{"id":8212,"date":"2013-07-13T00:35:07","date_gmt":"2013-07-12T22:35:07","guid":{"rendered":"http:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=8212"},"modified":"2013-07-13T23:25:39","modified_gmt":"2013-07-13T21:25:39","slug":"ariane-5-me-es-geht-billiger-und-eads-bremen-kann-es-auch","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2013\/07\/13\/ariane-5-me-es-geht-billiger-und-eads-bremen-kann-es-auch\/","title":{"rendered":"Ariane 5 ME &#8211; es geht billiger und Astrium Bremen kann es auch!"},"content":{"rendered":"<p>Es gibt Neuigkeiten von der Ariane 6. Ich verweise mal zum Nachschauen auf diesen <a href=\"http:\/\/www.spacenews.com\/article\/launch-report\/36167newly-unveiled-ariane-6-rocket-design-yields-a-few-surprises#.Ud8DpUEbZzN\">Originallink<\/a>. Es gibt da einige &Uuml;berraschungen. So wird die Rakete leistungsschw&auml;cher (6,5 anstatt 8 t Nutzlast) und eine Rakete mit einer kryogenen Zentralstufe w&auml;re auch nicht billiger gewesen. Ich will aber nur auf eines eingehen:<\/p>\n<p>&#8222;The agency said having Ariane 6 use an upper stage similar to what is being built for Ariane 5 Midlife Evolution would save some 600 million euros over the cost of designing a new upper stage.&#8220;.<\/p>\n<p>Und aus diesem <a href=\"http:\/\/www.spacenews.com\/article\/esa-gives-astrium-150m-continue-ariane-5-me-work#.UeFoQUEbZzN\">Artikel<\/a> &uuml;ber die Vergabe eines Auftrags an EADS Astrium entnehmen wir:<\/p>\n<p>&#8222;The original 1.5 billion-euro cost of the stage \u2014 a figure that includes a qualification flight \u2014 is now estimated to have grown to 1.6 billion euros in 2008 economic conditions.&#8220;<\/p>\n<p>Also die Entwicklung einer neuen Stufe f&uuml;r die Ariane 6 kostet 600 Millionen Euro, die ESC-B dagegen 1,6 Milliarden. Da beide Stufen dasselbe Triebwerk verwenden, muss der Unterschied in der Stufe selbst liegen, also den Strukturen. Daraus kann man ableiten: Die Entwicklung einer LOX\/LH2 Stufe ohne Triebwerk kostet 600 Millionen Euro, die Entwicklung des Vinci dagegen 1000 Millionen Euro.<!--more--><\/p>\n<p>Also das Triebwerk ist ziemlich teuer. Das ist ein Unterschied zur Centaur\/RL-10, die war ja auch teuer, aber das meiste entfiel da auf die Stufe und nicht das Triebwerk. Da kam mir ein Geistesblitz. Ich schimpfe ja immer auf EADS Bremen (tja ihr h&auml;ttet ja auf die vielen Anfragen inklusive Einschalten eures Pressebeauftragten bei der Recherche f&uuml;r meine B&uuml;cher mal antworten k&ouml;nnen&#8230;.). Doch in einem haben sie technologische Kompetenz: druckgef&ouml;rderte Triebwerke und leichte Hochdrucktanks. Genau das braucht man wenn man eine billige Stufe haben will. Die Idee: Wir ersetzen das Vinci durch eines oder einige druckgef&ouml;rderte Triebwerke (einige weil diese\u00a0 Bauweise normalerweise auf etwa\u00a0 45 kN Maximalschub begrenzt ist, und setzen dazu die bew&auml;hrten Drucktanks von Astrium Bremen ein.<\/p>\n<p>Die folgenden Daten sind aus meinem Berechnungsprogramm f&uuml;r Raketen entnommen. Sie basieren auf folgenden Daten:<\/p>\n<ul>\n<li>kugelf&ouml;rmige Tanks (h&ouml;chste Steifheit und kleinste Oberfl&auml;che)<\/li>\n<li>Tankmasse: entsprechend dem Druck linear skaliert von diesem<a href=\"http:\/\/cs.astrium.eads.net\/sp\/spacecraft-propulsion\/propellant-tanks\/769-litre-bipropellant-tank.html\"> EADS Tank<\/a>, multipliziert mit der Oberfl&auml;che (1 m\u00b2 * 1 Bar = 0,443 kg)<\/li>\n<li>Heliumdruckgastanks: Ebenfalls basierend auf diesem <a href=\"http:\/\/www.dtic.mil\/cgi-bin\/GetTRDoc?AD=ADA445482\">Heliumdrucktank von EADS<\/a> (300 l, 400 bar, 93 kg), die Gr&ouml;&szlig;e einer Flasche richtet sich nach dem LOX-Tank, f&uuml;r den LH2-Tank werden dann 3 dieser Flaschen ben&ouml;tigt.<\/li>\n<li>Triebwerk: 180 kN Schub, Brennkammerdruck = 75% des Tankdrucks, D&uuml;senm&uuml;ndungsdurchmesser: 300 cm<\/li>\n<li>Massen f&uuml;r Strukturen, Lenkung, Triebwerk, extrapoliert aus Erfahrungswerten<\/li>\n<\/ul>\n<p>Es gibt folgende einfache Zusammenh&auml;nge:<\/p>\n<ul>\n<li>Ein h&ouml;herer Tankdruck = Brennkammerdruck hat als negative Folge das die Tanks schwerer werden, mehr Helium gebraucht wird.<\/li>\n<li>Gleichzeitig steigt die Treibstoffausbeute im Triebwerk, da die D&uuml;senm&uuml;ndungsfl&auml;che kleiner wird, der Brennkammerdruck h&ouml;her und das Expansionsverh&auml;ltnis steigt<\/li>\n<\/ul>\n<p>Hier eine Tabelle der Ergebnisse:<\/p>\n<table class=\"auto-style1\" style=\"width: 100%;\" cellpadding=\"2\">\n<tbody>\n<tr>\n<th>Brennkammerdruck<\/th>\n<th>Tankdruck<\/th>\n<th>spezifischer Impuls (70% eingefrorenes, 30% freies Gleichgewicht)<\/th>\n<th>Expansionsverh&auml;ltnis<\/th>\n<th>Brennschlussmasse<\/th>\n<th>Nutzlast<\/th>\n<\/tr>\n<tr>\n<td>7,5<\/td>\n<td>10<\/td>\n<td>4112 m\/s<\/td>\n<td>28,9<\/td>\n<td>3087 kg<\/td>\n<td>12.300 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td>15<\/td>\n<td>20<\/td>\n<td>4266 m\/s<\/td>\n<td>57,8<\/td>\n<td>3630 kg<\/td>\n<td>12.500 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td>22,5<\/td>\n<td>30<\/td>\n<td>4375 m\/s<\/td>\n<td>86,6<\/td>\n<td>4164 kg<\/td>\n<td>12.500 kg<\/td>\n<\/tr>\n<tr>\n<td>30<\/td>\n<td>40<\/td>\n<td>4397 m\/s<\/td>\n<td>115,5<\/td>\n<td>4718 kg<\/td>\n<td>12.000 kg<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Sehr deutlich wird, dass es ein Optimum gibt das zwischen 15 und 22,5 Bar liegt mit einer Nutzlast von 12,5 t, also mehr als bei der ESC-B Version.<\/p>\n<p>Doch darum geht es nicht. Die wesentlichen Vorz&uuml;ge sind:<\/p>\n<p>Triebwerke mit Druckgasf&ouml;rderung sind zuverl&auml;ssiger und haben weniger Fehlerquellen. Dadurch ist auch die Entwicklung k&uuml;rzer und billiger. Ein Vergleich von der Ariane 5G: Das Vulcain wurde 87.000 s lang getestet (entspricht 145 Missionen), das Aestus nur 12.000 s (entspricht 11 Missionen).<\/p>\n<p>Die dickwandigen Tanks fangen durch ihre Steifheit (Innendruckstabilisierung) die Ersch&uuml;tterungen durch EAP ab und sind durch ihre Wandst&auml;rke auch weniger Empfindlich gegen&uuml;ber Treibstoffschwappen.<\/p>\n<p>Durchgef&ouml;rderte Triebwerke und Hochdrucktanks sind Technologien die in Deutschland beherrscht werden, damit k&ouml;nnte man erstmals ein LOX\/LH2 Triebwerk aus Deutschland einsetzen.<\/p>\n<p>Auch die Wiederz&uuml;ndung ist relativ einfach. Es m&uuml;ssen nur die Ventile ge&ouml;ffnet und gez&uuml;ndet werden. Diese Version k&ouml;nnte auch 6.400 kg in einen Galileo-Orbit bef&ouml;rdern, das w&auml;ren 8 Satelliten gleichzeitig, sofern so viele in der Nutzlasth&uuml;lle Platz haben. In einen ISS-Orbit w&auml;ren es bei voller Treibstoffzuladung 28 t, bei 15 t Treibstoff immerhin noch 24 t.<\/p>\n<p>Hier die technischen Daten der Rakete und der Stufe (30 Bar Tankdruck)<\/p>\n<h4>Rakete: Ariane 5 Druckgef&ouml;rdert<\/h4>\n<table>\n<tbody>\n<tr bgcolor=\"gold\">\n<th>Startmasse<br \/>\n[kg]<\/th>\n<th>Nutzlast<br \/>\n[kg]<\/th>\n<th>Verkleidung<br \/>\n[kg]<\/th>\n<th>Geschwindigkeit<br \/>\n[m\/s]<\/th>\n<th>Verluste<br \/>\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#00F0EE\">\n<td align=\"right\">793923<\/td>\n<td align=\"right\">13301<\/td>\n<td align=\"right\">1970<\/td>\n<td align=\"right\">10228<\/td>\n<td align=\"right\">2187<\/td>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"gold\">\n<th>Stufe<\/th>\n<th>Name<\/th>\n<th>Vollmasse<br \/>\n[kg]<\/th>\n<th>Leermasse<br \/>\n[kg]<\/th>\n<th>Spez.Impuls (Vakuum)<br \/>\n[m\/s]<\/th>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#00F0EE\">\n<td align=\"right\">1<\/td>\n<td><\/td>\n<td align=\"right\">556800<\/td>\n<td align=\"right\">74800<\/td>\n<td align=\"right\">2692<\/td>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#00E0DE\">\n<td align=\"right\">2<\/td>\n<td><\/td>\n<td align=\"right\">189550<\/td>\n<td align=\"right\">15355<\/td>\n<td align=\"right\">4248<\/td>\n<\/tr>\n<tr bgcolor=\"#00D0CE\">\n<td align=\"right\">3<\/td>\n<td><\/td>\n<td align=\"right\">32302<\/td>\n<td align=\"right\">4302<\/td>\n<td align=\"right\">4375<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n<p>Dichte Oxydator: 1,140 g\/cm\u00b3<br \/>\nDurchmesser Oxydatortank: 353,64 cm<br \/>\nMasse Oxydatortank: 511,2 kg<br \/>\nDichte Treibstoff: 0,070 g\/cm\u00b3<br \/>\nDurchmesser Treibstofftank: 493,31 cm<br \/>\nMasse Treibstofftank: 994,7 kg<br \/>\nBrennkammerdruck: 22,5 bar<br \/>\nD&uuml;senhalsdurchmesser: 16,1 cm<br \/>\nD&uuml;senm&uuml;ndungsdurchmesser: 150,0 cm<br \/>\nExpansionsverh&auml;ltnis: 86,6<br \/>\nStrukturen: 501,0 kg<br \/>\nStufenadapter: 304,0 kg<br \/>\nStrukturelle Verst&auml;rkung: 160,0 kg<br \/>\nMasse Triebwerk: 395,1 kg<br \/>\nDurchmesser Heliumflaschen: 152,5 cm<br \/>\n3 Flaschen f&uuml;r den Treibstoff und 1 f&uuml;r den Oxydator<br \/>\nOxydator Heliumflasche: 313,6 kg<br \/>\nOxydator Helium: 132,7 kg<br \/>\nTreibstoff Heliumflasche: 940,8 kg<br \/>\nTreibstoff Helium: 398,1 kg<br \/>\nSteuerung [inkl Treibstoff]: 172,2 kg<br \/>\nGesamtmasse: 32164,4 kg<br \/>\nBrennschlussmasse: 4164,4 kg<br \/>\nTrockenmasse: 3633,7 kg<\/p>\n","protected":false},"excerpt":{"rendered":"<p>Es gibt Neuigkeiten von der Ariane 6. Ich verweise mal zum Nachschauen auf diesen Originallink. Es gibt da einige &Uuml;berraschungen. So wird die Rakete leistungsschw&auml;cher (6,5 anstatt 8 t Nutzlast) und eine Rakete mit einer kryogenen Zentralstufe w&auml;re auch nicht billiger gewesen. 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