Wir basteln uns eine Oberstufe

Also, nachdem ich schon so viel Kritik an EADS Astrium Bremen für ihren, sagen wir mal „robusten“ Vorschlag, was eine Oberstufe wiegen könnte, hier ein Gegenvorschlag. Ich will ihn soweit möglich mit realen Zahlen durchrechnen, was nicht so einfach ist, da es wenige Daten über die Massen der einzelnen Subsysteme gibt. Aber packen wir die Aufgabe an.

Da wären zuerst die Tanks. Es gibt zwei Möglichkeiten: getrennte Tanks für LOX und LH2 und gemeinsame. Für beides gibt es Vor- und Nachteile. Das Trockengewicht eines gemeinsamen Tanks ist kleiner, da der Zwischenboden nur einmal vorhanden ist. Da er aber isoliert sein muss um ein Ausfrieren des LOX und ein verdampfen des LH2 zu verhindern, ist der Gewichtsvorteil gering. Einen gemeinsamen Tank setzten EPC und Centaur ein, getrennte H10, Space Shuttle, Delta IV Zweitstufe. Man kann annehmen, dass die Wandstärke von den Belastungen beim Start vorgegeben ist. Somit ist die Tankmasse nur von der Oberfläche abhängig. Ich habe hier mal die Massen einiger Tanks die ich kenne aufgeschlüsselt. Angenommen wurde zur Vereinfachung eine zylindrische Tankform.

Wie man sieht haben die Tanks recht unterschiedliche Massen. Die Centaur D hatte noch abwerfbare Panels, die ich hier zur Masse mit dazu gezählt habe. Bei der Centaur G für die Titan und Space Shuttle entfielen diese. Die Centaur besteht aus Edelstahl, aber mit Innendruckstabilisierung. Der Space Shuttle LOX Tank steht so günstig da, da er nicht zylindrisch ist, sondern in einer Spitze ausläuft, hier aber als Zylinder berechnet wird. Wäre er zylindrisch wie der LH2 Tank, so wären es ebenfalls 12,2 kg/m². Die EPC hat anders als der Shuttle SWLT eine konventionelle Legierung (2219) und eine ungünstige Form mit der großen Länge.

Als Basis könnte man den Shuttle SWLT nehmen, der auch die Kräfte von zwei Feststoffboostern aufnehmen muss. Die noch günstigere Centaur G bekommt diese auch mit, aber gepuffert durch die Core 2 bei der Titan oder das Shuttle beim Shuttleeinsatz. Also rechne ich mal mit 13 kg/m², was einer Aluminiumdicke von 4,2 mm entspricht. Die Treibstoffmenge sollte wie bei der ESC-B sein, also 4 t LH2 und 24 t LOX. Das ist bei den Dichten von 0,069 kg/m² und 1,14 kg/m³ ein Volumen von 60 m³ und 21 m³. Bei 4 m Tankdurchmesser mit 10% Zuschlag für das Druckgas sind dies 5,2 und und 1,9 m Länge, zusammen sind dies 139,5 m², was einer Masse von 1814 kg bei getrennten Tanks entspricht. Alternativ könnte man zwei kugelförmige Tanks mit 5,18 und 3,53 m Durchmesser nehmen. Das ist die Form mit der kleinsten Fläche. Das sind 123,9 m² oder 1611 kg Gewicht.

Am einfachsten ist das Triebwerk. Das Vinci wiegt ohne Düse nach EADS Angaben 160 kg. Dazu kommt die Düse hinzu. Das RL10B wiegt 312 kg, davon 37 kg die ausfahrbare Düse, das RL10A-4 mit kurzer Düse 132 kg. Mann kann also nochmals 160 kg für die Düse ansetzen, dann ist man bei 320 kg. Es gibt auch höhere Angaben für das ganze Triebwerk von 550 bis 610 kg, doch erscheinen die sehr hoch. eventuell wurde das Schubgerüst oder anderes hinzugerechnet. Das Schubgerüst wiegt 171 kg.

Schwer einzuschätzen sind die anderen Subsysteme, sprich Strukturen (oberer Abschlussring, Zwischentanksektion), die Druckgasflaschen, der Hydrazintreibstoff zur Lageregelung, die LH2-Startbehälter, Computer, Telemetrie, Batterien. Basierend auf der Centaur G mit fast derselben Treibstoffzuladung (23,1 t) habe ich folgende Massen identifiziert: Tanks: Zwischentanksektion und sonstiges: 300 kg, Aktoren, Druckgas, RCS Treibstoff. Fülleinrichtungen: 507 kg. Avionik, Telemetrie, Batterien: 408 kg

Damit ergibt sich folgender Massen-Breakdown:

Das sind mehr als 2,5 t weniger als EADS Astrium anstrebt und liegt in etwa auf dem Niveau der Delta IV Zweitstufe mit ähnlichen Leistungsdaten (Treibstoffzuladung 27,2 t vs 28 t, Trockenmasse 3,49 t vs 3,52 t, Triebwerk mit 110 kN Schub vs 180 kN Schub. Es gibt einige Unsicherheiten bei Triebwerk und Tank, aber da man den Tank um 200 kg leichter machen kann beim Übergang auf kugelförmige Tanks und dann das Triebwerk auch 230 bis 290 kg mehr wiegen kann, gleicht sich dies fast aus.

Mit dieser Auslegung würde die Ariane 5 ME auf 14,5 bis 14,7 t beim Doppelstart kommen. Mit Kosten von 11.700 Euro pro Satellit im Doppelstart (Startkosten 160 Millionen Euro, 13,7 t Nutzlast ohne Sylda-5) liegt sie gleichauf mit einer Ariane 6 mit 6 t Nutzlast (11,670 Euro/kg). Auch die Nutzlast reicht nun aus zwei fast 7 t schwere Satelliten zu transportieren (oder sogar noch größere). Morgen noch ein paar Bemerkungen zur Ariane 6.