Wiederverwendung: eine Lösung für Europa (1)

Bernd Leitenberger

vor 2 Monaten

So nun zu einem neuen Teil, im Bereich Wiederverwendung. Man könnte ihn auch als Teil 4 ansehen, indem ich die in den teilen 1 bis 3 erarbeiteten Erkenntnisse praktisch verarbeite.

Die drei grundlegenden Erkenntnisse die ich gewonnen habe:

Stufen sollten möglichst viele gemeinsame Triebwerke und Strukturen aufweisen, das sorgt für eine hohe Stückzahl, die durch die Wiederverwendung sinkt.
Es macht nur die Bergung der ersten Stufe wirtschaftlich Sinn.
Der für das Landen benötigte Treibstoff ist von der Trenngeschwindigkeit abhängig, sie sollte daher relativ gering sein. Landlandungen sind wegen der Umkehrung der Geschwindigkeit hin zum Land noch ungünstiger.

Schaut man sich das Starship und Ariane 6 an, so sieht man das sie an den beiden Enden der Anforderungen liegen:

Starship: Ein Triebwerkstyp, 39 pro Rakete, durchgängiger Durchmesser der Tanks von SuperHeavy und Starship. Ariane 6: drei verschiedene Triebwerke, 1-4 pro Rakete, zwei Durchmesser von Boostern und Zentralstufe, zwei verschiedene Treibstoffe und Technologien.

Das verwundert nicht. Als Ariane 6 geplant wurde, hatte SpaceX mit den Bergungen noch gar nicht begonnen. Es gab damals durchaus Bestrebungen in Europa für die Bergung, so erarbeitete schon Jahre vorher das DLR Institut SA/RT Konzepte für die Bergung von Ariane 5 Stufen. Aber schlussendlich meinte man bei Ariane 6 durch Zusammenlegung der Produktion, neue Fertigungsmethoden (3D-Druck) und höhere Stückzahlen das Kostenziel zu erreichen. Aber: heute setzte die erste Ariane 6 mit verlängerten Boostern (+1 t GTO und + 2t LEO Nutzlast) 36 (vorher 32) Amazon Satelliten aus, der Jungfernflug der Ariane 6 „V2“ mit Nutzlast war ein voller Erfolg, das Starship hat in der V3 noch nicht einmal eine Nutzlast in den Orbit gebracht, geschweige denn das sie kommerziell eingesetzt wird.

Grundlegende Architektur

Ich will hier skizzieren wie eine europäische Lösung mit Wiederverwendbarkeit aussehen könnte unter Nutzung europäischer Technologie. Zuerst mal sollte man die Anforderungen festlegen.

Als minimale Nutzlast sollte die Rakete mehr als die Vega (3 t in den LEO) transportieren. Als Maximalnutzlast habe ich die halbe Doppelstartnutzlast der Ariane 64 angesetzt, das sind 6 t in den GTO. Ich verzichte bewusst auf die Doppelstartfähigkeit, da bei der Wiederverwendung eine hohe Stückzahl wesentlich ist. Mit bisher unter 8 Starts pro Jahr ist Ariane 6 in einem Bereich, in dem sich Wiederverwendung wirtschaftlich nicht lohnt.

Es sollten möglichst viele Booster genutzt werden, um die Rakete an verschieden große Nutzlasten anzupassen. Ich sehe Konfigurationen mit 2,3,4 und 6 Booster vor, die man durch sechs Befestigungspunkte an der Zentralstufe erreicht. Dadurch deckt man zum einen größeren Nutzlastbereich ab und gewinnt mehr potenzielle Kunden, zum anderen kommt man so auf die hohe Stückzahl für die Fertigung.

Sechs Booster zu Landen ist etwas aufwendig. Man kann sechs Drohnennschiffe einsetzen – das wäre eine einmalige Investition. Beim Start vom CSG aus gibt es aber auch bei GTO-Bahnen die Alternative, da der Flugpfad anfangs an der südamerikanischen Küste vorbeiführt in Brasilien zu landen. Bei sonnensynchronen Orbits wären die Inselkette von Barbados bis Antigua in der Reichweite der Booster. So könnten bei diesen Missionen die Booster auch an Land landen, ohne das man eine Rückkehr zur Basis durchführt. Leider haben die derzeit häufigsten Nutzlasten eine Bahnneigung von 50 bis 56 Grad (in diesem Bereich leben die meisten Menschen auf der Erde, so braucht man für ein Netz weniger Satelliten, als wenn es die ganze Erdoberfläche abdeckt).

Eine Oberstufe ist nötig für GTO-Transporte, Galileo Satelliten und interplanetare Missionen. Ich diskutiere sie etwas später, weil man hier weitere Faktoren abwägen muss.

Der Grundaufbau ist derselbe wie bei der letzten Rakete:

Wir haben Seitenbooster und eine Zentralstufe mit demselben Antrieb und Durchmesser.
Nur die Booster werden geborgen
Die Zentralstufe kann eine optionale Oberstufe tragen

Als Triebwerk habe ich das Prometheus ausgewählt. Zum einen, weil es auf niedrige Kosten optimiert ist – geplant 1 Million Euro, ich wäre schon mit 3 Millionen Euro pro Stück zufrieden.

Das erste ist die Frage wie groß die Rakete sein muss. Ariane 6 transportiert knapp 12 t in den GTO und 24 t in den LEO. Aus den Berechnungen für die beiden letzten Beiträgen kann man ableiten das eine wiederverwendbare Rakete mit Methan als Treibstoff etwa 2,5 % der Startmasse als LEO Nutzlast haben. Für die obere Grenze kommt man so bei 6 t GTO als Maximalnutzlast (12 t in den LEO) auf eine Startmasse von 480 t. Um diese Masse zu starten, braucht man 6 Prometheus. Daher sehe ich in Zentralstufe und Booster nur ein Prometheus vor. 6 Booster haben dann 6 Triebwerke und dazu kommt noch die Zentralstufe mit einem weiteren Triebwerk.

Die Zentralstufe soll nach Ausbrennen der Booster mit 1 g beschleunigen. Als Maß gilt hier die kleinste Variante mit 2 Boostern. Die Brennzeit kann man auf 150 bis 170 Sekunden abschätzen. Bei einem Schub von 1.000 kN und einem (geschätzten) spezifischen Impuls von 3300 m/s verbraucht ein Prometheus in der Zentralstufe bis dahin 48 t Treibstoff. 1 g Beschleunigung entsprechen rund 100 t Restmasse, von der noch (geschätzte) 7 t für die Nutzlastspitze abgehen, das lässt 93 t für die Zentralstufe übrig. Ihre Startmasse beträgt dann 48 + 93 = 141 t.

Die Masse der Booster (wiederum kleinste Variante) lässt sich dann einfach durch den Startschub und die bekannte Masse der Zentralstufe berechnen. Bei einer Beschleunigung von 1,25 g können drei Prometheus mit 3 x 1.000 kN Schub 244 t beschleunigen, 141 t für die Zentralstufe abgezogen, 7 t Nutzlastspitze abgezogen und durch zwei Booster geteilt so ist man bei 48 t pro Booster.

Das Voll-/Leermasse der Booster habe ich zu 16:1 angesetzt. 18:1 erreichen Raketen mit Treibstoffen dieser Dichte problemlos, aber bei den Boostern ist das Triebwerk eigentlich überdimensioniert, da es auch den Schub für die Zentralstufe zum Teil mit aufbringen muss. Die Booster wiegen so 48 t beim Start 3 t leer, wozu aber noch 3 t Treibstoffe für das Landen kommen, also 6 t zum Brennschluss

Bei der Zentralstufe liegt der Teiler dagegen bei 20:1, da man eigentlich ein Triebwerk von 1700 kN Schub bräuchte. Hier habe ich noch 1000 kg für die Lenkung, Avionik, Übergang zum Satellitenadapter und den Adapter hinzuaddiert. Die Zentralstufe wiegt so 141 t voll, 8 t leer.

Als spezifischen Impuls des Prometheus nahm ich 3300 m/s im Vakuum an, als Vakuumschub 1.150 kN, als Bodenschub 1.000 kN. Das Mischungsverhältnis LOX/LNG beträgt 3,5 zu 1.

Das alles könnt ihr mit dem Dreisatz nachrechnen bzw. Erfahrungswerte und das Web bemühen. Etwas schwieriger wird es bei den Stufenabmessungen. Es gilt: Beide stufen haben je zwei Tanks mit Kugelsegmentabschlüssen des halben Radius. Es sind getrennte Tanks wegen der Anbringung und weil diese günstiger in der Fertigung sind. Nur unten am Schubgerüst, oben am Abschluss und an der Zwischentanksektion kann man sie verbinden.

Anpassen

Bei 141 und 48 t Masse ist es klar, das man nicht beide Tanks den gleichen Durchmesser haben können, außer ein einzelner Tank der Zentralstufe ist genauso lange wie ein Booster. Das prüfte ich zuerst nach. Ergebnis: das klappt wegen der unterschiedlichen Massen nicht, weder beim Methan noch beim Sauerstofftank. So blieb nur das Ausrechnen der Gesamtlänge. Ich habe den Durchmesser der auf 3 m angesetzt, dann erhält man folgende Tanklängen:

Stufe (3 m Durchmesser)	Länge
Booster LNG	4,06 m, zylindrisch: 2,56
Booster LOX	5,03 m, zylindrisch: 3,53
Booster beide Tanks	9,09 m, zylindrisch: 6,09
Hauptstufe LNG	10,66 m, zylindrisch: 9,16
Hauptstufe LOX	13,51 m, zylindrisch: 12,01

Die beiden Tanks des Boosters sind zusammen nur etwas kürzer als der LNG Tank. So habe ich mit den Startmassen so jongliert, das der LNG-Tank der Zentralstufe genau gleich lang ist wie die beiden Tanks eines Boosters. Das ist gegeben, wenn ein Booster 57 anstatt 48 t wiegt und die Hauptstufe 128 t. Man würde also die relativ gedrungenen Booster (3 m Durchmesser, mit spitzkegeliger Verkleidung und Triebwerken etwa 14,5 bis 15 m lang) oberhalb des unten liegenden LNG Tanks der Hauptstufe befestigen. Damit haben wir alles zusammen, um eine Simulation zu starten, vorerst noch ohne Oberstufe. Diese Rakete erreicht schon einen LEO. Hier die wesentlichen Daten der Varianten. Alle Angaben beim Start vom CSG aus (7 Grad Beinneigung bei LEO/GTO,

Rakete	Booster	Triebwerke	Startmasse	Nutzlast LEO 200 km	Nutzlast SSO 800 km, 98,7 Grad	Nutzlast GTO
Ariane Next 2	2	3	243 t	4,5 t	2,5 t	–
Ariane Next 3	3	4	305 t	8,3 t	6,3 t	0,2 t
Ariane Next 4	4	5	262 t	11,4 t	8 t	1 t
Ariane Next 6	6	7	481 t	15 t	10,9 t	2,7 t

Wir sehen, dass die Nutzlast für den LEO und SSO attraktiv ist, für den GTO, den traditionellen Zielorbit von Arianespace ist sie niedrig. Das liegt an der hohen Leermasse (7,4 t) der Zentralstufe. Das ist nun der Punkt wo eine Oberstufe ins Spiel kommt.

Ich möchte vorher aber noch zwei Alternativen diskutieren und warum ich sie verworfen habe. Der Grund für die rapide Nutzlastabnahme ist die Leermasse der Zentralstufe von 7,4 t. Bei der kleinsten Version ist sie schon größer als die LEO Nutzlast. Eine Lösung wäre es die Booster zu verlängern, z.B. auf die Länge des LOX Tanks, der länger als der LNG Tank ost. Entsprechend wird die Zentralstufe weiter verkleinert, das würde die Zentralstufe vielleicht um 10-20 t leichter machen und die Booster entsprechend schwerer, bei 128 t Startmasse ist das aber nur eine kleine Verbesserung.

Das zweite ist eine klassische Lösung, also keine Zentralstufe (Paralellstufenrakete), sondern eine Serienstufenrakete mit Oberstufe. Beim Schub des Prometheus von >1.100 kN im Vakuum wäre diese Oberstufe mit dem Prometheus aber rund 100 t schwer, das macht dann eine ganz andere Erststufe nötig mit 6 bis 9 Prometheus in der Erststufe. Mit Boostern käme man dann auf noch größere Raketen. Gäbe es den Bedarf für eine solche Rakete so wäre dies die optimale Lösung, weil wir dann nur Prometheus Triebwerke in allen Stufen haben. Denkbar wäre als kleinstes Modell zwei Booster, eine Zentralstufe mit je zwei Prometheus und eine Oberstufe mit einem Prometheus. Startmasse etwa 480 t, das heißt so schwer wie die größte Version dieser Serie. Ich werde das im nächsten Blog noch ausarbeiten, es ist auch ein Grund warum die Raketen hier im Listing „Small“ im Namen haben.

Oberstufe

Zurück zur Oberstufe ich habe mich für das Aquila von Isar Aerospace entscheiden, das auch ein der Spectrum eingesetzt wird, die derzeit nach mehreren Verzögerungen auf den zweiten Start wartet. Es kämen auch andere Triebwerke aus Start-Ups in Frage die allesamt LOX/Kohlenwasserstoffe einsetzen oder das M10 Triebwerk von Avio das gerade für die Vega entwickelt wird. Es wäre sogar vom Schub und Treibstoff (ebenfalls Methan) die beste Wahl und wenn die Rakete mal gebaut würde, dann wohl von der ESA und die würde wohl das M10 selektieren, weil es so Synergien mit Avio und der Vega gibt. Für das Aquila sprach, dass es Propan einsetzt, ebenfalls ein verflüssigtes Gas, sodass die Eigenschaften vor allem für die Brennkammerkühlung und Druckbeaufschlagung vergleichbar sind. Wichtig ist eigentlich nur, dass wir ein Triebwerk haben das man zumindest auf Methan oder einen anderen verflüssigten gasförmigen Kohlenwasserstoff umrüsten kann und das in etwa zwischen 50 und 100 kN Schub erreicht. Ich habe das Aquila deswegen genommen (mit 75 kN Schub, auch 95 kN werden genannt) weil ich glaube das es von einem Startup das ja in einem Konkurrenzkampf mit vielen anderen Trägern dieser Nutzlastklasse steht recht preiswert zu produzieren ist auch wegen der hohen Stückzahl (eine Spektrum hat 10 Aquila). Dsa die Oberstufe verloren geht ist das durchaus wichtig.

Die Frage ist, auf welchen Modellen man die Oberstufe einsetzt und wie groß sie ist. Relativ sicher ist, das sie beim kleinsten Modell mit zwei Boostern entfallen muss, denn dieses Modell startet gerade mal mit 1,25 g und eine Oberstufe wäre dann zu schwer. Bei den Modellen mit 3 bis 6 Boostern reicht der Schub aus. Es ist aber auch klar, dass ein Modell das am besten zur Version mit 3 Boostern passt für die Version mit 6 Boostern zu klein ist. Ich habe einige Konfigurationen von 15 bis 30 t Masse durchgerechnet und bin dann bei 20 t Startmasse als Kompromiss hängen geblieben.

Ich habe zwei Triebwerke vorgesehen, so kann man einerseits etwas schwerer Nutzlasten befördern (das Gesamtstartgewicht kann 36 t erreichen) und zum andern können zwei Triebwerke ohne Verniertriebwerke alle Korrekturen in den drei Raumachsen durchführen. Die Avionik wandert nun zur Drittstufe. Entsprechend habe ich bei der Zentralstufe 500 kg eingespart und 500 kg auf die 20 t der Stufe dazugeschlagen. Als Voll-Leermasseverhältnis habe ich 12:1 angenommen. Das erreichten schon in den Sechziger Jahren die Agena und Titan Zweitstufe. Es dürfte meiner Ansicht nach sogar etwas höher sein. Denn bei einem Durchmesser von 3 m passen genau 16,137 t LOX in einen Kugeltank. Dazu braucht man noch Methan (4,6 t, theoretischer Tankdurchmesser bei Kugeltank: 2,82 m) oder Propan (5,4 t, theoretischer Tankdurchmesser bei Kugeltank: 2,73 m). Beide Tanks sind kleiner als 3 m, sodass man sinnvollerweise zwei 3 m große Kugeltanks nimmt (der Durchmesser der Rakete liegt bei 3 m) die maximal 20,7 – 21,5 t Treibstoff aufnehmen, das müssen sie nicht mal, es reichen bei meiner Modellierung 18,4 t. Kugeltanks sind aber viel leichter als zylindrische Tanks und so sollte es kein Problem sein, das Trockengewicht von 1,6 t zu erreichen. Verbunden werden sie über ein leichtes Gitterrohrgerüst. Ebenso sitzen an einem Gitterrohrgerüst die Triebwerke und die Avionik kann man zwischen den beiden Tanks anbringen. Der Stufenadapter würde dann am Äquator des unteren Tanks enden, was die Stufe noch leichter macht. Auf den oberen Tank käme dann der Satellitenadapter. Diese Konstruktion ist nicht nur leicht, sie offeriert als Vorteil das man sowohl in den 1,5 m vom Äquator des oberen Tanks bis zum Adapter weitere Sekundärnutzlasten anbringen kann wie im 3 m langen Zwischentankbereich an den Gitterrohrstreben. (Theoretisch auch an den Streben, die das Triebwerk halten, aber so nahe am Triebwerk würde ich keine Satelliten platzieren).

Die Zentralstufe wird bei Einsatz der Oberstufe nicht geborgen, obwohl sie nun keinen Orbit mehr erreicht. Man bräuchte unverhältnismäßig mehr Treibstoff der dann für den eigentlichen Antrieb fehlt, um sie zu landen.

Für die Oberstufe habe ich nur einen Fall durchgerechnet, nämlich den GTO-Orbit in dem die meisten Nutzlasten einer Ariane bisher landeten:

Rakete	Booster	Triebwerke	Startmasse	Nutzlast GTO
Ariane Next 3	3	4+2	321,3 t	3,8 t
Ariane Next 4	4	5+2	378,6 t	5,1 t
Ariane Next 6	6	7+2	491,3 t	5,9 t

Wir sehen, dass die Stufe für das mittlere Modell optimiert ist. Mit dem M10 Triebwerk kommt man auch bei 6 Boostern auf 7,2 t Nutzlast, also schwerer als jeder Satellit den es bisher für den GTO gab. Ich habe nur mit einem spezifischen Impuls von 3.200 m/s (selbst für Propan niedrig) gerechnet. Nimmt man die 95 kN Vakuumschub an und tankt die Oberstufe voll auf (20,6 t Treibstoff) so kommt man mit dem Aquila zumindest auf 6,1 t. Alternativ verzichtet man auf die Bergung von 2 oder 4 der 6 Booster. Ohne Bergung der Booster käme das Modell mit sechs Boostern auf 7,5 t GTO, die Nutzlasteinbuße ist der Preis der Wiederverwendung.

Fazit

Man könnte mit dem Prometheus einen zumindest von der Fertigung her attraktiven Nachfolger der Ariane & (daher von mir auch „Ariane Next“ getauft) kreieren. Die wesentlichen Kernpunkte:

Gleicher prinzipieller Aufbau von Boostern und Kernstufe
Dadurch viele Subkomponenten (Tankzylinder, Tankabschlüsse, Triebwerke) – hohe Stückzahl senkt die Kosten,
Nutzung des Prometheus als Triebwerk in allen beim Start gezündeten Stufen.
Bergung der Booster, die Zentralstufe geht verloren.
Einfach aufgebaute Oberstufe mit einem auf Kosten optimierten Triebwerk.
Deckt den gesamten Nutzlastbereich oberhalb der Vega bis zur Einzelstartkapazität der Ariane 6 ab.

Hier noch die wesentlichen Daten der Raketen. Die letzte Rakete zeigt eine Version der Oberstufe mit höherem Schub des Aquila und voll betankten Kugeltanks. Der nächste Blog beschäftigt sich dann mit einer nochmals größeren version mit Oberstufe und nur Prometehus in allen Stufen.

- - - Rakete: Ariane Next Small (2)

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
245.900	5.100	7.831	1.658	2,07	130,00	200,00	200,00
3.000	5	90	800	210	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	2	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	128.000	7.400	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00

Rakete: Ariane Next Small (3)

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
297.500	0	10.278	1.386	0,00	130,00	200,00	35800,00
4.000	5	90	1.500	210	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	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	128.000	7.400	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00

Rakete: Ariane Next Small (3) Oberstufe

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
321.300	3.800	10.278	1.498	1,18	130,00	200,00	35800,00
4.000	5	90	1.500	210	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	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	127.500	6.900	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00
3	1	20.500	2.100	3.200	150,0	150,0	392,53	350,00

Rakete: Ariane Next Small (4)

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
364.700	11.200	7.831	1.365	3,07	130,00	200,00	200,00
5.000	5	90	1.500	210	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	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	128.000	7.400	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00

Rakete: Ariane Next Small (4) Oberstufe

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
378.600	5.100	10.278	1.311	1,35	130,00	200,00	35800,00
5.000	5	90	1.500	210	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	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	127.500	6.900	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00
3	1	20.500	2.100	3.200	150,0	150,0	392,53	350,00

Rakete: Ariane Next Small (6)

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
478.900	13.400	7.831	1.648	2,80	130,00	200,00	200,00
7.000	5	90	1.500	210	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	6	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	128.000	7.400	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00

Rakete: Ariane Next Small (6) Oberstufe

Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
493.400	6.100	10.278	1.601	1,24	130,00	200,00	35800,00
7.000	5	90	1.500	210	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	6	56.000	6.875	3.300	1000,0	1150,0	140,97	0,00
2	1	127.500	6.900	3.300	1000,0	1150,0	346,07	0,00
3	1	22.300	2.100	3.200	190,0	190,0	340,21	350,00