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Die Vega

Arianes kleiner Bruder Vega

VegaIn den neunziger Jahren entwickelte sich mehr und mehr ein Markt für kleine Satelliten, typischerweise vom Gewicht 400-1000 kg. Das Iridium System wurde mit Satelliten von nur 725 kg Gewicht aufgestellt, davon wurden aber 77 Stück gestartet. Auch zahlreiche Forschungssatelliten wurden nun kleiner und spezialisierter. Während die USA und Russland hier schnell Fuß fassen konnten, da sie über alte Interkontinentalraketen verfügten welche zu Trägerraketen umgebaut werden konnten musste Europa Flüge (vor allem bei den Russen) buchen.

Sowohl die alte Ariane 4 wie auch die neue Ariane 5 waren mit Nutzlastkapazitäten von 5-18 t in erdnahe Bahnen viel zu groß. Es wurde nach einer Lösung gesucht einen europäischen Träger im selben Segment zu entwickeln, wobei die Kosten relativ gering sein sollten. Ideen gab es schon lange, die Ursprünge der Vega gehen als nationales Projekt der italienischen Raumfahrtbehörde ASI zurück bis ins Jahr 1990. Italien entwickelte die Feststoffbooster für die Ariane 3 und 4 und dachte einige Jahre lang auch daran die Scout mit zwei Ariane 4 Boostern als erster Stufe auszurüsten und von ihrer San Marco Plattform von Kenia aus zu starten. Als die NASA die Scout zugunsten der Pegasus aufgab arbeitete man an einer eigenen Trägerrakete, die man jedoch nur zusammen mit anderen europäischen Staaten entwickeln konnte.

Doch solange die Ariane 5 entwickelt wurde fehlte es an Mitteln dies umzusetzen. Im Juni 1998 wurde beschlossen ein Programm einzuleiten das Ziel hat einen kleinen Träger zu entwickeln, der im Markt der erdnahen Kleinsatelliten mitmischen soll. Federführend sind dabei die Italiener. 1999/2000 wurde Vega ein offizielles ESA Projekt und wesentliche Details geändert, vor allem stieg die maximale Nutzlastmasse von 1.5 auf 2.5 t wodurch alle Stufen vergrößert werden mussten. Dadurch verschob sich aber auch der Starttermin der zuerst für 2003 angepeilt war. Am 25.2.2003 kam es schließlich zur offiziellen Vertragsunterzeichnung. Der Erststart der neuen Rakete war damals für Mitte 2006 geplant. Seit dem Juli 1999 fanden auch die ersten Tests des Motors der dritten Stufe statt, so das mittlerweile schon einige Komponenten einen Bodentest absolviert haben. Bedingt durch die Probleme der Ariane 5, vor allem der nach dem Fehlstart der ersten Ariane 5 ECA nötigen Finanzspritze hat sich der Erststart sukzessive verzögert und ist nun für Ende 2007 geplant.

Ziele der Trägerrakete Vega sind:

Um dies zu gewährleisten wurde auf schon bestehende Technologie zurückgegriffen. Ursprünglich war an eine Nutzlast von 1200-1400 kg gedacht. Man wollte die Rakete mit einem verkürzten Ariane 5 Booster als erster Stufe, einer Zefiro 16 Stufe als zweiter Stufe und einer Zefiro 7 Stufe als dritte Stufe sowie einem Modul mit 400 kg Treibstoff und 1.85 kN Schub für die genaue Bahninjektion ausrüsten. Als man nach 2 Jahren Planung das Design endgültig festlegte sollte die Rakete erheblich leistungsfähiger werden und nun bis zu 2.5 t Nutzlast und mehrere Satelliten transportieren können. Dazu war eine neue erste Stufe mit leichtgewichtiger Konstruktion nötig und die anderen Stufen wurden vergrößert (zweite von 16 auf 23.9 t Treibstoff, dritte von 7 auf 9 t und das AVUM von 400 auf 550 kg und auf 2.45 kN Schub).

Die initiative für die Vega ging von Italien aus, und so ist Vega auch eine Abkürzung der italienischen Projektbezeichnung (Vettore Europeo di Generazione Avanzata)

Die einzelnen Komponenten

Es gibt für die Vega leider etwas unterschiedliche Angaben, je nachdem ob man die ESA bemüht oder Arianespace. In den Tabellen habe ich die Daten gegenübergestellt. Die Vega ist als Trägerrakete für eine Gesamtzuverlässigkeit von 98 % konzipiert. (Zum Vergleich Ariane 5: 98.5 %, Ariane 1: 90 %)

Die erstufe P80 FW

PachtzigerststufeDie Erste Stufe besteht aus einem neuentwickelten Feststofftriebwerk P80 mit 95796 kg Voll- und 7431 kg Leermasse. Zuerst war ein verkürzter Ariane 5 Booster im Gespräch der auch 3 m Durchmesser hat. Man nahm wegen der besseren Performance Abstand von einem verkürzten Segment der Ariane 5 Booster. Der Durchmesser ist jedoch identisch. Es wird eine neue Formel für den Treibstoff HTPB 1912 (Hydroxyterminiertes Polybutadien) mit einem höheren Aluminiumanteil benutzt. Man hofft nicht nur 25-30 % der Kosten zu sparen, sondern die Technologie auch später in den Ariane 5 Boostern einsetzen zu können. Die Brennzeit beträgt 106.7 Sekunden bei einem Verbrennungsdruck von 95 Bar. Der Durchmesser von 3 m verjüngt sich auf 1.9 m beim Zwischenstufenadapter. Das Kohlenfaser-Verbundmaterial ist erheblich leichter als das in der Ariane 5 verwendete Edelstahl und soll später für die Ariane 5 Feststoffbooster übernommen werden. Das Masseverhältnis beträgt 12.8 zu 1, während es bei den Ariane 5 Boostern bei 7.2 zu 1 liegt. Das Gehäuse besteht aus gewundenen Filamenten aus Kohlenstoffepoxid Verbundwerkstoffen mit einer leichtgewichtigen thermischen Isolation aus EG1LDB3, einem Gummiartigen Material niedriger Dichte, basierend auf EPDM. Der P80 Booster ist der größte Booster der Welt der nicht aus Metall gefertigt ist. Seine entwicklung wurde durch ein eigenes Programm finanziert das 131.5 Millionen Euro umfasste. Wenn man diese Technologie auf die Ariane 5 Booster überträgt, wird ihre Leermasse um ein Drittel von 38.4 auf 27 t sinken. Das wird die Nutzlast um 1 t erhöhen. Daher war die Entwicklung des P80 ein sehr wichtiger Schritt nicht nur für die Vega, sondern auch für die europäische Raumfahrtindustrie im Gesamten.

Die Düse besteht aus Kohlenstoff zur Innenseite und einem Kohlenstoff-Phenolharz als Basis.  Sie hat ein Entspannungsverhältnis von 16 und einen minimalen Durchmesser von 468 mm und einen maximalen von 1872 mm. Sie ist durch zwei elektromechanische Aktoren die von Lithiumionenbatterien gespeist werden um 6.5 Grad drehbar. Die Steuerung um die Nick- und Gierachse erfolgt durch eine separate Steuerung im Zwischenstufenteil.

Im unteren Segment an der Düse ist die Füllung sternförmig. Der Verbrennungsdruck beträgt maximal 97 Bar und der maximale Schub im Vakuum 2970 kN oder 2296 kN am Boden. Der mittlere Schub beträgt 1900 kN. Für die erste Stufe ist die französische Weltraumorganisation CNES verantwortlich. Der erste Test eines P80 Boosters fand am 4.12.12006 in Kourou statt.

Parameter Wert ESA Wert Arianespace
Vollmasse 94763 kg 95786 kg
Leermasse 7030 kg 7433 kg
Treibstoff 87733 kg 88365 kg
Schub maximal 3040 kN 2970 kN
Brennzeit 110 sec 106.8 sec
Länge 10.791 m 11.2 m
Durchmesser 3.003 m 3.0 m
Spezifischer Impuls = Ausströmungsgeschwindigkeit 2745 m/s 2745 m/s

Die zweite Stufe : Zefiro 23

Zeforo 23 Zweite StufeDie zweite Stufe Zefiro 23 besteht ebenfalls aus einem festen Treibstoff und wurde schon von Italien entwickelt, bevor es die Vega gab. Diese damals "Zefiro 16" genannte Stufe musste allerdings vergrößert modifiziert werden, als Vega mehr Nutzlast transportieren sollte. Sie sit dafür als einzige Stufe schon dreimal am Boden getestet worden (zwischen 1998-2000) bevor man an die Planung der Vega ging.  Es handelt sich um den Zefiro Antrieb, der bei 25.7 t Startmasse über mit 23.9 t HTPB Treibstoff verfügt. Drei Tests wurde schon mit diesem Antrieb unternommen. Der Durchmesser beträgt 1.9 m, die Länge 7.5 m. Es handelt sich um eine moderne Leichtgewichtkonstruktion. Die Brennzeit beträgt 71.6 Sekunden bei max. 1196 kN Schub. Wie bei anderen Feststofftriebwerken ist der Schub variabel und hängt von der Geometrie des im inneren gelassenen Freiraums ab. Die elektromechanisch um 7 Grad schwenkbare Düse hat ein Entspannungsverhältnis von 25. Ihr Durchmesser liegt bei 294 mm am Hals und 1470 mm beim Düsenende. Der Brennkammerdruck beträgt 95 Bar. Die Bauweise lehnt sich an die erste Stufe an mit gewundenen Filamenten aus Graphitepoxid Verbundwerkstoffen und einem Thermalschutz.

Parameter Wert ESA Wert Arianespace
Vollmasse 25774 kg 25751 kg
Leermasse 1951 kg 1845 kg
Treibstoff 23823 kg 23906 kg
Schub maximal 1200 kN / 1070 kN 1196 kN
Brennzeit 77 sec 71.7 sec
Länge 7.585 m 8.39 m
Durchmesser 1.9040 m 1.90 m
Spezifischer Impuls = Ausströmungsgeschwindigkeit 2824 m/s 2834 m/s

Die dritte Stufe : Zefiro 9

Zefiro 9 : Dritte StufeDie dritte Stufe Zefiro 9 musste erst noch entwickelt werden und wird ebenfalls 1.9 m Durchmesser haben und festen Treibstoff verwenden. Er ist abgeleitet aus dem Zefiro 16 Antrieb. Nur verwendet er weniger Treibstoff. Er hat eine Masse von 10.9 t wovon 10.1 t Treibstoff (HTPB 1912) sind. Der Schub beträgt im Mittel 225 kN (maximal 280 kN) bei einer Brennzeit von 110 sec. Die Düse aus Composite Material hat ein sehr hohes Entspannungsverhältnis von 72.5. Während der Entwicklung wurde die Düse verlängert - Ursprünglich war das Entspannungsverhältnis noch 56. Die neueren ESA Zahlen für den spezifischen Impuls sind daher besser als die von Arianespace. Auch hier ist die Schubrichtung durch ein elektromechanisches Schubvektorkontrollsystem um 6 Grad drehbar. Die Düse hat einen Durchmesser von 164 mm am Hals und 1227 mm am Düsenende. Der Brennkammerdruck beträgt 67 Bar. Die Bauweise lehnt sich an den Zefiro 23 Antrieb an. Der Brennkammerdruck beträgt 74 Bar.

Parameter Wert ESA Wert Arianespace
Vollmasse 11485 10948 kg
Leermasse 915 833 kg
Treibstoff 10570 kg 10115 kg
Schub maximal 313 kN 225 kN
Brennzeit 118 sec 109.6 sec
Länge 3.953 m 4.12 m
Durchmesser 1.907 m 1.90 m
Spezifischer Impuls = Ausströmgeschwindigkeit 2902 m/s 2893 m/s

Das AVUM (Altitude and Vernier Upper Module)

Die VEB (Vehicle Equipment Bay) beherbergt neben der Telemetrie, Navigationseinrichtungen, Computer und Batterien auch ein Vernier Modul namens AVUM welches die gesamten Dreh und Pitchkorrekturen während des Betriebs der dritten Stufe durchführt. Für die zweite und dritte Stufe besorgt das AVUM auch die Kontrolle des Rollens. Die Telemetrie an Bord des AVUM sendet Messdaten der Rakete auf 120 analogen und 160 digitalen Kanälen zum Boden. Mit Ausnahme des Sicherheitssystems ist die Avionik nicht redundant. Man hat hier im wesentlichen Systeme verwendet die auch bei der Ariane 5 verwendet werden.

Das AVUM ist eine leichtgewichtige Konstruktion aus kohlenfaserverstärktem Kunststoff. In diesen sind 4 Tanks aus Aluminium eingelassen.

AVUMEs wird auch die Korrektur der Einschüsse der Feststofftriebwerke vornehmen, weiterhin ist es für die Rollkontrolle bei dem Betrieb der Zefiro 9 Stufe verantwortlich. Dieses wird mit den lagerfähigen flüssigen Treibstoffen N2O4 und MNH (Monomethylhydrazin) angetrieben. Die Zuladung ist variabel, maximal können 550 kg aufgenommen werden. (183 kg  MNH und 367 kg NTO). Untergebracht wird der Oxidator Stickstofftetroxid in zwei identischen Tanks und der Verbrennungsträger UDMH in einem einzelnen Tank. Jeder Tank hat ein Volumen von 142 l. Bis zum Start werden die Tanks vom Boden durch einen 87 l Stickstoffdrucktank mit 26 kg Stickstoff  auf 6 Bar Druck gebracht. Nach dem Start wird der Druck auf 26 Bar erhöht. Während die Treibstoffmenge abnimmt besorgt das Erhalten dieses Drucks ein weiterer Tank mit 72 l Volumen, der mit 4.1 kg Heliumgas unter 300 Bar Druck gefüllt ist. Das Ventil wird bei Zündung des Triebwerks geöffnet und sorgt dann für einen konstanten Tankdruck von 36 Bar. Dieser fördert die Treibstoffe durch den Druck in den Treibstofftank  in die Brennkammer. Es ist keine Turbopumpe nötig. Das Triebwerk ist maximal 5 mal wiederzündbar. Bei einem Satelliten als Nutzlast sind nominal 3 Zündungen nötig. Durch das AVUM nimmt die Nutzlast für hohe Orbits nicht so stark ab wie bei anderen Trägern mit Feststoffantrieb. Das Triebwerk RD-8569M stammt nicht von Europa sondern wird von KB Yuzhnohe in der Ukraine gefertigt und ist eine Variation des Triebwerks der dritten Stufe der DNEPR.

Maximal 577 kg Treibstoff erlauben damit auch kreisförmige Bahnen in großer Höhe zu erreichen. Das Triebwerk hat 2450 N Schub und ist fünfmal wiederzündbar. Dies ist ein Vorteil gegenüber anderen westlichen Trägern die nur Feststofftriebwerke einsetzen. Das Triebwerk hat ein moderates Entspannungsverhältnis von 25 und eine Brennzeit von maximal 667 Sekunden. Nominell wird eine Brennzeit von 317 sec benötigt (250 kg Treibstoff). 4 kleinere Düsen von je 50 N Schub arbeiten mit Helium und sind für die Lageregelung und Feinkorrekturen verantwortlich. Zwei weitere 50 N Düsen sorgen für die Kontrolle um die Rollachse.  Das Triebwerk ist um 9.5 Grad schwenkbar. Die Treibstoffzuladung ist je nach Mission variierbar zwischen 250 und 500 kg. Das Fassungsvermögen von 550 kg erlaubt also noch eine Reserve. Der Gesamtimpuls beträgt 1634 kNs.

Das Helium für die kleineren Düsen dafür kommt aus einem zweiten 53 l fassenden Tank und steht ebenfalls unter 310 Bar Druck. Die lange Brennzeit erlaubt das erreichen mittel hoher Umlaufbahnen direkt, darüber hinaus sind Freiflugphasen möglich. Das AVUM besorgt auch das genaue Ausrichten des Satelliten vor der Abtrennung. Durch das AVUM kann die Vega bis zu 1500 km hohe Kreisbahnen erreichen. Die Genauigkeit in der Bahnhöhe beträgt ±10 km, bei der Inklination ± 0.05 Grad und beim aufsteigenden Knoten ± 0.1 Grad. Nach Ausbrennen des Triebwerks kann das AVUM mit 26 kg Stickstoff in den Drucktanks stabilisiert und passiviert werden.

Feststofftriebwerke haben zwei Nachteile: Die Brenndauer und Schub sind vor dem Flug festgelegt, d.h. sie sind nicht einfach abschaltbar, wenn eine gewünschte Bahn erreicht wird. Die Genauigkeit des Einschusses ist daher erheblich schlechter als bei Raketen die flüssige Treibstoffe verwenden. Der zweite Nachteil ist die kurze Brenndauer und dass man Feststofftriebwerke nicht wiederzünden kann. Man erreicht dadurch nicht direkt hohe kreisförmige Bahnen sondern nur elliptische Bahnen, bei denen der Satellit mit seinem eigenen Antrieb diese zirkularisieren muss. Vega hat durch den Antrieb im VEB hier die Möglichkeit mehr Bahnen direkt zu erreichen.

Das AVUM wird die Vega für sehr viele Missionen qualifizieren die bei anderen Trägerraketen so nicht möglich sind. So können Satelliten in unterschiedlich hohen Bahnen ausgesetzt werden. Das kann derzeit kein anderer Träger. Mehrere Satelliten sind auch kein Problem. Es sind Zündungen sogar nach längerer Zeit möglich, wie dies beim ESA IXV Körper erprobt wird.

Neu ist auch der Bordcomputer der Vega, der Technologien aus aktuellen Satellitenprojekten übernimmt. Er benutzt die ERC-32 CPU, eine weltraumtaugliche Version der 32 Bit SPARC V7 CPU. Mit einer Geschwindigkeit von 13 MIPS ist er 10 mal schneller als der derzeitige Ariane 5 OBC und verfügt über 4 mal mehr Speicher. (4 MByte) Auch die Abmessungen betragen nur ein Viertel des Ariane 5 OBC. Nach Einführung in der Vega wird er den derzeitigen OBC auf der Ariane 5 ersetzen. Er wird von Saab gefertigt.

Parameter Wert ESA Wert Arianespace
Vollmasse 1192 kg 968 kg
Leermasse 615 kg 418 kg
Treibstoff 577 kg 550 kg
Schub maximal 2.45 kN 2.45 kN
Brennzeit 317 sec 667 sec
Länge 1.74 m 2.04 m
Durchmesser 1.90 m 2.18 m
Spezifischer Impuls = Ausströmgeschwindigkeit 3091 m/s 3094 m/s

VerkleidungNutzzlastverkleidung

Neu in dieser Klasse von Raketen ist auch die große und geräumige Nutzlastverkleidung. Sie hat eine Länge von 7.18 m und einen maximalen Durchmesser von 2.6 m. Die 490 kg schwere Verkleidung stellt der Nutzlast ein Volumen von 20 m³ zur Verfügung. Der zylindrische Teil hat einen nutzbaren Innendurchmesser von 2.35 m und eine Höhe von 3.5 m, dazu kommt ein konisch zulaufende Spitze mit weiteren 2.8 m nutzbarer Höhe.

Die Nutzlast wird mit einem Standard Payload Adapter des Arianeprogrammes mit der Rakete verbunden. Der Standard Adapter 935 (mit 935 mm Durchmesser) wiegt 60 kg. Sie besteht aus kohlefaserverstärktem Kunststoff über einer leichten Aluminiumstruktur in Honigwabenbauweise. Ein aufgesprühter Schaum schützt vor der Reibungshitze beim passieren der Atmosphäre. Sie hat zwei Hälften die vertikal durch Pyrotechnik getrennt werden und dann horizontal voneinander auseinander durch ein Band fortbewegt werden.

Wie bei Ariane ist auch die Vega eine sehr flexible Rakete. Neben einer Einzelnutzlast von 300-2500 kg Gewicht kann die Rakete auch zwei Satelliten übereinander als Doppelstart befördern. Jeder Satellit darf dann maximal 1000 kg schwer sein. Daneben ist es möglich neben einer Hauptnutzlast von maximal 2000 kg Gewicht bis zu 3 Mikrosatelliten von maximal 100 kg Gewicht als Sekundärnutzlast mitzuführen. Der normale Standardadapter mit 937 mm Durchmesser wiegt 60 kg.

Durch das AVUM sind die Belastungen für die Nutzlast kleiner als bei anderen Feststoffraketen. Eine Spitzenbeschleunigung von 4.0 g wird bei 1500 kg Nutzlast erreicht. Bei 300 kg kann sie auf 5.5 g steigen.

Bodenanlagen und Systeme

Als Startort wird der alte nun nicht mehr benutzte Ariane 1-3 Startplatz ELA-1 genutzt. Er wird derzeit für den Start der Vega umgerüstet. Der Startturm wurde Anfang der neunziger Jahre abgerissen, so dass man einen neuen Mast für die elektrischen Leitungen bauen muss. Wie Ariane 5 ist das Startgelände recht spartanisch, da die Rakete vorher zusammengebaut wird. Es gibt also nicht die hohen und breiten Türme für Zugange an die Rakete. Wieder verwenden konnte man auch den Kontrollraum für die Ariane 1, der nun neue Technik für die Vega erhält. Nach dem Checkout der Rakete findet die Überwachung der Rakete vom CDL-3 aus statt, dem Startzentrum der Ariane 5.

Die Gesamtstartmasse beträgt 137 t, bei maximal 3 m Durchmesser und 30 m Höhe. Die Nutzlast von 2.5 t ist bei dieser Startmasse für einen feststoffangetriebene Rakete sehr hoch. Die Vega ist deutlich größer als die meisten kleineren US Trägerraketen. Lediglich die Minotaur IV mit 1.735 t Nutzlast hat eine ähnlich hohe Nutzlastkapazität. Sie steht aber nicht für kommerzielle Kunden zur Verfügung. Die Taurus kostet mit 54 Millionen USD pro Start genauso viel wie die Vega, hat aber nur 1150 kg Nutzlast. Die Athena 2 kostetet mit 21 Millionen USD etwas mehr als die Vega. Die Nutzlast ist mit maximal 1.7 t jedoch auch hier geringer.

Russland verfügt in diesem Segment über die Rockot mit 1.9 t Nutzlast und die Strela mit 1.6 t Nutzlast sowie die Dnepr mit bis zu 3.7 t Nutzlast. Diese Träger sind mit 10-13 Millionen USD pro Start deutlich preiswerter als die Vega. Dies gilt auch für die chinesische Langer Marsch 2C mit einer Nutzlast von 2500 kg. Wenn europäische Nationen die bisher die besten Kunden von russischen kleineren Trägerraketen waren auf die Vega umschwenken, so dürfte deren Zukunft gesichert sein. Vor allem Deutschland startete in den letzten Jahren viele Satelliten mit russischen Trägern, ist jedoch nicht an der Vega beteiligt.

Der Erststart war nach Änderungen der Anforderungen (Geplant waren 1998 nur 1200 kg Nutzlast, es sollten nun aber 2500 kg werden) für Ende 2005 - Mitte 2006 angesetzt. Der Fehlstart der ersten Ariane 5 ECA hat indirekte Auswirkungen auf die Vega gehabt. Man hat das Programm nun etwas gestreckt und plant den Erststart nun für Ende 2007. Auch die Startanzahl wurde stark reduziert und man rechnet nur noch mit einem Start einer Vega pro Jahr, auch wenn immer wieder optimistische Angaben von 3-5 Starts pro Jahr auftauchen.

Grafik der Trägerrakete VEGA

Vega

Erstflug: ?
Nutzlast:
2100 kg in einen 300 km hohen, 20 Grad geneigten Erdorbit
1500 kg in einen 99.8 Grad geneigten 700 km hohen Orbit
1100 kg in einen 99.8 Grad geneigten 1500 km hohen Orbit

Stufe 1: P80

Länge: 12.18 m, 10.5 m ohne Zwischenstufenadapter
Durchmesser: 3.005 m,
Vollmasse: 95796 kg
Leermasse: 7431 kg
spezifischer Impuls: 2746 m/s (Vakuum),
Brennzeit: 106.8 sec.
Schub: 2970 kN (max.), 2261 kN (Durchschnitt).

Stufe 2: P23

Länge: 7.5 m, 8.38 m mit Stufenadapter
Durchmesser: 1.9 m,
Vollmasse: 25791 kg
Leermasse: 1845 kg
spezifischer Impuls: 2839 m/s (Vakuum)
Schub: 1196 kN (max.), 900 kN (Durchschnitt)
Brennzeit: 71.7 sec.

Stufe 3: P9

Länge 3.85 m, 4.12 m mit Stufenadapter
Durchmesser: 1.9 m.
Vollmasse: 10948 kg
Leermasse: 833 kg
spezifischer Impuls: 2893 m/s (Vakuum)
Schub 280 kN (max.), 225 kN (Durchschnitt),
Brennzeit 109.6 sec.

VEB / AVUM

Länge: 1.74 m, 2.04 mit Nutzlastadapter
Durchmesser: 2.18 m
Vollmasse: 968 kg
Treibstoff: max. 550 kg (367 kg NTO und 183 kg UDMH)
spezifischer Impuls: 3095 m/s (Vakuum)
Schub: 2.45 kN
Brennzeit 667 sec.

Nutzlasthülle

Länge 7.88 m
Durchmesser 2.60 m
Masse: 490 kg

Derzeit sind die Details über den Träger teilweise widersprüchlich (zum Beispiel Angaben von 220-280 kN Schub bei der dritten Stufe). Die Angaben aus der Tabelle stammen von einer ESA Broschüre und dem Vega User Manual von Arianespace.

Der Start einer Vega beinhaltet normalerweise einige Freiflugphasen. Die erste findet nach 174 Sekunden statt, nach Ausbrennen der zweiten Stufe und dauert 50-100 Sekunden (beim 700 km Referenzorbit: 64 Sekunden). Nach Ausbrennen der dritten Stufe zündet das AVUM bis ein elliptischer Orbit erreicht ist. Bei diesem liegt das Apogäum bei der Zielbahnhöhe und das Perigäum wesentlich niedriger. Beim 700 km hohen Orbit dauert diese erste Brennphase 202 Sekunden. Dann schließt sich die zweite Freiflugphase an. Sie dauert bis das AVUM die Zielbahnhöhe im Apogäum erreicht hat. Beim Referenzorbit dauert sie 2658 Sekunden. Danach zündet das AVUM erneut um die Bahn zu zirkularisieren. Bei einem 700 km hohen sonnensynchronen Orbit dauert diese zweite Brennphase 181 Sekunden. Die maximale Beschleunigung wird während des Betriebs der Zefiro 23 Stufe erreicht und beträgt 6.0 G. Beim Betrieb des P80 Motors sind es 5.3 g und beim Betrieb des Zefiro 9 Motors 5.0 G. Die Startbeschleunigung beträgt 2.0 G.

Es ist eine gute Idee, auf die schon gemachten Entwicklungen bei Ariane 5 aufzugreifen. Obgleich europäische Firmen auch in Kooperationen mit russischen Firmen die Sojus und Rockot anbieten, dürften sie Interesse an der Vega haben: Die Rakete lastet so die Produktionskapazitäten besser aus. Die ESA hofft auf 30-35 Einsätze in den Jahren 2005-2014.

Italien hat schon die Ariane 2-4 die Feststoffbooster entwickelt und plante diese mit der Scout zu kombinieren, woraus jedoch nichts wurde, weil die NASA die Produktion dieser Rakete einstellte. Dieses Know-how bei Feststoffboostern bringt Italien nun in die neue Rakete ein.

Die Entwicklungskosten für die Vega betragen 221 Millionen Euro, zusätzlich gibt es einen zweiten Kontakt über 40.7 Millionen € an die CNES und FiatAvio für die Entwicklung des Gehäuses für die erste Stufe. 65 % des Auftragsvolumens gehen nach Italien, 12.43 % nach Frankreich, 5.62 % Prozent nach Belgien, 5 % nach Spanien, 3.5 Prozent an die Niederlande, 1.34 Prozent an die Schweiz und 0.8 Prozent nach Schweden. Deutschland ist leider nicht an der Entwicklung der Vega beteiligt, obgleich MAN die Hüllen der Feststoffbooster von Ariane 5 baut. An der Entwicklung der P80 Stufe, für die es den zweiten Kontrakt gab sind Spanien, Frankreich, Belgien und die Niederlande beteiligt. 

Grund dafür ist, dass man in Deutschland die Entwicklung der Rakete für nicht aussichtsreich hält, nachdem der Markt für Nutzlasten dieser Größenordnung von 2000-2005 rapide eingebrochen ist. Deutsche Unternehmen sind beteiligt über Joint-Ventures  bei der Vermarktung der Rockot und der Kosmos. Es sind zwar eine Reihe von deutschen Satellitenstarts geplant, doch erfolgen diese auf russischen Raketen. (Von 1999-2009 startet Deutschland 9 Satelliten auf Kosmos, Rockot und Dnepr Raketen).

Die erste Stufe Pachtzigerhielt einen separaten Kontrakt, weil diese eine Reihe von neuen Technologien einsetzen soll die erst entwickelt werden. Die wichtigste der Einsatz von Composite Materialen (Kohlefasergeflecht in Epoxidmatrix) für das Boostergehäuse anstatt bei dieser Größe üblichen Metallgehäuse. Dies soll die Leermasse deutlich senken. Ein Gummimaterial niedriger Dichte soll ihn vor der Hitze die beim Abbrand entsteht schützen. Neu ist auch die Düse aus carbonisiertem Phenol und der Zünder. Die Düse hat ein Entspannungsverhältnis von 16 und ist elektromechanisch schwenkbar. Ziel ist es die Kosten um 25-30 Prozent gegenüber vergleichbaren Boostern aus Metall zu senken. Bewährt sich das Design, so wird es auf die Ariane 5 Booster angewandt. Die Technik soll ab 2010 in den Feststoffboostern eingesetzt werden und die Nutzlast signifikant steigern (um etwa 1 t)

Natürlich werden die neuen Technologien auch in den zweiten und dritten Stufe der Vega eingesetzt.

P80 TestzünddungDie laufende Entwicklung

Dieser Abschnitt wird ergänzt, entsprechend den Nachrichten zur VEGA. So kann er durchaus unterschiedliche Starttermine und Daten enthalten, wenn sich diese im Laufe der Zeit verändern.

Nach ersten Tests des Zefiro 16 Antriebs gab es Probezündungen des Zefiro 23 Antriebs im Juni 2006. 2004 und 2005 wurden Akustikmessungen der Rakete (Schall kann bei hohem Schub große Beschädigungen) durchgeführt und die Zünder der Rakete getestet. Am 28.3.2007 gab es den zweiten Test des Zefiro 9 Antriebs. 35 Sekunden nach der Zündung gab es Abweichungen im Innendruck, wodurch die Brennzeit länger als die geplanten 105 Sekunden war. Eine Untersuchung zeigte eine Schwäche im Design der Düse und Mängel in der Fertigung. Das Material der Düse, das Temperaturen bis zu 2000 °C aushalten muss, musste erneut getestet werden und die Düse wurde neu konstruiert. Die meisten Änderungen wurden auch auf die analog gefertigte Düse des Zefiro 23 Antriebs übertragen und ein Tests dieser zeigte, das dieses Redesign die Mängel abstellte. Da dadurch die Zefiro 9 Entwicklung nicht abgeschlossen werden konnte, war es möglich dessen Performance zu verbessern indem man 560 kg mehr Treibstoff zulud und damit die Nutzlast der Vega um 60 kg erhöht. Aus dem Zefiro 9 wurde so der Zefiro 9A. Weitere Tests dieses sind im Oktober 2008 und Februar 2009 vorgesehen.

Der erste Test eines P80 Boosters fand am 4.12.2007 statt. Er lieferte über 111 Sekunden den nominellen Schub von 190 Tonnen. Die Auswertung der 600 Parameter die bei der Testzündung gemessen wurden, ergab keine Auffälligkeiten. Zu diesem Zeitpunkt wurde der Jungfernstart für 2009 angegeben.

Das ukrainische RD-869 Antrieb wurde parallel im deutschen Testzentrum bei Lampoldshausen getestet. Bislang gab es zwei komplette Qualifikationstests des Triebwerks. Ab Sommer 2008 steht dann der Gesamttest des AVUM in Lampoldshausen an.

Mitte 2008 ist auch das Bodensegment weitgehend fertig. Am CSG ist der Bunker neu ausgerüstet worden und der mobile Startturm, bei dem auch die Vega montiert wird ist umgebaut worden. Der Starttisch ist fertiggestellt und es fehlen nur noch die beiden Zugangsplattformen für die mittklere und obere Höhe.

Der Verbindungsmast mit seinen Leitungen für Flüssigkeiten wurde errichtet und auch das Vega Kontrollzentrum (CCV). Ebenso wurde die erste Software für die Computer fertiggestellt. Im Frühjahr 2009 sollen alle Bodenanlagen abgenommen werden.

Im Juli 2009 veröffentlichte die ESA eine Aufforderung für Nutzlasten für den zweiten Testflug. Dieser soll Mitte 2010 stattfinden. Der Erstflug hat sich mittlerweile auf November 2009 verschoben. Der zweite Testflug ist offen für Nutzlasten aller Nationen. Geplant sind insgesamt 5 Testflüge - deutlich mehr als z.B. für die Ariane 5 oder sie auch der Newcomer SpaceX für seine (bis zu diesem Zeitpunkt dreimal nicht erfolgreiche) Falcon angesetzt hat.

Der zweite Testflug geht in einen 500-800 km großen sonnensynchronen Orbit. Gedacht wird folgende mögliche Nutzlastkombinationen

Dieser Testflug soll also vor allem die Mehrfachstartfähigkeit erproben. Die ESA gibt an das die Vega vorgesehen ist für die ESA Mission ADM-Aeolus, Swarm, LISA-Pathfinder, Proba-3 und ESA IXV - ein 1850 kg schwerer Technologie Demonstrator der Wiedereintrittstechnologien erproben soll. Er wird durch das AVUM wieder deorbitiert werden. Diese Missionen decken die ganze Palette der Fähigkeiten der Vega ab:

Der erste Testflug erfolgt mit dem LARES Experiment der ASI, einem passiven Laser Reflektor Satellit. Das ist ein Kugelförmiger Satellit, aus einer Wolfram-Aluminium Legierung. Er wiegt 400 kg bei nur 38 cm Durchmesser.  Er trägt 92 Laser Reflektoren. Da er kleiner ist als sein Vorgänger Lageos II bei gleicher Masse erlaubt er 2.7 mal empfindlichere Messungen. Er soll den Lens Turing Effekt mit einer Genauigkeit von 1 % messen - Dieser ist nach der relativ teuren Gravity Probe B nur zu 3 % genau bekannt. Allerdings wird die Vega den LARS in einen viel niedrigeren Orbit (<1200 km) anstatt 8000 km Höhe befördern. Wie weit sich dies auf die Genauigkeit auswirkt ist noch nicht bekannt. Sekundärnutzlasten sind zwei Mikrosatelliten die von Studenten gebaut werden. Er ist nach mehrjährigen Verzögerungen für die zweite Hälfte 2011 geplant.

Der Jungfernflug hat sich danach um mehrere Jahre verzögert. Lag es zuerst an den Entwicklungsproblemen des Zerfiro 9 Antriebs, bei dem beim zweiten Test eine Beschädigung der Düse festgestellt wurde, und die daraufhin neuentwickelt werden musste, so war es am Schluss das Bodensegment dass noch nicht fertiggestellt war. Die Kosten sind dadurch stark angestiegen. Im Oktober 2011 gab die ESA sie mit 710 Millionen Euro für die Vega und 400 Millionen Euro für das VERTA Programm an. Das VERTA Programm umfasst die ersten 5 Starts nach dem Jungfernflug und soll den Träger in eine operationelle Phase überführen, aber auch in der Leistung steigern. Im Dezember 2011 wurden die ersten Startverträge unterschrieben. Bisher (Ende 2011) sind sechs Starts seitens der ESA gebucht.

Verschiedene Dinge werden dafür seit längerem diskutiert, aber es gibt keine echten Beschlüsse. Am wahrscheinlichsten ist eine Streckung der unteren beiden Stufen (von 88 auf 100 t und 23 auf 40 t Treibstoff). Sie würden sich einem ausgewogenen Stufenverhältnis nähern und die Spitzenbelastung bliebe gleich. Das würde die Nutzlast für den Referenzorbit auf 2 t anheben. 2009 wurde der Start auf der Vega mit 22 Millionen Euro beziffert.

Die Nutzlast des Jungfernflug wiegt 710 kg und wird in einen 1450 km hohen, 71 Grad geneigten Orbit abgesetzt werden. Kurz vor dem Jungfernflug wurde als Preismarke 32 Millionen Euro genannt. 25 Millionen kostet die Fertigung der Vega, 7 Millionen der Start und das Marketing von Arianespace. Dies ist zwar ziemlich vom Preisziel das es einmal gab entfernt (nach aktuellen Kursen: 42 Millionen Dollar, verglichen mit 20 Millionen. er liegt nun 25% über dem Preis russischer Raketen, deren Startkosten allerdings auch in den letzten Jahren durch die Inflation in Russland regelrecht explodiert sind. Ähnliches gilt für die US-Konkurrenz: Die Taurus XL kostet die NASA nun auch schon 70 Millionen Dollar bei vergleichbarer Nutzlast.

Mini-Vega

Technisch möglich wäre auch eine Min-Vega, die in einem CNES Papier über Möglichkeiten der Weiterentwicklung europäischer Raketen. Ohne die P80 Stufe würde die Rakete eine Nutzlast von 300-400 kg aufweisen. Sie wäre relativ einfach zu bauen, da man die anderen Stufen undverändert übernehmen kann. Notwendig wäre nur eine Anpassung der Startplattform, ähnlich wie bei den späten Saturn IB Starts, als man den Starttisch soweit anhob, dass sie auch von dem für die Saturn V umgebauten Starttürmen starten konnten.

Eine zweite Möglichkeit des Ausbaus der Vega ist eine stärkere Version mit einem P120 Booster, Zefiro 30 Antrieb und entweder einer Zefiro 12 Oberstufe oder einem Antrieb mit dem Aestus Triebwerk der EPS Oberstufe der Ariane 5G, in diesem Falle würde dann das AVUM entfallen.

Medium Launch Configuration... Und eine Lösung für mittlere Nutzlasten

Neben Vega welche gebaut wird, lief über einige Jahre auch eine Untersuchung für einen Träger zwischen Vega und Ariane 5. Ob dieser Träger gebaut wird hängt vor allem davon ab ob nach der Iridium / Globalstars Pleite sich der Markt von erdnahen Kommunikationssatelliten weiter vergrößert oder nicht. Ein solcher Träger hätte eine LEO Nutzlast von zirka 5-6 t. Bis 2001 wollte man geklärt haben ob sich ein Markt für einen solchen Träger bietet. Da man nichts weiter gehört hat, scheint er erst einmal auf Eis zu liegen.

Die Rakete hätte in etwa die Leistung einer Ariane 3/Ariane 42P für einen niedrigen Erdorbit, jedoch bei geringeren Kosten.

Die veröffentlichten Studien gehen von der Wiederverwendung von Komponenten aus dem Ariane 5 und Vega Programm aus - auch um Kosten zu sparen und höhere Stückzahlen zu erreichen. Da alle Komponenten auf schon entwickelten Stufen basieren, soll die Rakete rein privat von den Firmen die schon Ariane bauen entwickelt werden - Sie haben nicht zuletzt Interesse daran ihre Fertigung auszulasten und so auch die Kosten von Ariane 5 niedrig zu halten. Die erste Stufe soll aus einem Ariane 5 Booster bestehen, die zweite entweder aus dem P80 Motor der Vega oder der Ariane 5 ESC-B Stufe, angepasst auf einen kleineren Durchmesser von 3 m mit 25 t Treibstoff. Die Dritte Stufe fällt bei der ESC-B Stufe weg, bei der P80 Lösung als Zweitstufe kommt eine lagerfähige Stufe mit 10 t Treibstoff (basierend auf dem Aestus Triebwerk) oder eine kryogene mit dem Vinci Triebwerk und 18 t Treibstoff in Frage.

Es dürfte allerdings keine Entwicklung vor dem Zeitrahmen 2006 beginnen, da dann erst die derzeitigen Programme für die Weiterentwicklung der Ariane 5 und die Neuentwicklung der Vega auslaufen und wieder Geld zur Verfügung steht.

Da ebenfalls ab 2007 nun russische Sojus Raketen von Kourou aus starten (vom ehemaligen Startplatz der Ariane 4 ELA-2 aus), kann man davon aus gehen, dass ein solcher Träger nicht gebaut wird, denn eine Sojus hat mit etwa 7 t Nutzlast genau die gewünschte Kapazität.

Links:

Arianespace Website

ESA Launcher Website

ESA Bulletin 135

Büchertipps:

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Speziell der Themenkreis "Europäische Trägerraketen" liegt mir, als bekennender Ariane 1-4 Fan, speziell am Herzen. Es gibt zwei größere Bände.

Der erste Band Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4 - Europas steiniger Weg in den Orbit behandelt die europäische Trägerraketenentwicklung beginnend von der Diamant bis zur Ariane 4. Dieses 404 Seiten starke Buch ist auch in drei Einzelbänden erhältlich, für diejenigen Leser, die sich nur für einen bestimmten Typ interessiert:

Die aktuellen Trägerraketen - Ariane 5 und Vega werden in einem zweiten Band in der gleichen Ausführlichkeit besprochen. Europäische Trägerraketen 2: Ariane 5, 6 und Vega Auch hier liegt das Hauptaugenmerk auf der Technik der Träger. Auch gibt es einen Ausblick auf mögliche Erweiterungspläne für die Ariane 5 (Midlife Evolution) und Vega. Auch die Investitionen in den Weltraumbahnhof Kourou und die Konkurrenten auf dem kommerziellen Markt werden angesprochen.

Nachdem im Februar 2012 der Jungfernflug der Die Vega erfolgte, habe ich das Kapitel über die Vega ausgekoppelt, um die Entwicklung in den letzten zwei Jahren und eine ausführliche Beschreibung des Jungfernflugs ergänzt. Alle technischen Daten wurden gegen neue Veröffentlichungen gegengeprüft, erweitert. Weitere Ergänzungen gab es bei den Plänen für die Weiterentwicklung. Insgesamt entstanden so etwa 20 neue Seiten und bei 30 gab es gravierende Änderungen.

Für alle die bei Amazon ihre bücher kaufen: deren neue Plattform Createspace bietet für Autoren sehr aktraktive Vergütungen. So war es mir möglich beide Bände (Europäische Trägerraketen: Von der Diamant zur Ariane 6) in einem großen (auch im Format: ist nun DIN-A4 anstatt 17 x 22) auf 540 Seiten unterzubringen. Der Preis ist mit knapp über 40 Euro nur wenig teurer als einer der beiden Einzelbände.

Ehemalige ERNO Mitarbeiter haben sich vor allem der deutschen Beteiligung an Trägerraketen angenommen: Wer sich speziell für die zweite deutsche Stufe der Ariane 1 und die Flüssigbooster der Ariane 4, ihre Technik und Entwicklungsgeschichte interessiert, dem sei das Buch "Europas Trägerrakete ARIANE" von Hand Fischer ans Herz gelegt. Speziell die deutsche Entwicklung bei ERNO/MBB wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt. Das gleiche gilt für das Buch "Die legendäre EUROPA Trägerrakete: Geschichte und Technik der in Deutschland gebauten 3. Stufe - 1961-1973" von Herbert Wenz über die Europa Rakete. Speziell die deutsche Entwicklung der dritten Stufe bei ERNO wird hier noch ausführlicher als bei meinem Buch dargestellt.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors finden sie auf meiner Website Raumfahrtbucher.de.


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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