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Die Ariane 6

Den folgenden Text habe ich aus der zweiten Auflage meines Buches "Europäische Trägerraketen 2" entnommen, obwohl erst Ende 2015 erschienen ist es zum Teil schon wieder veraltet, weil inzwischen die Größe der Zentralstufe der Ariane 6 von 4,6 auf 5,40 m angehoben wurde.

Seit Langem gibt es Ideen für einen Nachfolger der Ariane 5. Sie wurden lange Zeit nur ESA-intern im Rahmen des Forschungsprogramms für Trägertechnologien und den nächsten Träger (NGL: Next Generation Launcher) entwickelt. Die Börsenkrise 2008 beschleunigten dann die Entwicklung. Die französische Regierung legte einen Fond zur Technologieforschung auf, mit dem auch das Ariane 6 Konzept soweit perfektioniert werden sollte, dass man bei der ESA über eine Entwicklung abstimmen kann. Die ersten Pläne für eine „Ariane 6“ bezeichnete Rakete tauchten im Juli 2009 in der Presse auf. Am 10.2.2010 einigten sich Angela Merkel und François Sarkozy auf eine erste Vorentwicklung mit einem Umfang von 500 Millionen Euro durch die CNES. Der ESA Beschluss sollte nach dem damaligen Stand beim nächsten Ministerratstreffen 2011 parallel zur Entscheidung über die ESC-B-Oberstufe verabschiedet werden. Die Einsatzreife wurde für 2020 – 2025 erwartet.

Seitdem hat man das technologische Konzept dreimal geändert und die Umsetzung wurde zweimal beschlossen und wieder abgewandelt. Im Juli 2016 steht die nächste Entscheidung an, angesichts dessen, dass ich in drei Überarbeitungen dieses Buches drei Entwürfe als „aktuelles“ Ariane 6 Konzept wiedergebe, sind weitere Überraschungen zu erwarten. In den folgenden Seiten finden sie die Konzepte in chronologischer Reihenfolge.

Anforderungen an einen Ariane 5 Nachfolger

Ein Nachteil der europäischen Trägerentwicklung ist die Abhängigkeit vom kommerziellen Markt. Zwar wird jede Ariane auch für die Programme der ESA entwickelt, aber es wird vorausgesetzt, dass der Träger vorwiegend Satelliten privater Unternehmen befördert und daher konkurrenzfähig sein soll. Die Auslastung durch kommerzielle Starts liegt bei Ariane bei 75+%, bei den meisten anderen Trägern sind es weniger als 50%, viele werden sogar nur für nationale Starts eingesetzt, so die Delta 4, H-II oder GSLV.

Eine Ariane 6 muss daher sowohl Anforderungen der ESA, wie auch kommerzieller Nutzer befriedigen. Zudem zog man einige Lehren aus der Vergangenheit. Als man Ariane 1 konzipierte, rechnete man der Unterstützung durch Aufträge Dritter, sie sollte aber vorwiegend Satelliten der ESA-Länder starten. Es gab aber mehr Aufträge als erwartet. Ariane 2 und 3 hoben die Nutzlast an, auch weil die US-Träger als Konkurrenz ihre Nutzlast steigerten. Ariane 3 bot erstmals die Möglichkeit, zwei Satelliten der Delta-Klasse gleichzeitig zu starten. Ariane 4 setzte auf die Doppelstartfähigkeit. Als sie erschien, gab es keinen Satelliten, der so schwer war, dass die Nutzlast der größten Version ausnutzte. Durch ein flexibles System von Boostern konnte sie aber auch große Satelliten, für die man kein leichtes Gegenstück fand, im Einzelstart befördern. Dann lies man einfach Booster weg. Sechs Versionen deckten eine Nutzlast von 1.900 bis 4.200 kg ab, die größte Version war also mehr als doppelt so leistungsfähig wie die kleinste.

Die Ariane 5 wurde primär entwickelt, weil die ESA damals Ambitionen im bemannten Bereich hatte. Man machte aber auch Analysen wie sich die Massen der Satelliten entwickeln würde, und legte so die Rakete auf den prognostizierten Anstieg aus. Die Doppelstartfähigkeit galt weiterhin als Kernanforderung. Mit den Upgrades der Oberstufe und später einem neuen Haupttriebwerk wollte man dem Anstieg der Nutzlastmassen nachkommen. Es war aber nur eine Ariane 5 Version geplant.

Man zog daraus die Lehren und legte folgende Anforderungen fest:

In den ersten Jahren wurden verschiedene Konzepte evaluiert. Sie unterscheiden sich durch die Zentralstufe, die entweder ein kryogenes Hochdrucktriebwerk mit 2.500 kN Schub oder ein 4.000 kN LOX/Methan-Triebwerk, das bei Snecma unter der Design-Bezeichnung „Volga“ auf dem Reißbrett Gestalt annahm, einsetzt. Es ist dasselbe, das schon für die EAL untersucht wurde. Die kryo­gene Zentralstufe würde etwa 170 t wiegen, die LOX/Methan-Stufe etwa 300 t.

Alternativ könnten zwei identische, feste Zentralstufen eine kryogene Stufe ersetzen. Sie würden jeweils 300 – 400 t wiegen, bei rund 700 t Startschub. Zusätzliche Booster erlauben es dann, die Nutzlast wie bei Ariane 4 zu variieren. Hier wurde an den Einsatz der P80-Erststufen der Vega oder ihrer Nachfolger gedacht. Zur Kostenreduktion sollen die Booster feste, nicht schwenkbare Düsen besitzen, wie die Ariane 3+4 Booster.

Frühe Ariane 6 EntwürfeDie Oberstufe nimmt 26 – 50 t Treibstoff auf und wird ein bis zwei Vinci-Triebwerke oder ein MC350 Triebwerk mit 350 kN Schub nach dem Expander Cycle beinhalten.

Diese Träger werden je nach Konzept und Anzahl der Zusatzbooster 3.000 bis 8.000 kg in einen GTO-Orbit transportieren. Sie sollen vor allem billiger zu produzieren sein. Eine Kostenersparnis ergibt sich für die ESA, die für ihre Starts immer einen kompletten Träger ordern muss, da ihre Starts meistens nicht in den GTO-Orbit führen. Dies verteuerte die Missionen von Exomars und Bepi-Colombo, als diese zu schwer für eine Sojus wurden.

ESA und CNES argumentieren auch, dass es nach 15 Jahren auch wieder an der Zeit sei, die Rakete technologisch weiter zu entwickeln. Die folgende Tabelle gibt einige der Konzepte wieder, die im Vorfeld im Rahmen des FLPP untersucht wurden. Dabei wurde das des NGL-HHSC als das aussichtsreichste eingestuft. Umgesetzt wurde aber keines der Konzepte. Alle Booster waren viel kleiner als die späteren P120 Booster. Vergleicht man das NGL-HHSC Booster mit dem späteren Vorschlag für die Ariane 62, so haben die beiden kryogene Stufen fast die gleiche Treibstoffzuladung. Nur erfordert die Zentralstufe ein viel schubstärkeres Triebwerk, da die Rakete ohne Booster eingesetzt werden kann. Die Booster sind dagegen viel kleiner als die späteren P120.

Konzeptname

NGL-HHSC

NGL-HHGG

NGL-CH

NGL-HC

BBPH

Booster:

Fest, 20 t Treibstoff

Fest, 20 t Treibstoff

Fest, 40 t Treibstoff

Keine

Fest, 35 t Treibstoff

Erste Stufe

156 t LOX/LH2

2.500 kN Hochdrucktriebwerk

170 t LOX/LH2

2.750 kN Gasgeneratorantrieb

340 t LOX/CH4

2 × 2.650 kN

285 t LOX/LH2

2 × 2.500 kN Hochdrucktriebwerk

250t Feststoff

Ariane 5 EAP mit FW Technologie

Zweite Stufe:

26 t LOX/LH2

Vinci Triebwerk

30 t LOX/LH2

Vinci Triebwerk

30 t LOX/LH2

Vinci Triebwerk

36 t LOX/CH4

200 kN Triebwerk Expander Cycle

80-110 t Feststoff

verlängerter P80 Antrieb

Dritte Stufe:





28 t LOX/LH2

Vinci Triebwerk

Nutzlast in GTO:

3 t ohne Booster

5 t mit 2 Boostern

8 t mit 6 Boostern

2,5 t ohne Booster

5 t mit 4 Boostern

8 t mit 6 Boostern

5 t ohne Booster

8 t mit zwei Boostern

> 3 t ohne Booster

3 t ohne Booster

5 t mit 2 Boostern

8 t mit 6 Boostern

Länge:

51 m


45 m

62 m

62 m

Startgewicht:

226 t ohne Booster


450 t ohne Booster

380 t ohne Booster

430 t ohne Booster

Entwicklungsdauer

9 Jahre

9 Jahre

10 Jahre


7 Jahre

Der Nachfolger sollte nicht nur um 40% billiger als die Ariane 5 (bezogen auf 1 t in GTO) sein, sondern auch konkurrenzfähiger. So soll die Zuverlässigkeit von 98 auf 99% steigen und die Verfügbarkeit, also die Möglichkeit auf Verschiebungen mit einem anderen Start zu reagieren von 90 auf 95% erhöht werden. Das Letztere wird durch höhere Startrate und Einzelstarts erreicht. Damit soll die Ariane 6 auch bei einer verschärften Marktsituation ohne Zuschüsse auskommen, da die Produktionszahlen dann trotzdem noch ausreichend sind. Der einfachere Aufbau reduziert die Dauer der Startkampagne und damit die Kosten für die Startdurchführung.

In den folgenden Jahren kristallisierte sich heraus, dass Frankreich die Ariane 6 wollte, die deutsche Regierung dagegen am lange verschobenen Ausbau der Ariane 5 festhielt. Mittlerweile wurde die Ariane 5 EC-B in „Ariane 5 ME“ umbenannt. Erst kurz vor dem Ministerratstreffen 2012 in Neapel konnten die Differenzen gelöst werden. Es wurde beschlossen, die Ariane 5 ME zu entwickeln und Vorentwicklungen für die Ariane 6 zu bewilligen. Die neue Oberstufe ESC-B soll so ausgelegt werden, dass möglichst viele Entwicklungen bei der Ariane 6 übernommen werden können. Die Ariane 6 soll bis Mitte 2013 die Phase A durchlaufen, dann wird erneut abgestimmt über die eigentliche Entwicklung, die erheblich höhere Finanzmittel erfordert. Kommt es zum Bau, so war nach dem Stand von 2011 ein „Design-Freeze“ für 2015 zu erwarten und ein Jungfernflug 2020/21.

H1B Konept 2013Beide Standpunkte sind von nationalen Eigeninteressen bestimmt. Deutschland integriert die Oberstufe ESC-A. Die ESC-B Oberstufe würde diese Arbeit in Deutschland halten. Deutschland hat sich nicht an der Entwicklung der Vega beteiligt. Diese wurde von Italien und Frankreich finanziert, wobei Frankreich an Kerntechnologien für die erste Stufe, die größte je aus CFK-Werkstoffen hergestellte, beteiligt war. Das inzwischen favorisierte Konzept der Ariane 6 PPH (Powder-Powder-Hydrogen) setzt auf Feststoffstufen in dieser Bauweise als erste und zweite Stufe.

In Deutschland würde dann die Fertigung von MT Aerospace, die fast 50% des deutschen Auftragsvolumens ausmachen, komplett wegfallen. MT Aerospace fertigt die Boosterhüllen aus Stahl sowie Teile der Tanks der EPC und Hydrauliken. All dies wird in der Ariane 6 nicht mehr benötigt. Deutschland hat es versäumt, sich bei der Entwicklung leichtgewichtiger Feststofftriebwerke einzuklinken. Das DLR sah die Vega als überflüssig an, da es annahm, dass russische Träger weiterhin verfügbar und preiswert sein würden.

Das Vorläuferprogramm für die Ariane 6 wurde 2011 mit 108 Millionen Euro dotiert und lief bis zum nächsten Ministerratstreffen 2014. Die gesamte Entwicklung sollte 4 bis 5 Milliarden Euro kosten. Der Erstflug war für 2021 geplant.

Das anfangs von der CNES favorisierte Modell wurde "P7C" genannt, gängiger ist die Abkürzung PPH für Powder-Powder-Hydrogen. Es wird eine Feststoffstufe, P135 genannt, entwickelt. Sie hat 135 t festen Treibstoff. Sie kommt als zweite Stufe und erste Stufe zum Einsatz. Die erste Stufe kann dann noch von zwei oder vier P135 Stufen als Booster einsetzen. Das ergäbe eine Nutzlast von 3 bis 3,5 t und 6-6,5 t in den GTO. Diese Stufe hat neben dem Vorteil, dass nur eine Stufe gebaut wird, also geringere Entwicklungskosten und durch höhere Stückzahlen niedrigere Fertigungskosten resultieren auch, dass sie aus der P85 der Vega entwickelt werden kann. Die Oberstufe setzt das Vinci Triebwerk ein. Die Ariane 6 soll auch 4 t in einen 800 km hohen SSO befördern. Dies wird dann die Variante mit nur zwei Boostern sein. Ein Start soll 70 Millionen Euro kosten und es sollen bis zu 12 pro Jahr erfolgen. Als Schlüssel für die Kostenersparnis gelten zum einen die Großserie – es sind 12 Starts mit 48 identischen Boostern geplant, wie auch die einfache Integration der Feststoffbooster.

P7C KonzeptSpäter lies man die Möglichkeit die Boosterzahl wie bei Ariane 4 zu variieren weg. Im Juli 2013 selektierte die ESA das Multi-P Konzept nach Abschluss der Phase A. (auch PPH Konzept genannt). Die Ariane 6 wird immer drei Booster als erste Stufe haben. Die zweite Stufe wird darüber angebracht, gefolgt von einer angepassten Ariane 5 ME Oberstufe und der 5,4 m Nutzlastverkleidung der Ariane 5. Die Nutzlast in den GTO beträgt 6,5 t. Kleinere Nutzlasten soll die Sojus transportieren. Arianespace hatte Einspruch erhoben. Sie rechne damit, dass die Investitionen für die Infrastruktur der Sojus im CSG erst nach 20 Jahren amortisiert wären. Würde die Ariane 6 schon 2021 starten, dann würden zehn Jahre fehlen.

Mitte 2014 stand die Ariane 6 vor der endgültigen Genehmigung des Konzepts, dem Abschluss der Designphase und die Positionen zwischen Frankreich und Deutschland haben sich nicht angenähert. Das DLR schlägt eine kryogene Hauptstufe vor, bei der sich Deutschland beteiligen könnte. Interessanterweise tut dies auch Air Liquide, welche die Tanks der EPC fertigt. Ebenso gibt es Druck von SNECMA, da deren Auftragsvolumen ohne das Vulcain drastisch einbrechen würde. Bei einer kryogenen Stufe gäbe es für deutsche Firmen die Möglichkeit der Beteiligung. DLR Vorsitzender Wörner befürchtet, das die Ariane 6 in der PPH-Version hauptsächlich von zwei Nationen, Frankreich und Italien gebaut wird. Frankreich droht im Gegenzug, um Kosten zu sparen ab 2020 aus dem ISS-Programm aussteigen, hier zahlt Deutschland rund 50% des ESA-Beitrags. Würde sich Deutschland an der Ariane 6 beteiligen, so würde man erst 2024 aussteigen. So etwas nennt man anderswo Erpressung.

Arianespace und ESA wollen die Zahl der Firmen an der Rakete drastisch senken und so Kosten sparen. Die Entwicklung soll nun maximal 4 Milliarden Euro kosten: 3 für die Rakete, 750 Millionen für Bodenanlagen inklusive Startrampe und 250 Millionen für ESA-Management.

Die deutsche Position änderte sich bis kurz vor dem nächsten Gipfel nicht. Bei der ILA 2014 sagte Brigitte Zypries, parlamentarische Staatssekretärin beim Bundesminister für Wirtschaft und Energie und damit für die deutsche Raumfahrt zuständig, die deutschen Mittel für die Trägerentwicklung würden für zehn Jahre gleich bleiben. Da Deutschland stark bei der ESC-B beteiligt ist, ständen erst ab 2017/18 Mittel für die Ariane 6 zur Verfügung und dann nicht in der Höhe, die sich Frankreich wünscht. Auf der anderen Seite schien die französische Seite nachzugeben. Die Ministerin Genevieve Fioraso war zu Designänderungen bereit, wenn diese den Kostenrahmen und das Ziel von 70 Millionen Euro für pro Start einhalten. Frankreich wünscht eine Beteiligung von Deutschland in der Höhe von 25%, Italiens von 20% und der Schweiz von 5%. Das wäre dann immerhin eine Reduktion der beteiligten Staaten von zwölf auf vier.

Kritik gab es auch von den Betreibern von Satellitenflotten, da das derzeitige Konzept, anders als das Erste, nur noch eine Version vorsieht. Genauso wie bei Ariane 5 hat man ein Problem, wenn die Nutzlast deutlich kleiner ist und man dann den vollen Trägerpreis bezahlen muss. Dagegen ist die Nutzlast von 6,5 t schon wieder zu klein um selbst zwei leichtgewichtige Satelliten in einem Doppelstart gemeinsam zu befördern. Es gibt auch keine Reserven für schwere Satelliten.

Technische Beschreibung des PPH Konzepts

PPH KonzeptIm Folgenden wird bis Ende 2014 aktuelle Konzept auf Basis von Ausschreibungen der ESA beschrieben. Es setzt auf drei baugleiche P135 Stufen als erste Stufe. Auf sie wird die zweite Stufe, ein einzelner P135 Booster gesetzt. Schon dies ist ungewöhnlich. Normalerweise werden die Booster an der ersten Stufe angebracht. Eine zwei Booster Version war ursprünglich angedacht, taucht aber nicht mehr auf. Sie hätte 3,5 t in den GTO befördern können. Die folgenden Daten stammen aus den Ausschreibungsdokumenten und enthalten daher mehr Mindestanforderungen oder Maximalbelastungen, als das sie konkrete Daten sind. Nicht alles ist spezifiziert, so fehlt die komplette Elektronik, Batterien, Sender also ein Großteil der heutigen VEB.

Jeder Booster hat eine Länge von 12 m, der Durchmesser beträgt 3,5 m. Er hat 135.000 kg Treibstoff und das Gehäuse wiegt beim Start 10.000 kg. Von der Länge entfallen 3 m auf die Düse, die alleine 3.000 kg wiegt. Ihr Expansionsverhältnis beträgt 18. Der Brennkammerdruck soll 10 MPa betragen, die Brenndauer 120 s. Der Startschub soll bei 3.800 kN liegen, der Maximalschub bei 4.000 kN, der mittlere Schub müsste bei 3.090 kN liegen. Der maximale Treibstofffluss beträgt 1.500 kg/s.

Der Booster soll sowohl bei einem Augendruck von 1 bar, wie im Vakuum gezündet werden können. Daraus ist abzuleiten, dass alle Booster baugleich sind und es keine Version mit größerer Expansionsdüse für die zweite Stufe gibt. Jeder Booster hat schwenkbare Düsen (um 6-7 Grad mit einer Rate von 15 Grad/s). 48 Stück müssen pro Jahr herstellbar sein.

Das Boostergehäuse hat eine Länge von 10 bis 11 m. Davon entfallen 1,5 bis 2 m auf den gemeinsamen Teil der Düse, sodass die Gesamtlänge des Boosters zwischen 11,5 und 12 m liegt. Die reine Trockenmasse des Motorgehäuses liegt bei 6.500 kg. Das Gehäuse muss einem Innendruck von 10 MPa und einem maximalen aerodynamischen Fluss am Interface von 1500 bis 2000 N/mm widerstehen. Bei Betriebsende hat das Gehäuse bis zu 10% seiner Masse verloren. Bei den beiden äußeren Boostern kommt noch eine 6 m hohe kegelförmige Verkleidung von 750 kg Masse hinzu.

Der Zünder für jeden Booster wiegt 210 bis 215 kg. Davon sind 35 bis 40 kg Treibstoff die in 0,5 bis 1,2 s abbrennen. Er besteht aus einem pyrotechnischen Vorzünder (40 MPa Maximaldruck) und einem Feststofftriebwerk, das 22 MPa Druck liefert und den eigentlichen Treibstoff entzündet.

PPH Konzept finalke VersionFür die Schubvektorkontrolle wird ein elektromechanisches Aktorensystem verwendet, das Hochleistungsbatterien nutzt, um Elektromotoren anzutreiben. Bei einer Betriebszeit von maximal 180 s in der Ersten und 300 s in der zweiten Stufe, liefert es eine Kraft von 150 bis maximal 220 kN. Es wiegt 450 kg, davon entfallen auf den eigentlichen Aktor 110 kg.

Der Adapter zwischen Booster und Bodensegment ist 2,00 m lang und besteht aus Aluminium von 10 mm Stärke. Er wiegt unter 2.500 kg. Er muss Kräften in der Längsrichtung von 4.000 kN und in der Querrichtung von 800 kN widerstehen.

Der Stufenadapter zur ersten Stufe hat eine Länge von 3,00 m bei 3,50 m Durchmesser. Er besteht aus CFK-Werkstoffen, welche seine Masse auf unter 1.200 kg drücken. Auch er muss Kräften von 4.000 kN in Längs- und 800 kN in Querrichtung widerstehen.

Der Stufenadapter zur dritten Stufe weitet sich von 3,50 an der zweiten Stufe auf 4,00 bis 4,40 m aus. Er ist 5 m hoch und hat eine Masse von unter 1.200 kg.

Das Stufentrennungssystem ist in beiden Stufen dasselbe, es wiegt 30 kg und schneidet pyrotechnisch eine Aluminiumhülle von bis zu 10 mm Dicke durch. In allen drei Stufen gibt es ein „Neutralisationssystem“, das die Hülsen öffnet, damit die Stufen schnell im Meer versinken bzw. bei der dritten Stufe die Treibstoffe entlassen werden. Es wiegt 20 kg und kann Aluminiumhüllen bis 5 mm Dicke durchtrennen, entsprechend 20 mm CFK-Werkstoff.

Der Tank für die kryogene Oberstufe ist ein Integraltank mit einem gemeinsamen Zwi­schen­boden. Der Durchmesser des LOX-Tanks (unten) beträgt 4,00 m, die des LOX Tanks 4,40 m (der Durchmesser der Oberstufe steht noch nicht fest, er soll zwischen 4,00 und 4,40 m liegen). Der LH2-Tank soll bei einem Volumen von 69,3 bis 82,6 m³ zwischen 4,8 und 5,8 t LH2 aufnehmen. Der LOX-Tank bei 22,7 bis 27,2 m³ Volumen zwischen 25,2 und 30,2 t LOX. Der Tankdruck beträgt beim Start zwischen 2,6 und 3,1 bar. Der Druckunterschied zwischen den beiden Tanks darf maximal 1,5 bar betragen. Anders als bei der ESC-B ist der Treibstofftank sehr leichtgewichtig. Er soll unter 1.500 kg wiegen, mit Druckgas, Leitungen und Isolation maximal 2.000 kg. Er ist ausgelegt für einen Einsatz über maximal 390 Minuten Dauer, davon 330 Minuten in einer Freiflugphase. Er soll drei Zündungen des Vincis unterstützen. Als Restflüssigkeiten dürfen maximal 160 kg LH2 und 400 kg LOX verbleiben.

Der Triebwerksrahmen für das Vinci ist das erste Teil, das gemeinsam für Ariane 5 und 6 entwickelt wird. Er hat einen Durchmesser von 4,025 m bei einer Höhe von 1,358 m. Er muss Kräften von bis zu 78 N/mm aushalten sowie eine Spitzenbeschleunigung von 6,22 g bei nur 225 kg Gewicht. Das an ihm angeschlossene Schubvektorkontrollsystem wiegt 100 kg, davon 30 kg für die Motoren. Es muss das Triebwerk 800 bis 1000 s lang drehen, wobei eine Spitzenleistung von 10 kW pro Sekunde benötigt wird. Je zwei Heliumdruckgasflaschen von jeweils 0,3 bis 0,35 m³ Volumen liefern das Druckgas. Sie haben 42,5 MPa Ausgangsdruck. Jeder Tank wiegt 85 kg. Das RACS-System (Verniertriebwerke) besteht aus zwei Gruppen von jeweils einem Triebwerk in Längsrichtung und zwei Gruppen in den anderen Raumrichtungen mit jeweils 4 Triebwerken. Jedes Verniertriebwerk hat 50 bis 100 N Schub, arbeitet 650 s lang, wird bis zu 2.500-mal aktiviert. Es arbeitet mit Kaltgas aus dem Wasserstofftank bei 2.3 Bar Druck. Es hat einem spezifischen Impuls von 2158 m/s und wiegt 32 kg. Die VEB wird mit RACS wahrscheinlich in die Oberstufe integriert.

Die Nutzlasthülle hat eine Länge von 16,5 bis 19 m (Norm: 17 m). Sie weitet sich vom Oberstufendurchmesser auf 5,40 m auf. Für die Nutzlast muss ein Zylinder von mindestens 8,00 m Höhe und 4,60 m Durchmesser zur Verfügung stehen. Sie wiegt weniger als 2.000 kg.

Der Nutzlastadapter auf der dritten Stufe hat einen Basisdurchmesser von 1,78 m und kann durch Adapter mit 0,937, 1.194 und 1,666 m Durchmesser, entsprechend internationalen Standards, ergänzt werden. Bei einer Masse von 80 kg soll er Nutzlasten bis zu 6.500 kg tragen können. Das Sicherheitssystem muss innerhalb von 0,03 s reagieren und auf Kommando die Rakete sprengen. Es ist an allen Stufen mit Sprengschnüren befestigt und wiegt 70 kg.

Typenblatt Ariane 6 (PPH Konzept)

Länge:
maximaler Durchmesser:
Startgewicht:

Startschub:

53,50 m
10,50 m
632.000 – 636.000 kg

11.400 kN

Einsatzzeitraum:

Starts:
Fehlstarts:
Zuverlässigkeit:

2021 -
-
-
99 % (geplant)

Nutzlast:

3.500 / 6.500 kg (in einen GTO-Orbit mit zwei bzw. drei Boostern)
> 4.000 kg in 800 km hohen SSO

3 Booster P135

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

18,00 m (Seitenbooster), 15,00 m (zentraler Booster)
3,50 m
1 × 148.415 kg (geschätzt), 2 × 149.165 kg
1 × 13.415 kg (geschätzt), 2 × 14.165 kg
3 × 3.800 kN (Start)
120 s
HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat
2746 m/s (Vakuum)

Erste Stufe P135

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

12,00 m
3,50 m
147.565 kg (geschätzt)
12.565 kg (geschätzt)
3.800 kN (Start)
120 s
HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat
2746 m/s (Vakuum)

Zweite Stufe H32

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

9,50 m mit Stufenadapter, 4,50 m ohne
4,00 – 4,40 m
34.000 – 40.000 kg
3.171 kg ohne VEB, 4.000 kg (geschätzt)
1 × Vinci
180 kN (Vakuum)
808 s
LOX/LH2
4550 m/s

Nutzlasthülle

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

17,00 m
Basis: 4,40 m, maximal 5,40 m
2.000 kg

Ariane 6.1 und 6.2

Am 19.6.2014 kündeten Airbus und Safran, (Airbus enthält EADS Astrium als Hauptauftragnehmer und Safran SNECMA als Triebwerkshersteller) an, ihre beiden Trägersparten auszugliedern und in einem gemeinsamen Joint Venture „Airbus Safran Launchers“ zusammenzufassen. Dieses soll dann auch den 35% Anteil der CNES an Arianespace abkaufen und so 78% des Kapitals an Arianespace halten und fast alleiniger Auftragnehmer für Ariane 5 und Ariane 6 sein. Ende 2014 soll der neue Konzern seine Arbeit aufnehmen. Nach Ansicht der beiden Firmen soll die Ariane 6 rein privatwirtschaftlich entwickelt werden, Kunden und ESA sollten lediglich Rahmenbedingungen setzen. Mit Einhergehen sollte eine Reduktion der Beschäftigten von derzeit 12.000 auf die Hälfte und die Reduktion der Fertigungsstätten von 20 auf drei, je eine in Frankreich, Deutschland und Italien. Das war nicht unumstritten so gab es Warnstreiks in der Fertigungsstätte der Ariane 5. Anders als vom Autor erwartet, gab es aber keinerlei Komplikationen beim der Übernahme des CNES Anteils. Am 18.6.2015 gaben Airbus und CNES bekannt, dass Airbus den CNES-Anteil übernehmen werde.

Der Kritik am PPH-Konzept begegneten die beiden Konzerne mit einem neuen Konzept mit zwei Trägern einem im Bereich von 3,5 bis 6,5 t GTO und einem Zweiten mit 8,5 t GTO Nutzlast für Doppelstarts. Auch sollte auf ein neues Launchpad verzichtet werden, das alleine 750 Millionen Euro kosten soll. Der Träger soll eine kryogene Zentralstufe haben. Die Ariane 6.1 setzt eine kryogene Oberstufe ein, die Ariane 6.2 eine mit dem Aestus-Triebwerk. Sie soll vor allem für ESA Starts eingesetzt werden. Die Oberstufe ist der einzige Unterschied zwischen beiden Versionen die immer zwei Booster einsetzen. Die Ariane 6.2 wird mit der kleineren Nutzlast vorwiegend ESA Nutzlasten transportieren, die Ariane 6.1 dagegen kommerziell eingesetzt werden.

Damit ging man auf die Einwände von Air Liquide und des DLR ein. Es wurde auch bekannt, dass das Versprechen, wenn die Ariane 5 ME kommt, Arianespace nicht auf Subventionen in Höhe von 100 Millionen Euro pro Jahr angewiesen ist, wohl nicht zu halten ist. Damit wurde fiel ein Kernargument für die Ariane 5 ME weg und gleichzeitig gab es nun auch den geforderten Anteil Deutschlands an der Ariane 6.

Ariane 62 und 64

Ariane 6 POlanung 2015Damit war die deutsche Regierung zu einer Änderung ihrer Position bereit. Im Dezember 2014 wurde in Luxemburg ein neues Konzept beschlossen. Oberstufe und Nutzlasthülle blieben weitgehend unverändert. Die unteren zwei Stufen wurden jedoch geändert. Das Konzept von Airbus/Safran wurde übernommen, aber abgewandelt. Airbus/Safran setzten in beiden Versionen zwei Booster mit 145 t Treibstoff ein. Die beiden neuen Modelle Ariane 62 und Ariane 64 dagegen zwei oder vier Booster mit je 120 t Treibstoff. Daraus ergeben sich zwei Vorteile: die größere Version erreicht nun die Nutzlast der Ariane 5 ECA hat also Potenzial für die Zukunft. Der kleinere Booster kann zudem die Erststufe der Vega ersetzen. Der P145 Booster hätte aufgrund des hohen Startschubs bei der Vega eine zu hohe Spitzenbeschleunigung ergeben und die Vergrößerung der anderen Stufen notwendig gemacht. Dafür entfiel die Oberstufe mit dem Aestus Triebwerk. Dieses Konzept wurde im Dezember 2014 beim ESA-Konzil in Luxemburg genehmigt. Gleichzeitig wurde die Ariane 5 ME Entwicklung eingestellt. DLR Vorsitzender (und seit Juni 2016 neuer ESA Chef) Wörner bezeichnet die Ariane 64 als Ariane 5 ME Ersatz und das ist nicht aus der Luft gegriffen.

Betrachtet man sich das Konzept genauer, so haben wir eine Stufe mit 140 bis 149 t LOX/LH2. Das ist fast die Treibstoffmenge der Ariane 5G (158 t). Nur setzt man das Vulcain 2 anstatt dem Vulcain 1 ein. Der einzige Unterschied ist der geringere Durchmesser der Stufe und der Oberstufe. Damit ist die Rakete länger als eine Ariane 5 und erreicht die Höhe einer Ariane 4. Geplant ist daher auch die horizontale Integration. Die vertikale Integration ist technisch einfacher, man kann mit einem Gerüst leicht an die Rakete herankommen. Die Gebäude sind aber sehr hoch und damit teuer. Die horizontale Integration ist vor allem bei längeren Trägern und größeren Stückzahlen günstiger als die vertikale. In den USA wurden die ICBM, die in größeren Stückzahlen produziert wurden, horizontal integriert, die Trägerraketen dagegen vertikal. SpaceX setzt als einzige US-Firma auf horizontale Integration. Alle russischen Träger werden horizontal integriert. In Europa gibt es schon Erfahrungen mit der Horizontalintegration: Als man bei ERNO zusätzlich zum Auftrag die zweite Stufe der Ariane 1-4 auch die Fertigung der Booster der Ariane 4 bekam, integrierte man diese horizontal, während man bei der zweiten Stufe bei der Vertikalintegration blieb. Die Horizontalintegration macht einen Großteil der 600 Millionen Euro Investitionskosten im CSG aus, soll später aber niedrigere Kosten bei der Startvorbereitung ermöglichen.

Die Oberstufe wird ein Vinci Triebwerk und mindestens 30 t Treibstoff einsetzen. Ebenso wird die Nutzlasthülle sich auf 5,40 m Durchmesser ausweiten. Die Ariane 64 wird 115 Millionen Euro (Preisbasis 2014) pro Stück (bei 7 Stück/Jahr) kosten. Mehr als die PPH-Ariane, aber auch bei größerer Nutzlast. Die Ariane 5 ECA kostet derzeit bei vergleichbarer Nutzlast rund 147,6 Millionen Euro. Die kleinere Ariane 62, vorwiegend für Regierungsstarts, (Einzelstarts) wird 75 Millionen Euro pro Stück kosten.

Von den Entwicklungskosten wird die CNES 50% tragen, die DLR 22-25 % und der Rest entfällt dann auf Italien (12%), Spanien, Holland, Belgien und der Schweiz. Von dem Ziel die Produktion rationeller zu gestalten und auf wenige Standorte zu beschränken kam man bald ab. So setzte Deutschland durch, das man in Augsburg 35% der Booster fertigt. Sonst würde der Standort dort wegfallen. MT Aerospace versprach, durch die Einführung einer neuen Karbonfasertechnologie 25% der Fertigungskosten des P120C einzusparen. Gelingt dies, wird man die Technologie auch bei Avio in Italien einsetzen. 35 P120C Stufen sollen pro Jahr gebaut werden, davon 4 für die Vega und 31 für die Ariane 6.

Ariane 64Für die Entwicklungskosten gibt es unterschiedliche Angaben. Nach dem ESA-Konzil wurden 8 Milliarden Euro für die nächsten zehn Jahre im Launcherprogramm genannt, davon die Hälfte für die Ariane 6 Entwicklung der Rest für die Bodenstruktur, Management und CSG-Unterhalt sowie andere Programme wie die Vega Weiterentwicklung. Konkretisiert wurden die Angaben dann zu 2.928 Millionen Euro für die Ariane 6 und 715 Millionen Euro für die P120C Entwicklung.

Die am 12.8.2015 unterzeichneten Entwicklungsverträge haben Volumen von 2.400 Millionen Euro für die Ariane 6, 600 Millionen Euro für die Startanlagen im CSG und 395 Millionen Euro für den P120C Booster. Letztere gehören formal zum Vega C Programm. Von diesen geplanten Summen wurde bei Vertragsabschluss aber nur eine erste Tranche von 680 Millionen Euro bewilligt. Davon entfallen 52% auf Frankreich, 22% auf Deutschland und die restlichen 25% auf die anderen Nationen. Deutschlands Anteil ist nach Aussagen von Zypries 180 Millionen Euro pro Jahr über 10 Jahre, das ergibt einen 22,5% Anteil an den 8 Milliarden Euro, die die ESA in den nächsten 10 Jahren für die Träger ausgeben will. Insgesamt verwundert, dass die Entwicklung leicht billiger als beim PPH-Konzept ist, das auf 4 Milliarden Euro taxiert wurde, obwohl man eine Stufe mehr, die H140 entwickeln muss.

Die Ariane 6 Entwicklungskosten enthalten auch 52% der P120C Entwicklungskosten, die anderen 48% werden der Vega zugeordnet.

Der geringe Trägerpreis von 90,6 Millionen Euro (bei 11 Starts pro Jahr) soll wie folgt erreicht werden:

Gegenüber der Ariane 5 ME, die mit 158 Millionen Euro angegeben wird, kommt man so zu einer Einsparung von 42% entsprechend 67 Millionen Euro. Bei dieser Kalkulation sind einige Dinge auffällig: Der zweitgrößte Posten soll durch eine privatwirtschaftliche Organisation erreicht werden, indem der Bau und Vertrieb komplett privatisiert wird. Bedenkt man das SpaceX, die dies vorgemacht haben, bei NASA und DoD Missionen 30 bzw. 40% höhere Preise wegen der damit verbundenen Bürokratie verlangt, erscheint dies glaubhaft.

Die Reduktion der Produktionsstandorte bringt dagegen nur 3% Einsparungen, das erstaunt, wurde dies doch vor allem durch die CNES als Standortnachteil benannt.

Träger

Nutzlast (GTO)

Fertigungspreis

Startmasse

Höhe

PPH

6.500 kg

70 Mill. € (9 Starts/Jahr)

636 t

53,5 m

Ariane 6.1

8.500 kg

85 Mill. €

530 t

63 m

Ariane 6.2

4.000 kg

69 Mill. €

505 t

63 m

Ariane 62

5.800 kg

80 Mill. € (6 Starts/Jahr)

500 t

70 m

Ariane 64

10.900 kg

91 Mill. € (5 Starts/Jahr)

800 t

70 m

Ariane 5 ECA

10.300 kg

147,6 Mill. € (7 Starts/Jahr)

780 t

54,7 m

Ariane 5 ME

11.500 kg

158 Mill. € (7 Starts/Jahr)

790 t

58 m

Die Kosten für eine Ariane 64 sollen sich wie folgt verteilen:

Teil

Firma

Mill. Euro

Anteil %

Integration:

Energie: Safran, Pyrotechnik (Dassault + Pyroalliance

4,75

4,3

Gesamtträger:

Aktoren: SABCA

2,58

2,3

Gesamtträger:

Strukturen MT Aerospace + CASA

4,39

3,8

P120 (29,44 Mill.)

Hauptkontraktor: Airbus Frankreich

3,88

3,5

P120

Euroguis: Zusammenbau und Ausrüstung

7,50

6,8

P120

Avio: Antrieb

6,90

6,3

P120

Herakles: Düse und Treibstoffe

9,03

8,2

P120

MT Aerospace: Strukturen

1,36

1,2

P120

Verschiedenes

0,77

0,7

EPC (38.08 Mill.)

Hauptkontraktor, Integration: Airbus Frankreich

10,34

9,4

EPC

Vulcain 2: SNECMA: Projektmanagement Wasserstoffturbopumpe, Gasgenerator

8,66

7,8

EPC

Struktur: Airbus France

5,30

4,8

EPC

Vulcain 2: Brennkammer, Ventile, Tests

2,46

2,2

EPC

Vulcain 2: LOX-Turbopumpe: Avio

1,42

1,3

EPC

Vulcain 2: Verschiedenes, Turbinen: GKN Aerospace, Airbus Deutschland

1,68

1,5

EPC

Vulcain 2: Verschiedenes: Techspace Aero, Microtechnica, Herakles, Meggit

0,78

0,7

EPC

Motoraufhängung: Dutch Space

1,55

1,4

EPC

Tanks: Air Liquide, Airbus, MT Aerospace

5,89

5,1

Oberstufe (20,36 Mill.)

Hauptkontraktor Airbus (Deutschland)

2,58

2,3

Oberstufe/VEB

Struktur Airbus (Deutschland)

4,84

4,4

Oberstufe:

Vinci: Düse und LH2-Turbopumpe: SNECMA

5,61

5,1

Oberstufe:

Vinci: Brennkammer, Diverses, Tests: Airbus Deutschland

1,89

1,7

Oberstufe:

Tanks: Air Liquide, Airbus

2,74

2,5

Oberstufe:

Vinci: LOX-Turbopumpe: Avio

0,32

0,3

Oberstufe:

Vinci: Turbinen: GKN:

0,21

0,2

Oberstufe:

Vinci: Ventile: Herakles

0,6

0,5

Oberstufe:

Vinci: Verschiedenes: Technospace Aero, Microtechnica, Herakles, Meggit

1,26

1,1

Oberstufe:

Vinci Triebwerksrahmen: Dutch Space

0,32

0,3

VEB

Airbus (Deutschland)

4,84

4,4

VEB

Elektronik + Videoausrüstung: Airbus, TAS, CRISA

3,61

3,3

Trennsystem

Trennsystem, Adapter: RUAG

1,0

0,9

Trennsystem

Schockabsorber, Cone 3936: CASA

1,0

0,9

SYLDA

Airbus Frankreich

4,0

3,8

Nutzlastverkleidung:

RUAG Space

2,97

2,7

Dies sind 110,31 Millionen Euro bei einer Stückzahl von 6 pro Jahr. Die Steigerung auf 11 soll dann weitere Einsparungen in Höhe von 20 Millionen Euro bringen.

Land

Ariane 62

Ariane 64

Frankreich

47,9

49,6

Deutschland

20,7

17,2

Italien

7,8

11,9

Belgien

3,9

3,3

Schweiz

3,3

2,8

Spanien

4,4

3,8

Holland

2,1

4,4

Schweden

2,1

2,8

Andere

7,9

7,2

Italien, wo die Feststoffbooster gefertigt werden, profitiert am stärksten von der stärkeren Version. Deutschland zahlt zwar (je nach Quelle) 22 bis 25% an der Rakete, erhält aber in keinem Falle auch so viele Aufträge. Unter diesem Aspekt verwundert es nicht, dass die deutsche Regierung eine zweite Fertigung der Booster bei MT Aerospace haben will.

>Vorgerückt ist dagegen der Termin des Jungfernflugs um ein Jahr auf 2020.

Technische Beschreibung der Ariane 62 und 64

Ariane 62Noch gibt es wenige Angaben zur Ariane 62 und 64. Endgültig feststehen wird sie wohl erst nach dem Ende des Critical Design Reviews und der endgültigen Genehmigung durch die ESA im Juli 2016. Daher findet man auch über Nutzlast, Stufenmassen etc. je nach Quelle leicht schwankende Angaben.

Die Startmasse wird mit 500 t (Ariane 62) bzw. 800 t (Ariane 64) angegeben. (Andere Werte: 480 bzw. 780 t). Der Startschub liegt bei 8000 bzw. 13.000 kN. Die Nutzlast für die Ariane 62 wird je nach Quelle mit 5 t, oder 5,8 t für den GTO angegeben, die für die Ariane 64 mit 10 t, 10,5 oder 10,9 t. Die Ariane 62 soll auch 5,6 t (7 t nach anderen Angaben) in einen SSO befördern können.

Die P120 Booster heißen wegen ihres geplanten Treibstoffanteils von 120 t so, allerdings sind sie nun deutlich größer. Der Schub beträgt 3500 kN beim Start, die Brenndauer 130 s. Der Schub muss während des Betriebs abnehmen, sonst ist diese Brenndauer nicht erreichbar. Der Wechsel von dem P145 auf den P120C hatte einen pragmatischen Grund: Damit war es möglich denselben Antrieb für die Vega und die Ariane 6 einzusetzen. Die Ariane 6 Version braucht lediglich eine aerodynamische Verkleidung. Der P145 und ein daraus abgeleiteter Antrieb für die Vega hätten zwar bei beiden Trägern zahlreiche identische Teile gehabt, es gab aber doch Abweichungen, weil der P145 zu schubstark für die Vega gewesen wäre. Vieles spricht dafür, dass die Stufenbezeichnungen abgerundete Treibstoffmassen sind. Da auch bei den anderen Stufen Brennzeit und Treibstoffangabe nicht zusammenpassen.

P120C SRM


Daten 2015

Daten 2017

Gewicht mit Treibstoff:

135.860 kg

154.600 kg

Trockenmasse:

11.100 kg

11.000 kg (nur 8.300 kg für Motorgehäiuse)

Maximaler Betriebsdruck:

105 bar


Durchmesser:

3,40 m

3,40 m

Länge:

11,70 m

11,70 m

Oberer Anschlussdurchmesser:

1,00 m


Unterer Anschlussdurchmesser:

1,60 m


Düse Minimaldurchmesser:

0,571 m


Düse Abschlussdurchmesser:

2,175 m


Düsenmündungsfläche:

3,715 m²


Düse Entspannungsverhältnis:

14,56


Betriebszeit mit Schub >150 kN

132,9 s

132,8 s

Gesamtimpuls:

368,9 MN


Mittlerer spezifischer Impuls

2374 m/s (Meereshöhe) 2721 m/s (Vakuum)

2732 m/s (Vakuum)

Startschub / Maximalschub

3.500 kN

4.500 kN

Mittlerer Schub:

2.686 kN


Die EPC hatte anfangs nur 4,6 m Durchmesser. Sie sollte 140 t Treibstoff aufnehmen (Die ESA gibt davon abweichend 149 t an). 2016 wurde der Durchmesser auf denselben der ariane 5 also 5,4 m erhöht. Der Antrieb ist ein Vulcain 2.1 oder auch Vulcain 2+. Der Schub von 1350 kN ist identisch zum Vulcain 2, doch soll es preiswerter zu fertigen sein. Die Brenndauer von 460 s korrespondiert mit 146 t Treibstoff, wenn der spezifische Impuls der gleiche, wie beim Vulcain 2 ist. Übernimmt man die ESA-Angabe von 149 t Treibstoff, so würde er auf 4167 m/s sinken. Mit 140 t Treibstoff müsste er dagegen sehr hoch sein und bei 4435 m/s liegen, das erscheint in Anbetracht dessen, das das Triebwerk auf den Start beim Boden ausgelegt sein muss unmöglich. Auffällig an der Stufe sind zwei Isolationszonen, das spricht für getrennte Tanks. Sie haben mehr Gewicht, sind aber kostengünstiger zu fertigen. Was den Autor verwundert, ist das der LH2-Tank der untere ist. Bei einer umgekehrten Reihenfolge könnte man die Booster an der Zwischentanksektion anbringen, die steifer ist und eine höhere strukturelle Integrität als die Tanks hat. Das entlastet den unteren Tank. Vor allem hat der Wasserstofftank normalerweise durch die geringere Dichte des Mediums nicht so dicke Wände wie der Sauerstofftank. Schon von diesem Aspekt her wäre es besser, die Reihenfolge umzukehren.

Es schließt sich die Oberstufe an. Gegenüber der kompakten ECB gab es beim ursprünglichen Konzept die größte Änderung. Diese Oberstufe ist erheblich länger, in etwa so lang wie ein Booster (etwa 15 m). Fast die Hälfte davon entfällt auf den Stufenadapter, man kann daraus schließen, dass das Vinci Triebwerk in einer Version mit schon ausgefahrenen Düsen eingesetzt wird. Auch dies dürfte Kosten sparen und Risiken vermindern. Die Oberstufe nimmt mindestens 30 t Treibstoff auf. Bei ihr ist der Tank ein Integraltank und der Wasserstofftank der obere Tank (wie bei ESC-A und B). Die Brenndauer von 900 s ist für die 30 t Treibstoff zu groß. Eine Erklärung wäre, dass ein Teil der Zeit das Vinci mit niedrigerem Schub arbeitet. Auch bei der Ariane 5 ME war für bestimmte Missionstypen eine Reduktion des Schubs von 180 auf 130 kN vorgesehen. Theoretisch kann man es sogar auf 60 kN herunterzuregeln. Bei 180 kN Schub würde der Treibstoff nur für eine Betriebszeit von 760 s reichen (oder man nimmt 35,2 t Treibstoff mit, dann kommt man bei 180 kN Schub auf 900 s Brennzeit). Nach den Ausschreibungen ist die VEB in die Oberstufe integriert. 2016 wurde die Oberstufe deutlich kürzer und hat wie die Zentralstufe 5,40 m Durchmesser.

Die Nutzlastverkleidung leitete im ersten Konzept von einem Durchmesser von 4,60 auf einen von 5,40 m über. Dies spart Kosten, da man so Teile der Ariane 5 Nutzlastverkleidung übernehmen kann. Bei der Ariane 64 wird auch eine Sylda eingesetzt. Sie soll leichtgewichtiger als das bisherige System sein. Die Länge beträgt zwischen 17 und 20 m. Beim neuen Konzept von 2016 gibt es keinen Übergang mehr, die Ariane 6 sieht aus wie eien Ariane 6 nur mit anderen Boostern.

Die Ariane 62 ist für schwere Einzelstarts und Transporte in den sonnensynchronen Orbit vorgesehen. Hier beträgt die Nutzlast 5,6 bis 7 t. Dass man nun vorwiegend mit Einzelstarts rechnet, zeigt sich auch darin, dass sechs Ariane 62 aber nur fünf Ariane 64 Starts pro Jahr in dem Wirtschaftlichkeitsbetrachtungen angenommen werden. Das entspricht 32 Boostern pro Jahr. Die Ariane 64 soll mit einer Nutzlast von bis zu 10,9 t fähig sein, zwei Satelliten von 4,5 bis 5 t Gewicht im Doppelstart befördern zu können.

Der Autor selbst ist über den großen Nutzlastunterschied der beiden Versionen verwundert. Die Ariane 64 hat fast die doppelte Nutzlast der Ariane 62. Dies soll alleine durch zwei Booster erreicht werden, die nur 60% Mehrgewicht addieren und eine geringere Leistung, als die beiden mit LOX/LH2 arbeitenden Stufen haben. Es gibt noch eine zweite Merkwürdigkeit. Die Ariane 64 wiegt mehr als die geplante Ariane 5 ME. Sie hat Booster mit einem geringeren Leergewicht und höherem spezifischem Impuls. Auch die Oberstufe sollte durch ihre schlanke Form ein geringeres Leergewicht als die ESC-B haben und nimmt mehr Treibstoff auf. Bedingt durch die kürzere Brennzeit sollte sich auch geringere Gravitationsverluste aufweisen. Diese sind bei der Ariane 5 sehr hoch und liegen höher als bei anderen Typen. Trotzdem ist die Nutzlast kleiner als bei der Ariane 5 ME bei höherer Startmasse. Das ist erstaunlich. Mit an die Ariane 5 ME/PPH angelehnten Stufenmassen kommt man bei Anlegen der Ariane 5 Verluste zu einer wesentlich höheren Nutzlast von 13.000+ kg (Ariane 64) bzw. 9.000+ kg (Ariane 62).

Durchsucht man das Internet sorgfältig, so fällt auf, dass es schon 2012 ein ähnliches Konzept bei den Entwürfen gab. Der H1B Entwurf setzte ebenfalls eine H140 Stufe mit Vulcain und einer Oberstufe mit dem Vinci ein. Das Konzept setzt aber auf kleinere Booster von 1,7 m Durchmesser und 45 t Treibstoffzuladung. Sogar die Bezeichnungen Ariane 62 und 64 finden sic in dem CNES-Dokument. Wegen der kleineren Booster haben diese Ariane 62 und 64 aber 2,5 t GTO (5,3 t SSO) und 5,8 t GTO Nutzlast. Auch der Durchmesser der Zentralstufe von 4,4 m passt zu dem heutigen Konzept. Interessanterweise passen bei diesem Konzept die Nutzlastangaben besser. So wäre die Ariane 66 (6 Booster mit je 45 t Treibstoff) in etwa gleich groß wie die nun aufgelegte Ariane 62 gewesen, aber mit 8 anstatt 5,6 t GTO-Nutzlast. Zudem ist hier wie bei allen anderen Raketen die SSO-Nutzlast doppelt so groß wie die GTO-Nutzlast (das ist sie auch bei Ariane 5), während sie bei der Ariane 62 gleich groß ist, das ergibt technisch keinen Sinn, man braucht für einen SSO weitaus weniger Energie, so würde eine Ariane 62 trotz leistungsfähiger Antriebe die gleiche SSO-Nutzlast wie eine Sojus 2 haben – die wiegt aber nur 300 anstatt 500 t. Man könnte fast die Vermutung haben, jemand hat bei diesem Konzept nur die Booster ausgetauscht, einfach eine Nutzlast ausgedacht ohne sie zu berechnen und das als „Ariane 62/64“ präsentiert. Doch für so blöd halte ich nicht mal die europäische Raumfahrtindustrie.

Bei dem folgenden Typenblatt habe ich für die unbekannten Stufenmassen eine Schätzung anhand der Erststufe der japanischen H-IIA durchgeführt – auch sie hat 4 m Durchmesser und nimmt schubstarke Booster auf, die nur an der Basis befestigt sind. Ich bin von 146 t Treibstoff ausgegangen, da dies zu der Brennzeit passt. Die Trockenmasse der Oberstufe orientiert sich an den ESA-Ausschreibungen für das PPH-Konzept aber auch der Oberstufe der Delta 4. Hier habe ich 35,2 t Treibstoff angesetzt, diese Menge passt zu den 900 s Brennzeit, die genannt werden. Zu einer ähnlichen Trockenmasse kommt man, wenn man das Voll/Leermasseverhältnis der Zweitstufe der H-II nimmt, die allerdings deutlich kleiner ist. Beide Träger haben kryogene Zentralstufen und werden durch Feststoffbooster unterstützt. Daher bieten sie sich als Vergleiche an. Die Daten des P120C der Vega sind bekannt. Wie beim PPH-Konzept habe ich noch 750 kg für eine aerodynamische Verkleidung bei den Boostern hinzuaddiert.

Typenblatt Ariane 62 / 64

Länge:
maximaler Durchmesser:
Startgewicht:

Startschub:

67 – 70,00 m
11,60 m
500.000 kg (Ariane 62) bzw. 800.000 kg (Ariane 64)

8.000 kN (Ariane 62) bzw. 13.000 kN (Ariane 64)

Einsatzzeitraum:

Starts:
Fehlstarts:
Zuverlässigkeit:

2020 -
-
-
99 % (geplant)

Nutzlast:

Ariane 62: 5.600 kg – 7.000 kg SSO,
5.000 – 5.800 kg GTO-Bahn
Ariane 64: 10.000 – 10.900 kg GTO

Booster P120

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

17,50 m
3,50 m
136.610 kg (geschätzt)
11.850 kg (geschätzt)
3.500 kN (Start)
130 s
HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat
2721 m/s (Vakuum)

Erste Stufe H140

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

35,30 m
4,60 m
165.900 kg (geschätzt)
19.900 kg (geschätzt)
960 kN (Start), 1.350 kN (Vakuum)
460 s
LOX/LH2
4256 m/s (Vakuum)

Zweite Stufe H30 + VEB

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

17,20 m
4,60 m
40.000 kg (geschätzt)
4.800 kg (geschätzt)
1 × Vinci
180 kN (Vakuum)
900 s
LOX/LH2
4560 m/s

Nutzlasthülle

Länge:
Durchmesser:
Gewicht:

17 – 20 m
Basis: 4,60 m, maximal 5,40 m
2.000 kg

Die Ariane 6 – ein persönliches Urteil

In der ersten Auflage des Buchs habe ich ein umfangreiches Kapitel meiner Ansicht über die Ariane 5 Entwicklung unter technischen und politischen Aspekten gehabt. Da inzwischen das Schicksal der Ariane 5 besiegelt ist, habe ich mich auf die Ariane 6 beschränkt, wobei zumindest die technischen Ausführungen sich nur auf die wenigen bekannten Tatsachen beziehen können.

Fangen wir mit den Konzepten an. Die CNES hat sich zuerst auf das PPH-Konzept festgelegt. Das Konzept ist nicht jedermanns Sache auch Le Gall, der 2013 frisch von Arianespace zu CNES wechselte, war anfangs skeptisch, sagte aber schließlich: „Betrachtet man es unter ökonomischen Aspekten, so ist es überzeugend“. Eine kryogene Oberstufe direkt auf Feststoffbooster zu setzen hat Nachteile. Die NASA bemerkte dies schon beim Entwurf der Ares 1, die ein ähnliches Konzept verfolgt. Dort wollte man in den Stufenadapter ein aufwendiges Dämpfungssystem für die Schwingungen einbauen. Allerdings ist diese Rakete auch für bemannte Einsätze ausgelegt. Für Besatzungen müssen die Vibrationen viel kleiner als für Satelliten sein, auch weil sie die Instrumente noch ablesen können müssen. Ein passives Dämpfungssystem würde bei der Ariane 5 PPH wohl ausreichen.

Das PPH-Konzept mit drei Boostern ergibt Verluste wie die Ariane 5 bei einer optimierten Oberstufe, bei einem ESC-B Modell sind die Verluste geringer und liegen auf Vega Niveau. Auffällig ist aber das die Nutzlast durch den Wegfall eines Boosters so stark absinkt – von 6,5 auf 3,5 t. Das ist logisch und bei den Berechnungen nicht nachvollziehbar. Erreicht die Version mit drei Boostern 6,5 t GTO Nutzlast, so müsste eine 2-Booster-Variante, egal welche Parameter man für die Oberstufe nimmt – bei etwa 4,7 bis 4,9 t Nutzlast liegen. Dieses Missverhältnis gibt es auch bei der Ariane 62 und 64.

Doch zuerst eine Beurteilung des Ariane 62/64 Konzepts an sich. Für mich erschließt sich nicht der Vorteil des Konzepts. Etwas flapsig ausgedrückt, lässt sich die Industrie dafür bezahlen, dass sie die Ariane 5 ME nun mit anderen Tanks herstellt – 4,6 anstatt 5,4 m Durchmesser und dafür länger. Anstatt Integraltanks nun getrennte Tanks, die einfacher zu produzieren sind. Natürlich ist die Reduktion des Durchmessers eine gute Lösung. Dadurch kann die Oberstufe leichter werden. Dazu kommt, dass die Vibrationen der Booster nun auf die Zentralstufe übertragen werden und nicht über den Stufenadapter auf die Oberstufe. Man kann also die Zentralstufe strukturell verstärken und die Oberstufe leichter machen. Da aber nur die Oberstufe in einen Orbit gelangt, lohnen sich diese Maßnahmen, denn Gewichtseinsparungen sind dort etwas drei bis viermal so effizient wie bei der H140. Eine andere Maßnahme, um Kosten zu sparen, ist der lange Stufenadapter, der ein ausgefahrenes Vinci erlaubt und wahrscheinlich an der H140 bleibt.

Doch rätselhaft sind die Nutzlastangaben. Dafür muss man nicht mal den Taschenrechner bemühen. Hier mal einige Tatsachen, die zum Nachdenken bewegen sollten:

Die Ariane 62/64 entstand aus dem H1B Konzept von 2012. Während man die Oberstufe leicht vergrößerte und die Booster nun dreimal so groß sind, blieb die SSO-Nutzlast bei der Ariane 62 gleich groß. Das ist sehr erstaunlich. Diese Rakete transportiert sogar in den GTO mehr Nutzlast in den SSO. Bei allen anderen Trägern inklusive aller Ariane 1-5 Versionen ist dagegen die SSO-Nutzlast größer, meist doppelt so groß.

Die Ariane 64 wiegt 800 t beim Start, 10 t mehr als die Ariane 5 ME. Sie setzt die gleichen Triebwerke in Oberstufe und Zentralstufe ein, bei der Oberstufe kann man wegen der günstigeren Tankform sogar von Gewichtseinsparungen ausgehen (nicht dagegen bei der Zentralstufe). Die Booster haben ein um ein Drittel geringeres Leergewicht als die EAP (bei gleicher Treibstoffmenge), einen höheren spezifischen Impuls und etwas mehr Treibstoff. Bedenkt man, dass der Übergang zu CFK-Werkstoffen bei der Ariane 2010 Initiative erwogen wurde, (S.205) und das 1.750 kg mehr Nutzlast bringen sollte, so verwundert etwas, dass die Ariane 64 nur 10,5 t transportieren soll. Ariane 5 ME mit schlechteren Leistungsdaten war doch auf 12 t projektiert.

Setzt man die im Typenblatt angegebenen Werte für eine Geschwindigkeitsberechnung an, so erhält man Verluste von über 2800 m/s. Ariane 5 ECA mit einer längeren Brennphase (gleichbedeutend mit höheren Gravitationsverlusten) liegt dagegen nur bei 2200 m/s. Nimmt man an, das auch Ariane 62/64 2200 m/s Verluste haben, so müssten Oberstufe und Nutzlast zusammen bei der Ariane 6 über 18 t wiegen – also bei 10 t Nutzlast würde die Oberstufe trocken 8 t wiegen. Das ist schwer vorstellbar. Allerdings kommt man mit dieser massiven Oberstufe dann tatsächlich auf gleiche Verluste bei Ariane 62 und 64 (zumindest wenn man 6 t Nutzlast für Ariane 62 und 10 t für Ariane 64 annimmt). Nach eigenen Berechnungen kommt wenn man als Strukturfaktoren die Daten anderer Stufen derselben Größe nimmt man auf eine Nutzlast von 13 bis 14 t für die Ariane 6, wie in meinem Blog erläutert.

Sollte die Industrie im Schubrahmen Bleigewichte unterbringen, damit sie 2022 dann ein „Ariane 6 Evolution Programm“ fordert, bei dem man für das Entfernen der Bleigewichte nochmals Milliarden von der ESA loseist? Bei einer „State of the Art“ Oberstufe mit 4-5 t Trockengewicht (nur zur Erinnerung: die DCSS mit sehr konservativer Auslegung, getrennten Tanks und Verwendung von Legierungen, die seit den Sechziger Jahren eingeführt sind, hat bei 27,5 t Treibstoffzuladung ein Trockengewicht von 3,475 t mit VEB) müssten beide Modelle 3 t mehr Nutzlast transportieren also 9-10 t (Ariane 62) und 13-14 t (Ariane 64). Eher sollte die neue Oberstufe noch leichter sein: MT Aerospace fertigt für die NASA-Rakete SLS Tankdome aus der leichtgewichtigen Legierung AL 2195 im Spiralverformungsverfahren und Rührreibschweißen. Diese wiegen 25% weniger, als die bisherigen die von Boeing kommen. Da sollte man annehmen, das die neue Stufe, wo MT Aerospace mitbeteiligt ist, eher weniger wiegt als die DCSS (auch die kommt von Boeing). Auch das PPH-Konzept ging von rund 3,3 t Trockenmasse (ohne VEB) für eine Stufe mit 30 bis 36 t Treibstoff aus.

Die finanzielle Seite

Warum allerdings dieses Konzept so viel Geld kosten soll, verstehe ich nicht. Tanks sind Strukturen und als solche bei der Entwicklung und Produktion günstig. Als die JAXA aus der H-IIA die H-IIB entwickelte und dabei den Tankdurchmesser vergrößerte und einen neuen Schubrahmen für zwei Triebwerke entwickelte, kostete das 447 Millionen Dollar.

Das gleiche gilt für den P120C. Er soll für 715 Millionen Euro entwickelt werden. Die Vega-Entwicklung wurde ja deutlich teurer als geplant, aber die gesamte Entwicklung einer kompletten Rakete mit drei Stufen, AVUM, Nutzlastverkleidung und Bodenanlagen kostete 710 Millionen Euro, davon 131,5 für den P80. Ich kann nicht verstehen, warum nun ein 50% größerer Booster über fünfmal so viel wie die P80 Entwicklung kosten soll. Eher würde ich erwarten, dass der Erstling P80 teurer ist, weil man technologisches Neuland betritt. Die Vergrößerung des Durchmessers von 3 auf 3,5 m sollte dann nicht so horrende Kosten aufwerfen.

Interessant ist auch, dass die Entwicklungskosten des PPH Konzepts in etwa gleich hoch sind wie die des Ariane 62/64 Konzepts. Daraus kann ich nur schließen, dass man die Differenz in der Auslegung – die H140 Zentralstufe – praktisch für umsonst entwickeln kann.

Der Hauptanteil der Aufwendungen bei beiden Konzepten dürfte auf die Oberstufe entfallen. Schlussendlich bekam die Industrie 2012 einen Auftrag für die Entwicklung der ESC-B für 1.100 Millionen Euro. Da wird die neue Oberstufe nicht billiger sein, schon alleine, damit man bei der ESA keinen Verdacht schöpft.

Insgesamt halte ich beide Konzepte für zu teuer, vor allem, wenn man weiß, was andere in den letzten Jahren neu entwickelte Träger kosten. Dazu muss man nicht mal SpaceX bemühen, wie diese Tabelle zeigt:

 

Träger

Entwicklungszeitraum

Kosten

H-II

1985-1994

2.300 Millionen $

H-IIA

1995-2001

1.500 Millionen $

H-IIB

2001-2009

447 Millionen $

H-III 2014- 2020 1.350 Millionen €

Atlas V

1994-2002

1.630 Millionen $

Delta 4 Heavy

2001-2004

500 Millionen $ (nur Upgrade von der Delta 4 Basisversion)

Falcon 9

2006-2010

600 Millionen $

Besonders die Weiterentwicklung der H-II (4 t GTO) über die H-IIA (5,8 t GTO) zur H-IIB (8 t GTO) ist interessant. Zum einen wurde dieser Träger komplett neu entwickelt. Zum anderen wurde die Erweiterung zunehmend günstiger. So sollte man erwarten, dass auch eine Ariane 6 durch die Verwendung von Vulcain 2, P80 Technologie und Vinci Vorentwicklung deutlich billiger werden kann.

Woran ich nicht glauben kann, ist das dann die Raketen die anvisierten Preisziele erreichen. Zum einen wegen dieser hohen Entwicklungskosten. Ariane 5 wurde ja noch neu entwickelt – Booster die zwanzigmal schwerer als alle bisher bei Ariane eingesetzten, das Vulcain mit dem zwanzigfachen Schub des HM7, die hohe Zuverlässigkeit für bemannte Einsätze – das alles kostet Geld. Doch nun basierend auf der schon existierenden Technologie sollte es möglich sein, die Entwicklung günstiger zu machen. Wenn nun die Industrie keine kostengünstige Entwicklung hinbekommt, wie kann man das Vertrauen haben, dass sie ihre Versprechen für die Produktionskosten hält? Im Normalfall ist ein in der Entwicklung teures Produkt auch in der Fertigung teuer, denn wäre es einfach herzustellen, so wäre es auch einfach zu entwickeln.

Stattdessen übergibt die ESA die Kontrolle der Entwicklung an die Privatwirtschaft, die CNES tritt ihren Anteil an Arianespace an Airbus-Safran ab. An und für sich meine ich wird eine Firma wegen weniger Bürokratie effizienter arbeiten als eine Regierungsbehörde. Bei der Raumfahrt zeigten bisherige Privatisierungen aber den gegenteiligen Effekt. Die USA privatisierten die Starts ab 1987, ein Jahrzehnt später gab es die EELV-Ausschreibung, die neue preiswerte Trägerraketen ergeben sollte. Sie waren aber nicht preiswert. Delta 4 und Atlas V spielen beim kommerziellen Transport nur eine geringe Rolle, da sie zu teuer sind und selbst die USAF, die bisher jeden Preis für die Träger zahlte, hält sie inzwischen für überteuert. Ähnliches ist auch bei der Ariane 6 zu erwarten: Warum sollte ein Unternehmen sich Mühe geben, eine Rakete billig zu produzieren, wenn die Vergangenheit schon gezeigt hat, dass die ESA bereit ist, Verluste von Arianespace auszugleichen wie dies im EGAS-Programm geschah?

Meiner Ansicht nach sollte sich die ESA darauf besinnen, was die Triebfeder für die Ariane 1 war: ein eigenständiger Zugang zum Weltraum. Den hat man mit Ariane 5. Sie ist ausreichend für alle ESA-Missionen. Wenn man nicht die Starts subventioniert und keine Ariane 6 entwickelt, so verliert man vielleicht Aufträge, wenn Ariane 5 nur noch Nutzlasten aus Europa (der ESA und nationale Nutzlasten) startet, so fliegt sie vielleicht nur noch zwei bis dreimal pro Jahr (und das auch nur, wenn man Galileosatelliten nicht mit der Sojus startet und auf solche Ideen kommt, wie die bewährten ATV zugunsten eines Servicemoduls für die Orion aufzugeben). Sie werden vielleicht noch teuer, aber wenn man 100 bis 120 Millionen Euro Subventionen pro Jahr zahlt, dann kann man sich auch teurere Starts leisten. Eine Ariane 6 wird niemals die 4 Milliarden Euro hereinspielen, die man in sie investiert hat. Für diese Summe könnte die ESA es sich leisten 80 Starts zu je 50 Millionen Euro zu subventionieren – das reicht für Jahrzehnte. Anstatt der Sojus könnte man für mittlere Nutzlasten auch den Half Ariane 5 Solid einsetzen (S.213). So braucht man bei mittelgroßen Satelliten nicht immer einen Ariane 5 Start.

Meiner Ansicht nach lässt sich die ESA auf ein riskantes Geschäft ein: Die Konkurrenz hat zum einen den Vorteil, das ihre Träger hauptsächlich durch Regierungsstarts ausgebucht sind. Fast nur (oder ausschließlich) Nutzlasten staatlicher Organisationen transportieren Atlas, Delta, GSLV und H-II. Bei der Falcon 9, Sojus und Proton machen sie zumindest 50% oder mehr der Starts aus. Dagegen sind es bei der Ariane 5 weniger als 25%. Daher ist Arianespace viel stärker vom kommerziellen Markt abhängig.

Ein zweiter Grund zeigt sich in der Tatsache, dass der Zuschuss seitens der ESA von 240 Millionen Euro im Jahr 2005 auf Null Euro 2014 gesunken ist, obwohl Ariane 5 nicht günstiger wurde – aber der Eurowechselkurs ist gesunken. Damit ist Ariane 5 in Dollar um fast 20% preiswerter geworden, den international werden Starts in Dollar verhandelt. Das Problem hat SpaceX nicht. ILS und Sealaunch haben es auch, doch die Produktionspreise der Träger sind so niedrig, dass sie sogar die Preise senken können, wenn die Versicherungsprämien durch einen Fehlstart ansteigen, damit der Gesamtpreis (Versicherung und Start) nicht ansteigt. Als die Proton in den letzten Jahren zahlreiche Fehlschläge hatte, senkte ILS den Startpreis ab. 2009 kostete der Start eines 3,6 t schweren Satelliten noch 105 Millionen Dollar, 2014 dagegen der eines 4,9 t schweren Satelliten nur noch 85 Millionen Dollar. Die Herstellung einer Proton kostet die russische Regierung nur 32,2 Millionen Euro oder 41 Millionen Dollar.

Die schwarze Null von Arianespace 2014 bei 40% höheren Einnahmen zeigt auch, dass das Menetekel „SpaceX“ primär dazu dient, die Regierungen zu der Ariane 6 Entwicklung zu „überreden“, denn im gleichen Jahr nahm SpaceX ihren kommerziellen Betrieb auf und verdoppelte ihre Startfrequenz, sollten da nicht die Aufträge wegbrechen? Ende 2014 hatte Arianespace so viele Aufträge, dass sie sich zu Jahresende bei Ausschreibungen nicht mehr beteiligte, weil vor 2017 kein Startplatz frei war. 2015 wichen Kunden sogar auf die Atlas aus, weil sie weder bei Arianespace noch SpaceX vor 2018 einen Start bekommen hätten. Eine Bedrohung sieht anders aus.

Quellen und Referenzen

ESA: Ariane 6 Project Request For Consultation for Ariane 6 Key Launcher Elements.

http://emits.sso.esa.int/emits-doc/ESA_HQ/Technicalconditionsv10.pdf

J.Berenbach, E. Louaas, P. Baiocco, „The European Space Transportation, Status & Perspectives“

http://www.education-cva.eu/data/File/Les%20lanceurs%20europeens%20-%20ISSAT%202013.pdf

Airbus and Safran Propose New Ariane 6 Design, Reorganization of Europe’s Rocket Industry

http://www.spacenews.com/article/launch-report/40973airbus-and-safran-propose-new-ariane-6-design-reorganization-of-europe%E2%80%99s

French Space Minister Open to Ariane 6 Design Changes

http://www.spacenews.com/article/launch-report/40626french-space-minister-open-to-ariane-6-design-changes

Woerner Urges ESA To Scrap Favored Ariane 6 Design

http://www.spacenews.com/article/civil-space/39918woerner-urges-esa-to-scrap-favored-ariane-6-design

Germany’s Budget Straitjacket Complicates Europe's Ariane Funding Outlook

http://www.spacenews.com/article/launch-report/40655germany%E2%80%99s-budget-straitjacket-complicates-europes-ariane-funding-outlook

Satellite Operators Press ESA for Reduction in Ariane Launch Costs

http://www.spacenews.com/article/launch-report/40193satellite-operators-press-esa-for-reduction-in-ariane-launch-costs

Questions Swirl around Future of Europe’s Ariane Launcher Program

http://www.spacenews.com/article/launch-report/39905questions-swirl-around-future-of-europe%E2%80%99s-ariane-launcher-program

Bernd Leitenberger: Die Ariane 6 für lau
http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2013/06/18/die-ariane-6-fur-lau/

ESA: Ariane 6
http://www.esa.int/Our_Activities/Launchers/Launch_vehicles/Ariane_6

ESA:GRUNDKONFIGURATION DER ARIANE-6 EINVERNEHMLICH AUSGEWÄHLT
http://www.esa.int/ger/For_Media/Press_Releases/Grundkonfiguration_der_Ariane-6_einvernehmlich_ausgewaehlt_Entscheidung_auf_der_Grundlage_der_Beschluesse_der_ESA-Ministerratstagung_im_November_2012

http://www.lemonde.fr/economie/article/2014/12/01/les-europeens-s-appretent-a-mettre-ariane-6-en-chantier_4532259_3234.html

http://spacenews.com/40973airbus-and-safran-propose-new-ariane-6-design-reorganization-of-europes/

Airbus/Safran: The Launcher Company.

JV Airbus-Safran: Rapport d’étape Phase 1 CCE HERAKLES du 17 octobre 2014


Avio: Vega Propulsion Workshop April 2015

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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