{"id":13719,"date":"2019-02-07T11:15:35","date_gmt":"2019-02-07T10:15:35","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=13719"},"modified":"2019-02-07T16:01:25","modified_gmt":"2019-02-07T15:01:25","slug":"ariane-varianten-die-es-geben-koennte","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2019\/02\/07\/ariane-varianten-die-es-geben-koennte\/","title":{"rendered":"Ariane Varianten, die es geben könnte"},"content":{"rendered":"

Ihr wisst ja, ich denke mir gerne Raketen aus. Ich will heute einige Versionen von Ariane 5 skizzieren, die ich für technisch möglich halte und auch durchgerechnet mit realen Aufstiegsbahnen. Die Nutzlasten sind daher im Rahmen des Fehlers meiner Aufstiegssimulation (etwa 300 kg) erreichbar.\"\"<\/p>\n

Ariane 4 Varianten ohne Umbauten<\/h3>\n

Die ESA hat ja die Ariane 4 als Auslaufmodell erklärt. Sie sei zu teuer und Satelliten zu schwer. Zumindest den letzten Punkt könnte eine leistungsgesteigerte Ariane 4 lösen, den sie könnte die Nutzlast auch transportieren, zumal seit 15 Jahren die Obergrenze von Kommunikationssatelliten bei etwa 6,5 t liegt, da Satellitenbetreiber mehrere Anbieter nutzen wollen und Sealaunch, Proton und Falcon liegen eben bei 6 bis maximal 6,8 t Nutzlast. Könnte eine Ariane 4 die 7 t wuppen?<\/p>\n

Ariane 46L und Ariane 48L<\/h3>\n

Der logischste Weg wäre es einfach, mehr der PAL-Booster anzubringen. Sechs Booster sind kein Problem. Bei acht wird es schwerer. Die Booster haben einen Durchmesser von 2,23 m, dazu kommt der Durchmesser der Zentralstufe von 3,8 m. Das ergibt einen Kreis von 6,03 m, auf dem man 8,5 Booster unterbringen könnte, oder 13 cm Abstand zwischen zwei Boostern. Das wird knapp, aber man könnte je zwei Booster direkt verbinden und sie dann in Paaren abtrennen.<\/p>\n

Ich errechne 6.300 kg GTO-Nutzlast für eine Ariane 46L und 7.300 kg für eine Ariane 48L, jeweils mit 300 kg Sicherheitsreserve für die Unsicherheit meiner Simulation, die generell zu hohe Ergebnisse liefert. Die Kosten wären aufgrund der bekannten Kosten der Ariane 4 abschätzbar. Je zwei Booster würden die Rakete um 20 Millionen Dollar verteuern.<\/p>\n

Ariane 48 XL<\/h3>\n

Die zusätzlichen Booster erlauben es, die Gesamtmasse der Rakete zu erhöhen. Ungünstig ist, das sie das schon hohe Verhältnis von Booster und erster Stufe zu zweiter Stufe erhöhen. Sinnvoll wäre es, die oberen Stufen zu vergrößern.<\/p>\n

Da ein Booster nur für etwa 15 t mehr Masse gut ist, sind die Möglichkeiten aber beschränkt. Es gab aber bei den Plänen für den Ausbau der Ariane 4 auch die Idee in die erste Stufe ein fünftes Triebwerk einzubauen. Das liefert dann gleich genug Schub für 60 t mehr Masse bei den Oberstufen.<\/p>\n

Das für mich folgenrichtigste wäre es, die beiden oberen Stufen bei gleicher Länge auf den Durchmesser der ersten Stufe von 3,80 m zu vergrößern. Die Triebwerkszahl wird dann jeweils verdoppelt. Damit bleibt auch der Quotient von Voll\/Leermasse gleich. Ich habe das nur für die größte Version durchgerechnet und komme bei dieser auf eine Nutzlast von rund 9.400 kg. Das ist schon fast Ariane 5 ECA Niveau. Die Daten der Rakete findet ihr im Anhang. Bei den anderen habe ich mir das geschenkt, denn sie sind auf den Daten der bekannten Booster ableitbar.<\/p>\n

Ariane 5 EPS-Varianten<\/h3>\n

Als man das Ariane 5 Evolution Programm beschloss, war einer der Vorschläge auch die EPS zu vergrößern, also mehr Treibstoff aufzunehmen. Es gab noch einen zweiten Vorschlag von EADS dem Hersteller des Triebwerks der EPS das Aestus um eine Turbopumpe zu erweitern. Das hätte den Schub verdoppelt, ebenso den spezifischen Impuls erhöht und man hätte mehr Treibstoff zuladen können.<\/p>\n

Ich habe diese Idee einmal verfolgt. Lädt man nur mehr Treibstoff zu (14 t anstatt 9,8 t waren im Gespräch), so kommt man auf 8,600 kg in den GTO, rund 850 kg mehr als mit der Standardoberstufe. Das im Schub gesteigerte Triebwerk bringt deutlich mehr 9.000 kg bei der unveränderten Treibstoffzuladung und 9.400 kg mit mehr Treibstoff, wobei ich bei diesen Versionen nicht beachtet habe, dass man dann keine Drucktanks mehr benötigt, was dann noch weiteres Gewicht einspart, ich schätze rund 500 kg.<\/p>\n

Ariane 5 mit Feststoffboostern der Vega<\/h3>\n

Möglich wäre es auch die Ariane 6 nicht zu bauen und die Feststoffbooster der Vega, anstatt den EAP an die Rakete zu montieren. Es gibt ja zwei. Den alten P80 FW und den neuen P120C. Bei beiden würde es aber nicht ohne Anpassungen an der EPC gehen. Die EAP sind so lang, damit sie oberhalb der EPC im Stufenadapter und unten am Schubgerüst angebracht werden können. Das hat den Vorteil, dass in diesen strukturell verstärkten Teilen die Kräfte auf die Zentralstufe EPC einwirken und die Tanks, die das meiste Gewicht ausmachen, relativ leicht ausgelegt werden können. Allerdings wird die Oberstufe dann gut durchgeschüttelt, was bei der ursprünglichen EPS mit Treibstoffen hoher Dichte und dicken Drucktanks kein Problem war, aber dafür sorgt, dass die ESC-A eine hohe Leermasse hat. Bei der Ariane 6 hat man daher ein anderes Design für die Zentralstufe gewählt mit getrennten Tanks und einer Zwischentanksektion an der man die Booster anbringt.<\/p>\n

Ich habe daher 2 t Masse an der EPC addiert, um die zusätzliche Belastung aufzufangen.<\/p>\n

Schon zwei P80FW reichen aus um die Rakete abheben zu lassen, da er eine geringe Brenndauer hat. Die Nutzlast dieser Version läge bei nur 4900 kg für den GTO, was finanziell unattraktiv ist, doch sie beträgt 5.600 kg für einen sonnensynchronen Orbit in 600 km Höhe, wobei aber nur eine Transferbahn erreicht wird – der Schub ist anfangs zu klein, als das die Rakete schnell genug auf 600 km Höhe kommt und die ESC-A ist ja nicht zu Zweiimpulsmanövern fähig. Immerhin ist der Perigäum mit 338 km Höhe in einem stabilen Bereich. Die 5.600 kg Nutzlast beinhalten schon den zusätzlichen Treibstoff, den der Satellit braucht (brutto: 5.900 kg). Interessanterweise ist mit der EPS die Nutzlast hier mit 6,5 t etwas höher.<\/p>\n

Mit vier P80 FW kommt man auf 10.000 kg in den GTO – bei etwas geringerer Startmasse als eine Ariane 5 ECA. Mit sechs P80FW auf 13 t Nutzlast, also mehr als eine Ariane 5 ECA.<\/p>\n

Zwei P120C kommt man auf 8.600 kg in den GTO, mit vier schon auf 14,7 t<\/p>\n

Es gäbe, da noch eine weitere Möglichkeit. Nicht umsonst hat der P80FW den gleichen Durchmesser wie ein EAP und drei Motorgehäuse haben die Länge eines. Würde man einen Booster aus drei P80FW bauen so wäre er er genauso groß wie ein EAP. Ich nenne ihn mal P280. Seine Masse ist aus den Daten des P80FW errechenbar, ich habe aber die etwas ungünstigeren Daten einer ESA-Studie für den Ersatz der EAP durch CFK-Booster genommen. Trotzdem schafft dieser Booster bei in etwa gleicher Startmasse wie eine Ariane 5 ECA eine Nutzlast von 14,7 t in den GTO und man hätte volle Synergie mit der Vega Produktion. Allerdings würde bei Verwendung der P80 Düse mit ihrem hohen Schub eine hohe Spitzenbeschleunigung von 64 m\/s entstehen. Passt man die Brenndauer auf die des EAP an, so sinkt die Nutzlast leicht ab auf 14,3 t.<\/p>\n\n\n\n<\/colgroup>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Rakete<\/th>\nNutzlast GTO (Perigäum > 200 km, niedrigster Punkt der Aufstiegsbahn > 160 km)<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n
Ariane 46L<\/td>\n6.300 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 48L<\/td>\n7.300 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 48 XL<\/td>\n9.400 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 EPS 14 t Treibstoff<\/td>\n8.600 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 Aestus 2<\/td>\n8.100 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 Aestus 2 + 14 t Treibstoff<\/td>\n9.400 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 2 x P80FW<\/td>\n4.900 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 4 x P80FW<\/td>\n10.000 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 6 x P80FW<\/td>\n13.000 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 2 x P280<\/td>\n14.700 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 2 x P280 132 s Brennzeit<\/td>\n14.400 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 2 x P120C<\/td>\n8.600 kg<\/td>\n<\/tr>\n
Ariane 5 4 x P120C<\/td>\n14.300 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Rakete: Ariane 48 XL<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Startmasse
\n[kg]<\/th>\n		Nutzlast
\n[kg]<\/th>\n		Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n		Verluste
\n[m\/s]<\/th>\n		Nutzlastanteil
\n{Prozent]<\/th>\n		Sattelpunkt
\n[km]<\/th>\n		Perigäum
\n[km]<\/th>\n		Apogäum
\n[km]<\/th>\n		Inklination
\n[Grad]<\/th>\n<\/tr>\n
730.820<\/td>\n9.400<\/td>\n10.283<\/td>\n2.070<\/td>\n1,29<\/td>\n160,00<\/td>\n220,00<\/td>\n35790,00<\/td>\n90,00<\/td>\n<\/tr>\n
Startschub
\n[kN]<\/th>\n		Geographische Breite
\n[Grad]<\/th>\n		Azimut
\n[Grad]<\/th>\n		Verkleidung
\n[kg]<\/th>\n		Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/th>\n		Startwinkel
\n[Grad]<\/th>\n		Konstant für
\n[s]<\/th>\n		Starthöhe
\n[m]<\/th>\n		Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n
8.760<\/td>\n5<\/td>\n90<\/td>\n810<\/td>\n257<\/td>\n90<\/td>\n6<\/td>\n20<\/td>\n0<\/td>\n<\/tr>\n
Stufe<\/th>\nAnzahl<\/th>\nVollmasse
\n[kg]<\/th>\n		Leermasse
\n[kg]<\/th>\n		Spez.Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/th>\n		Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/th>\n		Schub Vakuum
\n[kN]<\/th>\n		Brenndauer
\n[s]<\/th>\n		Zündung
\n[s]<\/th>\n<\/tr>\n
1<\/td>\n8<\/td>\n44.500<\/td>\n4.550<\/td>\n2.727<\/td>\n670,0<\/td>\n752,0<\/td>\n144,87<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
2<\/td>\n1<\/td>\n252.310<\/td>\n18.510<\/td>\n2.747<\/td>\n3400,0<\/td>\n3790,0<\/td>\n169,46<\/td>\n0,00<\/td>\n<\/tr>\n
3<\/td>\n1<\/td>\n84.200<\/td>\n7.200<\/td>\n2.904<\/td>\n1594,0<\/td>\n1594,0<\/td>\n140,28<\/td>\n170,46<\/td>\n<\/tr>\n
4<\/td>\n1<\/td>\n28.100<\/td>\n2.800<\/td>\n4.366<\/td>\n129,6<\/td>\n129,6<\/td>\n852,31<\/td>\n311,74<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Simulationsvorgaben<\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
Azimuth<\/th>\nGeografische Breite<\/th>\nHöhe<\/th>\nStartgeschwindigkeit<\/th>\nStartwinkel<\/th>\nWinkel konstant<\/th>\n<\/tr>\n
90,0 Grad<\/td>\n5,2 Grad<\/td>\n20 m<\/td>\n0 m\/s<\/td>\n90 Grad<\/td>\n6,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
<\/td>\nPerigäum<\/th>\nApogäum<\/th>\nSattelhöhe<\/th>\nModus<\/th>\n<\/tr>\n
Vorgabe<\/th>\n220 km<\/td>\n35.790 km<\/td>\n160 km<\/td>\nAbbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht<\/td>\n<\/tr>\n
Real<\/th>\n219 km<\/td>\n35.813 km<\/td>\n160 km<\/td>\n<\/tr>\n
Inklination<\/th>\nMaximalhöhe<\/th>\nLetzte Höhe<\/th>\nNutzlast<\/th>\nMaximalnutzlast<\/th>\nDauer<\/th>\n<\/tr>\n
4,2 Grad<\/td>\n339 km<\/td>\n339 km<\/td>\n9.400 kg<\/td>\n9.775 kg<\/td>\n1.151,4 s<\/td>\n<\/tr>\n
Umlenkpunkte<\/th>\nNr. 1<\/th>\nNr. 2<\/th>\nNr. 3<\/th>\n<\/tr>\n
Zeitpunkt<\/th>\n60,0 s<\/td>\n150,0 s<\/td>\n350,0 s<\/td>\n<\/tr>\n
Winkel<\/th>\n64,6 Grad<\/td>\n14,0 Grad<\/td>\n0,0 Grad<\/td>\n<\/tr>\n
Freiflugphase<\/th>\nStartbedingung<\/th>\nStartwert<\/th>\nEndbedingung<\/th>\nEndwert<\/th>\n<\/tr>\n
Nicht definiert<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Diagramme<\/h4>\n

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Ihr wisst ja, ich denke mir gerne Raketen aus. Ich will heute einige Versionen von Ariane 5 skizzieren, die ich für technisch möglich halte und auch durchgerechnet mit realen Aufstiegsbahnen. 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