{"id":7767,"date":"2013-04-03T00:45:55","date_gmt":"2013-04-02T22:45:55","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=7767"},"modified":"2013-04-02T22:09:59","modified_gmt":"2013-04-02T20:09:59","slug":"eine-kickstufe-fur-die-ariane-5","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2013\/04\/03\/eine-kickstufe-fur-die-ariane-5\/","title":{"rendered":"Eine Kickstufe f&uuml;r die Ariane 5"},"content":{"rendered":"<p>Tja ihr dachtet doch nicht\u00a0wirklich\u00a0 dass ich das Raumfahrtbloggen einstelle? Ich habe mir gedacht bei meinen Aprilscherz-abgeh&auml;rteten\u00a0Bloglesern muss ich doch mal etwas schwerere Gesch&uuml;tze aufziehen. Zudem muss ja einer noch SpaceX kritisieren, sonst sind ja alle Jubel-gleichgeschaltet oder zum &Uuml;bersetzen von Pressemitteilungen verkommen. Abseits vom 1. April w&uuml;rde ich in Zukunft auch immer mal einen Blick auf die Kategorie werfen. Wenn das unter &#8222;Satire&#8220; eingeordnet ist, w&uuml;rde ich nichts, aber auch gar nichts dort ernst nehmen&#8230;.<\/p>\n<p>Nun da der letzte Gastbeitrag &uuml;ber eine Alternative f&uuml;r Ariane 6 auf so viel Interesse gesto&szlig;en ist, auch mal was von mir. Was mich schon seit langem &auml;rgert, ist das wir Sojus Raketen brauchen um die Galileo Satelliten in den Orbit zu bringen. Das liegt vor allem daran dass diese keinen eigenen Antrieb haben, also eine Zirkularisierung erfordern. das kann die ESC-A nicht leisten, die EPS senkt die Nutzlast stark ab und wenn es die ESC-B g&auml;be, was kein Problem w&auml;re, h&auml;tte man sie 2008 nicht kurzfristig von der Tagesordnung des Konzils genommen, dann br&auml;uchten wir keine Sojus Starts. 30 sind es, je zwei werden bei einem Start bef&ouml;rdert, macht 15 Sojus Starts zu je 70 Millionen Euro. Sicher kostet auch eine Ariane 5 ESC-B was, doch da landet das Geld wenigstens wieder in Europa und nicht in Russland.<!--more--><\/p>\n<p>Also kam ich auf die Idee: was w&auml;re wenn &#8230;<\/p>\n<p>&#8230; Europa sich entschlie&szlig;en w&uuml;rde eine &#8222;Low-Tech&#8220; Kickstufe mit kryogenen Treibstoffen zu bauen. Mal sehen ob man da was vern&uuml;nftiges hinbekommt. Wie bei jedem Projekt definiere ich erst mal Zeile:<\/p>\n<ul>\n<li>Die Stufe soll die Galileo Satelliten von einem Transferorbit aus in den endg&uuml;ltigen Orbit bef&ouml;rdern k&ouml;nnen<\/li>\n<li>Die Stufe soll sich auch als Apog&auml;umantrieb eignen<\/li>\n<li>Die Stufe soll die Nutzlast der Ariane 5 f&uuml;r planetare Bahnen erh&ouml;hen<\/li>\n<li>Einsatz auf der aktuellen Ariane 5 EC-A mit 10,3 t GTO (250 x 36000 km)<\/li>\n<\/ul>\n<p>Daraus kann man einige Daten ableiten. Forderung 1 legt den minimalen Treibstoffvorrat fest. Die Galileo Satelliten gelangen in einen etwas niedrigen Orbit. Die Ariane 5 Nutzlast m&uuml;sste dabei bei 10.6000 kg liegen. Um den Orbit zu zirkularisieren w&auml;ren weitere 1453 m\/s n&ouml;tig. Bei einem spezifischen Impuls von 4000 m\/s (niedrig gesch&auml;tzt) br&auml;uchte man 3,3 t Treibstoff daf&uuml;r,<\/p>\n<p>Forderung 2 bedeutet, dass man die Stufe isolieren muss, da sie dann erst nach 6 Stunden erneut gez&uuml;ndet wird.<\/p>\n<p>Forderung 3 bedeutet dass der Schub bedeutend sein muss, anders als bei Apog&auml;umantrieben, wo man sich relativ viel Zeit lassen muss steigt die Stufe laufend an. Ich habe als Grenze die Brennzeit der Ariane 5 EPS Stufe mit 1.100 s angesetzt. Daraus ergibt sich ein Treibstoffverbrauch von 3 kg\/s oder ein geforderter Schub von 12 kN bei einem spezifischen Impuls von 4000.<\/p>\n<p>Die Idee ist es nun daf&uuml;r kein Expander Cycle Triebwerk einzusetzen, sondern ein ganz ordin&auml;res druckgef&ouml;rdertes Triebwerk. Das ist erheblich preiswerter, die Entwicklung ist einfacher und selbst wenn man es braucht ist die Wiederz&uuml;ndung einfacher, man muss nur die Ventile &ouml;ffnen und zeitgleich einen Z&uuml;ndfunken erzeugen. Bis zu dieser Gr&ouml;&szlig;e sind druckgef&ouml;rderte Triebwerke g&auml;ngig, das Aestus ist z.B. doppelt so schubstark.<\/p>\n<p>Das Aestus hat 28,4 kN Schub und wiegt 111 kg. Es hat bei einem Brennkammerdruck von 11 Bar einen Druck von 20 Bar in den Treibstoffbeh&auml;ltern und eine D&uuml;se mit einem Expansionsverh&auml;ltnis von 84:1. Ich nehme diese Daten f&uuml;r mein Triebwerk, mit mit einer verk&uuml;rzten D&uuml;se von 40:1, da sonst der Stufenadapter zu schwer wird.<\/p>\n<p>Dann ben&ouml;tigt man Treibstofftanks. Hier ist nun ein Hauptnachteil der Ariane 5, die starken Vibrationen durch die Feststoffbooster kein Nachteil mehr, denn wegen dem Tankdruck von 20 bar sind diese sehr dickwandig. Idealerweise w&uuml;rde man vier kugelf&ouml;rmige Tanks nehmen, die ein Kleeblatt bilden. Das nutzt den Raum am besten aus. Wenn man drei der Tanks mit LH2 f&uuml;llt und einen mit LOX erh&auml;lt man eine Mischung von LOX\/LH2 von 5,5 also ein g&auml;ngiges Verh&auml;ltnis. F&uuml;r 3.300 kg Treibstoff br&auml;uchte man dann vier Tanks von 2.900 l Volumen. Nimmt man welche von 1.90 m Durchmesser, so haben diese 3500 l Volumen, erlauben also noch etwas mehr Treibstoff. Basierend auf dem ebenfalls sph&auml;rischen 769 l Tank von <a href=\"http:\/\/cs.astrium.eads.net\/sp\/spacecraft-propulsion\/propellant-tanks\/769-litre-bipropellant-tank.html\">EADS<\/a> kommt man zu einem Gewicht von 90 kg pro Tank.<\/p>\n<p>Dann braucht man noch Helium als Druckgas. Die Menge muss ausreichen um 14.000 l Volumen mit 20 Bar Druck zu f&uuml;llen. Das sind bei den &uuml;blichen Druckflaschen von 300 bar anfangsdruck rund 940 l Volumen. Das Helium wiegt dann 50 kg. <a href=\"http:\/\/www.airliquideadvancedtechnologies.com\/en\/our-offer\/space\/programs\/supercritical-helium-pressurization-tank-for-ariane-5.html\">Air Liquide<\/a> setzt bei der Ariane 5 superkritisches Helium ein, dass 23 Stunden stabil ist. (167 kg in einer 224 kg Flasche). EADS <a href=\"http:\/\/www.dtic.mil\/cgi-bin\/GetTRDoc?AD=ADA445482\">Druckgastanks<\/a> sind schwererer: 93 kg f&uuml;r je 300 l aber bei 400 bar Druck. Davon m&uuml;ssten drei ausreichen. Wenn die Tanks nicht vollst&auml;ndig gef&uuml;llt werden (2900 l) und vor dem Start druckbeaufschlagt, dann reichen auch zwei.<\/p>\n<p>Dann braucht man noch Leitungen. Bei EADS fand ich ein Propellant Manaegment Device f&uuml;r Satellitenantriebe. Es wiegt 11 kg f&uuml;r 0,5 l\/s. Da das Volumen zur dritten Prozent zunimmt, die Fl&auml;che aber nur zur zweiten w&auml;ren f&uuml;r 10,7 l\/s dann etwa 77 kg n&ouml;tig.<\/p>\n<p>Zuletzt braucht man noch ein Schubger&uuml;st, dass die Tanks auch umschlie&szlig;t. Es wog bei der EPS Stufe 380 kg, allerdings auch ausgelegt f&uuml;r 21 t Lasten. Bei maximal 8 t ist man dann bei 144 kg.<\/p>\n<p>F&uuml;r Langzeitmissionen m&uuml;ssen die Tanks isoliert sein, doch die Isolation f&auml;llt kaum ins Gewicht 5 cm Polyurethanschaum sind dicker als bei der Delta 4 DSSC und wiegen bei 0,04 g\/cm\u00b3. Das sind dann 20 kg mehr.<\/p>\n<p>Die Konstruktion hat eine H&ouml;he von 1,90 m. Das Aestus ist 2,18 m lang, mit verk&uuml;rzter D&uuml;se w&uuml;rde es in die Mitte passen und k&ouml;nnte noch in die VEB hineinragen, die ja ein 0,95 m hoher Ring ist. Ein Stufenadapter ist so nicht n&ouml;tig. Die Konstruktion w&uuml;rde dann aber den gesamten Durchmesser der Ariane 5 ausf&uuml;llen (5,33 m maximaler Durchmesser), w&auml;re aber nur etwa 2 m hoch.<\/p>\n<p>Damit h&auml;tte man alles beisammen:<\/p>\n<ul>\n<li>Triebwerk; 111 kg<\/li>\n<li>Schubrahmen: 144 kg<\/li>\n<li>Tanks: 4 x 90 kg<\/li>\n<li>Isolierung: 20 kg<\/li>\n<li>Druckgas: 3 x 93 kg + 50 kg Gas<\/li>\n<li>Leitungen: 77 kg<\/li>\n<li>Gesamt: Trockenmasse: 1.041 kg<\/li>\n<\/ul>\n<p>Das ganze ist relativ konservativ angesetzt. Bei dem Schub k&ouml;nnte man auch das AJ-118 als Vergleich (-40 kg) heranziehen, mit einer Flasche weniger Helium oder gar superkritischem Helium k&auml;me man auch aus (-93 bzw. -211 kg).<\/p>\n<p>Die Maximalzuladung an Treibstoff betr&auml;gt bei den 3500 l Tanks 724 kg LH2 und 3990 kg LOX, also 4714 kg Treibstoff. Das ergibt ein Strukturverh&auml;ltnis von 5,52 zu 1, in etwa in der Region der ECS-A.<\/p>\n<p>Was noch fehlt ist eine Equipment Bay und Lageregelungstriebwerke. Das letztere ist schnell gel&ouml;st. EADS hat ein 300 N LOX\/LH2 Triebwerk im <a href=\"http:\/\/cs.astrium.eads.net\/sp\/launcher-propulsion\/rocket-engines\/300n-cryogenic-rocket-engine.html\">Angebot<\/a>. Bei nur 5 Bar Druck erreicht es 4070 m\/s Ausstr&ouml;mgeschwindigkeit. Es wiegt 1,9 kg. Je zwei Bl&ouml;cke mit 4 Triebwerken w&uuml;rden f&uuml;r die komplette Lagereglung und Vorbeschleunigung ausreichen. Das sind weitere 15,2 kg.<\/p>\n<p>Der Bordcomputer mit Inertialplattform und Batterien selbst muss nicht so schwer sein. Bei der Vega wiegt das Avionikmodul 171 kg.<\/p>\n<p>Damit h&auml;tten wir als Komplettsystem eine Startmasse von 5941 kg und eine Trockenmasse von 1227 kg. Mit einer Ariane 5 ECA w&uuml;rde dieses System bei einem spezifischen Impuls von 4200 (siehe unten) w&uuml;rde diese Stufe 6170 kg in den Galileo Ortbit bef&ouml;rdern. Ein Galileo Satellit wiegt 680 kg, das w&auml;ren also fast 9 St&uuml;ck. Da noch was f&uuml;r die Befestigung draufgeht rechnen wir mit 7 bis maximal 8. Dann w&auml;re das System mit vier Starts aufgebaut. Das w&uuml;rde folgende Bilanz aufmachen:<\/p>\n<p>entweder 15 Starts der Sojus \u00e0 70 Millionen Euro = 1050 Millionen Euro<\/p>\n<p>oder<\/p>\n<p>4 Starts der Ariane 5 ECA \u00e0 160 Millionen Euro = 640 Millionen Euro + 410 Millionen Euro f&uuml;r die Entwicklung der Kickstufe.<\/p>\n<p>Ein durckgef&ouml;rdertes Triebwerk, ohne die teuren Turbopumpen, mit einer Ablativ verkleideten Brennkammer (plus Aktive K&uuml;hlung) m&uuml;sste eigentlich f&uuml;r diesen Betrag umsetzbar sein.<\/p>\n<p>Kommen wir zum spezifischen Impuls. Wenn man FCEA anwirft f&uuml;r ein LOX\/LH2 Verh&auml;ltnis von 6:1 (etwas niedrige als das 5,5 zu 1 in den Tanks, ich rechne mit Wasserstoffverbrauch f&uuml;r die Verniuertriebwerke, Dump, und Verdampfungsk&uuml;hlung) und einem Brennkammerdruck von 8 Bar und einer Expansionratio von 40:1 kommt man auf einen spezifischen Impuls von 4398 m\/s bei chemischen Gleichgewicht und 4078 m\/s bei eingefrorenem Gelichgewicht. Die Mitte der beiden Werte ist dann weitgehend richtig, also 4238 m\/s. Das ist &uuml;ber den 4200 die ich oben angesetzt habe, also konservative Annahme. FCEA zeigt auch, dass man bei etwas weniger Brennkammerdruck nur wenig verliert. Bei 4 Bar sind es immer noch 4206.<\/p>\n<p>Ein geringerer Druck hilft Gewicht zu sparen. Das Aestus als Vergleich arbeitet mit 11 Bar, die Tanks stehen dazu unter 20 Bar. Damit habe ich auch f&uuml;r die Gewichtsabsch&auml;tzung gearbeitet. Wenn der Druck absinkt, sinkt auch der Schub ab. Basierend auf dem Aestus mit seinen 265 cm\u00b2 D&uuml;senhalsfl&auml;che und 12 kN gefordertem Schub kommt man auf einen Brennkammerdruck von mindestens 4,6 Bar. Nimmt man 5 bar, so kann man den Tankdruck auf 10 Bar absenken.<\/p>\n<p>Das spart ein:<\/p>\n<p>Helium: 25 kg<\/p>\n<p>Heliumflaschen: 170,5 kg (eine vergr&ouml;&szlig;erte reicht aus)<\/p>\n<p>Wandst&auml;rke bei den Treibstofftanks: 180 kg<\/p>\n<p>Nach FCEA kommt man immer noch auf einen spezifischen Impuls von &gt;4200 m\/s. allerdings bei einer um 375 kg geringeren Trockenmasse oder 375 kg mehr Nutzlast.<\/p>\n<p>Was man damit machen kann:<\/p>\n<p>die optimierte Version (5566 kg Startmasse, 852 kg Trockenmasse, ispez = 4200 m\/s) mit Isolation k&ouml;nnte\u00a0 6257 kg in einen GEO Orbit bef&ouml;rdern (isolierte Variante), 7980 kg auf einen Fluchtkurs ) oder 6376 kg in den Galileo Orbit.<\/p>\n<p>Besonders bvei dem Fluchtkurs ist der Unterschied zur Ariane 5 ECA (etwa 7200 kg) deutlich. Bei h&ouml;heren Geschwindigkeiten nimmt dies noch zu. JUICE wiegt 4.800 kg und wird von Ariane 5 ECA auf eine hyperbolische Exzessgeschwindigkeit von 3,15 km\/s\u00b2 beschleunigt. Die kickstufe k&ouml;nnte entweder 6805 kg auf diese Geschwindigkeit beschleunigen oder 4800 kg auf 5,72 km\/s\u00b2 Exzesgeschwindigkeit, was fast einen Erdvorbeiflug einspart und die Reisezeit verk&uuml;rzt.<\/p>\n<p>Die letzte Frage: Was bringt es bei GTO Transporten? Leider fast nichts. Selbst die optimierte Variante w&uuml;rde die Nutzlast nur von derzeit 10.300 auf 10677 kg erh&ouml;hen. Verglichen mit der Nutzlast ist die Stufe zu klein. Ihr gewinn nimmt um so st&auml;rker zu je kleiner die Nutzlast ist. (Zu Merkur (Bepi-Colombo) w&uuml;rde die Stufe z.b. 3,3 t auf den Weg bringen und direkt zum Jupiter noch 2340 kg, die ESC-A alleine w&uuml;rde gerade mal 410 kg auf eine Jupiterbahn transportieren). Was diese Stufe aber l&ouml;sen w&uuml;rde, w&auml;re die ESA Forderung nach einer wiederz&uuml;ndbaren Stufe f&uuml;r wissenschaftliche Missionen. Das liegt ihr am Herzen und ist wohl auch eine Triebfeder f&uuml;r die ESC-B, w&auml;hrend man das Feature f&uuml;r normale Wald und Wiesen Missionen nicht braucht. Wof&uuml;r man sie auch einsetzen k&ouml;nnte w&auml;ren ATV Missionen. Da braucht man eigentlich keine ESC-A, weil sie nur die Bahn zirkularisieren muss, wof&uuml;r wenig Treibstoff ben&ouml;tigt wird. Eine kleine Rechnung zeigt, dass die Kickstufe anstatt der ESC-A eingesetzt immerhin noch 20.600 kg auf eine Transferbahn zur ISS bringt. Man spart dann die ESC-B die (abgeleitet von den Auftragsvolumen) mehr als 20 Millionen Euro (meine Sch&auml;tzung: 30 Millionen) kostet. Selbst wenn die Struktur dann st&auml;rker sein muss reicht das f&uuml;r die derzeitigen ATV gut aus.<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Tja ihr dachtet doch nicht\u00a0wirklich\u00a0 dass ich das Raumfahrtbloggen einstelle? Ich habe mir gedacht bei meinen Aprilscherz-abgeh&auml;rteten\u00a0Bloglesern muss ich doch mal etwas schwerere Gesch&uuml;tze aufziehen. Zudem muss ja einer noch SpaceX kritisieren, sonst sind ja alle Jubel-gleichgeschaltet oder zum &Uuml;bersetzen von Pressemitteilungen verkommen. Abseits vom 1. 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