Super Konzeption und ein Rätsel

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Tja nun ist ja die Konzeption der Ariane 6 raus. und Überraschung, sie transportiert nur 6,5 t Nutzlast. Na ja so sehr verwundert es mich nicht, denn eine Rakete die nur mit Boostern von 3 bis 8 t skalierbar sein soll wie es mal geplant war ist schwer umzusetzen. Und dann dieses ausgeklügelte Design: An der ersten Stufe nicht einige Booster sondern die Booster sind zusammen in einem Gehäuse die erste Stufe.

Das wurde schon kritisiert, aber ich will es mal zusammenfassen:

Die Ariane 6 hat zu wenig Nutzlast. ESA & CNES bauen ganz auf eine Prognose dass Kommunikationssatelliten leichter werden. Denn die Ariane 6 könnte bei dieser Nutzlast nicht einmal den jüngsten ESA-Kommunikationssatellit Alphasat starten, der gerade auf den Start vorbereitet wird und zusammen mit einem Insat ins All gelangt. Nun wurde das schon kritisiert. Die Antwort: Man kann die Booster ja dann verlängern… Ach ja, also wir entwickeln eine Rakete die zu wenig Nutzlast hat und dann verlängern wir die Stufen mit weiteren Kosten damit sei die Nutzlast hat, die man braucht und dafür gibt man eine Rakete auf, die die Nutzlast schon seit 2005 hat? Ja das klingt überzeugend.

Dann noch diese überragende Konzeption: Mit Feststoffboostern in erster und zweiter Stufe. Wir vernehmen: eine Untersuchung ergab das eine kryogene Stufe oder zwei aus Feststoffen gleich teuer gewesen waren, sowohl in Entwicklung wie Produktion, doch falls die Rakete weniger oft fliegt wären Feststoffbooster wegen ihrer höheren Stückzahl billiger. Wie soll den das vorkommen, wo man doch nun doppelt so viele Starts hat und man nicht mehr das Problem hat zwei Satelliten paaren zu müssen?

Das ist natürlich eine super tolle Entscheidung, denn in Europa gibt es für die gewählten CFK-Booster die Fertigungsanlagen in Italien die sich bei der Ariane 5 bisher kaum beteiligt haben und aus der Ariane 5 sogar aussteigen wollen, als die ESA sich nicht für die Vega erwärmen wollte um mehr Gelder für die Vega zu haben. Wenn zwei von drei Stufen aus Feststoffen bestehen wird sich Italien sehr stark an dem Projekt beteiligen müssen. Hat man bisher von Italien was in der Richtung gehört? Nein, bisher gab es nur eine Auseinandersetzung zwischen CNES und DLR. Na ja Deutschland ist dann ziemlich draußen. Was bleibt sind noch Strukturen für die Oberstufe. Eine Doppelstartvorrichtung wird es auch keine geben. Kurzum: der zweitgrößte Partner wird kaum noch eine Rolle spiele. Ein Juniorpartner mit einer Beteiligung von 5% an dem Ariane 5 Evolution Programm wird seinen Anteil vervielfachen müssen, wenn das Land dafür das Geld hat….

Was man dafür aufgibt ist die Ariane 5. Sie ist durchaus nicht am Ende. Schon 2202 untersuchte die ESA im Rahmen ihrer „Ariane 2010“ Initiative die Möglichkeiten des Ausbaues. Möglich sind noch drei::Ein neues Haupttriebwerk. bei 1500 bis 1800 kN Schub scheint ein Optimum zu liegen das 700 bis 1000 kg mehr Nutzlast bringt. Gleichzeitig soll ein einfacheres Triebwerk auch billiger zu produzieren werden.

Dann kann man noch die Booster durch welche mit CFK-Werkstoffen ersetzen – etwas mehr Treibstoff, eine um Drittel niedrigere Leermasse und ein höherer spezifischer Impuls bringen mindestens 1000 kg mehr, je nach Aufstiegsbahn sogar noch mehr.

Und man kann den Schub des Vinci moderat auf 200 kN anheben und mit unterkühlten Treibstoffen befüllen, das bringt auch noch einige Hundert Kilo Nutzlast.

Alles zusammen hebt die Nutzlast auf mindestens 14 t an und kostet sicher nicht die 4 Milliarden der Ariane 6. Aber diese Ariane 5 transportiert die doppelte Nutzlast einer Ariane 6.

So, nun noch ein Rätsel. Welches ist der Satellit mit dem höchsten Perigäum, der bisher wieder eingetreten ist? Ihr werdet erstaunt sein.

13 thoughts on “Super Konzeption und ein Rätsel

  1. Echo 2 ist schon ein heißer Kandidat und steht in der Liste der Satelliten die schon verglüht sind auf Platz 14 (sortiert nach Perigäum).
    Echo 1 hatte ein Perigäum von 1517 km Erdentfernung. Wir suchen also noch was höheres…. (Echo 2 steht auf Platz 17 mit 1008 km Perigäum, ich denke Du hast das durcheinander gebracht)

  2. Die Apollo-Raumschiffe im Erdorbit haben maximal ein Perigäum von 435 km haben, da liegt Echo 1 schon drüber. Die wo zum Mond flogen haben keinen einzigen Erdorbit vollständig durchlaufen, also nur suborbitale Bahnen und zählen daher nicht dazu. Selbst wenn wäre ihr Perihel mit 222 km Höhe auch zu niedrig.

  3. Die Zond-Sojus-Kapseln auf einer Proton sind doch mit lebenden Tieren an Board in einem hochelliptischen Erdorbit der um den Mond führte geflogen, im Gegensatz zu den Flügen der Apollo die tatsächlich auch vom Mond eingefangen wurden.

  4. Es ging in der Fragestellung um das Perigöum, also den erdnächsten und nicht das Apogöum, also den erdfernsten Punkt. Wie diese Übersicht der Umlaufbahnen zeigt, lag dieses bei nur 200 km

    Nr. Datum Nutzlast Trägerrakete Orbit Status Umlaufbahn Umlaufdauer Rückkehr
    1 02.03.1968 Zond-4 Proton-K/D Landed 191 x 400000 x 51.6 5561.66 09.03.1968
    2 14.09.1968 Zond-5 Proton-K/D Landed 200 x 384999 x 51.5 4722.01 21.09.1968
    3 10.11.1968 Zond-6 Proton-K/D Landed 200 x 400000 x 51.5 5562.17 17.11.1968
    4 07.08.1969 Zond-7 Proton-K/D Landed 200 x 400000 x 51.5 5562.17 14.08.1969
    5 20.10.1970 Zond-8 Proton-K/D Landed 200 x 400000 x 51.6 5562.17 27.10.1970

    zu Ergänzung noch das gleiche für die letzte Antwort bei Apollo:

    Nr. Datum Nutzlast Trägerrakete Orbit Status Umlaufbahn Umlaufdauer Rückkehr
    1 28.05.1964 Apollo BP-13 Saturn I Reentered 178 x 199 x 31.7 88.26 01.06.1964
    2 18.09.1964 Apollo BP-15 Saturn I Reentered Att 177 x 206 x 31.7 88.32 22.09.1964
    3 16.02.1965 Apollo BP-16 Saturn I Reentered 500 x 736 x 31.7 97.06 10.07.1985
    4 25.05.1965 Apollo BP-26 Saturn I Reentered 511 x 739 x 31.7 97.20 08.07.1989
    5 30.07.1965 Apollo BP-9A Saturn I Reentered 521 x 536 x 28.8 95.20 22.11.1975
    6 09.11.1967 Apollo 4 + Apollo 6 Saturn V Landed -204 x 18092 x 30.3 314.58 09.11.1967
    7 11.10.1968 Apollo 7 Saturn IB Landed 227 x 301 x 31.6 89.79 22.10.1968
    8 21.12.1968 Apollo 8 Saturn V Landed 214 x 544356 x 30.7 4399.36 27.12.1968
    9 15.07.1975 Apollo-Soyuz Test Project Saturn IB Landed 162 x 224 x 51.7 88.35 24.07.1975
    10 11.04.1970 Odyssey Saturn V Landed 219 x 549183 x 31.7 4717.36 17.04.1970
    11 28.07.1973 Skylab SL-3 Saturn IB Landed 425 x 439 x 50.0 93.21 25.09.1973
    12 25.05.1973 Skylab SL-2 Saturn IB Landed 425 x 440 x 50.0 93.22 22.06.1973
    13 07.12.1972 America Saturn V Landed 201 x 457377 x 28.4 8915.77 19.12.1972
    14 16.04.1972 Apollo 16 Subsatellite + Casper Saturn V Lunar impact x – x – 29.05.1972
    15 22.01.1968 LM 1 Ascent Stage + LM 1 Descent Stage Saturn IB Reentered 171 x 979 x 31.6 96.17 23.01.1968
    16 26.07.1971 Endeavour Saturn V Landed 203 x 532310 x 29.6 3611.88 07.08.1971
    17 31.01.1971 Kitty Hawk Saturn V Landed 220 x 454981 x 31.0 8772.55 09.02.1971
    18 03.03.1969 Gumdrop Saturn V Landed 204 x 497 x 33.8 91.55 13.03.1969
    19 18.05.1969 Charlie Brown Saturn V Landed 227 x 607532 x 31.8 8664.40 26.05.1969
    20 16.07.1969 Columbia Saturn V Landed 222 x 565954 x 31.4 5831.86 24.07.1969
    21 14.11.1969 Yankee Clipper Saturn V Landed 215 x 409386 x 30.3 6096.60 24.11.1969
    Gesamt Starts Erfolge Erfolgreich [%]
    Gesamt 21 21
  5. Ach ja, den Fehler hab ich gestern auch gemacht, dass ich Perigäum mit Apogäum verwechselt habe. Eine kurze Recherche bei Wikipedia belehrte mich dann über meinen Irrtum, so dass ich mir den Kommentar geschenkt habe…
    Ich wollte nämlich die Molnija-Satelliten vorschlagen, da die ja so hochelliptische Umlaufbahnen haben. Nur ist es leider das Apogäum, dass da in teilweise 40.000 km Höhe liegt. Also weis ich gerade nicht, wo ich suchen sollte/müsste, um weiter zu kommen. Bei Heavens-Above sind nur die Umlaufbahnen jener Satelliten gelistet, die noch um die Welt kreisen, egal ob in Betrieb oder nicht.

  6. @Bernd: Die letzte Aussage lässt sich aber nicht verallgemeinern. Ausserdem hast Du dabei unterschlagen, dass Du auch Informatiker bist…

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