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Die Ariane 5

Ariane 5Ariane 5 ist eine ganz andere Rakete als Ariane 4. Ursprünglich wurde Ariane 5 als eine von drei Komponenten für den Einstieg Europas in die bemannte Raumfahrt entwickelt. Die anderen Komponenten waren der Raumgleiter Hermes und das Raumlabor Columbus. Beides waren die geplanten Nutzlasten für die Ariane 5. Die Rakete hat daher eine ganz andere Konzeption zum Ziel als Ariane 1-4.

Wesentliches Ziel war es den bemannten Raumgleiter Hermes in eine erdnahe Bahn zu transportieren, also nicht wie bei Ariane 4 Satelliten eine geostationäre Übergangsbahn. Obwohl nun Ariane 5 vornehmlich dieses tun wird, weil Hermes inzwischen gestrichen wurde, merkt man dies noch heute an der Konzeption der Rakete. Zum einen sollte Hermes nur einen erdnahen Orbit erreichen, dazu benötigt er nur die ersten beiden Stufen von Ariane 5. Den die Geschwindigkeit für einen derartigen Orbit beträgt nur 7700 m/s anstatt 10200 m/s. Zum anderen muss eine Rakete die Menschen in den Orbit tragen soll, erheblich zuverlässiger als Ariane 1 sein. Für Ariane 5 war eine Zuverlässigkeit von 99 % bei zwei Stufen und 98.5 % bei drei Stufen anvisiert. Das sind 1 Fehlstart auf 100 bzw. 70 Starts. Ariane 4 hat dagegen insgesamt eine Zuverlässigkeit von 1 Fehlstart auf 38 Starts erreicht und war auf 1 Fehlstart auf 10 Starts ausgelegt.

Als Ariane 5 im Jahre 1985 beschlossen wurde, war der Erfolg von Ariane 1-4 noch nicht absehbar. Der Beschluss für die Entwicklung der Trägerrakete erfolgte am 31.1.1985 bei einer Sitzung des europäischen Ministerrats. Damals waren noch nicht einmal der Erststart der Ariane 4 erfolgt.

Die Konzeption war daher darauf gerichtet eine Rakete für Hermes zu bauen. Dieser benötigt eigentlich nur die beiden ersten Stufen und wäre wie der Space Shuttle auf eine suborbitale Bahn gelangt und hätte sich von dieser durch eigene Manöver in den endgültigen Orbit gebracht. Man suchte also nach einer Rakete die möglichst große Nutzlasten in einen erdnahen Orbit transportieren sollte - Hermes sollte 18 t wiegen. Ariane 5 ist daher so ausgelegt, dass sie für Hermes eine möglichst ökonomische Lösung ist. Damit die Rakete Ariane 4 als geostationärer Träger ablösen konnte, wurde eine zusätzliche optionale Oberstufe integriert.

Da Hermes laufend schwerer wurde und schließlich 21 t wog, gab es bei der Rakete schon bei der Konzeption Änderungen. Der Vakuumschub des Haupttriebwerkes stieg von 1050 auf 1150 kN, mehrere Komponenten wurden leichter konzipiert. Ich habe die Daten der Raketen des ersten Loses (erste 16 Flüge) daher den projektierten gegenübergestellt.

Die Entwicklung

Nach dem "Go" für den Bau am 31.1.1985 wurde zuerst ein technologisches Vorbereitungsprogramm betreiben. Dieses lief bis Ende 1987 und hatte zum Ziel die technologische Machbarkeit der Rakete zu prüfen, wesentliche Eckdaten festzulegen und Vorarbeiten für das Haupttriebwerk zu betreiben. Da diese erfolgreich verliefen und es zudem flankierende Marktanalysen gaben, die prognostizierten, das nach 1995 die meisten Kommunikationssatelliten zwischen 2000 und 2800 kg wiegen würden und somit nicht mehr von einer Ariane 4 in Doppelstarts gestartet werden würde wurde der Bau der Ariane 5 im November 1987 beschlossen. Damals ging man von einem Erststart im Jahr 1995 aus und hatte folgenden finanziellen Plan:

Programm,, Kosten [MAU]
Systemarbeiten 216
EAP Booster 819
EPC Hauptstufe 964
EPS Oberstufe 732
Industrie 234
Management 212
Bodenanlagen 566
2 Qualifikationsflüge 266
Gesamt 4144

MAU : Millionen Accounting Units, Interne Rechnungseinheit der ESA. 1 MAU = 1.9 Millionen DM = 955000 Euro. Von den Kosten entfallen folgende Anteile auf die bewilligten Länder:

Land Anteil [%]
Frankreich 46.2
Deutschland 22
Italien 15
Belgien 6
Spanien 3
Niederlande 2.1
Schweden 2
Schweiz 2
Österreich, Irland, Norwegen, Dänemark <1

Ariane 5 - Die Rakete

Ariane 5 ähnelt in ihrem Aussehen mehr an die Energija, dem Space Shuttle oder der Titan 4. Sie hat auch einen ähnlichen Aufbau wie diese Raketen. Zuerst fallen die beiden Feststoffbooster auf. Sie erzeugen 90 % des Startschubs und machen den größten Teil der Masse aus. Sie sind an die Hauptstufe angeflanscht und werden mit dieser gezündet. Diese verwendet als Treibstoff Wasserstoff. Sie bringt den größten Teil der Geschwindigkeit auf. Die (optionale) Oberstufe ist dagegen klein und liegt innerhalb des Instrumentenrings. Sie kann bei erdnahen Missionen weggelassen werden. Wie bei Ariane 1-4 trägt Frankreich 46 % der Entwicklungskosten. Die Stufen haben daher auch französische Abkürzungen.

Die Zusatzbooster (EAP)

EAPDas Kürzel EAP: steht für Ètage aux Acceration á Poudre: Beschleunigungsstufe aus Pulver: Die Zusatzbooster erbringen den Großteil des Startschubs. Sie bestehen aus drei Segmenten, wovon zwei lang sind (106.4 und 107.2 t Treibstoff) und eines kurz (23.4 t Treibstoff). Das kurze Segment wird beim Hersteller EUROPROPULSION bei Colleferro in Italien gefüllt. Die anderen Segmente werden erst in Kourou gefüllt. Man hat eigens eine Fabrik dafür errichtet.

Zwei dieser Booster liefern 90 % des Startschubs, nach etwas mehr als 2 Minuten werden sie nach dem Ausbrennen abgesprengt. Die Zusatzbooster entsprechen dem modernsten Stand der Technik. Sie sind leicht gebaut und preiswert. Es ist es unwirtschaftlich sie zu bergen und wieder zu verwenden, obwohl regelmäßig einige Booster geborgen werden um Qualitätskontrollen durchzuführen. Insgesamt besitzt jeder Booster folgende Leistungsdaten:

Zu den 269 t des Boosters kommt noch die Nasenkappe mit den Vorrichtungen um den Booster abzutrennen und gegebenenfalls zu bergen. Dies erhöht die Startmasse auf 273 bis 277.5 t.

Man hat bei der Konzeption der Booster aus dem Challenger Unglück gelernt und verwendet zwischen den Segmenten Dichtungen die nicht "durchbrennen" können. Eine Walzstraße bei MAN streckt die Boostersegmente durch rotierendes Walzen bis sie nur noch eine Wandstärke von 8.2 mm haben. trotzdem widerstehen Sie dem bei der Verbrennung entstehenden Druck von 65 Bar. Das Vollmasse / Leermasse Verhältnis ist erheblich günstiger als bei vergleichbaren Feststoffboostern bei der Titan und dem Shuttle. Die 3.33 m langen Düsen der Booster sind zur Richtungssteuerung durch zwei um 90 Grad versetzte Servomotoren um 6.5 Grad schwenkbar. Sie haben einen Durchmesser von maximal 2.80 m. Der Treibstoff besteht aus dem Kunststoff Hydroxy Terminiertes Polybutadien (HTPB), der zum einen als Verbrennungsträger, zum anderen als Binder für die beiden anderen Komponenten dient. 14 Prozent HTPB können die beiden anderen Komponenten binden und ergeben nach dem Aushärten eine gummiartige Masse. Aluminiumpulver dient als Katalysator und erhöht zugleich die Temperatur der Booster beim Verbrennen. Es macht 18 Prozent der Masse des Treibstoffs aus. Der Großteil (68 Prozent) macht der Oxidator Ammoniumchlorat aus. Er liefert den Sauerstoff für die Verbrennung.

Der Schubverlauf ist relativ kompliziert. Hier die projektierten Daten: Beim Start beträgt er etwa 5200 kN. Durch die zunehmende Oberfläche steigt er auf ein erstes Maximum nach 15 Sekunden. Dann ist das oberste Segment, dass auch mit seiner Stirnseite brennt, verbraucht und der Schub sinkt ab um ein Minimum nach 35-40 Sekunden zu erreichen, just zu dem Zeitpunkt wo die maximalen aerodynamischen Kräfte auf die Rakete einwirken. Der Schub beträgt dann nur noch 4000 kN. Der Schub steigt nun durch die zunehmende Oberfläche immer weiter um nach 90 Sekunden 6300 kN zu erreichen und sinkt dann bis 120 Sekunden auf 0 ab. Die Abtrennung erfolgt, sobald der Schub 200 kN unterschreitet. Der durchschnittliche Schub über die gesamte Brennzeit beträgt dann etwa 5270 kN pro Booster. Diesen Schubverlauf erreicht man durch die Geometrie des Innenraums : Das Kopfsegment hat einen Sternförmigen Innenraum, die beiden anderen Segmente einen kreisförmigen Innenraum. Die innere Zone, die zuerst abbrennt ist zudem nicht so dicht, so dass sie schneller abbrennt als die folgende Zone. Der mittlere Abbrand liegt bei 7.4 mm/Sekunde.

Der Zünder im Kopfstück erzeugt eine Stichflamme welche die Booster innerhalb von 0.35 Sekunden zündet und auf vollen Schub bringt. Dadurch hebt die Rakete sehr schnell ab. Die Beschleunigung ist viel höher als bei der Ariane 4. Damit durchwandert die Rakete die dichten Atmosphärenschichten sehr schnell, was Luftreibung vermeidet und so Treibstoff spart. In 55 km Höhe werden nach 125 Sekunden die Booster abgetrennt. Sie steigen noch auf etwa 100 km Höhe und gehen 450 km vom Startplatz entfernt im Atlantik nieder.

1-2 mal pro Jahr werden Booster geborgen um sie zu inspizieren. Dazu gibt es ein eigenes System, das Booster Recovery System (BRZ), das auch weggelassen werden kann um die Performance zu erhöhen. Das BRZ hat seine eigene Stromversorgung und sitzt in der Nasenkappe der Booster. Es gibt drei Sicherheitsbarrieren. Die ersten beiden werden 10 Sekunden nach dem Start und nach dem Abtrennen der EAP aktiviert. Die dritte wird dann in 27 bis 8.5 km Höhe durch den Druck desaktiviert. Die folgenden Schritte werden dann von Drucksensoren ausgelöst. Zuerst wird in 4.8-5.2 km Höhe die Nasenkappe abgetrennt und 3 Bremsfallschirme entfaltet. In 1330-2770 m Höhe werden dann die 3 Bremsfallschirme abgetrennt und in 1200-2640 m Höhe die beiden Hauptfallschirme entfaltet. Die Wasserung erfolgt mit einer Geschwindigkeit von 27 m/s (das entspricht einer Aufprallgeschwindigkeit von 97 km/h oder einem freien Fall aus 37 m Höhe).

Die Hauptstufe EPC

EPCEPC ist die Abkürzung von Étage Principal Cryogénique (Kryogene Hauptstufe). Den Großteil der Beschleunigung erfolgt durch die kryogene Hauptstufe, die mit Wasserstoff als Treibstoff arbeitet. Ein einzelnes Triebwerk mit dem Namen Vulcain von 1118 kN Schub (im Vakuum) treibt die Rakete an und ermöglicht ihr eine lange Brennzeit von über 605 Sekunden. Die Hauptstufe wird am Boden 7 sec vor den Feststoffboostern gezündet und auf Funktion geprüft, erst dann erfolgt das Zünden der Feststoffbooster und damit der Start. Damit ist ein Höchstmaß an Sicherheit gewährleistet. Eine Fehlfunktion eines Triebwerks zeigt sich oft schon beim Hochlaufen. Der Start erfolgt nur, wenn alle Parameter im Normbereich sind. Weiterhin wurde die Zahl der Triebwerke gegenüber der Ariane 4 stark reduziert. Während dort bis zu 8 Starttriebwerke verwendet werden sind es bei der Ariane 5 nur drei. Auch damit sinkt die Fehleranfälligkeit. Ohne die Booster könnte die Rakete nicht abheben, da das Triebwerk eine Schubkraft hat, die ausreicht 120 t anzuheben, doch die Ariane 5 beim Start bis zu 750 t wiegt. Die EPC hat eine Länge von 30.5 m bei einem durchgängigen Durchmesser von 5.40 m. Der obere kugelförmige Sauerstofftank nimmt in einem Volumen von 120 m³ bis zu 130 t Sauerstoff auf. Der unten liegende, zylindrische Wasserstofftank dagegen trotz seines größeren Volumens von 380 m³ nur 25 t Wasserstoff. Das liegt an der niedrigen Dichte von Wasserstoff von 0.069 g/cm³, während die von Sauerstoff bei 1.27 g/cm ³ liegt.

Das Raketentriebwerk Vulcain verbrennt Wasserstoff mit Sauerstoff im Nebenstromverfahren, d.h. ein Teil des Wasserstoffs wird benötigt um die Turbinen anzutreiben und den Antrieb zu kühlen. Dieser Anteil kann nicht für die Verbrennung genutzt werden. Dafür ist die Rakete wesentlich preiswerter als die japanische H-2 herzustellen, die nach dem Hauptstromverfahren arbeitet, welches diese Verluste vermeidet. Die Entwicklung von Vulcain 2 alleine kostete 9 Mrd. französische Franc. Es hat eine Höhe von 3 m, einen maximalen Durchmesser von 1.85 m und wiegt 1685 kg. 600 l Wasserstoff muss die Turbopumpe mit 34010 Umdrehungen pro Minute und 12 MW Leistung fördern, dies ist nur mit einem zweistufigen Aggregat zu schaffen. Die Sauerstoffpumpe hat nur 3.65 MW Leistung und 12635 Umdrehungen pro Minute, da das Volumen wesentlich kleiner ist. Sie kommt mit einer Stufe aus. Im Gasgenerator herrscht ein Druck von 80 Bar. Die Abgase der Turbopumpe werden separat durch ein Rohr unten an der Rakete ins Freie Entlassen und ergeben einen Zusatzschub von 0.5 kN. Der Schub ist durch den Brennkammerdruck von 90-110 Bar zwischen 940 und 1145 kN regelbar.

Die Treibstoffe werden durch 516 koaxiale Düsen in 12 Reihen miteinander vermischt und verbrennen bei einem Druck von 100 Bar. Die Effizienz erreicht 99 %. Die Verbrennungstemperatur beträgt 3250 Grad Celsius, die höchste Temperatur in der Brennkammer am Einspritzkopf 1500 Grad Celsius. Wie beim AESTUS Triebwerk wird die Brennkammer außen vom Wasserstoff durchströmt um sie zu kühlen. Dies erfolgt in 360 Kühlkanälchen. Die nur 1.5 mm dicke Zwischenwand erhitzt dabei den Wasserstoff von -239 auf -120 Grad Celsius beim durchströmen. Auch die Düse wird durch Wasserstoff gekühlt, er entweicht durch 456 dünne Röhrchen, welche die Düse formen am Düsenende. Das Entspannungsverhältnis beträgt 45. Gezündet wird die Stufe pyrotechnisch durch 3 Zünder. Die drei Flammen sind schräg um 180 Grad versetzt. Eine ist genau gegenüber dem Sauerstoffeinlass angebracht um eine weiche Zündung ohne Druckspitzen zu ermöglichen. Nach Abtrennung von der EPS besorgen Ventile im Wasserstofftank die den Wasserstoff entleeren für eine Entfernung der Stufe von der EPS und für eine Deorbitierung. Bis zu dem Erstflug gab es 280 Tests mit einer Gesamtbrenndauer von 87000 Sekunden. Die Fertigung eines Vulcain Triebwerks kostete alleine 15 Millionen Euro (2002).

Trotz seiner Größe ist das Vulcain Triebwerk nicht fähig die Rakete alleine zu starten. Selbst bei der Abtrennung von den Feststoffboostern wiegt die Rakete noch mehr als der Schub des Vulcain beträgt. So steigt die Rakete zuerst noch durch die Beschleunigung der Feststoffbooster auf 150 km Höhe um dann wieder zu fallen bis auf etwa 133 km Höhe, wenn dann der Treibstoff soweit abgenommen hat, dass der Schub des Vulcain größer ist als das Gewicht der Rakete und die Bahn wieder ansteigt.

Wesentliche Leistungsdaten der EPC:

Wenn auch das Triebwerk Vulcain technologisch nicht so anspruchsvoll wie das SSME ist, so ist die Stufe als ganzes extrem leicht gebaut und hat eine Leermasse von nur 12 t. Die Wasserstofftanks haben nur eine Wandstärke von 1.3 mm, die Sauerstofftanks eine von 4.7 mm. Sie bestehen aus Aluminium mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Wie bei der Atlas Trägerrakete kann die Rakete unbetankt daher nur aufgestellt werden, wenn die Tanks unter Druck (durch Helium) gesetzt werden, sonst würden sie kollabieren. Oberhalb der Tanks sitzt die relativ massive Boosterbefestigung welche die Kräfte auf die EPC überträgt. Durch sie werden auch die Tanks betankt, so das sie dadurch nicht belastet werden.

Eine Besonderheit muss hier erwähnt werden. Denn sie ist für den weiteren Ausbau wichtig. Ariane 5 ist "untermotorisiert". Damit ist gemeint, dass wenn die Booster nach 130 sec abgetrennt werden die Rakete noch eine Masse von 156-162 t hat, das Triebwerk aber nur 120 t Schub liefert. Die Rakete "lebt" also von der starken Startbeschleunigung der Feststoffbooster. Sie bringen die Vertikalbeschleunigung auf, die benötigt wird um die spätere Bahnhöhe zu erreichen. Dadurch sind die Gravitationsverluste relativ hoch, die dadurch entstehen, dass die Rakete eine endliche Zeit benötigt ihre Bahnhöhe zu erreichen. Bei Ariane 5 sind es rund 600 s bis zum Brennschluss der EPC, die sich aus dem geringen Schub ergeben.

. Bei dem Ariane 5 Evolution Programm war daher auch ein wesentlicher Schritt die Steigerung des Schubs des Haupttriebwerks auf 1350 kN. Dies alleine hob die Nutzlast um 700 bis 1000 kg an, da die Brennzeit so um 60 s verkürzt wurde.

Vulcain Zündung

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

Die Oberstufe EPS

EPS StufeEPS: Ètage aux Propulsives Storables: Stufe aus lagerfähigen Treibstoffen. Die Oberstufe wird nur für Missionen über einen niedrigen Erdorbit hinaus benötigt. Ariane 5 ist für niedrige Erdorbit Flüge genau so konzipiert wie der Shuttle: Die Hauptstufe bringt die Geschwindigkeit für den Orbit auf, sie wird nach der Abtrennung so ausgerichtet, das die in einem weitem Bogen ähnlich dem Shuttle Tank im Pazifik vor der Küste Ecuadors verglüht. Für diesen Orbit ist die Ariane 5 optimiert und daher nimmt sich die Oberstufe EPS, die für geostationäre Flüge verwendet wird, klein aus.

Die Oberstufe hat zwei besondere Merkmale die unlogisch erscheinen: Sie ist sehr klein, wodurch sowohl das Masseverhältnis zur Hauptstufe wie auch zur Nutzlast ungeschickt ist, und sie verwendet lagerfähige Treibstoffe. Normalerweise verwendet die Stufe die an der Nutzlast anschließt den energiereichen Wasserstoff. Für eine Rakete welche für den Satellitentransport gedacht ist, hätte man daher eine größere Stufe mit einer energiereichen Treibstoffkombination gewählt. Die EPS verwendet dagegen die Treibstoffmischung Monomethylhydrazin (3.2 t) / Stickstofftetroxid. (6.5 t) Dies ist dieselbe die Ariane 4 in den ersten beiden Stufen verwendet. Deutschland ist Hauptauftragnehmer für die EPS. Daneben werden bei MAN noch die Boostergehäuse gefertigt und der Startturm ELA-3 wurde ebenfalls von MAN gefertigt.

Die EPS hat aber für die Ariane 5 Entwicklung einen Vorteil: Als Ariane 5 für Hermes konzipiert wurde konnte die EPS einfach in dieses Raketenkonzept integriert werden, Ariane 5 wurde also nicht wie Ariane 4 für den Satellitentransport, sondern für Hermes optimiert.

Wesentliche Punkte welche die EPS charakterisieren sind:

  1. Die EPS sitzt innerhalb der Bordelektronik welche wiederum in einem Ring auf der Hauptstufe sitzt., Damit benötigt man keine zwei elektrischen Subsysteme für eine Ariane 5 mit und ohne Oberstufe sondern nur eines. Zudem verringert sich die Leermasse der EPS, da das Schubgerüst in die Bordelektronik (VEB) integriert ist um 380 kg.
  2. Die EPS hat mit Nutzlast eine kleinere Masse als die Nutzlast für einen erdnahen Orbit, damit muss weder die Hauptstufe für eine höhere Nutzlast (größere Belastung) angepasst, noch das Flugprofil der Hauptstufe geändert werden.
  3. Ähnlich der Hauptstufe wurde Sicherheit groß geschrieben. So verwendet die Oberstufe Treibstoffe die keine Zündung benötigen, sie entzünden sich spontan bei Kontakt, sie werden durch Druck gefördert wodurch fehleranfällige Pumpen überflüssig werden.
  4. Die Leermasse der EPS liegt bei 1150 kg, es werden 9700 kg Treibstoff in 6 Kugeltanks (um den Platz optimal auszunützen) mitgeführt. Der spezifische Impuls des AESTUS Triebwerks liegt bei 3139 m/s. Dies ist sehr hoch für diese Treibstoffkombination. Die Brennzeit ist durch den niedrigen Schub von 28.4 kN sehr lang. (1100 Sekunden).
  5. Die EPS ist im Gegensatz zu der bei der Ariane 4 eingesetzten Oberstufe wiederzündbar. Dies wurde zuerst beim Flug 503 erprobt, als die Stufe erst nach 5 Minuten gezündet wurde und nach Abschluss der Mission nochmals. Diese Fähigkeit steigert die Nutzlast bei höheren Orbits, wie dem 800 km hohen Orbit von Erdbeobachtungssatelliten und Flüge zu den Planeten. Eine verbesserte Version der EPS wird bei der Ariane 5V eine Freiflugphase einführen, welche 225 kg mehr Nutzlast ergibt.

AESTSUS TriebwerkAls Nebeneffekt hat Ariane 5 auch einen geostationären Übergangsorbit mit einem relativ hohen Perigäum (570 km in der Regel). Dies liegt daran, dass die Stufe bei niedrigem Schub 1100 sec lang brennt. Sie steigt während der ganzen Brenndauer an und Brennschluss ist erst in 1000 km Höhe, so das diese Brenndauer den Orbit anhebt und dem Kunden etwas Geschwindigkeit einspart. Eine höhere Nutzlast bekäme man aber wenn die Stufe nicht ansteigen würde.

Das AESTUS Triebwerk verwendet eine Brennkammer aus rostfreiem Stahl, diese wird regenerativ gekühlt. Die Düse selbst wird radiativ gekühlt, d.h. sie heizt sich soweit auf, bis abgestrahlte und aufgenommene Strahlung ein Gleichgewicht erreichen. Das Triebwerk ist kardanisch aufgehängt und in 2 Raumachsen schwenkbar. Die Treibstoffventile werden pneumatisch betätigt, das schwenken durch Elektromotoren bewerkstelligt. Das MNH durchläuft zuerst die Brennkammerwand in 184 Röhrchen und erhitzt sich von 20 auf 125 Grad Celsius. Danach tritt das MNH zusammen mit dem Stickstofftetroxid durch 132 Einspritzdüsen in die Brennkammer ein, Dabei befindet sich das Stickstofftetroxid innen und das MNH außen. Die Verbrennung bei 3000 K und 11 Bar Druck erreicht eine Effizienz von 98 Prozent.

Der Injektor wurde so konstruiert, dass eine Erweiterung des Schubs leicht möglich ist indem man einfach einen weiteren Ring um den bestehenden Bock zieht. Damit hätte man auch mehr Triebstoff mitführen können und mehr Nutzlast transportieren. Man verzichtete jedoch auf diese Erweiterung. Das AESTUS Triebwerk ist 2.18 m lang, hat einen Durchmesser von 1.32 m und wiegt 111 kg. Die Treibstoffe werden mit 17.7 Bar Druck zum Triebwerk gefördert, nach dem Zerstäuben herrscht noch ein Druck von 11 Bar. Der Fluss liegt bei 8.772 kg/Sekunde, bei einem Mischungsverhältnis von Stickstofftetroxid zu MNH von 2.05:1. Die Temperatur am Brennkammerhals erreicht 1050 K. Die lange Düse mit einem Entspannungsverhältnis von 84:1 beschleunigt dann das Gas auf Überschallgeschwindigkeit und dadurch wird der trotz geringem Brennkammerdruck hohe spezifische Impuls von 3178 m/s erreicht.

Die lagerfähigen Treibstoffe sind in 6 kugelförmigen Tanks von jeweils 1140 mm Durchmesser untergebracht. 3 Tanks nehmen das Stickstofftetroxid auf, 3 das Hydrazin. Sie können 60 Tage vor der Mission gefüllt werden.

Schub Vakuum 28.4 kN
Spezifischer Impuls Mittel 4228 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum 3178 m/s
Brennkammerdruck 11 bar
Förderdruck 17.7 bar
Flächenverhältnis 84
Brenndauer 400-1100 sec
Treibstoffdurchsatz 8.772 kg
Mischungsverhältnis gesamt 2.05
Triebwerkshöhe 2.183 m
Düsendurchmesser 1.315 m
Gewicht 111 kg

Computereinheit VEB, Verkleidung und Doppelstartstruktur

VEB Oberhalb der Hauptstufe liegt das "Gehirn" der Ariane 5, die VEB (Vehicle Equipment Bay). Sie verwendet den Bordcomputer des SPOT Satelliten. Der Durchmesser ist ringförmig, bei einem Außendurchmesser von 5.4 m und einer Höhe von 1.56 m. Sie wiegt 1400 kg, das ist relativ schwer (bei der Ariane 4 wog die VEB 520 kg und bei Ariane 1 380 kg). Das hohe Gewicht resultiert daraus, dass die Struktur der VEB das Gesamtgewicht der Oberstufe plus Nutzlast von maximal. 18 t tragen muss. Dafür ist die Oberstufe um 380 kg leichter. Sie enthält in zwei 38 Liter Tanks insgesamt 70 kg Hydrazin, mit welchem die Satelliten nach Brennschluss präzise ausgerichtet werden und auch die Manöver die bei einem Doppelstart nötig sind, durchgeführt werden. Dazu hat die VEB 6 Korrekturdüsen à 400 N in 3 Raumrichtungen. 4 Beschleunigungsmesser und Gyros liefern die Daten über Fluglage und Beschleunigung für die Bordcomputer. Alle Systeme sind doppelt ausgelegt, die VEB überträgt beim Start 1 Mbit/sec pro Sekunde an Telemetrie. Die Entwicklung kostete 1.3 Mrd. Französische Franc.

No TextWie Ariane 1-4 enthält auch Ariane 4 eine Doppelstartstruktur namens SPELTRA. Diese ist vergleichbar einer Dose, in welcher der untere Satellit sich befindet. Auf ihr befindet sich der obere Satellit. Anders als bei Ariane 4 ist diese nicht innerhalb der Nutzlastverkleidung untergebracht. Die Nutzlastverkleidung umgibt nur den oberen Satelliten. Dadurch hat SPELTA einen Durchmesser von 5.4 m anstatt 3.9 m bei der Ariane 4 und der obere Satellit hat sehr viel mehr Raum zur Verfügung. SPELTA gibt es in einer kurzen und einer Langen Version. Die lange Version wiegt 850 kg und hat eine Höhe von 5.6 m, während die kurze 704 kg wiegt und eine Höhe von 4.1 m hat. Beide enden in einer 1.3 m hohen konikalen Sektion die oben noch 2.60 m breit ist.

Die SPELTRA erreicht mit der Nutzlast einen Orbit. Dort wird zuerst der obere Satellit abgetrennt, dann der Deckel der Speltra, es folgt die Außenhülle und zum Schluss der untere Satellit. Man hatte der Volumenbedarf der Nutzlast bei der Planung der Ariane 5 überschätzt und führte bald eine kleinere und von der Ariane 4 Doppelstartvorrichtung abgeleitete Struktur Sylda-5 ein.

Die Sylda-5 ist kleiner. Ihre Höhe beträgt nur 4.5 m und ihre Durchmesser 3.2 m. Auch sie endet in einem 2.60 m breiten Dom. Anders als die SPELTRA wird die Sylda 5 von der Nutzlasthülle umschlossen. Dies senkt etwas das Leergewicht. Die Sylda 5 wiegt nur 440 kg, es kann also 265 beziehungsweise 410 kg mehr Nutzlast befördert werden. Die Sylda 5 wurde 1999 erstmalig eingesetzt. Sowohl SPELTRA wie auch Sylda-5 können durch ein System von Ringen verlängert werden, falls eine Nutzlast dies erfordert.

Die Nutzlastverkleidung besteht aus einer kurzen (12.2 m) und langen Version (17 m) mit Massen von 1.9 bzw. 2.9 t. Sie wird nach 188 sec in 110 km Höhe abgetrennt. Die Nutzlastverkleidung ist übrigens voll im Ökotrend: Um die Reibungshitze abzubauen suchte der Hersteller Oerlikon-Contraves lange nach einem Stoff der sowohl dämmt, wie auch leicht sublimiert und dazu noch einfach zu verarbeiten ist: Man kam auf Kork, welches als dünner Überzug die gesamte Hülle umgibt.

Die Entwicklung der Ariane 5 sollte 7.8 Mrd. DM kosten, aber schon vor dem ersten Flug war eine Kostensteigerung um 20 % abzusehen. Schlussendlich sind es insgesamt 12 Mrd. DM geworden. (Durch einen dritten Start und die Nachbesserungen nach Flug 1+2).

Entwicklungsgeschichte

Bilder während des Flugs Zu Ariane 5 gehört auch ein neuer Startkomplex ELA-3. Anders als bei Ariane 4 ist der Startturm wirklich nur ein kleiner Turm mit den Zuleitungen für den Treibstoff und die Stromversorgung. Umgeben wird er von 4 Masten welche Blitze auffangen sollen. Bei Ariane 4 bildet der Startturm und das Integrationsgebäude eine mobile Einheit, deren einer Bestandteil wenige Stunden vor dem Start um einige Hundert Meter weggefahren wird. Bei Ariane 5 gibt es ein eigenes Integrationsgebäude und die Rakete wird auf einem mobilen Starttisch zum Startplatz gefahren. Das erlaubt es den Start und die Startvorbereitungen zeitlich zu entkoppeln, so das ein verzögerter Start nicht alle folgenden aufhält. Seit 2002 gibt es ein zweites Integrationsgebäude wodurch Arianespace noch flexibler auf Verzögerungen reagieren kann.

Ursprünglich sollte Ariane 5 schon 1995 starten. Verzögerungen im Programm führten jedoch um eine Verschiebung auf 1996. Schon vor dem ersten Start bestellte Arianespace ein erstes Los von 14 Raketen. Wie auch bei Ariane 1-4 sollte die Rakete nach 2 Qualifizierungsflügen von Arianespace vermarktet werden.

Da sich die Indienststellung verzögerte, wurden zunächst 14 weitere Ariane 4 bestellt, die ursprünglich nach 78 Starts auslaufen sollte geordert.

Start 1 (V-87) sollte auch 4 Forschungssatelliten starten. Dies ist ungewöhnlich, doch man war fest von dem neuen Träger überzeugt. Doch es kam am 4.6.1997 alles ganz anders. Nach 37 sec wich die Rakete rapide vom Kurs ab und wurde nach 40 sec vom Boden aus gesprengt. Es zeigte sich das der Fehlstart auf einen Softwarefehler zurückgeführt werden konnte. Da Ariane 5 sehr viel schneller beschleunigt als Ariane 4 kam es zu einem Überlauf in einem Wert der die horizontale Beschleunigung anzeigte. Man hatte Programmteile von Ariane 4 unverändert übernommen, bei dem dieser Wert nie überlaufen konnte. Das löste in der Folge eine Kettenreaktion aus. Die Einzelheiten finden sich in dem Artikel "Schlamperei in der Raumfahrt".

Bilder vom Flug Beim Flug 2 (V-101) wurden daher nur zwei Dummy Nutzlasten befördert. Auch hier konnte die Rakete noch nicht voll überzeugen. Zwar klappte der Flug, doch die erreichte Bahn war zu niedrig. Bei der EPC kam es zu einem unregelmäßigem Treibstofffluss, der auch zu Korrekturen der Längsachse führte. Dadurch wurde die EPC vorzeitig abgeschaltet bevor der Treibstoff ganz verbraucht war. Die EPS brannte zwar bis zur Erschöpfung ihres Treibstoffs, konnte diese Minderleistung aber nicht mehr ganz auffangen. Arianespace erhöhte die Order von Ariane 4 auf 40, da es nun zu weiteren Programmverzögerungen kam.

Flug 3 war der erste voll erfolgreiche. Hier wurde auch zum ersten mal das Aussetzen von Nutzlasten in unterschiedliche Bahnen getestet. Eine 2/3 Ausgabe einer Raumkapsel, der ARD wurde in einer suborbitalen Bahn ausgesetzt und ein Dummy Satellit in einen geostationären Übergangsorbit. Dabei gab es eine Freiflugphase der EPS und es wurde das Wiederzünden der EPS getestet, obgleich dies nicht zu den Anforderungen an die Stufe gehört.

In der Folge klappten alle Flüge, sukzessive wurde die Nutzlast gesteigert und die Präzision der Bahnen immer besser. Da kam bei Flug 10 (V-142) ein erneuter Rückschlag. Die Nutzlasten erreichten nur ein Apogäum von 17500 km, anstatt 36000 km. Die Drittstufe hatte 500 m/s zu wenig Geschwindigkeit erbracht. Grund war eine zu geringe Fördermenge eines der beiden Komponenten des Treibstoffes. Dadurch wurde der andere vorzeitig erschöpft und die Rakete erbrachte nicht die volle Leistung. Es wurden bei der EPS viele Systeme überarbeitet, doch da man den Fehler nur in der Schwerelosigkeit und im Vakuum wiederholen kann bleibt eine gewisse Unsicherheit.

Über die Weiterentwicklung der Ariane 5 gibt es hier einen eigenen Aufsatz.

Bodenanlagen

ELA-1 der erste Startplatz der Ariane 1 war nur für eine Startrate von maximal 6 Starts pro Jahr ausgelegt. Die Rakete wurde am Startplatz montiert und vorbereitet. solange dies dauerte war der Startplatz besetzt und man konnte keine zweite Trägerrakete vorbereiten. Als Ariane kommerzielle erfolgreich wurde zeigte sich bald, dass dies ein Nachteil war. Konnte ein Kunde seinen Satelliten nicht rechtzeitig liefern oder gab es Probleme bei der Rakete, so verzögerte dies den ganzen Flugplan. Ariane 4 wurde von ELA-2 gestartet und in einer fahrbaren Montagehalle vorbereitet. Es konnte so zwei Raketen vorbereitet werden, eine am Startplatz, eine in einer sicheren Zone etwas davon entfernt. Es kam auch zweimal vor, dass man durch Verzögerungen eine Rakete vom Startplatz wegfahren und durch die nächste ersetzen musste. ELA-2 konnte so bis zu 12 Starts pro Jahr absolvieren.

Bei dem neuen Startplatz ELA-3 hat man die Lehren gezogen. Der Startplatz ist nur ein Versorgungsturm mit Triebstoffleitungen und elektrischen Leitungen, umgeben von 4 Masten als Blitzableiter. Die Rakete selbst wird in einer Montagehalle integriert und befindet sich nur 8 Stundenauf der Startplattform. Die eigentliche Montage von Rakete  und Satellit findet in 3 Gebäuden statt in denen Satellit, Feststoffbooster und die Rakete mit Satellit und Feststoffboostern zusammengebaut, betankt (nur lagerfähige Treibstoffe) und durchgecheckt werden. Diese Trennung ermöglicht es recht einfach die Nutzlastspitze zu wechseln. Eine Startkampagne dauert in der Regel 21 Tage (Ariane 4: 30 Tage) und die Einrichtungen sind auf nominell 8 Starts pro Jahr ausgelegt, eine Steigerung auf 10 pro Jahr ist möglich.

2.ter Ariane 5 Start
Ariane 502 -
erster erfolgreicher Start
Feststoffbooster:
Vollmasse: 268.7 t
Leermasse: 33.2 t
Schub. 6709 kN max., 4984 Durchschnitt kN
Verbrennungsdruck 61.34 Bar
Brennzeit 129 Sekunden
Länge: 30 m
Durchmesser: 3.03 m
spezifischer Impuls: 2701 m/s

Hauptstufe:
Vollmasse: 170.30 t
Leermasse: 12.19 t
Schub (Vulcain) 1180 kN Brennzeit 594 Sekunden
Länge 30.5 m
Durchmesser 5.4 m
spez. Impuls: 4240 m/s
Treibstoff: H2 (25 t) + O2 ( 130 t)
Oberstufe:
Vollmasse: 10.94 t
Leermasse 1.24 t
Schub (AESTUS): 29 kN, Brennzeit: 1100 Sekunden
Länge: 3.4 m
Durchmesser: 3.96 m
spez. Impuls: 3178 m/s
Treibstoff: N2O4 / MNH

Instrumenteneinheit:
Masse: 1400 kg
Durchmesser 5.4 m
Höhe 1.56 m

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 5.4 m
kurz: 12.7 m 2027 kg
lang: 17 m 2900 kg

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

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

Nutzlast:
20.5 t 200 km 7 °
18 t 400 km 51.6 ° (ISS)
10 t 800 km 99.8 ° (Sonnensynchron)
6.82 t (GTO)

Fluge: 16
erfolgreich 13, 2 Teilerfolge, 1 Fehlstart
Zuverlässigkeit 87.5 %
(Stand 1.10.2003)

Erfolg Datum Nutzlast Trägerrakete Startnummer
- 04.06.1996 Cluster F3 Ariane 5G V88 (501)
- 04.06.1996 Cluster F4 * Ariane 5G * V88 (501)
- 04.06.1996 Cluster F1 * Ariane 5G * V88 (501)
- 04.06.1996 Cluster F2 * Ariane 5G * V88 (501)
x 30.10.1997 TEAMSAT Ariane 5G V101 (502)
x 30.10.1997 Maqsat-B * Ariane 5G * V101 (502)
x 30.10.1997 YES * Ariane 5G * V101 (502)
x 30.10.1997 Maqsat-H * Ariane 5G * V101 (502)
x 21.10.1998 Maqsat-3 Ariane 5G V112 (503)
x 21.10.1998 ARD * Ariane 5G * V112 (503)
x 10.12.1999 XMM-Newton Ariane 5G V119 (504)
x 21.03.2000 Asiastar Ariane 5G V128 (505)
x 21.03.2000 Insat 3B * Ariane 5G * V128 (505)
x 14.09.2000 Astra 2B Ariane 5G V130 (506)
x 14.09.2000 GE 7 * Ariane 5G * V130 (506)
x 16.11.2000 PAS 1R Ariane 5G V135 (507)
x 16.11.2000 AMSAT-Oscar-40 (AO-40) * Ariane 5G * V135 (507)
x 16.11.2000 STRV 1c * Ariane 5G * V135 (507)
x 16.11.2000 STRV 1d * Ariane 5G * V135 (507)
x 20.12.2000 Astra 2D Ariane 5G V138 (508)
x 20.12.2000 Aurora 3 * Ariane 5G * V138 (508)
x 20.12.2000 LDREX * Ariane 5G * V138 (508)
x 08.03.2001 Eurobird Ariane 5G V140 (509)
x 08.03.2001 BSAT-2a * Ariane 5G * V140 (509)
x 12.07.2001 Artemis Ariane 5G V142 (510)
x 12.07.2001 BSAT-2b * Ariane 5G * V142 (510)
x 01.03.2002 Envisat Ariane 5G V145 (511)
x 05.07.2002 Atlantic Bird 3 Ariane 5G V153 (512)
x 05.07.2002 N-Star c * Ariane 5G * V153 (512)
x 28.08.2002 Atlantic Bird 1 Ariane 5G V155 (513)
x 28.08.2002 MSG 1 * Ariane 5G * V155 (513)
x 09.04.2003 Insat 3A Ariane 5G V160 (514)
x 09.04.2003 Galaxy XII * Ariane 5G * V160 (514)
x 11.06.2003 BSAT-2c Ariane 5G V161 (515)
x 11.06.2003 Optus and Defense C1 * Ariane 5G * V161 (515)
x 27.09.2003 e-Bird Ariane 5G V162 (516)
x 27.09.2003 SMART-1 * Ariane 5G * V162 (516)
x 27.09.2003 Insat 3E * Ariane 5G * V162 (516)

Ariane 4 oder Ariane 5?

Ariane 5 sollte nach den ursprünglichen Planungen 10 % preiswerter als eine Ariane 44L sein und trotzdem 45 % mehr Nutzlast befördern. Darüber hinaus war die Zuverlässigkeit so hoch angesetzt, das Arianespace jedem Kunden einen kostenlosen Ersatzstart versprach, so das dieser etwa ein Drittel der Versicherungsprämie einsparen konnte. Für die Nutzlast ist wichtig, das Ariane 5 die Satelliten etwas höher aussetzt als Ariane 4. Dadurch sparen diese Treibstoff beim Einschuss in den Erdorbit, was die Lebensdauer verlängert. (Die Lebensdauer wird heute von den verfügbaren Treibstoffreserven bestimmt).

Klar war, das Arianespace daher Wert darauf legte die Übergangsphase von Ariane 4 zu Ariane 5 sehr kurz zu halten. Zumal Anfang der neunziger die Konkurrenzsituation sich bedrohlich verschärfte. Russen und Chinesen konnte ihre Raketen nun zu Dumping Preisen anbieten, da das Exportverbot wegfiel. Die Atlas wurde verstärkt und erreicht fast Ariane 44LP Nutzlast und die Delta sollte in Form der Delta 3 bald ähnliche Nutzlasten befördern können

Nach den Verzögerungen bis zum Erststart von Ariane 5 mussten jedoch erst mal 14 weitere Ariane 4 bestellt werden um die Verzögerungen aufzufangen, danach wurde diese Anzahl auf 40 erhöht da abzusehen war, das der Übergang länger dauern wird.

In wie weit die Modifikationen bei dem Fehlstart beim ersten Ariane 5 Flug auf den Preis des Trägers sich auswirken kann bisher noch nicht gesagt werden. Nach ersten Angaben wird ein Start aber zuerst teurer sein als zuerst angegeben. Durch rationellere Fertigung will man aber den anvisierten Preis erreichen.

Allerdings hat nicht nur Arianespace Verzögerungen mit der Ariane 5 hinnehmen müssen, auch die Konkurrenz hat ähnliche Probleme aufzuweisen. Der Erstflug der Atlas III ist um mehr als ein Jahr verzögert worden, analoges gilt für den der Zenit im Unternehmen Sea Launch.

Auch Fehlstarts sind nichts außergewöhnliches. Die Zenit hat bei Sealaunch schon einen Fehlstart aufzuweisen. Schlechter steht es um zwei andere Konkurrenten: Die Delta 3 und Proton mussten jeweils in kurzer Zeit 2 Fehlstarts hinnehmen. Bei der Delta 3 gab es dadurch eine Verzögerung um 2 Jahre, zumal der dritte Start wie bei Ariane 5 eine zu niedrige Umlaufbahn ergab. Japans H-2 weist ebenso 2 Fehlstarts bei 9 Starts auf und das Programm der H-2A ist dadurch in arge Bedrängnis geraten.

Dies kann natürlich den Fehlstart bei Start 1 und die zu geringen Bahnen bei Start 2 und 10 nicht entschuldigen. Man vergisst allerdings durch die Routine bei eingeführten Trägern, das eine völlig neue Trägerrakete immer ein höheres Risiko und Kinderkrankheiten aufweist als eine Rakete wie die Atlas die seit 40 Jahren im Dienst ist.


Eine Anmerkung zu den technischen Daten

Wer sich etwas intensiver mit Raketen befasst wird bald feststellen, das hier technische Angaben je nach Quelle etwas unterschiedlich sind. Das hat vielfältige Ursachen: Es gibt Unterschiede zwischen den projektierten Angaben und den erreichten, dann werden oft kleinere Änderungen durchgeführt. Ich habe mich bemüht die am häufigsten genannten Daten oder deren Mittelwerte zu verwenden. Für Ariane 4 und 5 gibt es sehr gute Informationen bei Arianespace (http://www.arianespace.com). Allgemeine Informationen zur Raumfahrt bietet die Enzyklopädie der Raumfahrt. Die Ariane Starts werden in der Regel in Spacenight - Dem Programm von BR3 nach Sendeschluss um 1:00-1:15 live oder zeitversetzt übertragen.

Europas Raumfahrt in der Krise

Der Erststart der Ariane 5 ESC-A scheiterte am 11.12.2002. Die Hauptstufe brachte zuwenig Leistung, so, das die Rakete nach 456 sec in 79 km Höhe gesprengt wurde. Dieser Rückschlag trifft die ESA und Arianespace zu einem ungünstigen Zeitpunkt: Die Anzahl an Telekommunikationssatelliten nimmt ab, und von Ihnen ist Arianespace abhängig, während die Amerikanischen Träger zum größten Teil von Starts für das DoD und die NASA leben. Gleichzeitig standen zu diesem Zeitpunkt nur noch 2 Ariane 4 zur Verfügung. Dabei gab es mit Flug 1 schon einen Fehlstart und Flug 2 und 11 erbrachten nicht die volle Leistung, insgesamt also 4 mehr oder weniger gescheiterte Starts bei den ersten 17 Flügen. Dies ist nicht ungewöhnlich bei einem neuen Träger (auch die Delta 3 und die Zenit haben ähnlich oder noch schlechtere Erfolgsbilanzen). Doch es kommt eben zu einem ungünstigen Zeitpunkt. Die Zukunft muss zeigen ob sich dieser Rückschlag gravierend auf die Ariane 5 auswirkt.

20 Jahre nach dem Erstflug von Ariane 1

In einem Buch über Raumfahrt von 1977 stand über die Entwicklung der Ariane "Optimistische Schätzungen gehen davon aus das für die Ariane ein Bedarf von 50 Raketen von 1980-1990, einschließlich Starts für Drittländer besteht." Als Europäer, aber auch als Anhänger der Ariane bin ich stolz, das Ariane diese Einschätzung weit übertroffen hat. Ende 2001 sieht die Bilanz so aus: Von 207 noch operationell betriebenen Satelliten wurden 130 mit einer Ariane gestartet - ein Anteil von über 62 % des Weltmarktes.

Was war der Grund das Ariane so erfolgreich wurde?

Lontrollzentrum JupiterNun zuerst lief es ja sehr schleppend an. Bis zum Erststart der Ariane 4 fanden max. 4 Starts pro Jahr statt, wenn auch viele als Doppelstarts. Von Anfang an waren jedoch die Auftragsbücher gefüllt. Das lag daran das der Space Shuttle Jahre hinter den Plänen zurücklag und die normale Produktion der Deltas und Atlas auslief. So flogen von Anfang an auch amerikanische Nutzlasten auf der Ariane, die keine Startgelegenheit auf US Trägern fanden.

Ab 1988 stand mit ELA-2 eine Startrampe zur Verfügung die max. 12 Starts pro Jahr erlaubt, gleichzeitig stand mit Ariane 4 eine Rakete zur Verfügung die zwei schwere Satelliten auf einmal transportieren konnte. Mit einem Male hatten die Lehrjungen ihre Meister abgehängt, denn die Atlas als größte kommerziell verfügbare US Rakete lag damals nur bei der Hälfte der Nutzlastkapazität.

Hinzu kam das der Erststart von Ariane 4 gerade in die Zeit fiel als die Amerikaner nicht mangels Raketen und Space Shuttle starten konnten. Wichtig ist aber auch das Management von Arianespace. Die Zeit zwischen zwei Starts wurde von 30 auf durchschnittlich 21 Tage gesenkt, kurzfristige Starts - nur 3-4 Monate nach Vertragsunterzeichnung sind möglich. Zum Vergleich. Eine Titan steht nach 30 Monaten zur Verfügung.... Auch bei Ariane 5 ist man dabei die Vorbereitungszeit von 35 auf 25 Tage zu steigern. Rein theoretisch könnte Arianespace max. 12 Ariane 5 und 16 Ariane 4 Starts pro Jahr abwickeln, damit wären alle Satelliten die kommerziell gestartet werden mit Arianes in den Weltraum zu bringen.

Inzwischen beherrscht Arianespace über 50 % des kommerziellen Satellitenmarktes, mit der leistungsfähigsten und modernsten Trägerrakete, die noch dazu auf 12 t Nutzlast gesteigert wird. Die Konkurrenz ist durch russische und Chinesische Träger nicht kleiner geworden, und dennoch behauptet Ariane ihren Platz! Arianespace weiß, das Kunden nur zu halten sind, wenn alles stimmt - nicht nur der Preis des Trägers sondern auch die Zuverlässigkeit und das Eingehen auf den Kunden. Ein Beispiel macht dies deutlich: In den letzten 3 Jahren kam es immer wieder zu mehrmonatigen Pausen, weil Satelliten aus unterschiedlichen Gründen nicht startbereit waren. Arianespace konnte dank des schnellen Startintervalles die Verzögerungen immer auffangen, indem bis zu 3 Starts innerhalb eines Monates erfolgten, man hat jedoch daraus gelernt und wird in einem neuen Gebäude für größere Nutzlasten der Ariane 5 alle Möglichkeiten bereit stellen, das Servicearbeiten an Satelliten in Kourou durchgeführt werden können, so das diese bei Problemen nicht mehr zurückgeflogen werden müssen und man so die Verzögerungen in den Griff bekommt.

Ariane haben wir aber auch andere Freiheiten zu verdanken - 1974 konnten die Amerikaner noch den Start der deutsch-französischen Satelliten Symphonie verweigern, wenn diese nicht nur experimentell genutzt wurden, heute kann jeder einen Kommunikationssatelliten starten. Durch diese Konkurrenz sind Telefongespräche, Satellitenfernsehen und bald auch Internet über Satellit preiswert und erschwinglich geworden.

Deutschland und Ariane

ariane-52-launch.jpeg Frankreich betrachtet Ariane als eine französische Rakete mit europäischer Beteiligung. Das ist angesichts der französischen Beteiligung von über 50 % auch kein Wunder. So sind Franzosen in den führenden Positionen von Arianespace, der Countdown erfolgt auf französisch und natürlich baut Frankreich den größten Teil der Rakete.

Warum ist Deutschland bei Ariane 4+5 nur mit je ca. 20 % beteiligt? Obwohl die Entscheidungen dafür von zwei unterschiedlichen Bundesregierungen getroffen wurden scheint es darüber Einigkeit gegeben zu haben. Sowohl 1974 die sozialliberale Koalition wie auch 1985 die christlich - liberale Koalition hielten Ariane für weniger wichtig als andere Weltraumprojekte. (1998 blockierten dann die SPD/Grünen Regierung die Gelder für die Weiterentwicklung - ein echter parteienübergreifender Konsens!)

Die Ausgabe für Nichts und Wieder Nichts war 1974 das Spacelab. Ein Weltraumlabor, das die Europäer für den amerikanischen Shuttle gebaut haben, und für das Sie einen halben Flug bekamen. In Geld ausgedrückt: Europa gab 1.5 Mrd. DM aus und bekam dafür 50 % der Startkosten eines damals 70 Mill. USD teuren Shuttlefluges erlassen. Deutschland hat über 50 % der Spacelab Mittel getragen, es in Folge aber nur 2 mal für die D1 und D2 Missionen genutzt. Die Kosten beider Missionen waren doppelt so hoch wie das gesamte Engagement in Ariane 1-4!.

Um so erstaunlicher war, das man 1985/86 in Deutschland nichts dazu gelernt hatte. Nun wollten die USA die Raumstation bauen und auch andere Nationen die sie mitfinanzieren. Und wer ist gleich mit dabei? Sie ahnen es schon - Auch beim europäischen Labor Columbus trägt Deutschland wieder über 40 %, obgleich es sehr unwahrscheinlich ist das man sich auf Dauer das ISS Engagement leisten kann. Bei Ariane 5 ist Deutschland nur zu 22 % beteiligt. Ach ja habe ich schon erwähnt das die Bush Regierung im Jahre 2002 beschloss die ISS nur minimal auszubauen? Japanische und Europäische Module und Astronauten wird es nach dem derzeitigen Stand nicht geben. Aber das gehört mehr in die Rubrik "Politik und Raumfahrt"

Was ist der Grund dafür? Ich denke es hat nichts mit Forschung zu tun, sondern einer Art Vasallentreue jeder Deutschen Regierung zu Amerika. Egal was man vorher an Erfahrungen mit gebrochenen Zusagen hat, wenn die USA rufen "Wir suchen einen Trottel der alles finanziert und keine Ansprüche stellt" dann ruft Deutschland gleich "Ich, Ich Ich!". Das französische Weltraumprogramm ist hier erheblich eigenständiger.

Das wäre noch verständlich wenn wir in der Technik hinterher hinken. Aber das Gegenteil ist der Fall. In Deutschland wurde Ende der sechziger Jahre die moderne Technik des Hauptstromverfahrens entwickelt, das die optimale Ausnutzung des Treibstoffes ermöglicht. Der amerikanische Shuttle und die japanische H-2 arbeiten mit von Deutschland lizenzierter Technologie! Bei allen Ariane Raketen baute Deutschland die technisch anspruchsvollsten Teile: die Brennkammern der Wasserstoff angetriebenen Stufen.

Was ist mit unserer Regierung los? Bedeuten Arbeitsplätze die durch Ariane gesichert werden und Steuergelder nichts? Ariane 1 kostete 2.2 Mrd. DM in der Entwicklung und brachte mehr als das 8 fache durch Starts rein. Was ist mit dem Gerede jeder Regierung von Sicherung des Technologiestandortes Deutschland? Spätestens bei Ariane 5 hätte man kapieren können, das investierte Geld wieder zurückkommt, doch man wiederholt den Fehler von 1974. Um es noch zu steigern: Als man beim Ariane 5 Evolution Programm die Oberstufe ausbauen sollte hat man den deutschen Anteil ganz gesperrt. Die Oberstufe wird nun durch eine neue ersetzt, aber ob wir da noch beteiligt sind? (Zumindest bei der Übergangslösung sind wir es, aber was danach kommt ist noch offen)

Als Fan von Ariane, und als jemand der besorgt über unser Weltraumprogramm ist kann ich nur sagen: Das war kein Heldenstück! (Frei nach Schillers Wallenstein)

Aktualisierung November 2002 - Es scheint als hätte jemand im Forschungsministerium diesen Aufsatz gelesen, den beim letzten ESA Concil in Edinburgh gab es eine Trendwende in dem deutschen Engagement in Ariane. Im Ariane 5 Plus Programm wurde die deutsche Beteiligung auf 29 % erhöht. Damit gibt es in gleichem Maße auch mehr Aufträge für deutsche Firmen. Weiterhin gibt es erstmals seit 20 Jahren wieder ein deutsches Weltraumprogramm - Kaum zu glauben, Politiker können tatsächlich aus ihren Fehlern lernen....

Links

Starts der Ariane 1-4

Die Ariane 1-3G

Die Ariane 4

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 gibt es einen Ausblick auf mögliche Erweiterungspläne für die Ariane 5 (Midlife Evolution) und Vega. Auch die Investitionen in den Weltraumbahnhof Kourou und die Konkurrenten auf dem kommerziellen Markt werden angesprochen.

Nachdem im Februar 2012 der Jungfernflug der Die Vega erfolgte, habe ich das Kapitel über die Vega ausgekoppelt, um die Entwicklung in den letzten zwei Jahren und eine ausführliche Beschreibung des Jungfernflugs ergänzt. Alle technischen Daten wurden gegen neue Veröffentlichungen gegengeprüft, erweitert. Weitere Ergänzungen gab es bei den Plänen für die Weiterentwicklung. Insgesamt entstanden so etwa 20 neue Seiten und bei 30 gab es gravierende Änderungen.

Für alle die bei Amazon ihre bücher kaufen: deren neue Plattform Createspace bietet für Autoren sehr aktraktive Vergütungen. So war es mir möglich beide Bände (Europäische Trägerraketen: Von der Diamant zur Ariane 6) in einem großen (auch im Format: ist nun DIN-A4 anstatt 17 x 22) auf 540 Seiten unterzubringen. Der Preis ist mit knapp über 40 Euro nur wenig teurer als einer der beiden Einzelbände.

Ehemalige ERNO Mitarbeiter haben sich vor allem der deutschen Beteiligung an Trägerraketen angenommen: Wer sich speziell für die zweite deutsche Stufe der Ariane 1 und die Flüssigbooster der Ariane 4, ihre Technik und Entwicklungsgeschichte interessiert, dem sei das Buch "Europas Trägerrakete ARIANE" von Hand Fischer ans Herz gelegt. Speziell die deutsche Entwicklung bei ERNO/MBB wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt. Das gleiche gilt für das Buch "Die legendäre EUROPA Trägerrakete: Geschichte und Technik der in Deutschland gebauten 3. Stufe - 1961-1973" von Herbert Wenz über die Europa Rakete. Speziell die deutsche Entwicklung der dritten Stufe bei ERNO wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors finden sie auf meiner Website Raumfahrtbucher.de.


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