Die Ariane 6 PPH

Lange bevor man sich für das heutige Design der Ariane 6 entschied, gab es Studien und Projekte. Die ersten waren anders als die Ariane 5 und heutige Ariane 6, sie hatten das Kürzel PPH für „Powder-Powder-Hydrogen“ was angibt, welchen Typ die Stufen hatten.

Verglichen mit Ariane 5 entschloss man sich für eine radikale Vereinfachung der Rakete:

  • Es sollte eine Oberstufe mit dem Vinci Triebwerk geben
  • Sie sitzt auf einem Feststoffbooster
  • Dieser sitzt auf drei Boostern

Alle Feststoffbooster sind vom gleichen Typ. Sie hatten von Masse und Schub dieselben Parameter wie die heutigen Booster der Ariane 6 bzw. erste Stufe der Vega C. Die Oberstufe verwendete das Vinci Triebwerk, hatte aber, anders als die heutige Ariane 6 Oberstufe mehr Treibstoff und trotzdem nur einen Durchmesser von 4 m. Geplant waren 32 bis 40 t Treibstoff. Daraus ergibt sich ein besseres geometrisches Verhältnis. Hat ein Tank einen sehr großen Durchmesser aber eine nur geringe Höhe wie dies bei den Oberstufen der Ariane 6 und 5 gegeben ist, so ist die Oberfläche gemessen am Tankvolumen groß und die Leermasse als dessen Folge hoch. Ideal wäre bei zylinderförmigen Tanks eine doppelt so große Länge wie Durchmesser. Wendet man diese Erkenntnis der Geometrie auf den größeren LH2-Tank an, so folgt daraus, dass bei 4 m Durchmesser die ideale Stufe 47 t Treibstoff fasst (Leervolumen nicht berücksichtigt). Das Design ist also nahe beim Optimum. So sollte nach den Vorstellungen der ESA die Stufe nur 4 t trocken wiegen. Zum Vergleich die ESC-B Stufe der Ariane 5 ECB mit 27-28 t Treibstoff sollte trocken 6,75 t wiegen und bei etwa dieser Region liegt auch die Oberstufe der heutigen Ariane 6 mit 30 t Treibstoff. (Da es keine genauen Daten gibt, bleibt dies eine Spekulation, doch in meinem Modell komme ich bei etwa 7 t für die Trockenmasse des Upper Liquid Propulsion Moduls (ULPM) auf die1 11 t Nutzlast die, das Users Manual von Arianespace nennt). Da jede Tonne, welche diese Oberstufe mehr wiegt, die Nutzlast um 1 t sinkt, fand ich dies wäre ein gutes Design. Meine Vorgabe liegt in der ersten Iteration bei 40 t Masse und 4,5 t Trockenmasse, entsprechend einer hochskalierten DCSS, also nicht einmal einem besonders leichten Entwurf. Der war aber deutlich leichter, so setzte er einen Integraltank ein, der schon durch den fehlenden Tankabschluss 500 kg Gewicht einspart.

Der originale Entwurf der ESA sah drei Booster in der ersten Stufe vor. Die Nutzlast sollte 6,5 t in den GTO betragen. Das kann ich bestätigen. Ich komme mit der 40 t schweren Oberstufe auf 6,8 t. Ich habe aber noch zwei andere Designs vorgesehen:

  • Mit vier Boostern – dann ist der zentrale Booster die zweite Stufe und nicht Bestandteil der ersten Stufe
  • Mit fünf Boostern – einer zentral, vier außen

Die Nutzlast beträgt für diese beiden Versionen 9,3 bzw. 10 t. Das mit mehr Boostern die Nutzlast immer langsamer ansteigt, zeigte sich schon beim Entwurf der ESA – da war anfangs auch eine Version mit zwei Boostern angedacht, und die hatte nur 3,5 t Nutzlast. Pro Booster werden also 3,3 t – 2,5 – 0,7 t Nutzlast gewonnen. Trotzdem ist das natürlich von Vorteil, wenn man eine Nutzlast hat, die einen Booster weniger braucht.

Das PPH-Konzept ist jetzt nicht gerade technisch elegant, doch es überzeugt durch Ökonomie. Die Begrenzung auf 6,5 t Nutzlast erfolgte, weil so schwer damals die schwersten Satelliten waren und es Einzelstarts geben sollte. (Selbst heute, 10 Jahre später würden 6,5 t meistens ausreichen. Es gibt nur wenige Satelliten in den GTO, die schwerer sind, der Rekord liegt derzeit bei 7 t, also nur wenig mehr. Anstatt sechs Ariane 5 Starts wie bisher, sollte es zwölf Starts der Ariane 6 geben. Das bedeutet: es werden pro Jahr 12 Oberstufen anstatt sechs und 48 Booster anstatt 12 produziert. Gemäß Erfahrungen durch die Produktion und der Rationalisierung sollte ein Booster so 30 % weniger als bei der kleineren Produktionsmenge kosten und die Oberstufe nur 84 % gegenüber der kleineren Stückzahl.

Durch die höhere Stückzahl sollte die Ariane 6 PPH nur 70 Millionen Euro kosten. Die Ariane 62 liegt bei 90 Millionen Euro, die Ariane 64 bei 120 Millionen Euro.

Die heutige Ariane 6 mit den Versionen Ariane 62 und 64 kam nach einigen Iterationen zustande. Interessanterweise spielten die Satellitenbetreiber dabei eine wichtige Rolle. Die Forderung der ESA beim ersten Entwurf das die Rakete nur eine Einzelstartkapazität haben sollte, war eine Folge dessen, das Arianespace zu dem Zeitpunkt bei der Ariane 5 mehr Probleme hatte Satelliten zu paaren, sowohl bei der Masse wie auch dem Anlieferungszeitraum. Die Industrie überzeugte die ESA, dass die Doppelstartfähigkeit mehr Vorteile bietet als Nachteile, weshalb man wieder zu einer Lösung kam, die zwei mittelschwere Satelliten gemeinsam starten kann. Die Ariane 64 soll nach Arianespace 11 t in den GTO starten können, gleich viel wie die Ariane 5 in der jetzigen Form, die ESA verspricht sogar 12 t die bei nicht zu hohen Strukturfaktoren auch realistisch sind. Doch wie man sieht, käme man auch mit mehr Boostern beim PPH-Konzept auf diese geforderte Nutzlast. Nicht ganz die 11 bis 12 t einer Ariane 64, aber immerhin 10 t, so viel wie lange Zeit auch die Ariane 5 ECA hatte. Mittlerweile hat man sie durch verschiedene Optimierungen auf 11,25 t gesteigert. Man kann die Kosten dieser Versionen, die es im ESA Konzept nicht gab, leicht errechnen, und zwar weil die Booster ja denen der Ariane 62/64 entsprechen und da zwischen der Ariane 62 und 64 es nur als Unterschied zwei Booster mehr gibt, die Versionen aber 30 Millionen Euro im Preis auseinanderliegen, würden die Versionen mit vier Boostern 85 bzw. mit fünf Boostern 100 Millionen Euro kosten – 5 bzw. 20 Millionen Euro günstiger als eine Ariane 62 bzw. 64 bei 4,8 t mehr Nutzlast bzw. 1 t weniger Nutzlast.

Optimierungen

Ich habe für den ersten Entwurf die größte Stufe genommen, die im Bereich der ESA Vorgaben lag. Das geschah aus der Logik heraus – diese Stufe hat den höchsten spezifischen Impuls und eine große Stufe sollte daher am meisten Nutzlast bringen. Doch bei einem komplexen, nicht linearen, Problemen wie einer Aufstiegsbahn kann es sein, das dies nicht die optimalste Lösung ist. Wie man an den ausgeprägten „Buckeln“ bei den Aufstiegskurven sieht, gibt es durch die lange Brennzeit der Oberstufe ausgeprägte Gravitationsverluste. Vereinfacht gesagt: Die Stufe hat ein Triebwerk das 180 kN Schub hat. 180 kN Schub reichen aus, 18 t gegen die Erdgravitation zu beschleunigen. Dei Stufe wiegt aber 40 t, dazu kommt noch die Nutzlast. Sie fällt daher solange bis sie

  • die Kreisbahngeschwindigkeit erreicht hat, dann ist die Höhe des Schubs nicht so wesentlich.
  • oder so leicht geworden ist, dass sie weniger, als 18 t wiegt.

Je höher die Nutzlast ist, desto größer der Buckel desto ungünstiger ist eine schwere Stufe. Die errechneten Gravitationsverluste betragen rund 2000 bis 2300 m/s. Ist die Stufe kleiner, so kann so die Nutzlast höher sein, man kann die Stufe aber schlecht für alle drei Versionen optimieren. Mit einer nur 32 t schweren Stufe (Trockenmasse 3,5 t) läge die Nutzlast bei 8,6 t (zwei Booster), 10,1 t (vier Booster) und 11,8 t (fünf Booster) und damit höher. Wie man in der Grafik sieht, steigt die Rakete auch nicht so hoch – etwa 100 km weniger und so rutschen die Gravitationsverluste auf 1500 bis 1700 m/s. Eine noch kleinere Stufe bringt nicht viel mehr – eine 28 t schwere Stufe (3 t leer) ergibt bei der kleinsten Version noch 500 kg mehr Nutzlast (9 t), aber bei den größeren kaum mehr Nutzlast. Als Folge der kleineren Stufen rutschen aber maximalen Nutzlasten die Versionen näher zusammen, also von 6,8 t bis 10 t (3,2 t Unterschied) auf 9 t bis 11,8 t also nur 2,8 t Unterschied und vor allem sind nun alle Versionen größer als die größten Einzelsatelliten. So verwundert es nicht, das die ESA nur eine Version andachte.

Hier die Daten der Raketen mit 32 t schweren Stufen:

Rakete: Ariane PPH3

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

711.171

8.500

10.281

1.653

1,20

130,00

200,00

36000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

8.601

5

90

2.000

220

90

5

20

0

Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]

1

3

167.122

14.400

2.736

2866,9

3079,2

135,70

0,00

2

1

167.305

14.583

2.736

2866,9

3079,2

135,70

136,00

3

1

32.000

3.500

4.500

180,0

180,0

712,50

272,00

 

Rakete: Ariane PPH4

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

879.422

10.100

10.281

1.628

1,15

130,00

200,00

36000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

11.468

5

90

2.000

220

90

5

20

0

Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]

1

4

167.025

14.303

2.736

2866,9

3079,2

135,70

0,00

2

1

167.222

14.500

2.736

2866,9

3079,2

135,70

136,00

3

1

32.000

3.500

4.500

180,0

180,0

712,50

272,00

 

Rakete: Ariane PPH5

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]

1.047.147

11.800

10.281

1.546

1,13

130,00

200,00

36000,00

Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]

14.335

5

90

2.000

220

90

5

20

0

Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]

1

5

166.825

14.103

2.736

2866,9

3079,2

135,70

0,00

2

1

167.222

14.500

2.736

2866,9

3079,2

135,70

136,00

3

1

32.000

3.500

4.500

180,0

180,0

712,50

272,00

Offen muss bleiben, ob dies vielleicht die „bessere“ Ariane 6 wäre. Erstaunlicherweise waren aber zumindest die Entwicklungskosten höher: Man setzte damals 1 Mrd. mehr an, als die heutige Version kostet. Warum, das entzieht sich meiner Erkenntnis, denn es sind ja dieselben Booster wie heute, eine ähnlich schwere Oberstufe. Dagegen musste man für Ariane 62/64 das Vulcain vereinfachen, um es preiswerter zu machen und die zentrale Stufe neu konstruieren. Also von der Logik her sollte das PPH-Konzept eigentlich die geringeren Entwicklungskosten haben.

8 thoughts on “Die Ariane 6 PPH

  1. Das war eine politische Entscheidung von PPH auf PHH. Frankreich ist größter Nettozahler der ESA. Die Oberstufe wird in Deutschland gemacht. Die Unterstufe in Frankreich. Beim PPH Konzept verliert Frankreich quasi über Nacht alle Wasserstoffverantwortung, etwas was sie sich mühsam aufgebaut haben. Deshalb wollte man in Frankreich auf keinen Fall das PPH Konzept. Auf die offiziellen Preise würde ich nicht zu viel geben.

    1. Der Vorschlag für PPH kam ja von Frankreich. Deutschland war lange Zeit dagegen. Die Verantwortung wäre verloren gewesen, aber das ist irrelevant, es geht darum die Technologie zu beherrschen und sowohl Tanks wie auch Triebwerke kommen nach wie vor aus Frankreich und werden in Deutschland nur zusammengebaut.

      Natürlich sind alle Preise nur Kalkulationen die in der Praxis erst bei Fertigung feststehen, doch wenn man gleich kalkuliert hat müsste man sie vergleichen können.

      1. Ich würde mich wundern wenn der PPH Vorschlag aus Frankreich kähme und Deutschland dagegen wäre. Hast du Quellen zu? Ich hab genau das Gegenteil mitbekommen.

        Es stimmt nicht was du schreibt. Die Oberstufentanks kommen von MT Aerospace aus Deutschland. In Deutschland passiert bzgl. der Oberstufe deutlich mehr als nur Zusammenbauen. Das Design kommt aus Deutschland und ein großer Teil, wenn nicht sogar die Mehrheit, der Wertschöpfungskette. Größte Ausnahme ist aber in der Tat das Triebwerk wo der Großteil aus Frankreich kommt. In Frankreich kommt der Großteil der Wertschöpfungskette und des Designs aus Frankreich. Wenn es keine flüssige Unteratufe gibt verliert Frankreich die Kompetenzen. Man kann langfristig Kompetenz nicht ohne Anwendung halten.

        1. Ich habe für mein Buch damals etliche Präsentationen der CNES, SAFRAN und Air Liquide angeschaut und heruntergeladen. Sind nun leider alle nicht mehr online. Dort wird das PPH konzept beschrieben und Le Gall pries es als das ökonomisch beste an, wenngleich er auch Eleganz vermisste.

          Ich sehe ehrlich gesagt das Fertigen von Tanks jetzt nicht gerade als eine technische Herausforderung an, das wäre es gewesen wenn man gleich die nun als Upgrade vorgesehene Variante mit CFK-Tanks angestrebt hätte. Mein Wissenstand war das MT Aerospace nur die Tankdome fertigt, finde jetzt aber auch nicht einen Beweis für die Fertigung der Tanks durch Air Liquide wie bei der Ariane 5.

          Da hat sich was getan, denn bei der Verabschiedung des Konzepts gab es noch folgende Planung von der ich ausgegangen bin das sie noch gilt:
          Teil Firma Mill. Euro Anteil %
          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
          338
          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, Hera-
          kles, Meggit 1,26 1,1
          Oberstufe: Vinci Triebwerksrahmen: Dutch Space 0,32 0,3

          1. Die Eleganz der PPH Lösung liegt mMn in der Effizienz und Simplizität, ähnlich der Ariane 4. Wirklich Schade dass sie nicht umgesetzt wurde. Abgesehen von gefürchteten Kompetenzverlust in Frankreich kann ich mir als Erklärung nur noch geringere Vibrationen und partielle Wiederverwendung von A5 (ME) Jigs, Tools, Know-How und Design erklären. Ich tippe aber dass der Hauptgrund wirklich darin liegt dass man in Frankreich Flüssigstufenkomptenz erhalten möchte.

            Übrigens ist ein auch Kryogentank für die Raumfahrt keine einfach Aufgabe, wie eigentlich alles an der Raumfahrt.

Schreibe einen Kommentar

Deine E-Mail-Adresse wird nicht veröffentlicht. Erforderliche Felder sind mit * markiert.

Diese Website verwendet Akismet, um Spam zu reduzieren. Erfahre mehr darüber, wie deine Kommentardaten verarbeitet werden.