Konfiguration<\/p>\n<\/th>\n
Nutzlast (GTO)<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Vega + 2 \u00d7 P80 FW<\/p>\n<\/td>\n
1.900 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
Vega + 3 \u00d7 P80 FW<\/p>\n<\/td>\n
2.600 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
Vega + 4 \u00d7 P80 FW<\/p>\n<\/td>\n
3.200 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
Vega + 6 \u00d7 P80 FW<\/p>\n<\/td>\n
4.400 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
Vega + 4 \u00d7 P80 FW \/ 2 \u00d7 P80 FW<\/p>\n<\/td>\n
5.100 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
2 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
2.500 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
3 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
3.800 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
4 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
5.000 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
5 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
6.100 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
6 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
7.000 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n
4 \u00d7 P80 FW \/ 2 \u00d7 P80 FW \/ P 80 FW \/ ESC-B<\/p>\n<\/td>\n
7.500 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n
Die ersten fünf wären Vegas mit weiteren P80 Boostern als erste Stufe. Die bisherige P80 FW wird dann zur zweiten Stufe. Ab vier Boostern ist es möglich, zwei weitere Booster erst im Flug zu zünden, man erhält dann eine fünfstufige Feststoffrakete. Angepasst habe ich spezifischen Impuls im Vakuum des zentralen Antriebs (durch eine größere Düse kann dieser effizienter arbeiten) sowie bei den Vega Konfigurationen das Gewicht des AVUM und der Nutzlasthülle auf Ariane 5 Niveau, da die Nutzlast dann auch größer sind.<\/p>\n
Die zweiten Konfigurationen imitieren das PPH-Konzept, indem auf die zentrale P80 FW Stufe die ESC-B gesetzt wird. Diese ist mit Sicherheit für die starken Belastungen ausgelegt, sie hat daher auch eine hohe Trockenmasse. Die ESA selbst plante ja eine Stufe mit geringem Strukturgewicht. Würde man 4,5 t Leermasse bei 28 t Treibstoff oder 5 t bei 36 t Treibstoff (die Zuladung beim PPH-Konzept war noch nicht abschließend festgelegt worden) annehmen, so kann man die Nutzlast um weitere 1,5 t erhöhen.<\/p>\n
Schon die letzte Konfiguration kommt auf eine höhere Nutzlast wie das PPH-Konzept. Mit einer optimierten Oberstufe die 36 t Treibstoff bei 5 t Leermasse aufnimmt, käme man auf 9,5 t Nutzlast für den GTO \u2013 das ist fast die Leistung der Ariane 5 ECA.<\/p>\n
Natürlich gibt es in solchen eigenen Berechnungen einige Unwägbarkeiten. So die unbekannten Stufenmassen, die man ansetzen kann. Sie reichen von einer optimalen Lösung, die sich z. B. bei der Oberstufe an die Delta IV Zweitstufe mit ähnlicher Treibstoffzuladung aber nur 3,5 t Trockengewicht anlehnt, bis zur ESC-B als Negativneuspiel (bei gleicher Treibstoffzuladung 6 t Trockengewicht). Aber auch die Zielgeschwindigkeit ist unbekannt. Jede Rakete hat Verluste, die sich zur Orbitalgeschwindigkeit addieren. Das sind zum größten Teil Gravitationsverluste \u2013 sie entstehen dadurch, dass die Rakete zuerst vertikal startet und dabei Treibstoff verbraucht um eine Vertikalbeschleunigung aufzubauen, die sie braucht, um 200 km Höhe zu erreichen, daneben der Luftwiderstand, Lenkungsverluste (wenn die Schubachse nicht durch den Bewegungsvektor geht) etc. Sie sind unterschiedlich bei den verschiedenen Typen, aber liegen zwischen 1200 und 2200 m\/s. An der Untergrenze liegen Raketen mit kurzen Brennzeiten wie Feststoffraketen oder die frühen Atlas Modelle ohne Oberstufe, am oberen Ende Raketen mit langen Brennzeiten wie die Saturn V und eben die Ariane 5 (2200 m\/s). Die Vega liegt mit 1600 m\/s mitten drin, die Ariane 44L mit 1300 m\/s eher im unteren Drittel.<\/p>\n
Das PPH-Konzept mit drei Boostern ergibt Verluste wie die Ariane 5 bei einer optimierten Oberstufe, bei einem ESC-B Modell sind die Verluste geringer und liegen auf Vega Niveau. Auffällig ist aber das die Nutzlast durch den Wegfall eines Boosters so stark absinkt \u2013 von 6,5 auf 3,5 t. Das ist logisch und bei den Berechnungen nicht nachvollziehbar. Erreicht die Version mit drei Boostern 6,5 t GTO Nutzlast, so müsste eine 2-Booster-Variante, egal welche Parameter man für die Oberstufe nimmt \u2013 bei etwa 4,7 bis 4,9 t Nutzlast liegen. Dieses Missverhältnis gibt es auch bei der Ariane 62 und 64.<\/p>\n
Doch zuerst eine Beurteilung des Ariane 62\/64 Konzepts an sich. Für mich erschließt sich nicht der Vorteil des Konzepts. Etwas flapsig ausgedrückt, lässt sich die Industrie dafür bezahlen, dass sie die Ariane 5 ME nun mit anderen Tanks herstellt \u2013 4,6 anstatt 5,4 m Durchmesser und dafür länger. Anstatt Integraltanks nun getrennte Tanks, die einfacher zu produzieren sind. Natürlich ist die Reduktion des Durchmessers eine gute Lösung. Dadurch kann die Oberstufe leichter werden. Dazu kommt, dass die Vibrationen der Booster nun auf die Zentralstufe übertragen werden und nicht über den Stufenadapter auf die Oberstufe. Man kann also die Zentralstufe strukturell verstärken und die Oberstufe leichter machen. Da aber nur die Oberstufe in einen Orbit gelangt, lohnen sich diese Maßnahmen, denn Gewichtseinsparungen sind dort etwas drei bis viermal so effizient wie bei der H140. Eine andere Maßnahme, um Kosten zu sparen, ist der lange Stufenadapter, der ein ausgefahrenes Vinci erlaubt und wahrscheinlich an der H140 bleibt.<\/p>\n
Doch rätselhaft sind die Nutzlastangaben. Dafür muss man nicht mal den Taschenrechner bemühen. Hier mal einige Tatsachen, die zum Nachdenken bewegen sollten:<\/p>\n
Die Ariane 62\/64 entstand aus dem H1B Konzept von 2012. Während man die Oberstufe leicht vergrößerte und die Booster nun dreimal so groß sind, blieb die SSO-Nutzlast bei der Ariane 62 gleich groß. Das ist sehr erstaunlich. Diese Rakete transportiert sogar in den GTO mehr Nutzlast in den SSO. Bei allen anderen Trägern inklusive aller Ariane 1-5 Versionen ist dagegen die SSO-Nutzlast größer, meist doppelt so groß.<\/p>\n
Die Ariane 64 wiegt 800 t beim Start, 10 t mehr als die Ariane 5 ME. Sie setzt die gleichen Triebwerke in Oberstufe und Zentralstufe ein, bei der Oberstufe kann man wegen der günstigeren Tankform sogar von Gewichtseinsparungen ausgehen (nicht dagegen bei der Zentralstufe). Die Booster haben ein um ein Drittel geringeres Leergewicht als die EAP (bei gleicher Treibstoffmenge), einen höheren spezifischen Impuls und etwas mehr Treibstoff. Bedenkt man, dass der Übergang zu CFK-Werkstoffen bei der Ariane 2010 Initiative erwogen wurde, (S.205) und das 1.750 kg mehr Nutzlast bringen sollte, so verwundert etwas, dass die Ariane 64 nur 10,5 t transportieren soll. Ariane 5 ME mit schlechteren Leistungsdaten war doch auf 12 t projektiert.<\/p>\n
Setzt man die im Typenblatt angegebenen Werte für eine Geschwindigkeitsberechnung an, so erhält man Verluste von über 2800 m\/s. Ariane 5 ECA mit einer längeren Brennphase (gleichbedeutend mit höheren Gravitationsverlusten) liegt dagegen nur bei 2200 m\/s. Nimmt man an, das auch Ariane 62\/64 2200 m\/s Verluste haben, so müssten Oberstufe und Nutzlast zusammen bei der Ariane 6 über 18 t wiegen \u2013 also bei 10 t Nutzlast würde die Oberstufe trocken 8 t wiegen. Das ist schwer vorstellbar. Allerdings kommt man mit dieser massiven Oberstufe dann tatsächlich auf gleiche Verluste bei Ariane 62 und 64 (zumindest wenn man 6 t Nutzlast für Ariane 62 und 10 t für Ariane 64 annimmt).<\/p>\n
Sollte die Industrie im Schubrahmen Bleigewichte unterbringen, damit sie 2022 dann ein \u201eAriane 6 Evolution Programm\u201c fordert, bei dem man für das Entfernen der Bleigewichte nochmals Milliarden von der ESA loseist? Bei einer \u201eState of the Art\u201c Oberstufe mit 4-5 t Trockengewicht (nur zur Erinnerung: die DCSS mit sehr konservativer Auslegung, getrennten Tanks und Verwendung von Legierungen, die seit den Sechziger Jahren eingeführt sind, hat bei 27,5 t Treibstoffzuladung ein Trockengewicht von 3,475 t mit VEB) müssten beide Modelle 3 t mehr Nutzlast transportieren also 9-10 t (Ariane 62) und 13-14 t (Ariane 64). Eher sollte die neue Oberstufe noch leichter sein: MT Aerospace fertigt für die NASA-Rakete SLS Tankdome aus der leichtgewichtigen Legierung AL 2195 im Spiralverformungsverfahren und Rührreibschweißen. Diese wiegen 25% weniger, als die bisherigen die von Boeing kommen. Da sollte man annehmen, das die neue Stufe, wo MT Aerospace mitbeteiligt ist, eher weniger wiegt als die DCSS (auch die kommt von Boeing). Auch das PPH-Konzept ging von rund 3,3 t Trockenmasse (ohne VEB) für eine Stufe mit 30 bis 36 t Treibstoff aus.<\/p>\n
Die finanzielle Seite<\/h4>\n
Warum allerdings dieses Konzept so viel Geld kosten soll, verstehe ich nicht. Tanks sind Strukturen und als solche bei der Entwicklung und Produktion günstig. Als die JAXA aus der H-IIA die H-IIB entwickelte und dabei den Tankdurchmesser vergrößerte und einen neuen Schubrahmen für zwei Triebwerke entwickelte, kostete das 447 Millionen Dollar.<\/p>\n
Das gleiche gilt für den P120C. Er soll für 715 Millionen Euro entwickelt werden. Die Vega-Entwicklung wurde ja deutlich teurer als geplant, aber die gesamte Entwicklung einer kompletten Rakete mit drei Stufen, AVUM, Nutzlastverkleidung und Bodenanlagen kostete 710 Millionen Euro, davon 131,5 für den P80. Ich kann nicht verstehen, warum nun ein 50% größerer Booster über fünfmal so viel wie die P80 Entwicklung kosten soll. Eher würde ich erwarten, dass der Erstling P80 teurer ist, weil man technologisches Neuland betritt. Die Vergrößerung des Durchmessers von 3 auf 3,5 m sollte dann nicht so horrende Kosten aufwerfen.<\/p>\n
Interessant ist auch, dass die Entwicklungskosten des PPH Konzepts in etwa gleich hoch sind wie die des Ariane 62\/64 Konzepts. Daraus kann ich nur schließen, dass man die Differenz in der Auslegung \u2013 die H140 Zentralstufe \u2013 praktisch für umsonst entwickeln kann.<\/p>\n
Der Hauptanteil der Aufwendungen bei beiden Konzepten dürfte auf die Oberstufe entfallen. Schlussendlich bekam die Industrie 2012 einen Auftrag für die Entwicklung der ESC-B für 1.100 Millionen Euro. Da wird die neue Oberstufe nicht billiger sein, schon alleine, damit man bei der ESA keinen Verdacht schöpft.<\/p>\n
Insgesamt halte ich beide Konzepte für zu teuer, vor allem, wenn man weiß, was andere in den letzten Jahren neu entwickelte Träger kosten. Dazu muss man nicht mal SpaceX bemühen, wie diese Tabelle zeigt:<\/p>\n
| \n Träger<\/p>\n<\/th>\n | \n Entwicklungszeitraum<\/p>\n<\/th>\n | \n Kosten<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n |
|---|---|---|
| \n H-II<\/p>\n<\/td>\n | \n 1985-1994<\/p>\n<\/td>\n | \n 2.300 Millionen $<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n |
| \n H-IIA<\/p>\n<\/td>\n | \n 1995-2001<\/p>\n<\/td>\n | \n 1.500 Millionen $<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n |
| \n H-IIB<\/p>\n<\/td>\n | \n 2001-2009<\/p>\n<\/td>\n | \n 447 Millionen $<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n |
| \n Atlas V<\/p>\n<\/td>\n | \n 1994-2002<\/p>\n<\/td>\n | \n 1.630 Millionen $<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n |
| \n Delta 4 Heavy<\/p>\n<\/td>\n | \n 2001-2004<\/p>\n<\/td>\n | \n 500 Millionen $ (nur Upgrade von der Delta 4 Basisversion)<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n |
| \n Falcon 9<\/p>\n<\/td>\n | \n 2006-2010<\/p>\n<\/td>\n | \n 600 Millionen $<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n Besonders die Weiterentwicklung der H-II (4 t GTO) über die H-IIA (5,8 t GTO) zur H-IIB (8 t GTO) ist interessant. Zum einen wurde dieser Träger komplett neu entwickelt. Zum anderen wurde die Erweiterung zunehmend günstiger. So sollte man erwarten, dass auch eine Ariane 6 durch die Verwendung von Vulcain 2, P80 Technologie und Vinci Vorentwicklung deutlich billiger werden kann.<\/p>\n Woran ich nicht glauben kann, ist das dann die Raketen die anvisierten Preisziele erreichen. Zum einen wegen dieser hohen Entwicklungskosten. Ariane 5 wurde ja noch neu entwickelt \u2013 Booster die zwanzigmal schwerer als alle bisher bei Ariane eingesetzten, das Vulcain mit dem zwanzigfachen Schub des HM7, die hohe Zuverlässigkeit für bemannte Einsätze \u2013 das alles kostet Geld. Doch nun basierend auf der schon existierenden Technologie sollte es möglich sein, die Entwicklung günstiger zu machen. Wenn nun die Industrie keine kostengünstige Entwicklung hinbekommt, wie kann man das Vertrauen haben, dass sie ihre Versprechen für die Produktionskosten hält? Im Normalfall ist ein in der Entwicklung teures Produkt auch in der Fertigung teuer, denn wäre es einfach herzustellen, so wäre es auch einfach zu entwickeln.<\/p>\n Stattdessen übergibt die ESA die Kontrolle der Entwicklung an die Privatwirtschaft, die CNES tritt ihren Anteil an Arianespace an Airbus-Safran ab. An und für sich meine ich wird eine Firma wegen weniger Bürokratie effizienter arbeiten als eine Regierungsbehörde. Bei der Raumfahrt zeigten bisherige Privatisierungen aber den gegenteiligen Effekt. Die USA privatisierten die Starts ab 1987, ein Jahrzehnt später gab es die EELV-Ausschreibung, die neue preiswerte Trägerraketen ergeben sollte. Sie waren aber nicht preiswert. Delta 4 und Atlas V spielen beim kommerziellen Transport nur eine geringe Rolle, da sie zu teuer sind und selbst die USAF, die bisher jeden Preis für die Träger zahlte, hält sie inzwischen für überteuert. Ähnliches ist auch bei der Ariane 6 zu erwarten: Warum sollte ein Unternehmen sich Mühe geben, eine Rakete billig zu produzieren, wenn die Vergangenheit schon gezeigt hat, dass die ESA bereit ist, Verluste von Arianespace auszugleichen wie dies im EGAS-Programm geschah?<\/p>\n Meiner Ansicht nach sollte sich die ESA darauf besinnen, was die Triebfeder für die Ariane 1 war: ein eigenständiger Zugang zum Weltraum. Den hat man mit Ariane 5. Sie ist ausreichend für alle ESA-Missionen. Wenn man nicht die Starts subventioniert und keine Ariane 6 entwickelt, so verliert man vielleicht Aufträge, wenn Ariane 5 nur noch Nutzlasten aus Europa (der ESA und nationale Nutzlasten) startet, so fliegt sie vielleicht nur noch zwei bis dreimal pro Jahr (und das auch nur, wenn man Galileosatelliten nicht mit der Sojus startet und auf solche Ideen kommt, wie die bewährten ATV zugunsten eines Servicemoduls für die Orion aufzugeben). Sie werden vielleicht noch teuer, aber wenn man 100 bis 120 Millionen Euro Subventionen pro Jahr zahlt, dann kann man sich auch teurere Starts leisten. Eine Ariane 6 wird niemals die 4 Milliarden Euro hereinspielen, die man in sie investiert hat. Für diese Summe könnte die ESA es sich leisten 80 Starts zu je 50 Millionen Euro zu subventionieren \u2013 das reicht für Jahrzehnte. Anstatt der Sojus könnte man für mittlere Nutzlasten auch den Half Ariane 5 Solid einsetzen (S.213). So braucht man bei mittelgroßen Satelliten nicht immer einen Ariane 5 Start.<\/p>\n Meiner Ansicht nach lässt sich die ESA auf ein riskantes Geschäft ein: Die Konkurrenz hat zum einen den Vorteil, das ihre Träger hauptsächlich durch Regierungsstarts ausgebucht sind. Fast nur (oder ausschließlich) Nutzlasten staatlicher Organisationen transportieren Atlas, Delta, GSLV und H-II. Bei der Falcon 9, Sojus und Proton machen sie zumindest 50% oder mehr der Starts aus. Dagegen sind es bei der Ariane 5 weniger als 25%. Daher ist Arianespace viel stärker vom kommerziellen Markt abhängig.<\/p>\n Ein zweiter Grund zeigt sich in der Tatsache, dass der Zuschuss seitens der ESA von 240 Millionen Euro im Jahr 2005 auf Null Euro 2014 gesunken ist, obwohl Ariane 5 nicht günstiger wurde \u2013 aber der Eurowechselkurs ist gesunken. Damit ist Ariane 5 in Dollar um fast 20% preiswerter geworden, den international werden Starts in Dollar verhandelt. Das Problem hat SpaceX nicht. ILS und Sealaunch haben es auch, doch die Produktionspreise der Träger sind so niedrig, dass sie sogar die Preise senken können, wenn die Versicherungsprämien durch einen Fehlstart ansteigen, damit der Gesamtpreis (Versicherung und Start) nicht ansteigt. Als die Proton in den letzten Jahren zahlreiche Fehlschläge hatte, senkte ILS den Startpreis ab. 2009 kostete der Start eines 3,6 t schweren Satelliten noch 105 Millionen Dollar, 2014 dagegen der eines 4,9 t schweren Satelliten nur noch 85 Millionen Dollar. Die Herstellung einer Proton kostet die russische Regierung nur 32,2 Millionen Euro oder 41 Millionen Dollar.<\/p>\n Die schwarze Null von Arianespace 2014 bei 40% höheren Einnahmen zeigt auch, dass das Menetekel \u201eSpaceX\u201c primär dazu dient, die Regierungen zu der Ariane 6 Entwicklung zu \u201eüberreden\u201c, denn im gleichen Jahr nahm SpaceX ihren kommerziellen Betrieb auf und verdoppelte ihre Startfrequenz, sollten da nicht die Aufträge wegbrechen? Ende 2014 hatte Arianespace so viele Aufträge, dass sie sich zu Jahresende bei Ausschreibungen nicht mehr beteiligte, weil vor 2017 kein Startplatz frei war. 2015 wichen Kunden sogar auf die Atlas aus, weil sie weder bei Arianespace noch SpaceX vor 2018 einen Start bekommen hätten. Eine Bedrohung sieht anders aus.<\/p>\n
Hallo miteinander. Da ich gestern die zweite Auflage des Bandes 2 von „Europäische Trägerraketen“ fertiggestellt habe, möchte ich euch einige Teile mit der persönlichen Meinung nicht vorenthalten. Heute geht es um meine Meinung zu den beiden letzten Ariane 6 Konzepten, also dem PPH und PHH Konzept. In der ersten Auflage des Buchs habe ich ein […]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"open","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_newsletter_access":"","_jetpack_dont_email_post_to_subs":false,"_jetpack_newsletter_tier_id":0,"_jetpack_memberships_contains_paywalled_content":false,"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3],"tags":[899,194],"class_list":["post-11267","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","tag-ariane-6","tag-esa","entry"],"a3_pvc":{"activated":false,"total_views":1219,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18502,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2026\/01\/22\/der-ariane-kompatible-orbit\/","url_meta":{"origin":11267,"position":0},"title":"Der Ariane-Kompatible Orbit","author":"Bernd Leitenberger","date":"22. 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