Ariane 5 ME – es geht billiger und Astrium Bremen kann es auch!

Es gibt Neuigkeiten von der Ariane 6. Ich verweise mal zum Nachschauen auf diesen Originallink. Es gibt da einige Überraschungen. So wird die Rakete leistungsschwächer (6,5 anstatt 8 t Nutzlast) und eine Rakete mit einer kryogenen Zentralstufe wäre auch nicht billiger gewesen. Ich will aber nur auf eines eingehen:

„The agency said having Ariane 6 use an upper stage similar to what is being built for Ariane 5 Midlife Evolution would save some 600 million euros over the cost of designing a new upper stage.“.

Und aus diesem Artikel über die Vergabe eines Auftrags an EADS Astrium entnehmen wir:

„The original 1.5 billion-euro cost of the stage — a figure that includes a qualification flight — is now estimated to have grown to 1.6 billion euros in 2008 economic conditions.“

Also die Entwicklung einer neuen Stufe für die Ariane 6 kostet 600 Millionen Euro, die ESC-B dagegen 1,6 Milliarden. Da beide Stufen dasselbe Triebwerk verwenden, muss der Unterschied in der Stufe selbst liegen, also den Strukturen. Daraus kann man ableiten: Die Entwicklung einer LOX/LH2 Stufe ohne Triebwerk kostet 600 Millionen Euro, die Entwicklung des Vinci dagegen 1000 Millionen Euro.

Also das Triebwerk ist ziemlich teuer. Das ist ein Unterschied zur Centaur/RL-10, die war ja auch teuer, aber das meiste entfiel da auf die Stufe und nicht das Triebwerk. Da kam mir ein Geistesblitz. Ich schimpfe ja immer auf EADS Bremen (tja ihr hättet ja auf die vielen Anfragen inklusive Einschalten eures Pressebeauftragten bei der Recherche für meine Bücher mal antworten können….). Doch in einem haben sie technologische Kompetenz: druckgeförderte Triebwerke und leichte Hochdrucktanks. Genau das braucht man wenn man eine billige Stufe haben will. Die Idee: Wir ersetzen das Vinci durch eines oder einige druckgeförderte Triebwerke (einige weil diese  Bauweise normalerweise auf etwa  45 kN Maximalschub begrenzt ist, und setzen dazu die bewährten Drucktanks von Astrium Bremen ein.

Die folgenden Daten sind aus meinem Berechnungsprogramm für Raketen entnommen. Sie basieren auf folgenden Daten:

• kugelförmige Tanks (höchste Steifheit und kleinste Oberfläche)
• Tankmasse: entsprechend dem Druck linear skaliert von diesem EADS Tank, multipliziert mit der Oberfläche (1 m² * 1 Bar = 0,443 kg)
• Heliumdruckgastanks: Ebenfalls basierend auf diesem Heliumdrucktank von EADS (300 l, 400 bar, 93 kg), die Größe einer Flasche richtet sich nach dem LOX-Tank, für den LH2-Tank werden dann 3 dieser Flaschen benötigt.
• Triebwerk: 180 kN Schub, Brennkammerdruck = 75% des Tankdrucks, Düsenmündungsdurchmesser: 300 cm
• Massen für Strukturen, Lenkung, Triebwerk, extrapoliert aus Erfahrungswerten

Es gibt folgende einfache Zusammenhänge:

• Ein höherer Tankdruck = Brennkammerdruck hat als negative Folge das die Tanks schwerer werden, mehr Helium gebraucht wird.
• Gleichzeitig steigt die Treibstoffausbeute im Triebwerk, da die Düsenmündungsfläche kleiner wird, der Brennkammerdruck höher und das Expansionsverhältnis steigt

Hier eine Tabelle der Ergebnisse:

Brennkammerdruck	Tankdruck	spezifischer Impuls (70% eingefrorenes, 30% freies Gleichgewicht)	Expansionsverhältnis	Brennschlussmasse	Nutzlast
7,5	10	4112 m/s	28,9	3087 kg	12.300 kg
15	20	4266 m/s	57,8	3630 kg	12.500 kg
22,5	30	4375 m/s	86,6	4164 kg	12.500 kg
30	40	4397 m/s	115,5	4718 kg	12.000 kg

Sehr deutlich wird, dass es ein Optimum gibt das zwischen 15 und 22,5 Bar liegt mit einer Nutzlast von 12,5 t, also mehr als bei der ESC-B Version.

Doch darum geht es nicht. Die wesentlichen Vorzüge sind:

Triebwerke mit Druckgasförderung sind zuverlässiger und haben weniger Fehlerquellen. Dadurch ist auch die Entwicklung kürzer und billiger. Ein Vergleich von der Ariane 5G: Das Vulcain wurde 87.000 s lang getestet (entspricht 145 Missionen), das Aestus nur 12.000 s (entspricht 11 Missionen).

Die dickwandigen Tanks fangen durch ihre Steifheit (Innendruckstabilisierung) die Erschütterungen durch EAP ab und sind durch ihre Wandstärke auch weniger Empfindlich gegenüber Treibstoffschwappen.

Durchgeförderte Triebwerke und Hochdrucktanks sind Technologien die in Deutschland beherrscht werden, damit könnte man erstmals ein LOX/LH2 Triebwerk aus Deutschland einsetzen.

Auch die Wiederzündung ist relativ einfach. Es müssen nur die Ventile geöffnet und gezündet werden. Diese Version könnte auch 6.400 kg in einen Galileo-Orbit befördern, das wären 8 Satelliten gleichzeitig, sofern so viele in der Nutzlasthülle Platz haben. In einen ISS-Orbit wären es bei voller Treibstoffzuladung 28 t, bei 15 t Treibstoff immerhin noch 24 t.

Hier die technischen Daten der Rakete und der Stufe (30 Bar Tankdruck)

Rakete: Ariane 5 Druckgefördert

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Verkleidung [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]
793923	13301	1970	10228	2187
Stufe	Name	Vollmasse [kg]	Leermasse [kg]	Spez.Impuls (Vakuum) [m/s]
1		556800	74800	2692
2		189550	15355	4248
3		32302	4302	4375

Dichte Oxydator: 1,140 g/cm³
Durchmesser Oxydatortank: 353,64 cm
Masse Oxydatortank: 511,2 kg
Dichte Treibstoff: 0,070 g/cm³
Durchmesser Treibstofftank: 493,31 cm
Masse Treibstofftank: 994,7 kg
Brennkammerdruck: 22,5 bar
Düsenhalsdurchmesser: 16,1 cm
Düsenmündungsdurchmesser: 150,0 cm
Expansionsverhältnis: 86,6
Strukturen: 501,0 kg
Stufenadapter: 304,0 kg
Strukturelle Verstärkung: 160,0 kg
Masse Triebwerk: 395,1 kg
Durchmesser Heliumflaschen: 152,5 cm
3 Flaschen für den Treibstoff und 1 für den Oxydator
Oxydator Heliumflasche: 313,6 kg
Oxydator Helium: 132,7 kg
Treibstoff Heliumflasche: 940,8 kg
Treibstoff Helium: 398,1 kg
Steuerung [inkl Treibstoff]: 172,2 kg
Gesamtmasse: 32164,4 kg
Brennschlussmasse: 4164,4 kg
Trockenmasse: 3633,7 kg