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Die Geschichte der Europarakete Ariane

Einführung

Ariane 3 StartSchon bei den Versuchsflügen der Ariane in den Jahren 1979 bis 1982 wurde deutlich, dass die Ariane 1 über mehr Leistung verfügte, als zunächst erwartet worden war. Die Ariane 1 war mit dem Ziel entwickelt worden, zwei Delta-2900 Nutzlasten (je 705 kg) oder die Nutzlast der Atlas-Centaur (1.860 kg) transportieren zu können.

In der Zwischenzeit blieb die Konkurrenz natürlich nicht stehen. Die 1975 eingeführte Delta-3914 transportierte nun bereits 930 kg in den GTO-Orbit, und ab 1982 sollten es mit der Delta-3925 sogar 1.200 kg sein. Auch die Atlas Centaur wies nun eine Einzelstartnutzlast von 2.175 kg auf, die auch von den Satelliten der Intelsat VA Serie benötigt wurde.

Die größte Bedrohung ging jedoch vom Space-Shuttle aus, der mit der PAM-D Oberstufe ebenfalls rund 1.200 kg kostengünstig in den geostationären Transferorbit befördern konnte. Die Fähigkeit zu Doppelstarts hielt die Ariane allerdings preislich konkurrenzfähig.

Eine Erweiterung der Ariane zu einer Doppelstartkapazität von 2.000 kg, später dann auf 2.400 kg, war also unumgänglich. Schon vor dem Jungfernflug der Ariane 1, im Jahre 1979, gab es daher Pläne der CNES für eine Leistungssteigerung der Rakete auf eine Nutzlast von 2.300 bis 2.400 kg. Diese wurde von der ESA 1980 beschlossen und führte zum Bau von Ariane 2 und 3. Die Erweiterung kostete nur 144 Millionen Dollar, was etwa 14% der Ariane 1 Entwicklungskosten entsprach. Die Ariane 2 sollte 1.950 bis 2.000 kg Nutzlast aufweisen und die Ariane 3 sogar 2.300 bis 2.400 kg.

Diese Daten beruhten auf der projektierten Nutzlast der Ariane 1. Da deren Drittstufe jedoch eine erheblich bessere Leistung als erwartet aufwies, übertraf die Ariane 2 mit 2.210 kg und die Ariane 3 mit 2.580 kg Nutzlast die Planungen deutlich. Die Entwicklung war relativ preiswert, weil die ESA im wesentlichen bei Ariane 2 Reserven der Triebwerke ausnutzte. Der Brennkammerdruck wurde in allen Triebwerken leicht angehoben. Dadurch war es möglich, die dritte Stufe zu verlängern und mehr Treibstoff mitzuführen.

Ariane 2 und 3 unterschieden sich nur in den beiden je 9,7 t schwere Feststoffboostern, die an der Ariane 3 angebracht waren. Etwa 65% der Entwicklungskosten entfielen auf diese, von SNIA in Italien, gebauten Booster. Neben den Kosten war eine zweite wichtige Rahmenbedingung, dass alle Veränderungen an der Rakete mit dem vorhandenen Startplatz kompatibel sein mussten. Denn die Notwendigkeit eines Umbaus hätte bedeutet, dass während dieser Zeit keine Ariane 1 hätte starten können.

Die Startkosten betrugen 371 (Ariane 2) beziehungsweise 420 Millionen Francs (Ariane 3). Vor allem die Doppelstartfähigkeit für die aktuell verfügbaren Satelliten bei etwa gleich bleibenden Produktionskosten war sehr wichtig für Arianespace. Ein Start eines Satelliten der Delta-2 Klasse auf der Ariane 3 kostete einen Kunden 34 Millionen Dollar.

Ariane 2 StartEin weiterer wichtiger Punkt war es, die Startrate zu steigern. Dazu trug die Ende 1985 fertiggestellte ELA-2 Startrampe bei, welche die Startvorbereitungszeit halbierte. So wurde eine Steigerung der Startzahl auf sieben Flüge für 1985 und sogar acht für die folgenden Jahre anvisiert. Fehlschläge bei den Flügen V15 und V18 verhinderten jedoch, dass dieses ehrgeizige Ziel erreicht wurde.

Die Entwicklung der Ariane 2 und 3 wurde von der ESA durchgeführt. Allerdings war Ariane immer noch kein „richtiges“ ESA Projekt, sondern ein gemischtes ESA/CNES Vorhaben mit jeweils 50% Beteiligung beider Weltraumagenturen.

Bereits im Vorfeld war eine Bergung der ersten Stufe der Ariane 3 im Gespräch. Ideen dafür hatte es schon bei der Ariane 1 gegeben. Grundlage dafür war ein Experiment bei dem Erstflug der Ariane 1 gewesen. Ein Flugzeug der französischen Luftwaffe beobachtete den Aufschlag der ersten Stufe im Wasser und dirigierte ein Schiff der französischen Marine vor Ort. Obwohl die Tanks der ersten Stufe kurz nach der Stufentrennung pyrotechnisch aufgetrennt worden waren, schwamm die Stufe noch einige Zeit auf dem Wasser. Das gab den Plänen weiteren Auftrieb, den Absturz der Stufe mittels Fallschirmen zu bremsen und sie dann zu bergen. Drei Fallschirme mit einer Fläche von 2.600 m² sollten die Fallgeschwindigkeit auf rund 10 bis 15 m/s senken.

Das notwendige System hätte etwa 600 kg gewogen und dabei die Nutzlast um rund 50 kg verringert. Dafür wäre der Startpreis um rund 15% gesunken. Ziel war nicht die Wiederverwendung der ganzen ersten Stufe, sondern nur des 3,80 m hohen Schubgerüstes mit den vier Viking Triebwerken, die alleine einen Wert von drei Millionen Pfund darstellten. Als jedoch klar wurde, dass die Ariane auch ohne Bergung der ersten Stufe eine ernsthafte Konkurrentin des Space-Shuttle darstellte, gab die ESA diese Pläne auf.

Der Einsatz

Als Ariane 1 die ersten Flüge aufnahm, war die Konkurrenz in den USA: Die Delta bei kleinen Satelliten und die Atlas-Centaur bei großen Nutzlasten. Mit diesen beiden etablierten Trägern konnte Ariane 1 konkurrieren. Die Gefahr am Horizont war der Space Shuttle, der Transporte zu einem wesentlich niedrigeren Preis anbieten sollte. Im August 1982 veröffentlichte die Zeitschrift „Flight“ folgenden Vergleich:


Preis Mitte 1983

Preis Mitte 1985

Ariane

45-50 Mill. $

60-67 Mill. $

Atlas-Centaur

47 Mill. $

66 Mill. $

Delta

25 Mill. $

38.7 Mill. $

Shuttle

37.8 Mill. $

89.7 Mill. $

Delta Nutzlast auf Ariane

23-27 Mill. $

30-36 Mill. $

Delta Nutzlast auf Shuttle

13.9 Mill. $

26 Mill. $

Atlas Nutzlast auf dem Shuttle

30 Mill. $

66 Mill. $

Ariane 2 V17Bis 1986, so nahm auch Arianespace an, würde Ariane noch teurer als der Space Shuttle sein. Daher war die schnelle Markteinführung der Ariane 2+3 wichtig, denn diese Modelle boten mehr Nutzlast zu einem weitgehend unveränderten Startpreis. Ariane 4 sollte dann zum Space Shuttle vergleichbare Startpreise offerieren. Durch das flexible System von Boostern sollte es aber vor allem möglich sein, die Rakete an die Nutzlast anzupassen. Doch während Arianespace für diesen Preis kostendeckend arbeiten konnte, war es beim Space Shuttle nicht so. Nominell war der Space Shuttle preiswerter. Er konnte vier Satelliten der Delta Klasse inklusive ihrer PAM-D Oberstufen transportieren. Doch in der Praxis hatten die Kunden dann zum einen Mehrkosten von 5 Millionen Dollar für die PAM-D Oberstufe zu tragen. Zum anderen war es in der Praxis unmöglich, die Liefertermine von Kunden so abzustimmen, dass der komplette Nutzlastraum benutzt wurde - kein Space Shuttle startete mehr als 2 Satelliten auf einmal. Bezahlt bekam dann die NASA nur den benutzten Teil des Nutzlastraumes.

1982 wurde der Startpreis für die nächsten drei Jahre fix auf 71 Millionen Dollar (für den kompletten Nutzlastraum) festgelegt. Als 1985 Erfahrungen mit den wahren Startkosten des Routinebetriebs vorlagen, sollte er auf mindestens 100 Millionen Dollar erhöht werden, um die laufenden Kosten zu decken. Sollte ein Teil der Entwicklungskosten des Space Shuttles wieder durch kommerzielle Starts erlöst werden, so müsste er sogar auf 129 Millionen erhöht werden. CIA Berichte ergaben aber, das Arianespace selbst bei 87 Millionen Dollar pro Start mit dem Space Shuttle konkurrieren könnte. Ein höherer Startpreis würde nur bedeuten, dass die Firma mehr Profite macht. US Trägerraketen hätten selbst bei einem deutlich höheren Preis des Space Shuttles nur geringe Chancen mit Arianespace zu konkurrieren, da diese deren kostendeckenden Startpreise unterbieten könnte. So wurde im Juli 1985 der Mietpreis für die gesamte Shuttle Nutzlastbucht auf 71.4 Millionen Dollar festgelegt, obwohl damit jeder Start einer kommerziellen Nutzlast Verluste für die NASA bedeutete. Damit konnte Arianespace konkurrieren.

Abtrennung der PAPZwei 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.

Dabei kam der Verlust der Satelliten zu einem extrem ungünstigen Zeitpunkt. Arianespace hatte ein prall gefülltes Auftragsbuch mit 42 Satellitenstarts und war von 1986 bis 1990 voll ausgebucht. Es gab Kritik seitens einiger Minister des ESA-Ministerrats, der im nächsten Jahr über die Ariane 5 Entwicklung zu beschließen hatte. Die Ariane musste nun ihre Zuverlässigkeit unter Beweis stellen und erfolgreich fliegen. In der Kritik war besonders Frankreich, weil es das Problem an der dritten Stufe alleine lösen wollte, um weiterhin alleine im Besitz des Wissens über die kryogene Technologie zu bleiben. Deutsche Firmen waren dabei nicht beteiligt.

Doch auch die Konkurrenz hatte schlechte Karten. Die Challenger war vier Monate vorher am Himmel über Florida explodiert. Nun mussten alle kommerziellen Nutzlasten auf Delta, Atlas und Titan umgebucht werden, doch diese Raketen standen nicht mehr im nötigen Umfang zur Verfügung. Die NASA hatte Anfang der achtziger Jahre sukzessive immer weniger Raketen bei der Industrie bestellt.

Bis die US Hersteller Lockheed (Atlas), Martin-Marietta (Titan) und McDonnell-Douglas (Delta) ihre Produktionsstraßen wieder voll in Betrieb genommen hatten, vergingen Jahre.

Ariane 2 und 3 – evolutionäre Änderungen

Ariane 2 und 3 unterschieden sich nur in Details von der Ariane 1.

Die Feststoffbooster der Ariane 3

PAP DesignDie Beschleunigung durch diese Zusatzraketen sorgte dafür, dass die Ariane schnell die dichten Schichten der Atmosphäre durchqueren und so ihre Verluste durch die Luftreibung senken konnte. Die Abkürzung SPB 7.35 stand für die Bezeichnung „Solid Propellant Booster“ mit 7,35 t Treibstoff.

Jeder Booster lieferte einen Schub von 666 kN. Während seiner Brennzeit von nur 29 s steigerte er die Startbeschleunigung von 13,5 auf 19,7 m/s². Die Booster wurden erst nach dem Start in 11 m Höhe gezündet, um eine Beschädigung des Startplatzes durch die Flammen zu vermeiden. Ausgebrannt waren sie schon in 4,8 km Höhe. Die hohe Beschleunigung bewirkt eine Reduktion der Gravitationsverluste, die dadurch entstehen, dass die Rakete eine endliche Zeit braucht, um die Orbithöhe zu erreichen, um 266 m/s. Dies ist die Hauptfunktion der Booster.

Die Booster bestanden aus einer 5 mm dicken Stahllegierung, da die gesamte Hülse als Brennkammer fungierte und bis zu 60 Bar Brennkammerdruck aushalten musste. Die Segmente wurden durch Rollwalzen aus kürzeren Stücken geformt. Eine Mischung aus Ethylen-Propylen-Dien-Kautschuk (EPDM) und Asbest überzog die Hülse von innen als Thermalschutz.

Die Düse bestand aus einem Kohlenstoff-Epoxidharz Verbundwerkstoff mit einer Glockendüse aus Glasfaser-verstärktem Kunststoff. Sie war nicht schwenkbar und zeigte um 14 Grad zur Vertikalachse nach außen. Die feste Treibstoffmischung bestand aus einem CTPB-Binder (Carboxy-Terminated Polybutadiene) mit 16% Aluminium als Verbrennungsträger und 71% Ammoniumperchlorat als Oxidator. Die „Seele“, der Hohlraum für die Verbrennung in der Mitte des Boosters, war in Form eines sechszackigen Sterns ausgelegt. Durch die große Oberfläche ergaben sich daraus eine schnelle Verbrennung und ein hoher Startschub.

Jeweils vier Segmente bildeten einen Booster. SNIA verwendete bei Ariane 3 geschweißte Verbindungen zwischen den Segmenten, sodass es nicht zum Durchbrennen der Dichtungen wie bei der Challenger-Katastrophe kommen konnte. Die Länge der Booster orientierte sich an derjenigen der ersten Stufe.

Bei der Entwicklung der Booster gab es zwei Dinge zu beachten. Die Länge war dadurch limitiert, dass die Booster an den strukturell verstärkten Teilen der ersten Stufe angebracht werden mussten. Das war die Sektion zwischen beiden Tanks und dem Schubgerüst. Die Brenndauer war begrenzt durch die Tatsache, dass die Booster vor Erreichen der Schallgeschwindigkeit abgesprengt werden mussten, um die maximale aerodynamische Belastung zu reduzieren. Dies limitierte die Treibstoffzuladung und Brenndauer.

Die Abtrennung erfolgte in zwei Schritten. Zuerst wurde der Boosterhüllen pyrotechnisch in der Mitte durchtrennt, damit er nach dem Absturz nicht auf dem Wasser trieb. Gleichzeitig wurde die Haltevorrichtung durchtrennt. Das Wegdrücken von der Ariane 3 besorgen dann jeweils zwei überdimensionierte Federpaare von etwa 1,50 m Länge. Acht silberne Klemmbänder umgaben die Booster und fixierten die Leitungen zur ersten Stufe.

Die Entwicklung der Booster erfolgte zwischen 1979 und 1983. Hauptkontraktor war SNIA-BPD (heute Fiat Avio), eine Firma, die später auch eine wichtige Rolle bei der Entwicklung der Feststoffantriebe der Ariane 4 und 5 sowie der Vega spielen sollte. Nach acht Tests am Boden galten die Booster als qualifiziert. Alle Feststoffbooster bei Ariane 3 und 4 arbeiteten problemlos.

SPB 7.35

Länge:

7,70 m

Durchmesser:

1,08 m

Startgewicht:

9.663 kg

Treibstoffe:

7.350 kg

Leergewicht:

2.313 kg (gesamt) 1.700 kg (nur Motor)

Verbrennungsdruck:

67 bar

Brennkammerlänge:

6,70 m

Düsenlänge:

0,332 m

Expansionsverhältnis:

8,3

Schub:

690 kN (Start)
770 kN (maximal)

Brenndauer:

29 s

Gesamtimpuls:

17 MN

Spezifischer Impuls

2363 m/s (Meereshöhe) 2579 m/s (Vakuum)

Zweite StufeErste und zweite Stufe

Eine weitere Leistungssteigerung erfolgte bei beiden Modellen durch die Verbesserung der Triebwerke. Bei der ersten und zweiten Stufe wurde der Brennkammerdruck von 53,5 auf 58,5 Bar erhöht. Damit konnte der Schub um 9% gesteigert werden. Die Brennzeit der Triebwerke nahm dafür leicht ab.

Der höhere Schub bedeutete vor allem eine Verringerung der Gravitationsverluste beim Aufstieg und erlaubte es, die Nutzlasthülle früher abzutrennen. Theoretisch möglich war eine Erhöhung des Brennkammerdrucks bis auf 60 Bar. Um jedoch die maximale aerodynamische Belastung bei der Ariane 3 zu reduzieren, wurde der Druck auf 58,5 Bar begrenzt.

Um die neuen Triebwerke von den Alten zu unterscheiden, erhielten sie das Suffix „B“, also Viking-5B und Viking-4B.

Gleichzeitig wurde in den ersten beiden Stufen anstatt UDMH die Treibstoffmischung UH25 (25% Hydrazinhydrat und 75% UDMH) eingeführt. Dies war schon nach den Erfahrungen mit einer Verbrennungsinstabilität bei Start L02 geplant worden. Da UH25 eine geringfügig höhere Dichte als UDMH hatte, änderte sich das Mischungsverhältnis von 1,85 auf 1,71 und die Treibstoffmenge nahm leicht zu.

Geringe Anpassungen an den Drehzahlen der Turbopumpen waren ebenfalls erforderlich. Da die Triebwerke bei einem höheren Verbrennungsdruck eher zu einer Verbrennungsinstabilität neigten, war dieser Schritt notwendig. UH25 hatte eine etwas geringere Energieausbeute als UDMH, doch wurde dies durch den höheren Schub der Triebwerke kompensiert.

L140

Länge:

18,40 m

Durchmesser:
Spannweite:

3,80 m
7,50 m mit Fins

Trockengewicht:

14.070 kg

Treibstoffe:

147.700 kg maximal 145.000 kg nominal

94.200 kg NTO 50.800 kg UH25

Startgewicht:

160,7 t

Schub:

2640 kN (Meereshöhe 2840 kN (Vakuum)

Wasser:

2.300 kg

Zwischenstufenadapter:

3,30 m Höhe, 380 kg Gewicht

Tankdruck:

5 Bar

Beim neuen Produktionslos wurde die Gelegenheit genutzt, Erfahrungen aus dem laufenden Betrieb zu nutzen und Optimierungen vorzunehmen. So wurden die Vorräte an Wasser für die Gasgeneratoren nach den Erfahrungen mit der Ariane 1 etwas reduziert. Das Gewicht der zweiten Stufe verringerte sich damit, und eine von vier Heliumflaschen konnte eingespart werden. Der Adapter zur zweiten Stufe wog durch neue Werkstoffe nur noch 380 kg anstatt 475 kg.

Die erste Stufe wurde an der Zwischentanksektion strukturell verstärkt, um die erhöhten Kräfte der beiden Feststoffbooster mit jeweils 70 t Schub aufnehmen zu können. An der zweiten Stufe wurden, bis auf den Einsatz des neuen Viking-4B Triebwerks und einer leichten Reduktion der Leermasse, keine Änderungen vorgenommen.

Die Veränderungen an der ersten und zweiten Stufe brachten insgesamt 60 kg mehr Nutzlast. Erheblich mehr Vorteile brachte jedoch die Verlängerung der dritten Stufe.

L33

Länge:

11,60 m

Durchmesser:

2,60 m

Trockengewicht:

3.100 kg

Treibstoffe:

Max. 34.600 kg
21.800 kg NTO
11.800 kg UH25

Startgewicht:

37.230 kg (typ)
37.700 kg (maximal)

Triebwerk:

1 x Viking IVB
786 kN Schub

Rollmoment

Maximal 1000 Nm

Dritte Stufe

Dritte Stufe

Wesentliche Änderungen gab es bei der dritten Stufe. Der Druck in der Brennkammer wurde von 30 auf 35 Bar erhöht und die Düse um 20 cm verlängert. Aus dem HM-7A Triebwerk entstand so das HM-7B mit einem größeren Schub und einem höheren Expansionsverhältnis.

Die wichtigste Veränderung aber war die Verlängerung des Tanks um 1,29 m auf 7,60 m Länge. Dadurch konnten nun 10,8 t statt 8,3 t Treibstoff mitgeführt werden. Die Brenndauer stieg damit von 563 auf 720 s. Die Verlängerung des Tanks war limitiert durch die Herstellungsmethoden bei Air Liquide und die Höhe des Service Turms.

Angepasst wurde auch das Kaltgasdüsensystem für die Kompensation des Rollmoments und die Ausrichtung der Nutzlast (gegebenenfalls auch deren Aufspinnen) an die größeren Nutzlasten. Es war nun für ein maximales Rollmoment von 800 Nm und 13.500 Nm für Spinnmanöver ausgelegt.

Ein weiterer Vorteil war, dass Ariane 2 und 3 durch die längere Brennzeit eine niedrigere Inklination der Bahn erreichten. Der Startplatz der Ariane in Kourou lag zwar auf 5,5 Grad nördliche Breite, aber die Rakete musste in Richtung Nord-Ost starten, um zu verhindern, dass bei einem Fehlstart die Trümmer auf bewohntes Gebiet um Cayenne und Kourou fallen konnten. Erst danach konnte die Rakete nach Süden schwenken. So war die dritte Stufe von Ariane 1 bereits ausgebrannt, bevor sie den Äquator erreichte. Diese Rakete erreichte deshalb nur eine Inklination von 10 Grad zum Äquator. Bei Ariane 2 und 3 waren es durch die längere Brennzeit der Triebwerke hingegen 8 Grad.

Durch eine Änderung der Trajektorie konnte die Inklination sogar auf 3 Grad verringert werden, allerdings benötigte diese Flugbahn dann mehr Treibstoff. Dies wurde bei einigen Flügen getan, bei denen nicht die maximale Nutzlast transportiert werden musste.

H-10

Länge:

11,40 m

Durchmesser:

2,60 m

Trockengewicht:

1.240 kg
1.360 kg (bei der Zündung)

Treibstoffe:

max. 10.800 kg, 8.875 kg LOX 1.925 kg LH2, 67 kg nicht nutzbar

Tank:
Mischungsverhältnis:
Druck:

7,08 m Länge 2,60 m Durchmesser
4,61 (LOX / LH2)
2.9 bar LH2, 2.0 bar LOX

Stufenadapter:

2,70 m Höhe 265 kg

Das Triebwerk HM-7B

Der Antrieb HM-7B unterschied sich in zwei Punkten vom HM-7 der Ariane 1. Der Brennkammerdruck wurde von 30 auf 35 Bar erhöht und die Düse um 20 cm verlängert. Daraus resultierte ein höheres Expansionsverhältnis von 83,2 statt 62,5. Beide Maßnahmen zusammen erhöhten den spezifischen Impuls des Triebwerks von 4315 auf 4374 m/s.

In dieser Form wurde das HM-7B weitgehend unverändert auch bei der Ariane 4 und der ESC-A Oberstufe der Ariane 5 eingesetzt.

HM-7B Daten

Schub:

64,8 kN

Spezifischer Impuls:

4374 m/s

Brennkammerdruck:

35 – 37 Bar

Mischungsverhältnis:

5,2 (LOX / LH2)

Leistung:

152 MW

Treibstoffverbrauch:

14,8 kg/s

Länge:

2,01 m

Max. Durchmesser:

0,99 m

Gewicht:

165 kg (Triebwerk), 70 kg (Brennkammer)

Gasgenerator:

0.26 kg Treibstoff/s
24 Bar Ausgangsdruck
880 K Gastemperatur

Leistung Turbopumpe:

405 kW (332 kW LH2, 73 kW LOX)
LH2: von 3 auf 55 Bar
LOX: von 2 auf 50 Bar

Drehzahl:

60.800 U/min LH2, 13.000 U/min LOX

Expansionsverhältnis:

83,1

Sylda und Nutzlastverkleidung

Sylda und NutzlastverkleidungDie Sylda wurde um 50 cm verlängert. Das nutzbare Volumen stieg so von 12 auf 14 m³, und das Gewicht erhöhte sich von 140 auf 190 kg. Die Sylda konnte nun einen Satelliten von 1.040 kg Gewicht aufnehmen. Die maximalen zulässigen Abmessungen der Nutzlast waren 2,60 m Höhe und 2,10 m im Durchmesser. Diese Dimensionen waren ausreichend für die Satelliten der Delta-3920 Klasse.

Die Nutzlastverkleidung wurde ebenfalls angepasst und endete bikonisch. An dieser veränderten Spitze ist eine Ariane 2 von der Vorgängerversion zu unterscheiden. Der zylindrische Teil der Nutzlastverkleidung verlängerte sich um 66 cm, um der Sylda mehr Platz zur Verfügung zu stellen.

Die nutzbare Höhe im zylindrischen Teil betrug nun 3,90 m beim Einsatz der Sylda und 4,40 m bei Einzelnutzlasten. Dieses Raumangebot war ausreichend für zwei Satelliten der Delta Klasse.

Bei der Ariane 1 hatte der obere Satellit noch relativ klein sein müssen. Die Sylda war bei dieser Rakete nur einmal eingesetzt worden, wobei der obere Satellit (Sirio 2) lediglich 420 kg wog. Zwar wurde die Sylda später auch für die Ariane 4 angeboten, doch die Satelliten waren inzwischen zu groß geworden, und die Spelda der Ariane 4 verringerte den Raum für den oberen Satelliten nicht. Deswegen wurde die Sylda nur wenige Male bei Ariane 4 eingesetzt. Zehn Jahre nach dem letzten Ariane 3 Start sollte die Sylda aber in einer modernisierten Version bei der Ariane 5 erneut zum Einsatz kommen.

Die gegenüber der Ariane 1 um etwa 700 kg größere Nutzlast der Ariane 3 machte nun den Transport zweier Nutzlasten der Delta-Klasse zum Regelfall. Nur ein Ariane 3 Start fand ohne Sylda statt. Dies war bei V32, mit dem extrem schweren Nachrichtensatelliten Olympus der Fall.

Die Ariane 3 war als eigentliche Nachfolge der Ariane 1 vorgesehen und hatte ihren Erststart am 4.8.1984 mit V10. Die Ariane 2 wurde nur bei großen und schweren Einzelsatelliten eingesetzt, für die sich kein zweiter, leichter Satellit für die Sylda fand. Der Erststart einer Ariane 2 erfolgte erst zwei Jahre später, am 3.5.1986 mit V18.

Insgesamt starteten elf Ariane 1 (1979 bis 1986), sechs Ariane 2 (1986 bis 1989) und elf Ariane 3 (1984 bis 1989). Der letzte Start einer Ariane 3 fand am 12.7.1989 statt. Damit flogen in der Zeit von 1979 bis 1989 insgesamt 28 Exemplare der Ariane 1 bis 3.

Start einer Ariane 2 und 3

Das Startprofil der Ariane 2 und 3 unterschied sich kaum von dem der Ariane 1. Neu war die Zündung der Feststofftriebwerke. Damit die Gase der Booster nicht vom Starttisch zurückprallten und auf das Heck der ersten Stufe trafen, wurden sie erst sieben Sekunden nach Zündung der Haupttriebwerke und 3,5 s nach dem Abheben in rund 12 m Höhe gezündet. Das begrenzte die Größe der Booster, denn die Ariane 3 musste zunächst ohne den Einsatz der Booster vom Boden abheben können.

Das Abtrennen der Booster erfolgte rund zwei Sekunden nach ihrem Ausbrennen und noch vor dem Erreichen der Schallgeschwindigkeit.

Auffällig bei dem Startprofil der Ariane 3 war eine ausgeprägte „Delle“, die von dem hohen Schub der Feststofftriebwerke herrührte. Dieser hohe Schub bewirkte, dass die Rakete anfangs eine hohe vertikale Beschleunigung aufbaute. Dadurch benötigte die dritte Stufe nun aber mehr Zeit, um die Kreisbahngeschwindigkeit zu erreichen. Da sie mehr Treibstoff mitführte, und die Nutzlast schwerer war, sank die Bahn der Ariane zunächst ab, bis schließlich die leichter werdende H-10 mit der Nutzlast die Kreisbahngeschwindigkeit erreichte und die weitere Beschleunigung den Abstand zur Erde wieder ansteigen ließ.

Ariane 1 hatte den höchsten Punkt in der Aufstiegsbahn bei 220 km und einen Niedrigsten bei 200 km. Bei der Ariane 3 stieg der höchste Punkt auf 260 km, und der niedrigste sank auf 195 km ab.

Ein weiterer Vorteil der verlängerten Brenndauer war, dass sich die H-10 nun längere Zeit über dem Äquator befand und so die Inklination der Bahn abgebaut werden konnte. Diese betrug bei Ariane 1 noch rund 10 bis 11 Grad, bei Ariane 2 und 3 hingegen nur noch 8 Grad.

Countdown

Zeit (T – x)

Ereignis

- 28h 15 min

Start der Konfiguration der Bodenanlagen

- 25 h 30 min bis – 21 h 45 min

Befüllung der ersten und zweiten Stufe mit NTO

- 18 h 30 min bis – 14 h 30 min

Befüllung der ersten und zweiten Stufe mit UDMH / UH25

- 11 h 30 min bis – 11 h 00 min

Überprüfung der Stufen 1 und 2

- 11 h bis – 6h

Geplanter Haltepunkt

- 7 h 50 min bis – 5 h 00 min

Vorbereitung in der Missionskontrolle

- 5 h 55 min

Wiederaufnahme des Countdowns, Druckbeaufschlagung der dritten Stufe

- 4 h 50 min bis – 3 h 20 min

Druckbeaufschlagung Druckgas Zweite Stufe

- 5 h 15 min bis – 4 h 55 min

Tests der Funkverbindung der Stationen zum VSG

- 4 h 55 min bis -1 h 05 min

Funkstille

- 3 h 20 min

Beginn der Befüllung der dritten Stufe

- 2 h 40 min bis – 1 h 40 min

Druckbeaufschlagung der Treibstofftanks der ersten und zweiten Stufe

- 2 h 04 min bis – 1 h 05 min

Funktionskontrollen des Trägers

- 1 h 05 min

Druckaufbau der Heliumflasche der dritten Stufe

- 55 min

Beginn der Funktionskontrolle des Satelliten

- 50 min

Laden des OBC Programms, Ende Druckbeaufschlagung des Heliums

- 8 min

Einholung des „Grün“ Status aller Stationen und Umstellung der Satelliten auf Bordstromversorgung

- 6 min

Beginn des Endcountdowns („synchroniced Sequence“)

- 1 min

Umstellung der Rakete auf Bordstromversorgung

- 9 s

Freigeben der Inertialreferenzplattform

- 4 s

Rückzug der Tankarme von der dritten Stufe

0

Zündung der Triebwerke der ersten Stufe

Die folgende Tabelle zeigt den Flugablauf einer Ariane 3 nach dem Zünden der Triebwerke bei T = 0:

Zeit (T + x)

Ereignis

+ 3,4 s

Abheben

+ 7,2 s

Zündung der PAP

+ 10 s

Ende der vertikalen Aufstiegsphase und Beginn des Neigeprogramms

+ 39,2 s

Abtrennung PAP

+ 138,2 s

Schub der ersten Stufe unter 50% des Ausgangswertes

+ 140,6 s

Zündung der Beschleunigungsraketen der zweiten Stufe

+ 143,2 s

Stufentrennung

+ 143,1 s

Zündung der zweiten Stufe

+ 146,7 s

Zweite Stufe erreicht Nominalschub

+ 150,6 s

Abtrennung der Beschleunigungsraketen der zweiten Stufe

+ 153,2 s

Start des Führungsprogramms im OBC

+ 221,6 s

Abtrennung Nutzlastverkleidung

+ 269,9 s

Brennschluss der zweiten Stufe

+ 270,6 s

Zündung der Beschleunigungsraketen der dritten Stufe

+ 274,6 s

Trennung zweite und dritte Stufe

+ 278,3 s

Zündung HM-7B

+ 289,8 s

HM-7B erreicht Nominalschub

+ 375 s

Natal hat Radarkontakt

+ 775 s

Ascension Island hat Radarkontakt

+ 895 s

Akakro hat Radarkontakt

+ 997,8 s

Herunterfahren des HM-7B

+ 999,2 s

Orbitalgeschwindigkeit ist erreicht.

+ 1001,2 s

Beginn der räumlichen Ausrichtung der H-10

+ 1076,2 s

Beginn der Rotation

+ 1103,6 s

Ende der Rotation (10 U/min) und Abtrennung des oberen Satelliten

+ 1106,6 s

Beginn des Despin-Manövers

+ 1204 s

Öffnung der Sylda

+ 1209 s

Neue Ausrichtung der dritten Stufe für den zweiten Satelliten

+ 1276,8 s

Beginn der Rotation

+ 1304,4 s

Ende der Rotation und Abtrennung des unteren Satelliten

+ 1308,4 s

Ende der Ariane 3 Mission

Die folgende Tabelle informiert über die wesentlichen Unterschiede im Missionsablauf der einzelnen Ariane Versionen. Alle Geschwindigkeiten beziehen sich auf die Relativbewegung zum Erdboden. Für die Orbitalgeschwindigkeit muss noch die Rotationsgeschwindigkeit der Erde von 465 m/s am Äquator addiert werden.

Ereignis

Ariane 1

Ariane 2

Ariane 3

Abtrennung SPB Booster:
Höhe:
Geschwindigkeit:



34 s
4 km
255 m/s

Stufentrennung erste Stufe:
Höhe:
Geschwindigkeit:

154 s
57 km
1810 m/s

144 s
51 km
1850 m/s

138 s
55 km
2100 m/s

Abtrennung Nutzlastverkleidung:
Höhe:
Geschwindigkeit:

250 s
108 km
3250 m/s

225 s
107 km
3040 m/s

218 s
108 km
3165 m/s

Stufentrennung Zweite Stufe: Höhe: Geschwindigkeit:

298 s
138 km
4740 m/s

273 s
146 km
4470 m/s

273 s
147 km
4725 m/s

Brennschluss dritte Stufe:
Höhe:
Geschwindigkeit:

870 s
212 km
9755 m/s

994 s
210 km
9755 m/s

994 s
216 km
9750 m/s


Typenblatt Ariane 2 und 3

Länge:
maximaler Durchmesser:
Startgewicht:

48,90 m
3,80 m
219 t (Ariane 2), 240 t (Ariane 3)

Einsatzzeitraum:
Starts:
Fehlstarts:
Zuverlässigkeit:

1984 – 1989
6 x Ariane 2, 11 x Ariane 3
2
81,8 %

Nutzlast:


Ariane 2

Ariane 3

GTO-Orbit

2.210 kg

2.580 kg

SSO-Orbit

3.000 kg

3.450 kg

Fluchtkurs

1.100 kg

1.300 kg

Stufe 1 L140

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

Brenndauer:
Treibstoff:
Spezifischer Impuls:

18,40 m
3,80 m
160.900 kg
14.070 kg
4 Triebwerke Viking-4B
4 x 680 kN (Meereshöhe)
4 x 710 kN (Vakuum)
135 s
NTO / UDMH

2432 m/s (Meereshöhe), 2756 m/s (Vakuum)

Feststoffbooster SPB 7.35 (nur Ariane 3)

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

7,70 m
1,06 m
9.663 kg
2.313 kg
690 kN
29 s
Ammoniumperchlorat / Aluminium / Kunststoff
2363 m/s (Meereshöhe)
2579 m/s (Vakuum)

Stufe 2 L33

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

11,60 m
2,60 m
37.230 kg
3.100 kg
1 x Viking-5B
798 kN (Vakuum)
126 s
NTO / UDMH
2936 m/s

Stufe 3 H10

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

9,90 m
2.60 m
12.036 kg
1.336 kg
1 x HM-7B
64,8 kN (Vakuum)
720 s
LOX / LH2
4356 m/s

VEB

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

1,15 m
2,60 m
319 kg

Nutzlasthülle

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

8,65 m
3,20 m
826 kg

Sylda

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

14 m³
3,20 m
190 kg

Delta 2+3Literaturhinweise

Flight international, 6.6.1981: „Ariane begins to Mature“

Flight international, 28.8.1982: „What price a launch?“

Flight international, 11.9.1982: „Ariane earns its keep“

Flight international, 30.4.1983: „Ariane uprated“

Flight International, 15.11.1985: „SEP explains V15 failure“

Flight International, 31.12.1985: „Saving Weight in Space“

Flight international, 11.1.1986: „Satellite Launcher Directory: Europe“

Flight international, 21.5.1986: „German heads Ariane Inquiry Board“

Flight international, 20.9.1986: „Ariane's big fix“

Didier Capdevila: „Capcom Espace“ (http://www.capcomespace.net)

SNECMA: „HM-7B cryogenic engine“

Air liquide: „Space cryostats“

Links

Starts der Ariane 1-4

Die Ariane 4

Die Ariane 5G

Die Ariane 5E

Ariane 5 Midlife Evolution

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.

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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