Mein Alternativvorschlag für die Ariane 6

Ihr wisst ja, ich meine eigentlich nicht, dass wir eine neue Rakete brauchen, vielmehr die Ariane 5 ausbauen sollten. Doch nachdem Niels sich schon aus der Deckung gewagt hat mein Vorschlag. er ist nicht optimiert, aber ich denke recht brauchbar. Ich will auch daran zeigen, wie ich das entwickelte. Bevor ich ins Detail gehe, einige Randbedingungen die ich vorausgesetzt habe:

  • Die Rakete soll den gesamten Bereich von den niedrigsten vorgeschlagenen Nutzlasten der Ariane 6 (3000 kg in GTO) bis zur Ariane 5 ECB (12.000 kg in GTO) abdecken
  • Es sollte ein modulares Konzept sein
  • die Rakete sollte auf Kosten optimiert sein

Fangen wir mit einigen Folgerungen an. Der hohe Nutzlastbereich lässt sich nur mit Boostern erreichen. Allerdings geht es um einen Faktor 4, das ist sehr viel und nur erreichbar wenn die Basisversion ohne Booster starten kann. Damit kann man in die Zentralstufe kein so schubschwaches Triebwerk wie bei der Ariane 5 einbauen. Standard ist heute eine Mindestbeschleunigung von 1,2 bis 1,25 g.

Der große Nutzlastbereich hat auch Auswirkungen auf die Oberstufe. Wenn man eine Oberstufe nimmt, die ideal für 3 t GTO Nutzlast wäre, (etwa 15-20 t Startmasse), dann wäre diese für 12 t viel zu klein und auch zu schubschwach. Man benötigt also hier eine Lösung die modular ist ohne dass die Kosten explodieren.

Will man nicht zu massive Oberstufen, die die Nutzlastmasse stark absenken, dann muss man entweder auf Feststoffbooster verzichten (also Flüssigbooster einsetzen) oder man muss diese so anbringen, dass sie die Schwingungen der SRB nicht auf die Oberstufe übertragen.

Nun zu meinem Konzept. Ich fange von oben nach unten an, so habe ich es auch entwickelt. Bei dem Voll/Leermasseverhältnis wäre es ideal für die Oberstufe, wenn wir hier einen Wert zwischen 3 und 5 haben. Ist der Wert deutlich kleiner, so bringt die Stufe nur eine geringe Geschwindigkeitssteigerung, diese fehlt und muss von den unteren Stufen aufgebracht werden. Ist es zu hoch, dann wäre es effizienter die Unterstufe auszubauen, da man wegen des Logarithmus wieder Leistung verliert. Bei Nutzlasten von 3 bis 12 t geht das aber nicht mit einer Stufe. Für 12 t bräuchte man eine bei Zündung rund 40 t schwere Stufe. Diese würde bei 3 t Nutzlast aber ein hohes Start/Brennschlussverhältnis von 6 aufweisen. So steigt die Nutzlast vergleichen mit einer nur halb so großen Stufe nur um wenige Hundert Kilo, aber die große Stufe wird deutlich teurer. Vor allem gelangt in diesem Falle neben den 3 t Nutzlast auch eine 4 t schwere Stufe in den Orbit – nicht sehr effizient.

Die Lösung ist eine Stufe in zwei Längen. Sie besteht aus einem Integraltank für Wasserstoff und Sauerstoff (wegen des hohen spezifischen Impulses gewählt). Einmal für 18 t Treibstoff, einmal für 36 t. Wird die größere Version benötigt so wird einfach der zylindrische Teil ergänzt. Wenn er aus standardisierten Segmenten besteht, so dürfte das kein Problem sein. Allerdings braucht man auch mehr Schub wenn die Treibstoffzuladung erhöht wird. Die Startmasse bei der Zündung kann dann zwischen 23 und 52 t schwanken. Das ist mit einem Triebwerk nur zu machen, wenn die Stufe bei sehr hoher Geschwindigkeit abgetrennt wird. Doch das habe ich nicht vorgesehen. Jede Stufe soll gleich viel beitragen. Die Lösung hängt von der technischen Umsetzung ab. Bei der Centaur sind die Triebwerke direkt am Treibstofftank befestigt. Dadurch ist es relativ einfach die Centaur mit einem oder zwei Triebwerken zu bauen. Eine konventionelle Lösung arbeitet mit einemSschubrahmen. In diesem Falle nimmt man einfach einen Schubrahmen für drei Triebwerke. Bei einem Triebwerk sitzt es in der mittleren Position, bei zweien an der Außenposition. Drei wären möglich, aber technisch nicht notwendig und würden dann auch die Länge der Expansionsdüsen beschränken.

Die Oberstufe sollte um die Nutzlast zu maximieren Technologien zur Gewichtsreduktion einsetzen, also entweder leichte Legierungen oder Innendruckstabilisierung. Die Centaur III SEC erreicht bei Einsatz der Technologie der sechziger Jahre ein Voll/Leermasseverhältnis von 10,3 zu 1. Ich habe daher 10 zu 1 für die Stufe angesetzt. Der Schub, ebenfalls abgeleitet von existierenden Stufen, sollte 80 kN pro Triebwerk betragen. Die 20 t Stufe setzt eines, die 40 t Stufe zwei ein. Bei 4 m Durchmesser errechnet sich bei einem LOX/LH2 Verhältnis von 6 zu 1 eine Tanklänge von 4,5 m bzw. 9 m im zylindrischen Teil.(In deer Rwalitöt ist der zylindrische Teil etwas kürzer, dafür kommen oben und unten noch zwei sphärische Tankdome hinzu, ich habe dies bei den Gesamtlängen mit je 0,5 m Länge berücksichtigt.

Das Triebwerk soll mit dem Expander Cycle und 40 Bar Brennkammerdruck arbeiten. Das sind schon verwirklichte Umsetzungen beim RL-10A-4. Da zwei Triebwerke nebeneinander Platz haben müssen darf der Düsenmündungsdurchmesser maximal 1,5 m betragen (man braucht noch Abstand zur Wand und zueinander, z.b. für Schwenks. Unter diesen Randbedingungen erreicht man ein Expansionsverhältnis von 150. Basierend auf den bekannten Daten von RL-10A-4-2 und Vinci kann man so einen spezifischen Impuls von 4500 m/s annehmen. (RL10A liegt im Entspannungsverhältnis etwas geringer, das Vinci höher und arbeitet mit höherem Brennkammerdruck).

Dann kommen wir zur Zentralstufe. Für sie gibt es die meisten Randbedingungen. Zum einen habe ich Feststoffbooster als preiswerteste Lösung der Modularisierung vorgesehen. Die Zentralstufe muss die Schwingungen effektiv dämpfen, sonst brauche ich wie bei Ariane 5 eine Oberstufe mit 8 t Leermasse anstatt 4 t. Das geht nur mit Treibstoffen hoher Dichte. Daher habe ich LOX/RP-1 gewählt. Weiterhin sind zwei getrennte Tanks vorgesehen, da ich dann die Feststoffbooster in der Zwischentanksektion anbringen kann. Sie kann strukturell verstärkt werden und Schwingungen dämpfen. Das erlaubt es, trotz der Booster die Leermasse moderat zu halten.

Andererseits soll die Rakete auch ohne Booster starten können. Das legt den Schub des Triebwerks fest. Die Größe selbst lässt sich bei gegebener Oberstufe für die kleinste Kombination (3 t GTO Nutzlast) auf rund 150-160 t abschätzen. Dann bräuchte man ein Triebwerk mit 2.300 kN Schub (bei 1,25 g Startbeschleunigung). Bei einem Triebwerk und 4 m Durchmesser kann die Düsenmündung bis zu 3 m Durchmesser aufweisen. Das erlaubt es bei 80 Bar brennkammerdruck ein Expansionsverhältnis von 25 zu 1. Für ein Triebwerk dieser Klasse wäre dann ein Vakuumimpuls von 3000 m/s nicht zu niedrig angesetzt, eher sind 3100 m/s möglich. (Merlin: mit 14,5 zu 1 und 90 Bar Druck: 3050). Ich rechne trotzdem mit konservativen 3000 m/s.

Ich habe aber, weil auch Booster vorgesehen sind eine Optimierung vorgesehen. Wenn Booster angebracht sind und das Triebwerk mit ihnen zündet, dann verbraucht es Treibstoff und wenn die Booster abgetrennt werden hat es ein viel zu hohes Schub/Gewichtsverhältnis. Das erzeugt auch eine unangenehme Beschleunigungsspitze. Nun sind aber LOX/RP-1 Tanks recht leichtgewichtig verglichen mit LOXC/LH2 Tanks. Daher habe ich vorgesehen die Tanks so auszulegen, dass die Rakete nach Abtrennung der Booster mit 1 g beschleunigt wird. Sie darf dann also maximal 230 t wiegen. Zieht man 60 t für die Oberstufe und maximale Nutzlast ab, so kommt man auf 170 t für die Zentralstufe plus der Treibstoff der während der Brennzeit der Booster verbraucht wird. Für die habe ich in einer ersten Iteration 140 s Brennzeit angesetzt, das sind weitere 108 t. Die Gesamtstartmasse beträgt also im voll aufgetankten Fall 278 t . Andererseits darf die Stufe in der Minimalkonfiguration maximal 160 t wiegen, um abheben zu können. Dann werden die Tanks einfach nicht so voll gemacht. Das geht weil LOX/RP-1 Tanks typischerweise nur ein Achtzigstel des Inhalts wiegen. Das bedeutet die 118 t mehr Treibstoff schlagen sich nur in einer Tankmasse von 1,5 t nieder. Basierend auf den Daten von Thor, Atlas und Titan kann man so bei 270 t Startmasse mit einer Trockenmasse von 13,5 bis 16 t rechnen. Ich habe konservativ den höheren Wert genommen.

Die langen Tanks haben noch einen zweiten Vorteil. Wie erwähnt sollen die Feststoffbooster an der Zwischentanksektion angebracht werden. Die Länge der Motorhülse ist dann vorgegeben durch die Länge des unten liegenden Tanks, da der untere Befestigungspunkt am Schubrahmen liegt. Nimmt man den größeren Tank für LOX und ein LOX/RP-1 Verhältnis von 2,7 zu 1, so ist dieser 13,3 m lang. Da man nicht direkt am Tank, sondern etwas höher in der Mitte der Zwischentanksektion anbringt, kann die Hülse also etwa 15-16 m lang sein.

Ein Blick ins Datenblatt der Vega zeigt ein Motorgehäuse von 10,5 m Länge bei 88 t Treibstoffzuladung bei 2200 kN Schub. Bei gleichem Durchmesser und gleicher Geometrie hätte ein 15 m langer Motor eine Zuladung von 126,3 t Treibstoff. Der Schub wird von einigen Randbedingungen festgelegt. Ich habe zwei, drei vier und sechs Booster vorgesehen. Das ist möglich mit sechs Befestigungsstellen und ergibt maximale Flexibität. bei geschätzten 140 t Startmasse pro Booster sollte die kleinste Konfiguration mindestens 1,25 g Startbeschleunigung haben. Das führt zu 1800 kN Startschub bei der Version ohne vollgefüllte Tanks und 2600 kN bei voll gefüllten Tanks. Bei der größten Version gibt es dann mit sechs Boostern eine Startbeschleunigung von 11,12 m/s bzw. 15,2 m/s. Das bedeutet die 1800 kN Version ist nicht schubstark genug für die Vollfüllung der Tanks. Sie scheidet aus. Die 2.600 kN Schub Version führt dann zu einer Brennzeit von 136 s.

Die Düse des P80FW hat einen Basisdurchmesser von 0,468 m bei einem Startschub von 2200 KN. Für 2600 kN müssten es dann 0,509 m sein. Bei 3 m Durchmesser ist ein Außendurchmesser von 2,5 m möglich, die des P80FW hat 1,872 m. Daraus resultiert ein Expansionsverhältnis von 24 zu 1, höher als beim P80FW und in etwa so groß wie beim Z23 Antrieb. Daher habe ich auch einen höheren spezifischen Impuls von 2800 m/s (P80FW: 2745, Z23: 2823) angenommen. Die Leermasse ist relativ genau berechenbar, da die Daten vom P80FW vorliegen. Unter der Annahme einer Gehäusestreckung und 1 t mehr Masse für Düse und TVS komme ich auf 9840 kg, ich habe rund 10,200 kg angenommen, das ergibt eine runde Startmasse von 136,5 t pro Booster.

Für die Zentralstufe muss ich, da nun die Brennzeit feststeht wieder 2 t Treibstoff abziehen. ich habe dann folgende Eckdaten:

Booster (0-6) Zentralstufe Oberstufe
Startgewicht: 136.500 kg 160.000 kg / 276.000 kg 20.000 / 40.000 kg
Trockengewicht: 10.200 kg 16.000 kg 2.000 / 4.000 kg
Schub: 2.600 kN 2.300 kN 80 / 160 kN
Brenndauer: 136 s 187,8 / 339,1 s 1012,5 s
Länge: ca 18 m ohne Spitze ca 27 m 9,20 / 13,70 m
Durchmesser: 3,0 m 4,0 m 4,0 m

Ohne Nutzlastverkleidung wäre die Rakete dann 37 bzw. 43 m hoch. Die Nutzlastverkleidung könnte in mehreren Versionen wie bei der Atlas V (4 und 5 m Version) und Längen vorliegen. Nimmt man die längste Version für die Ariane 5 so wäre die Rakete dann maximal 61 m hoch.

Kommen wir zu den Nutzlasten. Sie sind berechnet für 11.800 m/s Zielgeschwindigkeit das ist GTO+1600 m/s Verluste. Sie sind geringer als bei Ariane 5, aber die Rakete hat auch keine „Untermotorisierung“ und erreicht die Orbitalhöhe früher. Ariane 4 lag noch bei 1480 m/s, bei vergleichbarer Brennzeit bis zur Zündung der letzten Stufe in Orbithöhe. Wie bei allen Annahmen sind sie so getroffen, das sie eher konservativer sind. Hier könnte man sicher auch 1500 m/s. ansetzen.

Bedingt durch zwei Oberstufen und Variation der Betankung (voll / Basis) gibt es pro Boosterkombination drei Varianten. Hier die Nutzlasten für die kleinsten Varianten

Booster 0 2 3 4 6
Zentralstufe 160 t 160 t 160 t 160 t 160 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 184,05 t 461,7 t 600,15 t 738,1 t 1014 t
Nutzlastverkleidung 1 t 1,5 t 2 t 2 t 2,5 t
Nutzlast 2,6  t 7,2 t 8,65 t 10,1 t 12,5 t

Für die Versionen mit Boostern kann man dann noch die Tanks voller füllen:

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 276 t 276 t 276 t 276 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 580,4 t 719,1 t 857,2 t 1133,5 t
Nutzlastverkleidung 2 t 2,5 t 2,5 t 3 t
Nutzlast 9,4 t 11,1 t 12,7 t 15,5 t

Dann gibt es noch die Kombination mit 40 t Oberstufe, (zweckmäßig nur mit voll gefüllter Basisstufe):

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 276 t 276 t 276 t 276 t
Oberstufe 40 t 40 t 40 t 40 t
Startmasse 602,9 t 712 t 880,9 t 1157,8 t
Nutzlastverkleidung 2,5 t 3 t 3 t 4 t
Nutzlast 11,4 t 13,5 t 15,5 t 18,8 t

Wie man sieht, schießen wir über die Nutzlast der ECB weit hinaus und haben eine deutliche Lücke zwischen 3 und 7,2 t GTO. Das ist bei einer ersten Version nicht ungewöhnlich. Wir iterieren nun an eine bessere Konfiguration heran. Beide Probleme kann man lösen durch etwas kleinere Booster. Nimmt man welche mit 2,5 anstatt 3 m Durchmesser so kommt man auf 95 / 8 t Startmasse und 2000 kN Schub. Die Zwei-Booster 160 t Variante sinkt dann auf 5,3 t GTO Nutzlast. Allerdings sinkt auch die Brennzeit der Booster von 136 s auf 122 t und so die Startmasse der verlängerten Stufe auf 253 t. (leer: 15,5 t) Diese optimierte Variante würde in der größten Version (6 Booster, 253 t Zentralstufe, 40 t Oberstufe rund 14 t in die GTO Bahn befördern, bei 880 t Startmasse:

Booster 0 2 3 4 6
Zentralstufe 160 t 160 t 160 t 160 t 160 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 183,6 t 376,3 t 472,8 t 569,3 t 761,1 t
Nutzlastverkleidung 1 t 1 t 1,5 t 2 t 2 t
Nutzlast 2,6 t 5,3 t 6,3 t 7,3 t 9,1 t

Die Basismodelle liegen schon recht gut und decken die gesamte Ariane 6 Reihe ab (3 bis 6-8 t Nutzlast)

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 253 t 253 t 253 t 253 t
Oberstufe 20 t 20 t 20 t 20 t
Startmasse 471,5 t 568,1 t 664,2 t 856,6,5 t
Nutzlastverkleidung 1,5 t 2 t 2 t 2,6 t
Nutzlast 7 t 8,1 t 9,2 t 11,1 t

Die Versionen mit voll gefüllter Erststufe stößt in die Ariane 5 ECA Region vor. Nun noch die leistungsstärkste Gruppe:

Booster 2 3 4 6
Zentralstufe 253 t 253 t 253 t 253 t
Oberstufe 40 t 40 t 40 t 40 t
Startmasse 493,3 t 590,7 t 687,1 t 880,1 t
Nutzlastverkleidung 2 t 2,5 t 2,5 t 3 t
Nutzlast 8,8 t 10,2 t 11,6 t 14,1 t

und siehe da wir kommen noch etwas höher als die Ariane 5 ECB, so in etwa in die Region wo die Maximalnutzlast der Ariane 5 mit neuem Haupttriebwerk und CFK-Boostern liegen würde, bei etwa 100 t höherer Startmasse (der LOX/Kerosinzentralstufe geschuldet).In der Summe also eine schöne Familie mit 2,6 bis 14,5 t GTO Nutzlast. Für LEO wären es dann 6,8 bis 32 t. Sinnvollerweise würde man die maximale Nutzlast begrenzen z.b. auf die eines ATV von 22 t und die Struktur der dritten Stufe daraus auslegen. Für LEO Nutzlasten sinnvoll ist auch bei der 0-Booster Variante der Einsatz der 40 t Oberstufe, man muss dann 20 t Treibstoff in der Zentralstufe weglassen, trotzdem steigt dann die Nutzlast in LEO von 6,8 auf 8,2 t an. Bei GTO Missionen sinkt sie dagegen um 100 kg, wegen der nun viel hohen Trockenmasse der Oberstufe,

Von den vielen Versionen sind natürlich nicht alle sinnvoll. Da Treibstoff praktisch nichts kostet würde man die Boostervarianten nur mit voll gefüllter Zentralstufe umsetzen. Die verlängerte Oberstufe bringt dann nochmals 1,8 bis 3 t mehr Nutzlast. Technisch bedingt kann man davon ausgehen, das der Träger billiger wird, je höher man in der Nutzlast kommt. Das Basismodell entspricht in den Technischen Daten der Atlas 2A Serie. Diese hatte vor zehn Jahren etwa 100 Millionen Dollar Startkosten, das wären dann heute 120 Millionen. So ist diese preislich unattraktiv. Rechnet man mit 15 Millionen Dollar pro Booster (Fertigungskosten Vega: 22 Millionen Euro, davon nur ein Teil für die etwa gleich große Erststufe) und 10 Millionen Dollar Aufpreis für die schubstärkere Oberstufe, so würde  das leistungsfähigste Modell dann 220 Millionen Dollar kosten (der Preis einer Ariane 5 ECA) – 83% mehr bei aber 440% mehr Nutzlast. Da die Booster wahrscheinlich in der größeren Variante nicht viel teurer wären,  es ändert sich ja nur das Motorgehäuse, wäre die größere Serie (136 t Booster) preislich attraktiver, allerdings verletzt sie die Forderung nach Abdeckung der Ariane 6 Nutzlastbereiches.

So bei diesem extrem langen Blogeintrag gönne ich euch einen Tag Lesepause.

2 thoughts on “Mein Alternativvorschlag für die Ariane 6

  1. Ich finde die Kosten etwas hoch angesetzt. Setzt man hier diese Zahlen an
    http://www.bernd-leitenberger.de/blog/2011/03/20/die-senkung-der-transportkosten-teil-2/ , so würde ich für die moderneren, kleineren Booster eher von 10mio. ausgehen. Weiterhin müsste doch eigentlich auch eine Variante mit einem Booster möglich sein, auch wenn im Vergleich zur Atlas 4/5 das Verhältnis Zentralstufe/Booster etwas anders ist. Was ich nicht so ganz verstehe, ist warum so kleine 80kN-Triebwerke verwendet werden sollen. Ein 160kN Triebwerk (vielleicht reicht auch weniger Schub?) dürfte in der Fertigung doch eigentlich nicht so viel teurer sein, aber man bräuchte bei der 40t Variante keine zwei davon.
    Wenn man einmal dabei ist: Warum nicht gleich das Vinci in Kombination mit einer standardisierten 30t Oberstufe verwenden?
    Mir fehlt derzeit leider die Zeit zum Nachrechnen der vielleicht noch etwas unausgegorenen Vorschläge.
    Viele Grüße Niels

  2. Über Preise kann man trefflich streiten. Über Technik weniger. Für den Schub einer Oberstufe ist wesentlich wie schwer das „Packet“ zum Start ist. Ohne Simulation der Aufstiegsbahn orientiere ich mich an ähnlichen Vergleichen, dass muss angesichts ähnlicher Architektur die Atlas V sein und da haben die RL-10 knapp 100 kn Schub bei einer Startmasse von 32,2 t. Bei der DEC sind es dann 198 kn bei 43 t Startmasse (in beiden Fällen limitiert durch strukturelle Limits, nimmt man nur den Schub so sind es 42 / 72 t). Auch die Ariane % ECA hat bei maximal 35 t Startgewicht nur 65 kN Schub. Warum soil ich also ein viel größeres und teures Triebwerk (Preissschild für die ESC-B Entwicklung: 1,5 Milliarden Euro) verwenden, wenn ich nicht mal die Düse in den Stufenadapter rein bekomme?

    Hinsichtlich unausgegoren habe ich übrigens einiges nicht bei deinem Vorschlag geschrieben das physikalisch schlecht möglich ist….

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