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Totgesagte leben länger. Arianespace hat volle Auftragsbücher und kurbelt die Produktion noch an. Lange sah es ja ganz anders aus. Ariane 6 kam Jahre zu spät, ohne dass kommuniziert wurde, woran das lag. Inzwischen haben ja PR-Experten die Öffentlichkeitsarbeit übernommen, da gibt es nur noch fluffige Erfolgsmeldungen und seitenlange Pressemitteilungen, deren wichtigste Information in wenigen Sätzen steht und die ansonsten dafür ein ausführliches Profil der beteiligten Partner enthalten.

Der Jungfernflug verlief weitestgehend erfolgreich. Die Oberstufe konnte erfolgreich qualifiziert werden, scheiterte aber an der Wiederzündung, die weitere Satelliten aussetzen sollte. Wie oft in der Raumfahrt war es eine eigentlich nicht kritische Ursache: Vor der Wiederzündung sorgt ein Subsystem der Stufe, die Auxiliary Power Unit (APU), für die Vorbereitung des Triebwerks auf die Zündung. Die APU ist ein kleines Triebwerk, das etwas Schub erzeugt, die Stufe beschleunigt und vor allem den Treibstoff am Tankboden sammelt, der sonst eine Blase im Tank bilden würde. Daneben verbrennt sie auch Treibstoff, um den Tankdruck zu erhöhen. Ein Temperatursensor in der APU zeigte einen zu hohen Temperaturwert an, was dazu führte, dass die Software die APU gar nicht erst startete und so die Wiederzündung ausblieb. Eingriffe von außen sind bei Raketenstarts in der Regel nicht vorgesehen, alles läuft softwaregesteuert ab, sodass man dies nicht übergehen kann.

Seitdem läuft es aber. Es gab seit dem Erstflug am 9.7.2024 neun Starts, mindestens ein weiterer, eventuell auch mehr, folgen noch dieses Jahr. Die Reibungslosigkeit und ansteigende Startfrequenz unterscheidet Ariane 6 von anderen neu eingeführten Trägern, die ihren Erstflug in den letzten Jahren hatten, wie Vulcan oder New Glenn. Das Starship, das schon ein Jahr früher den Jungfernflug hatte, ist noch immer in der Testphase, dabei wurden beide Projekte nahezu zeitgleich beschlossen. Gerade erst bekam Arianespace Verträge für 7 neue Starts und Vorbuchungen für weitere 10 Starts.

Inzwischen wurde auch das erste Upgrade, eine Verlängerung der Booster um 1 m, das sind rund 14 t mehr Treibstoff, eingeführt. Das erhöht die Nutzlast bei einer Ariane 64 um 2 t in den LEO und 1 t in den GTO. Leider hat man beim ESA-Konzil 2025, wo die Länder zusammensitzen, um die Finanzierung zu beraten, für die Weiterentwicklung der Phoebus-Stufe (Technologiedemonstrator, die spätere Stufe soll dann ICARUS heißen) nur 52 % der geforderten Mittel von 304 Millionen Dollar bekommen, sodass die ESA die Weiterentwicklung von Phoebus gestoppt hat.

Bei ICARUS sollten die Metalltanks der Oberstufe durch CFK-Werkstoffe ausgetauscht werden. Die Tanks sind ein Opfer des Redesigns: Ariane 6 wurde ursprünglich mit 4 bis 4,4 m Durchmesser geplant. Als die ESA dann die Industrie in die Pflicht nahm und eine Mitbeteiligung an den Kosten forderte, wechselte man zum alten Durchmesser von 5,4 m, weil man dafür schon alle Anlagen hat. Für eine Stufe mit nur 30 t Treibstoff wäre eigentlich ein Durchmesser von 3,83 m optimal. So wiegt die Stufe durch eine ungünstige Geometrie recht viel: Die Höhe der Tanks ist minimal, die Oberfläche deutlich größer als beim optimalen Durchmesser von 3,83 m, und sie muss auch stärker verstärkt werden, weil bei flachen Stufen das Treibstoffschwappen deutlich ausgeprägter ist. Der Materialwechsel hätte rund 2 t mehr Nutzlast gebracht.

Der Wert ist, weil die Oberstufe ebenfalls in den Orbit gelangt, konstant, und das war wohl auch der Grund, warum es die Mittel nicht gab: Früher waren die Hauptnutzlasten von Ariane 6 Transporte in den GEO. Dort befördert die Ariane 62 in der Basisversion 4,5 t und die Ariane 64 in der Basisversion 11,5 t. Da sind 2 t mehr eine Steigerung um 44,4 bzw. 17,3 %. Noch größer wäre der Effekt bei Missionen zum Mond oder den Planeten. Zum Mars entsprechen 2 t mehr rund 23 % zusätzlicher Nutzlast. Aber die meisten Aufträge, die es derzeit gibt, gehen in den LEO für Amazon oder die EU (IRIS²), und dort sind 2 t mehr eben nur 9,1 % mehr Nutzlast.

Arianespace als Vermarkter und Airbus haben natürlich schon Vorschläge für weitergehende Verbesserungen. So soll das Prometheus-Triebwerk eingesetzt werden. Eine auf den Betrieb mit Wasserstoff angepasste Version soll das Vulcain in der ersten Stufe ersetzen. Das spart Kosten, denn dieses Triebwerk soll erheblich preiswerter sein, sodass selbst zwei Prometheus, die ein Vulcain 2.1 ersetzen, günstiger wären als das Vulcain. Durch den höheren Schub sinken zudem die Gravitationsverluste bis zum Erreichen des Orbits.

Eine zweite Option ist das Ersetzen der beiden Feststoffbooster P160C+ durch ebenfalls mit Prometheus angetriebene Booster, die LOX/Methan nutzen. Dafür baut man gerade den Technologiedemonstrator Themis. Drei Prometheus sollen die Booster antreiben, und diese sollen dann auch wiederverwendet werden. Parallel dazu treibt das Triebwerk auch die kleine Trägerrakete Maia an, bei der ebenfalls die erste Stufe landen soll.

Da frage ich mich, warum die ESA nicht gleich diese Stufe nimmt. Bei 200 t Masse, also mehr als die aktuellen Booster, und einem Treibstoff mit höherem spezifischen Impuls würde dies die Nutzlast der Ariane 6 gravierend steigern.

Meine Meinung: Diese Erweiterungen werden nicht kommen, wenn man schon die Entwicklung von ICARUS einstellt. Ich will an dieser Stelle mal meine Überlegungen für einen Nachfolger der Ariane 6 vorstellen. Nachfolger deshalb, weil ich nur noch eine Stufe, die P160C+, weiter verwende.

Mein Vorschlag

Damit einher geht auch der Einstieg in die Wiederverwendung. Das Konzept ist nicht neu und war einer der ersten Vorschläge für die Ariane 6, damals noch unter der Bezeichnung PPH (Powder-Powder-Hydrogen). Es ist ganz simpel: Auf einem P160C sitzt eine Oberstufe. An dem P160C können weitere Booster zur Startunterstützung angebracht werden. Geometrisch möglich wären zwei, drei, vier oder sechs Booster. Nimmt man die Zentralstufe hinzu, so hat man eine Rakete, die in der Masse von zwei bis sieben P160C skalierbar ist und so einen breiten Nutzlastbereich abdeckt. Damit würde sie auch die Vega ersetzen und die Lücke schließen, die die Sojus hinterlassen hat.

Die hohe Produktionszahl, wie die Detailrechnung noch zeigen wird, denn man braucht die Variante mit sieben Boostern, um eine Ariane 64 zu ersetzen, verbilligt zum einen die Rakete. Sieben Ariane-64-Äquivalente und drei Vega-Äquivalente bedeuten, dass 52 Booster pro Jahr gefertigt werden müssen. Damit kann man auch in die Wiederverwendung einsteigen. Das ist bei den Boostern sogar relativ einfach möglich. Sie müssen 110 bar Brennkammerdruck widerstehen und haben daher so dicke Wände, dass sie einen Aufprall aufs Wasser problemlos überstehen, den man aber vorher durch einen Fallschirm abbremsen sollte.

Das kostet nur wenig Gewicht. Bei den doppelt so schweren EPC der Ariane 5, die man anfangs barg, allerdings nur zu Inspektionszwecken, wog ein Fallschirmsystem 1,2 t. Man braucht kein Drohnenschiff, sondern kann die Booster einfach auf ein Schiff ziehen. Sie haben ja auch eine günstige Form mit 3,5 m Durchmesser und 22 m Länge, kein Spargel wie die Erststufen von Falcon 9 und Starship.

Dazu braucht man dann eine Oberstufe, die ich aber nun in der geometrisch günstigen Form auslegen würde. Das wäre je nach Treibstoffmenge ein Durchmesser von 3,2 bis 3,8 m. 3,50 m wäre für mich ein gutes Maß, denn das ist der Durchmesser des P160C. Eine Nutzlastverkleidung von 5,40 m Durchmesser kann man trotzdem verwenden, dann gibt es eben einen Übergang wie bei der Falcon 9 oder Ariane 4. Macht man diesen fließend in einem Winkel von 45 Grad, so hat man eine rund 1 m hohe Übergangszone, die man nutzen kann, um Sekundärnutzlasten bis hin zu Mikrosatelliten im Massenbereich bis 250 kg mitzuführen, und zwar bei jedem Start. So lässt sich die Nutzlastkapazität noch besser ausnutzen. In der Gewichtsbilanz ist der Übergang keine große Belastung, denn die Verkleidung wird ja während des Aufstiegs abgeworfen.

Dann braucht man eine Oberstufe. Bei diesem breiten Massenbereich der Unterstufe wären eigentlich mehrere Stufen sinnvoll. Eine für die größte Version optimale Stufe ist für die kleinste Version zu schwer. Man muss sich für eine entscheiden. Im Prinzip hat man zwei Möglichkeiten:

Ich konstruiere die Stufe so, dass sie optimal für die am häufigsten eingesetzte Version ist. Bei Ariane 6 fanden bisher rund zwei Drittel der Starts mit der kleineren Version Ariane 62 statt. Nimmt man an, dass dies auch künftig so bleibt, dann würde ich die Stufe auf diese Nutzlastklasse auslegen, die etwa drei bis vier Boostern entspricht. Bei kleineren Versionen wäre die Stufe dagegen zu groß, man müsste Treibstoff weglassen (Off-Loading), was bei einer Oberstufe sehr ungünstig ist.

Alternativ kann man die Stufe auf den Worst Case auslegen, also eine Version mit nur einem Booster und LEO-Missionen. Dann wird die Nutzlastkapazität bei den größeren Versionen nicht vollständig ausgenutzt. Ich habe mich für Letzteres entschieden. Ich habe zwei Oberstufen untersucht: eine mit dem Vinci-Triebwerk und LOX/LH₂ als Treibstoff. Durch die günstige Geometrie habe ich als Strukturfaktor den der Delta-4-DCSS angenommen. Die DCSS ist eine auf niedrige Kosten und nicht auf minimales Gewicht optimierte Stufe. Die Centaur schneidet beim Strukturfaktor beispielsweise besser ab. Ich bin von einer Stufe mit der Masse der derzeitigen Ariane-6-ULPM ausgegangen und habe anschließend schrittweise jeweils 5 t Treibstoff weggelassen. Für die kleinste Version mit nur einem Booster kam ich dabei zu folgendem Ergebnis:

Ich halte die zweite Version mit 30 t Startmasse für das Optimum. Man gewinnt bei der kleineren Version zwar noch etwas Nutzlast, aber im Hinblick darauf, dass die Oberstufe später auf bis zu sieben Boostern sitzt, ist dies die bessere Wahl.

Allerdings ist das ULPM der Ariane 6 nicht gerade billig und kostet in etwa so viel wie zwei P160-Booster. Daher suche ich noch nach einer Alternative. Für die Vega wird gerade eine Oberstufe auf Basis des M10-Triebwerks entwickelt. Das verbrennt LOX/Methan, hat aber nur etwa den halben Maximalschub des Vinci. Diese Stufe muss preiswert sein, denn die Startkosten der Vega sollen nahezu gleich bleiben. Für den Ariane-Nachfolger sind jedoch 98 kN Schub zu wenig. Daher habe ich, außer bei der kleinsten Version, zwei Triebwerke vorgesehen. Als Quotient zwischen Voll- und Leermasse habe ich einen Faktor von 12 angesetzt. Diesen erreichten Stufen mit ähnlichen Treibstoffen bereits in den Sechzigerjahren. Auch die Zweitstufe der Ariane 1 bis 4 kam auf diesen Faktor und liegt zudem in einem vergleichbaren Massenbereich.

Auch hier habe ich mich für das Modell mit 31 t Startmasse entschieden, ebenfalls weil die Versionen mit mehr Boostern etwas mehr Reserve haben.

Die Modelle

Die kleinste Version würde nur aus einem einzelnen P160C bestehen. Die nächstgrößere Variante bestünde aus zwei Seitenboostern, die vor der Zentralstufe zünden. Sie ist etwas kritisch, denn normalerweise würde sie mit nur 10,3 m/s² beschleunigen. Die P160C haben zwar einen deutlichen Schubüberschuss, aber nicht so viel, dass sie einen weiteren P160C mit Oberstufe noch kräftig beschleunigen können. Allerdings kann man dies bei Feststofftriebwerken durch die Gestaltung der Treibstofffüllung anpassen und so den Startschub durch eine sternförmige Geometrie erhöhen. Ich habe daher die Version mit zwei Seitenboostern für eine Standardbeschleunigung von 12,3 m/s² berechnet. Dafür muss die Brenndauer von 136 auf 115 s sinken. (In der Praxis würde nur der startschub steigen dafür später der Schub bei gleicher Brenndauer sinken, aber das kann ich noch nicht simulieren).

Ab drei Boostern ist die Startbeschleunigung unkritisch. Ob man die Zentralstufe birgt, ist hingegen eine Abwägungssache. Sie wird bei jeder größeren Version mit höherer Geschwindigkeit abgetrennt. Bei zwei Boostern geschieht dies schon bei 4,2 km/s und die Stufe fliegt noch 965 km weit. Bei sechs Boostern sind es fast 6 km/s und die Stufe fliegt nahezu 3000 km weit. Ich würde daher bei der Version mit zwei Boostern die Zentralstufe wohl noch bergen, bei den größeren Varianten dagegen nicht mehr.

Hier noch eine Tabelle mit den Nutzlasten für zwei Orbits:

• Kuiper: 630 km x 52 Grad
• GTO

Jeweils mit der 31 t schweren M10 Oberstufe, vom CSG aus.

Die Version mit einem Booster liegt im Bereich der Vega C, die Version mit drei Boostern entspricht etwa der Ariane 62 und die größte Version mit sieben Boostern erreicht bei der GTO-Nutzlast die Ariane 64 und übertrifft sie bei der LEO-Nutzlast. Es bleibt eine Lücke, die zuvor von der Sojus abgedeckt wurde. Rein technisch kann man durch die schwenkbaren Düsen aber auch nur einen Booster anflanschen und die Schwerpunktverschiebung ausgleichen. Asymmetrisch aufgebaute Raketen sind selten, aber technisch nicht unmöglich. Das Paradebeispiel ist das Space Shuttle. Daher habe ich zusätzlich eine Version mit zwei Boostern betrachtet, die beide beim Start gezündet werden. Ich habe diese asymmetrische Version mit einem Stern markiert.

Kostenabschätzung

Aktuell kosten die Träger:

• Vega C: 37 bis 48 Millionen Euro je nach Nutzlast und Bahnprofil
• Ariane 62: 75 bis 100 Millionen Euro je nach Nutzlast und Bahnprofil
• Ariane 64: 115 Millionen Euro

Allerdings wird auch berichtet, dass die ESA 32 bis 38 Millionen Dollar pro Start zuschießt, damit Arianespace große Volumenverträge abschließen kann. Real liegt die Ariane 6 (mit der Subvention) damit etwa beim 2016 angekündigten Preis, wenn man die Inflation seitdem berücksichtigt. Nur wird diese Kostensteigerung nicht an die Kunden weitergegeben. SpaceX hat im selben Zeitraum beispielsweise seine Preise um rund 30 % angehoben.

Man kann daraus ableiten, dass ein P160C etwa 15 Millionen Euro in der Fertigung kostet. Zieht man diese Kosten von der Vega C ab und berücksichtigt, dass etwa 10 bis 20 % des Gesamtpreises auf die Startdurchführung entfallen, so kosten die beiden Oberstufen, das Kickmodul, die Avionik und die Nutzlastverkleidung zusammen rund 27 Millionen Euro. Die neue Oberstufe der Vega C soll eine der bisherigen Oberstufen samt Kickmodul ersetzen und dabei preisneutral sein. (die ESA rechnet sogar mit einer Einsparung von 20 % der Systemkosten, die beinhalten aber neben der Fertigung auch Startvorbereitung, Transport und den Start, sie sinken alleine durch weniger Komponenten ab). Sie ist etwa halb so groß wie die hier geplante Oberstufe. Das M10 Triebwerk ist auf Kosten optimiert, verwendet z.B. im 3D Druck hergestellte Teile. Daher würde ich für die Oberstufe 20 Millionen Euro ansetzen. Dazu kommen noch die Startkosten. Eine erste Abschätzung auf Basis der aktuellen Kosten wäre also:

In dieser Sicht wäre die kleinste Version bei den Kosten mit der Vega C vergleichbar, allerdings bei höherer Nutzlast. Die Drei-Booster-Variante liegt auf dem Niveau der Ariane 62 und die größte Version ist etwas teurer als die Ariane 64. Gegenüber beiden Ariane-Modellen hätten diese Preise jedoch den Vorteil, dass keine Subventionen mehr erforderlich sind, sodass die Träger real günstiger wären.

Allerdings geht diese Betrachtung von den heutigen Kosten der Ariane 6 aus, nicht der Produktionszahl dieser Rakete. Wenn ich von der aktuellen Startzahl für 2027 ausgehe, also fünf Ariane-64-, fünf Ariane-62- und drei Vega-C-Starts, dann werden jährlich produziert:

• 33 P160C-Booster
• je 10 ULPM, Ariane-6-Avioniken und Nutzlastverkleidungen
• je 3 Zefiro 40, Zefiro 10, Vega-Kickmodule, Vega-Avioniken und Nutzlastverkleidungen

Man sieht schon das die Vega hier besonders ungünstig ist, weil bis auf den P160C alle Stufen nur auf ihr eingesetzt werden und so auf geringe Stückzahlen kommen. Auch dies ist ein Grund warum die M10 Stufe die drei Komponenten ersetzt die Startkosten verringert.

Für dieselbe transportierte Nutzlast würden bei meinem Ansatz benötigt:

• 53 P160C-Booster (wenn 3 x 1 Booster, 5 x 3 Booster und 5 x 7 Booster Varianten eingesetzt werden
• je 13 Oberstufen, Avioniken und Nutzlastverkleidungen

Es ist klar, dass allein die höhere Stückzahl zu niedrigeren Preisen führen würde. Der Fertigungspreis eines Boosters müsste von 15 auf 13,2 Millionen Euro sinken. Noch deutlicher fällt der Effekt bei der Oberstufe aus, die ja von der Vega abgeleitet wurde, während die Vega derzeit nur dreimal pro Jahr startet. Deren Preis würde auf etwa 15 Millionen Euro sinken.

Unter Berücksichtigung der höheren Stückzahlen komme ich daher auf folgende Tabelle:

Dann sind wir real günstiger als die heutigen Modelle und das ganz ohne Subventionen. Ein angenehmer Nebeneffekt ist, dass man praktisch immer eine passende Lösung zur Verfügung hat. Die hohe Nutzlast der Ariane 6 resultiert ja noch aus ihrer Auslegung für Doppelstarts in den GTO. Diesen Markt sehen wir bisher kaum, und da die Zahl dieser Starts laufend abnimmt, ist es wichtiger, dass es im derzeit häufig genutzten Massenbereich von 4,5 bis 7 t in den GTO mindestens zwei Modelle gibt, die diese Nutzlasten im Einzelstart transportieren können. Weiterhin haben wir für Starts in den LEO die Lücke zwischen vega und Ariane 62 geschlossen wenn die 2-Boostervariante genutzt wird.

Bergung

Eine Alternative wäre es, die Bergung der ersten Stufe anzugehen. Wenn man bei den Modellen mit maximal drei Boostern nur die Booster der ersten Stufe birgt, dann betrifft dies lediglich 12 von 53 Boostern pro Jahr. Die Produktionsstückzahl sinkt dadurch also kaum. Ich denke, deren Kosten lassen sich dadurch etwa halbieren.

Berta-Oberstufe

Derzeit baut die ESA die Berta-Oberstufe, eine Kickstufe mit einem druckgeförderten 2,5-kN-Triebwerk und lagerfähigen Treibstoffen. Diese Stufe würde auf diesem Träger noch mehr Sinn machen. Zum einen haben wir einen stärkeren Abfall der Nutzlast für höhere Geschwindigkeiten als bei der Ariane 6, weil keine der Stufen LOX/LH2 mit dem hohen spezifischen Impuls einsetzt. Zum anderen haben wir eine Übergangssektion von 3,50 m Durchmesser der Oberstufe auf 5,4 m der Nutzlastverkleidung. Da ein Satellit meist auf die nutzbare Breite der Verkleidung ausgelegt ist, kann man diesen Raum sonst nur für Cubesats/Mikrosatelliten nutzen, die man am Rande des konischen Übergangs anbringt. Diesen Raum kann man für eine Kickstufe nutzen.

Ich würde eine BERTA-Oberstufe mit zwei Triebwerken ausstatten. Zum einen, um mehr Treibstoff mitzuführen, zum anderen, weil so Verniertriebwerke für die Lageregelung überflüssig sind.

Nimmt man das Mittel zwischen dem Durchmesser der Oberstufe und des Nutzlastvolumens (3,5 / 4,6 m = 4,05 m) als maximalen Durchmesser an, so sind sechs Tanks mit je 1,35 m Durchmesser möglich. Sechs Tanks, je drei für MMH und NTO, hätten bei 6 t Treibstoff einen Durchmesser von jeweils 1330 mm. Sie wären nur zu 70 % gefüllt, um das Triebwerk im Blow-Down-Betrieb zu betreiben, sprich, man lässt den Tankdruck von 25 auf 8 Bar sinken. In der Mitte bleiben rund 1,30 m für die beiden Triebwerke.

Durch die Kugeltanks sollte ein Voll-Leermasseverhältnis von 10 erreichbar sein, sodass eine Stufe mit sechs Tanks 6.670 kg voll und 670 kg leer wiegt. Versionen mit zwei oder vier Tanks (2000 bzw. 4000 kg Treibstoff) wären bei dem Strukturfaktor etwas ungünstiger, weil das Gewicht von Triebwerken und Avionik gleich bleibt.

Geht man von einem mittleren spezifischen Impuls von 3150 m/s aus, so kann diese Stufe aus einem LEO heraus 2 t zur Venus oder zum Mars entsenden oder 2,8 t zum Mond. Sie macht deswegen Sinn, weil die meisten Starts in geneigte LEOs gehen. Raumsonden der ESA brauchen derzeit einen eigenen Start, weil sie nicht mit einer GTO-Nutzlast kombiniert werden können. Für planetare Bahnen ist die Bahnneigung oft zu gering. So kann man Kickstufe und Raumsonde in einer Sylda unten mitführen und Satelliten der Konstellation oben. So verliert man etwa 9 bis 9,5 t Nutzlast, aber bei 28 t in den LEO bei der größten Version ist dies verschmerzbar.

Nebenbei wären die kleineren Modelle auch für Fluchtbahnen nutzbar. Bei der Version mit zwei Seitenboostern würde die Nutzlast zum Mars (C3 = 16 km²/s²) z. B. Ohne Kickstufe bei nur 400 kg liegen, mit dieser Kickstufe wären es 800 kg. Limitierend ist der geringe Schub, der zu einer langen Brennzeit (über eine Stunde bei der angegebenen Konfiguration) führt. Das kann man aber ausgleichen, wenn die Stufe in einen stabilen Orbit entlassen wird. Dann zündet man nur im Perigäum und teilt die Betriebszeit auf vier Umläufe auf. So erreicht man ebenfalls in weniger als einem Tag die Fluchtgeschwindigkeit, aber mit 1500 kg Nutzlast.

Diese Ausführungen sind natürlich nicht auf diese Rakete beschränkt. Ähnliches würde auch für die Ariane 6 gelten, was wohl der Grund ist, warum die ESA die Stufe entwickelt.