzten Augenblick angehalten werden muss. Bei normalen Starts lief die Software nach dem Abheben noch, aber ihr Output machte keinen Sinn mehr.

Bei Ariane 5 war dieses Vorgehen eigentlich überflüssig, denn die Startabbrüche wurden hier anders behandelt. Die Soft- und Hardware wurde aber unverändert übernommen, schließlich hatte sie bei Ariane 4 problemlos funktioniert.

Intern wurde in dem Modul mit 64-Bit-Fließkommazahlen gearbeitet. Sieben Variablen gab es in dem Modul. Sie wurden in 16-Bit-Ganzzahlen konvertiert, die vom Bordcomputer weiter verarbeitet wurden. Es ist nicht möglich, jede Fließkommazahl in eine Ganzzahl umzuwandeln. Bei vorzeichenbehafteten Ganzzahlen reicht der Wertebereich einer 16-Bit-Ganzzahl z.B. von -32.768 bis +32.767. Eine kleinere oder größere Zahl kann nicht als 16-Bit-Ganzzahl gespeichert werden. Wenn dies trotzdem versucht wird, so gibt es einen Überlauf und damit einen Fehler. Es gibt nun die Möglichkeit auf diesen Fehler zu reagieren und das Problem zu behandeln. Da die SRI-Computer von der Ariane 4 übernommen wurden und somit ältere und langsame Rechner waren, war es nicht möglich alle sieben Variablen gegen einen Überlauf zu schützen.

Wenn ein Fehler auftrat, so brach der SRI das Programm ab und gab den Fehler zusammen mit Statusdaten, mithilfe derer er lokalisiert werden konnte, an den Bordrechner.

Vier Variablen waren geschützt. Drei waren es nicht. Dies waren Werte, die entweder physikalisch beschränkt waren, oder bei denen bei der Ariane 4 der auftretende Wertebereich kleiner als der Wertebereich der 16-Bit-Ganzzahlen war.

Ein Wert in der Software des SRI war der BH-Wert, die horizontale Beschleunigung der Rakete. Bei Ariane 4 konnte dieser nie den Wertebereich einer Ganzzahl verlassen, denn diese hob gemächlich ab. Die Ariane 5 beschleunigte aber fünfmal schneller in der horizontalen Achse als die Ariane 4!

37 s nach dem Start kommt es dann zur Katastrophe: Der BH-Wert ist zu groß für eine 16-Bit-Zahl, es kommt zu einem Überlauf im SRI, der daraufhin die Arbeit einstellt und Statusdaten an den Bordcomputer sendet und auf Anweisungen wartet. Das gesamte Computersystem der Ariane 5 ist redundant vorhanden. Während des ganzen Starts läuft das Backupsystem SR2 als "Hot Backup" mit und übernimmt nun die Funktion des ausgefallenen SR1. Doch auf dem SR2 läuft die gleiche Software wie auf der SR1. Im zweiten SRI kommt es 0,05 s später zum gleichen Überlauf. Es schaltet sich ebenfalls ab und von nun an erhält der Bordcomputer nur noch Statusinformationen zum Fehler, keine Navigationsdaten mehr.

Der Bordcomputer hält diese Informationen für echte Navigationsdaten, die auf eine enorme Abweichung von der Bahn hinweisen, und ohne die Tatsache zu hinterfragen, dass die Rakete innerhalb von 50 ms plötzlich gravierend vom Kurs abgekommen sein soll, werden die Düsen der Raketentriebwerke auf Vollausschlag gestellt, um die Abweichung auszugleichen. Diese vermeintliche Korrektur der falschen Flugbahn bewirkt, dass sich die Rakete sich innerhalb von drei Sekunden 20 Grad quer zur Flugrichtung stellt. Zu diesem Zeitpunkt ist Ariane 5 noch in rund 3.500 m Höhe. Die aerodynamische Belastung führt zum Auseinanderbrechen der Rakete. Auf den Fernsehaufnahmen ist zu erkennen, wie die Nutzlastspitze schon vor der Sprengung abbricht. Die Selbstzerstörung wurde dann automatisch vom entsprechenden Sicherheitssystem ausgelöst, als Brüche in der Struktur registriert wurden.

Die Tatsache konnte später durch Auslesen des EEPROM (Electrical Erasable Programmable Read Only Memory), in dem die Fehlerdaten gespeichert wurden, verifiziert werden. Die Trümmer gingen im Dschungel vor der Startrampe nieder und die wichtigsten Teile des Bordcomputers und der SRI konnten geborgen werden.

Die Untersuchungskommission monierte daher auch etliche Versäumnisse:

Das Problem, das bei der Konzeption nur Hardwarefehler berücksichtigt wurden und dann betreffende Komponenten abschaltet wurden, anstatt zu improvisieren entdeckte der Untersuchungsausschuss auch bei anderen Teilen der Ariane 5 Software, auch war das SRI nie unter Flugbedingungen getestet worden. Idealerweise hätte das gesamte Inertialsystem auf einem in drei Achsen beweglichen Tisch montiert werden müssen. Dieser hätte dann die erwarteten Flugbedingungen als Neigungs- und Bewegungsprofil nachvollzogen. Aus Kostengründen wurde aber beschlossen, nur die Rechner mit simulierten Daten der analogen Sensoren und digitalen Messaufnehmern zu füttern. Doch selbst diese Lösung wurde nicht angewandt, sondern stattdessen wurde das gesamte SRI-System nur im Computer simuliert und dadurch gab es natürlich nur die Daten zurück, die nach den eingespeisten Simulationsdaten auch erwartet wurden.

Als der Hersteller einen SRI in einem Versuch mit den Daten des Fluges aus dem EEPROM fütterte fiel er genauso wie die Ariane 5 nach kurzer Zeit aus. Das Ganze führte zu einer genauen Revision der Computersteuerung der Ariane 5. Das gesamte Computersystem musste erneut qualifiziert werden, wobei nun auch die Versuche auf dem Drehtisch gehörten. Die Folgen waren gravierend. Ein dritter Testfug der Ariane 5 musste erfolgen. Die dafür notwendige Ariane 5 schlug mit 250 Millionen DM an zusätzlichen Kosten zu Buche. Noch teurer war die Nachbesserung und die Verzögerungen im Qualifikationsprogramm. Dies erforderte weitere Mittel in Höhe von 600 Millionen DM. Die Mittel wurden aus dem Budget genommen, der eigentlich für die Weiterentwicklung der Ariane 5 vorgesehen war. Dadurch verzögerten sich diese. Die Cluster Satelliten wurden später nachgebaut und mit zwei Sojus Trägerraketen in den Orbit befördert.

Die Ursache dieses gescheiterten Testflugs ist so ausführlich dargestellt, weil sie ein Paradebeispiel dafür ist, wie Softwarefehler auch verantwortlich für eine gescheiterte Mission sein können. (Es gab auch andere solche Fälle, doch keiner ist so bekannt wie bei der bei Ariane 5). Es war ein grundlegender Designmangel ein System ohne ausreichende Erprobung von der Ariane 4 auf die Ariane 5 übertragen wurde und es war ebenfalls ein Designfehler bei der Auslegung des Computersystems nur von Hardwarefehlern auszugehen.

L502, zweiter Testflug

Der ursprünglich für den Herbst 1996 angesetzte Testflug musste so verschoben werden und fand erst am 30.10.1997 statt. Anstatt des eigentlich vorgesehenen ARD (Atmospheric Reentry Demonstrator) und eines Kommunikationssatelliten waren nur eine Messkapsel und Ballast sowie zwei kleine Satelliten (AMSAT P3-D und Teamsat H) an Bord. Auch der zweite Testflug war noch nicht voll erfolgreich. Die Satelliten wurden in einem 524 × 27.000 km Orbit entlassen. Das Perigäum und die Inklination der Bahn waren korrekt, doch der erdfernste Punkt hätte bei 36.000 km Höhe liegen müssen.

Die Ursache war eine vorzeitige Abschaltung der EPC. Dadurch fehlten 200 m/s Geschwindigkeit für den Orbit. Dies konnte die EPS trotz einer längeren Brenndauer, bis zum Erschöpfen des Treibstoffs, nicht kompensieren. Die Analyse zeigte, dass die EPC nach Abtrennung der beiden Booster ein Rollmoment aufwies, dass immer stärker wurde, je länger die Stufe brannte. Nach Verbrauchen des Treibstoffs für die Rollachsenregelung führte das Rollmoment zu einer Rotation von 5,5 U/min. Die Rotation bewirkte, dass der Treibstoff vom tiefsten Punkt der Tanks wegbewegt wurde. In Folge bewirkte das Abreißen des Treibstoffflusses das Brennschlusssignal für die EPC.

Als Ursache wurde ein Drehmoment durch die Kühlkanäle der Vulcain-Düse ausgemacht, die spiralförmig gewunden sind. So erzeugte das austretende Kühlgas eine Drehbewegung. Am Boden konnte diese nie beobachtet werden, da das Triebwerk fest im Teststand montiert ist und die Kräfte klein sind im Vergleich zum Schub. Ariane 5 hat in der VEB ein System zur Kompensation von Rollbewegungen. Kleine Triebwerke zersetzen dazu Hydrazin. Es erwies sich aber als unterdimensioniert. Auch dieses System war neu. Bei Ariane 1-4 war durch die schwenkbaren Triebwerke in der ersten Stufe keine Rollachsenregelung notwendig und die zweite und dritte Stufe setzten dazu das Abgas des Gasgenerators ein. Davon stand mehr zur Verfügung, als benötigt wurde.

Die Veränderungen bestanden zum einen in einer Verbesserung des Systems zur Kontrolle der Rollbewegung. Das alte System konnte ein Moment von 280 Nm auffangen. Das neue System konnte 2.000 Nm kompensieren. Bei V502 trat ein maximales Rollmoment von 900 Nm auf. Weiterhin wurde die Kühlung des Vulcain überarbeitet, damit ein geringeres Drehmoment auftritt. Bei Flug 503 und 504 wurden die Treibstoffvorräte der Steuerdüsen in der VEB deutlich vergrößert und zusätzliche Triebwerke in der Rollachse montiert. Nachdem die Änderungen beim Vulcain eine deutliche Reduktion des Rollmomentes bewirkten und bei den folgenden Flügen ein maximales Moment von 100 Nm, auftrat, konnten die Treibstoffvorräte in der VEB wieder reduziert werden.

Auch hier: das Rollachsenmoment konnte erst im Flug bestimmt werden. Da bei den Tests am Boden die Stufe fest eingespannt ist, trat es dort nie auf. Flug 501 war zu kurz um es zu bestimmen (solange die Feststoffbooster aktiv sind, übernehmen sie auch die Rollachsensteuerung und ihr Schub ist viel größer alle anderen kleineren Kräfte). Dies waren zwei Fehlstarts bei den ersten 5 Flügen, konform zur Regel.

L510, achter operationeller Start, zehnter Flug

Noch einmal sollte Ariane 5 eine Nutzlast in einem falschen Orbit aussetzen. Beim Flug 510, am 12.7.2001. Die Satelliten wurden in einem 17.545 × 594 km Orbit mit 2,9 ° Neigung zum Äquator ausgesetzt. Geplant war ein 35.853 × 858 km hoher Orbit, mit einer Neigung von 2 Grad. Als Ursache konnte eine Verbrennungsinstabilität bei der Zündung des Aestus-Triebwerks ausgemacht werden. Dies führte zu einer Reduktion des Schubs auf 80% des Normalwertes und zu einem vorzeitigen Brennschluss, 80 s zu früh, da eine Treibstoffkomponente vorzeitig verbraucht war. Es gab eine Feedbackschleife zwischen dem Fördersystem und der Instabilität, die zu einem erhöhten MMH-Verbrauch führten. Der Artemis-Satellit konnte mit seinen Ionentriebwerken; eines seiner Technologieexperimente den Orbit noch anheben. Der zweite Satellit, der japanische BSAT B2A, war jedoch ein Totalverlust. Für Astrium Bremen, Nachfolger von ERNO/DASA, welche seit 1973 Stufen für die Ariane 1-5 entwickelten, war es eine bittere Premiere: Es war der erste Fehlstart, der auf eine Fehlfunktion einer deutschen Stufe bei Ariane zurückgeführt werden konnte nach 154 erfolgreichen Einsätzen von zweiten Stufen und Boostern bei Ariane 1-5.

Sehr bald konzentrierte sich die Untersuchung auf den Triebwerksstart, bei dem die Instabilität auftrat. Nach einer Variation der Startparameter konnte die Instabilität, verbunden mit einer Druckspitze auch beim Bodenversuch bei einem kurzzeitig zu hohen Monomethylhydrazinfluss beobachtet werden und es zeigte sich eine Anfälligkeit des Triebwerks beim Start. Weitere Tests erfolgten, um diese Situation zu vermeiden und führten schließlich zu einer Verschiebung des Fluges 511. Nach 70 Zündungen und zehn kompletten Testläufen wurde eine "weichere" Zündsequenz erarbeitet, die das Phänomen vermeidet. Seitdem gab es keine Probleme mehr mit der EPS-Oberstufe.

Die Zündsequenz konnte also bei bestimmten Umständen zu einer instabilen Verbrennung führen ein typisches Beispiel für einen verdeckten Fehler. Weiterhin waren nun drei Fehlstarts bei zehn Starts angefallen konform zur Regel.

L517, Jungfernflug der Ariane 5 ECA

Am 11.12.2002 begann der Jungfernflug der Ariane 5 ECA, der 17.te Flug einer Ariane 5. Der Betreiber Arianespace war so zuversichtlich, dass er klappen würde, dass zwei kommerzielle Nachrichtensatelliten transportiert wurden allerdings wegen des erhöhten Risikos zu Sonderkonditionen.

Doch wie auch der Jungfernflug der Ariane 5 scheiterte dieser. 96 s nach dem Start gab es einen Druckverlust im Kühlsystem des Vulcain 2-Triebwerks. Nach Abtrennung der Booster, 137 s nach dem Abheben, nehmen die Unregelmäßigkeiten rapide zu. Als 187 s nach dem Abheben die Nutzlastverkleidung abgesprengt wurde, fing die Rakete an den Kurs zu verlassen und begann einen trudelnden Flug, der sie zuerst auf eine Spitzenhöhe von 150 km brachte, dann aber wieder Richtung Erdboden führte. 455 s nach dem Start wird die Rakete aus Sicherheitsgründen in einer Höhe von 60 km gesprengt.

Anders als beim Jungfernflug war es nicht möglich Trümmer zu bergen, so musste die Telemetrie als Beurteilungsgrundlage herangezogen werden. Eine schnell einberufene Untersuchungskommission unter der Leitung von Prof. Wolfgang Wilhelm Koschel hatte nur bis zum 6.1.2003 Zeit, die Ursache zu finden. Wolfgang Koschel überwachte dann auch die Umsetzung der Vorschläge, um den Fehler zu beseitigen.

Es zeigten sich zwei Ursachen: Zum einen gab es durch eine zu hohe thermische Belastung der Schubdüse zuerst eine Rissbildung in den Kühlröhrchen. Danach durch diese Risse zu einem Kühlmittelverlust, der dann zu einem Durchbrennen der Röhrchenstruktur führte. Das Zweite war eine mangelnde mechanische Stabilität der Düse unter Vakuumbedingungen, die sich in einem axialen Ausbeulen äußerte. Nach Ansicht der Untersuchungskommission war dies die Hauptursache für das Versagen.

Bei Brennkammerversuchen gab es zwar auch Porositäten zwischen den Röhrchen, doch niemals so gravierende, welche die Stabilität des ganzen Triebwerks beschädigten. Diese wurden durch Schweißen repariert. (Anders als die Flugexemplare werden die Triebwerke für Bodentests mehrfach benützt, bis zur zwanzigfachen normalen Betriebsdauer, da sind solche leichten Beschädigungen normal und auch von anderen Triebwerktests bekannt).

Es gab zwei Empfehlungen: die Verstärkung der Röhrchen gegen axiales Ausbeulen und ein besserer thermischer Schutz. Dies wurde dadurch umgesetzt, dass der Wasserstofffluss für die Dumpkühlung durch die Röhrchen erhöht wurde. Zudem wurde eine keramische Schutzschicht auf der Innenseite der Düse angebracht. Weitere Forderungen der Kommission waren die unabhängige Prüfung aller kritischen Bauteile durch mindestens zwei Verfahren wie z.B. rechnerische Simulation und Tests und die Durchführung von Tests unter realistischen Umgebungsbedingungen wie z.B. im Vakuum. Auch diese wurden umgesetzt. Das Vulcain 2 hat nun an dem oberen Teil der Düse eine 2,28 mm starke Umhüllung aus Nickel, die auf die Röhrchen aufgeschweißt wird. Diese Schicht verstärkt die oberen 40 cm der Düse und soll so ein Ausbeulen verhindern.

Diese Blende wurde aus Sicherheitsgründen auch für das Vulcain 1 bei der Ariane 5 GS übernommen, obwohl das Vulcain-Triebwerk sich in der Düsenkonstruktion von dem Vulcain 2 unterscheidet. Die Untersuchungskommission stellte auch fest, dass der Fehler nicht beim Vulcain 1 auftreten kann.

Zur Qualifikation der Änderungen fanden zwischen 2003 und 2004 insgesamt 42 zusätzliche Tests des Vulcain 2 in Frankreich und Deutschland statt. Dabei wurden 19.500 s Betriebszeit akkumuliert, genauso viel wie in 38 Flügen.

Eigentlich ist Ariane 5ECA schon eines neue Rakete - sie setzt ein neues Haupttriebwerk ein und eine neue Oberstufe. Also treten dann auch neue Probleme auf. In diesem Fall setzte das Vulcain 2 eine neue Düse ein mit einer neuen Kühlung. Das diese im Vakuum ausbeulte konnte bei Bodentests die unter Umgebungsdruck stattfinden nicht beobachtet werden.

Auch Ariane 5 gehorcht der Regel dahingehend, dass sie seitdem keinen Fehlstart mehr aufweist, bis heute (1.4.2012, letzter Flug: V560) gab es keinen weiteren Rückschlag mehr:

Ariane 5

Fehlstarts

Zuverlässigkeit

Nach 5 Flügen

2

60 %

Nach 10 Flügen

3

70 %

Nach 20 Flügen

4

80 %

Bis heute (61 Starts)

4

93,4 %

Dieser Aufsatz entstand unter Verwendung von Textteilen aus meinen Büchern "Europäische Trägerraketen" (Band 1+2).

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.

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