Bernd Leitenbergers Blog

Die Rekonstruktion der Ariane 6

Bernd Leitenberger

Heute will ich mich der Nutzlast der Ariane 6 widmen. Bei der gibt es nämlich schon ein Paradoxon: Die neue Ariane 6 wird mit 860 t mehr wiegen als die Ariane 5 ME, die 800 Tonnen wiegen sollte. Diese sollte 12+ t transportieren, die Ariane 6 nur 10,5 t. Das verwundert doch etwas. Vor allem, wenn man sieht, dass nach etlichen Designänderungen die beiden Raketen wenig unterscheidet:

In der Summe hat also die Zentralstufe etwas weniger Treibstoff, die beiden anderen mehr. So gesehen ist der Verzicht auf 12% der Nutzlast nicht verständlich, die etwas geringere Treibstoffzuladung der Zentralstufe sollten durch die beiden anderen Stufen ausgeglichen werden. Noch rätselhafter wird es, wenn man die großen Nutzlastunterschiede zwischen Ariane 62 und 64 anschaut: In den GTO transportiert diese, obwohl sie nur zwei Booster weniger hat, nur noch 5,8 t, also gerade mal die halbe Nutzlast. Die Startmasse sinkt von 860 auf 530 t.

Ich will dem in diesem Blog nachgehen, indem ich die Rakete rekonstruiere.

Booster

Es gibt nur ausreichend genaue Daten für die beiden Booster. Auf der Avio Webpage findet man folgende Daten des P120C SRM für die Vega:

Die Ariane 6 verwendet den Booster, aber mit einer Verkleidung um die Aerodynamik zu verbessern. Die Startmassen von Ariane 64 und 62 liegen um 330 t auseinander. Das entspricht 165 t pro Booster. Ein P120C wiegt dagegen nur 154,6 t. Bei der Ariane 6 kommt dann noch die Verkleidung und Befestigung hinzu. Es fällt mir schwer zu glauben, dass eine aerodynamische Verkleidung genauso viel wiegt wie der Booster alleine. Für das alte Konzept (PPH-Konzept) mit einer Feststoff-Zentralstufe waren die Massen der Verkleidungen bekannt. Das waren damals 750 kg pro Verkleidung. Die bei der aktuellen Version sind größer. Ich würde 1.500 kg ansetzen. So käme ich auf folgende, für die Performance wichtige Daten:

1 Ariane 5 SRM 2 Ariane 6 SRM
Trockenmasse: 36,8 t 25 t
Startmasse: 278 t 312,2 t
Spezifischer Impuls 2692 m/s 2732

Die ESA hat für dir Ariane 5 schon mal untersucht, was Booster aus CFK-Gehäusen an Performance bringen würde. Obwohl die Daten dort schlechter waren als bei zwei neuen SRM der Ariane 6 (273 t Start-, 27 t Trockenmasse, spezifischer Impuls 2732) würden zwei Booster dieser Nutzlast um 1.750 kg steigern. Würde man also die Ariane 5 ME mit diesen Boostern ausrüsten, die Nutzlast würde bei rund 14 t liegen und nicht bei 10,5 t wie bei der Ariane 6.

Zentralstufe

Äußerlich ähneln sich die beiden Zentralstufen sehr. Sie haben beide 5,40 m Durchmesser, verwenden ein Vulcain 2. Der auffälligste Unterschied auf den ersten Blick ist die kleinere Treibstoffzuladung von 160 anstatt 174,5 t. Hier bietet sich als erster Vergleich die Ariane 5 G Zentralstufe an, die mit 158 t Treibstoff näher an der Treibstoffzuladung der Ariane 6 liegt. Der Übergang zur verlängerten Stufe bei der Ariane 5 E brachte damals rund 850 kg mehr Nutzlast. Um so viel sollte nun auch die Nutzlast gegenüber der Ariane 5 ME sinken, zumal die alte Ariane 6 G auch noch das Vulcain 1 Triebwerk mit weniger Schub hatte. Bei nahezu gleicher Treibstoffzuladung bei der Oberstufe würde ich also für eine Ariane 64 rund 13 t Nutzlast erwarten, nicht 10,5 t.

Es gibt aber doch zwei Unterschiede. Der Erste, kleinere ist, dass das Triebwerk ein Vulcain 2.1 ist. Die Unterschiede zum Vulcain 2 sind nicht erläutert. Das Vulcain 2 ist relativ teuer in der Herstellung und die ESA hat mal für Weiterentwicklungen vor allem einfachere Versionen untersucht die einen einfacheren Aufbau haben aber auch den Treibstoff teilweise weniger effizient nutzen (spezifischer Impuls 4.168 bis 4.226 m/s anstatt 4256 m/s). Ein einfacher Nachbau des Vulcain-2Prinzips läge bei 4226 m/s. Doch man kann den spezifischen Impuls des Vulcain 2.1B aus der Treibstoffmasse (150 t und der Brennzeit (460 s) abschätzen. Er kann nicht unter 4201 m/s liegen. Bei der auch angegebenen Treibstoffmenge von 149 t und den üblichen Restmengen, die im Tank bleiben, kommt man sogar auf denselben spezifischen Impuls. Wahrscheinlicher ist, dass das Vulcain 2.1 in den Parametern identisch zu Vulcain 2 ist, nur leicht angepasst an moderne Fertigungsverfahren. Zumindest die Turbopumpe von Avio hat die gleichen Leistungsdaten wie die des alten Pendants.

Der zweite Unterschied ist gravierender. Die EPC der Ariane 5 hatte ein exzellentes Voll-/Leermasseverhältnis von 13,5 zu 1. Das wurde erreicht, indem sie einen Integraltank hatte und die Booster unten am Schubgerüst und oben am Stufenadapter angebracht wurden. Beides sind versteifte Teile, der Tank konnte so sehr leicht gewichtig sein.

Ariane 6 wird zwei getrennte Tanks haben. Schon das addiert Masse. Dazu kommt eine Zwischentanksektion, an der die Booster befestigt werden. Sie muss zur Aufnahme der Kräfte verstärkt werden. Trotzdem wird der obere Tank mit dem Wasserstoff kräftig durchgeschüttelt, bei der Ariane 5 war das nicht der Fall. Man wird also mit einer deutlich höheren Trockenmasse rechnen müssen.

Es bietet sich an, vergleichbare Stufen als Maßstab zu nehmen. Da gäbe es drei mit ähnlicher Größe und Zuladung:

Ariane 6 Delta IV H-II H-IIB
Vollmasse: 226.400 kg 114.700 kg 202.000 kg
Trockenmasse 26.750 kg 13.760 kg 24.000 kg
Strukturfaktor 8,46 8,33 8,41

Eine Ariane 6 EPC sollte bei gleicher Konstruktion in etwa im Strukturfaktor zwischen der H-II und H-IIB liegen. Ich nehme für die Simulation einen von 8,37 an.

Oberstufe

Fast denselben Tatbestand haben wir bei der Oberstufe. Auch hier gibt es ein Analogon, die ESC-B für die Ariane 5 ME. Sie verwendet dasselbe Triebwerk und hat fast dieselbe Treibstoffzuladung. Bei der ESC-B wurde eine Trockenmasse von 6 t bei 28.5 t Treibstoffzuladung angegeben, mitsamt der integrierten VEB.

Bei der Ariane 6 ist die Oberstufe schwerer zu beurteilen. Zum einen addieren zwei getrennte Tanks Masse. Zum anderen aber übertragen die Booster nun ihre Vibrationen auf die Zentralstufe. Die Ariane 5 ECB hatte eine so hohe Trockenmasse (Strukturfaktor von nur 5,75) weil sie die Vibrationen der Booster aufnahm, von denen die EPC verschont blieb. Da die Nutzlast vor allem von der Leermasse der Oberstufe bestimmt wird, würde ich annehmen, dass man diese im Vergleich zur EPC reduziert hat. Bei Delta IV und H-II haben die Oberstufen Strukturfaktoren von 5,88 bis 8,79. Vor allem die Delta IV DCSS ist in der Treibstoffzuladung vergleichbar und die hat den höchsten Strukturfaktor. Sie teilt auch mit der Oberstufe, dass ein langer Stufenadapter deutlich die Schwingungen reduzieren kann. Man sollte also für die Oberstufe einen günstigeren Strukturfaktor als bei der ECS-B annehmen. Ich habe trotzdem denselben angesetzt, weil die Nutzlast ja (wie angegeben) geringer ist. Anders als bei der Ariane 5 ME wird das Vinci-Triebwerk ohne ausfahrbare Düse gebaut. Das macht zwar einen langen Stufenadapter notwendig, spart aber Gewicht beim Triebwerk selbst ein.

Etwas ist noch rätselhaft. Die 30 t Treibstoff entsprechen keinen 900 s Brennzeit die Airbus-Safran angibt. Die ESC-B hatte bei 28,2 t Treibstoff 710 s Brennzeit. Ich errechne für 30 t Treibstoff 760 s. Eine Möglichkeit wäre, dass man den Schub zum Ende hin absenkt, was jedoch wenig Sinn macht, so schubstark ist das Vinci nicht (bei 6 t Leermasse müsste selbst bei der kleinsten Nutzlast im Users-Manual von Arianespace, 4,1 t die Beschleunigung zum Schluss bei nur 1,81 g liegen). Eine zweite Möglichkeit wäre, dass man nicht 30 t Treibstoff zulädt, sondern 37,5 t. Doch dann würden die unten berechneten Nutzlasten noch höher sein.

Aufstiegsverluste

Wichtig für die Gesamtbetrachtung sind auch die Aufstiegsverluste. Sie entstehen, weil die Rakete ja erst die Orbithöhe erreichen muss. Sie startet daher zuerst senkrecht und schwenkt dann in die Waagrechte über. In der Orbithöhte kann sie horizontal beschleunigen, darunter hat sie immer eine vertikale Komponente. Dieser vertikale Anteil erhöht die Gesamtgeschwindigkeit, die erreicht werden muss, trägt aber nichts zur Orbitgeschwindigkeit bei. Bei bekannten Typen sind die Aufstiegsverluste um so größer je länger die Brennzeit ist. Ariane 6 G setzte hier mit 590 s Brennzeit der EPC einen Rekord, Selbst nach dieser Zeit hatte die Stufe aber keinen Orbit erreicht. Die EPS musste noch etwas aufbringen. Das war eine Folge davon, dass die EPC beim Start 173 t wog, das Vulcain 1 aber nur 118 t Vakuumschub hatte. Bei der Ariane 5 E sank die Brennzeit der EPC durch das schubstärkere Vulcain 2 schon auf 540 s und die Aufstiegsverluste von 2406 auf 2230 m/s. Nun sind es nochmals 80 s weniger. Man müsste daher bei der Ariane 64 noch geringere Aufstiegsverluste annehmen. Auf der anderen Seite ist die Oberstufe auch wieder schwerer. So stiegen die Aufstiegsverluste bei der Ariane 5 ECB durch die größere Oberstufe wieder auf 2372 m/s an. Die Ariane 6 müsste nun wegen geringerer Brenndauer der Zentralstufe und größerer Oberstufe wieder im Bereich der Ariane 6 ECA liegen. Ich habe mal 2200 m/s Aufstiegsverluste angenommen. Das ist auch plausibel: Die Rakete wiegt nach Ausbrennen der Booster bei 10,5 t Nutzlast noch 176,8 t. Bei der Ariane 5 ECA sind es 180,9 t. Eher sind aufgrund des um 17% höheren Gesamtimpulses der Feststoffbooster der zu einem großen Teil in die vertikale Komponente geht die Verluste noch geringer.

Ein einer ersten Simulation komme ich bei 11 t Nutzlast auf Aufstiegsverlusten von 2433 m/s oder bei 2200 m/s auf 12,1 t Nutzlast. Ich halte die 2200 m/s für angemessen, da auch das Perigäum genauso hoch liegt wie bei der Ariane 5 ECA. Eine der Folgen der langen Brennzeit ist nämlich das dann das Perigäum sehr hoch liegt: Bei Ariane 4 mit Aufstiegsverlusten von 1500 m/s lag es noch bei 186 km, beider Ariane 5G mit noch höheren Verlusten über 500 km.

Rätsel Ariane 62

Macht man die Berechnung allerdings mit der Ariane 62 so passt es nicht. Mit den 5,8 t Nutzlast komme ich bei ansonsten gleichen Daten auf rekordverdächtige 3071 m/s Aufstiegsverluste. Sie werden etwas höher sein, aber nicht so viel. Bei gleichen Aufstiegsverlusten kommt man auf 7,8 t Nutzlast nicht 5 t. Die für mich schlüssigste Erklärung ist das man bei der Ariane 62 etwas anwendet was es auch bei der Ariane 40, 42P und 42L gab: Propellant offloading. Man füllte damals die Tanks der Erststufe nicht so voll. Würde man 40 t Treibstoff in der Zentralstufe weglassen, so würden die Daten zu der Nutzlast passen. Ein Test der Annahme ist die Berechnung der Nutzlast für andere Orbits:

Orbit Ariane 62 Nutzlastangabe Ariane 64 Nutzlastangabe Ariane 64 berechnet Ariane 62 berechnet
GTO+ (2200 x 35786) 9,3 t 10 t 4,4 t
Sub-GTO (250 x 23200) 12,1 t 5,7 t 12,3 t 5,8 t
SSO 800 km 5,5 t 11,3 t 21,1 t
SSO 1200 km 6,5 t 14,5 t 10,2 t 19,4 t
Äquatorial 2200 km 8 t 10,4 t 19,6 t
Äquatorial 7000 km 12 t 5,5 t 11,9 t

 

Die Daten sind insgesamt wenig erhellend. Die etwas stärkere Abnahme bei höheren Geschwindigkeiten (GTO+) deuten auf eine höhere Trockenmasse der Oberstufe bei etwas geringerer Trockenmasse der Zentralstufe hin. Doch wenn dies gegeben ist, dann würde bei geringeren Geschwindigkeiten die Nutzlast höher sein als von mir berechnet, da dann die Trockenmasse der letzten Stufe weniger ins Gewicht fällt. Vor allem ist merkwürdig, dass wenn man dieselbe Berechnung für die Ariane 5 macht die Differenz deutlich kleiner ist (SSO 800 km Ariane 6 GS: 12,8 zu 14,3 t, Ariane 5 ECA 13,3 t zu 16,4 t). Die Nutzlast für andere Orbits ist meistens von der berechneten abweichend, weil die Aufstiegsverluste je nach Nutzlast unterschiedlich sind, hier aber mit demselben Wert gerechnet wird. Bei der ECA kommt noch hinzu, dass die Stufe nicht wiederzündbar ist, sodass die Stufe schon beim Aufstieg die größere Höhe anstreben muss.

State of the art Ariane 6

Ich glaube es nach den Erfahrungen mit der europäischen Trägerindustrie nicht, aber ich habe mal angenommen, die Oberstufe hätten denselben Strukturfaktor wie die Delta 4 Zweitstufe die denselben Durchmesser und denselben Treibstoff in fast gleicher Zuladung verwendet. Obwohl auch nicht leichtgewichtig gebaut und mit getrennten Tanks hat, diese nur ein Trockengewicht von 3,49 t. Dann errechnet sich eine Nutzlast von 13,8 t nicht 11 t. Bei 2200 m/s Verlust sogar 14,9 t. Es war für die frühere Version PPH eine leichtgewichtigere Oberstufe mit nur 4 t Trockenmasse bei 30-35 t Treibsoffzuladung geplant. Allerdings mit Integraltank und 4 m Durchmesser, wodurch die Geometrie günstiger war. Dafür war der Stufenadapter mit 1,5 t relativ schwer. Er bleibt aber an der Unterstufe und senkt so die Nutzlast nur um Drittel bis Viertel seines Gewichts. Die hohe Trockenmaße der ESC-B lag am Konzept der Ariane 5 das nicht für GTO optimiert wurde. Vielmehr sollte die EPC wie das Space Shuttle fast einen Orbit erreichen, den dann Hermes als wichtigste Nutzlast zirkulariseren sollte. Für GTO-Transporte nahm man eine kleine Stufe mit lagerfähigen Treibstoffen in Druckgasförderung hinzu. Diese hatte daher sowieso schwere Tanks und es machte nichts aus, dass die Oberstufe die Vibrationen der Booster bekam. Die EPC war aber dadurch sehr leicht. Als man dann allerdings zu LOX/Lh2 Stufen überging bei denen die Tanks viel voluminöser sind ergaben sich durch die Übertragung der Vibrationen so weit oben sehr ungünstige Strukturfaktoren.

Nun konstruiert man aber eine Rakete für GTO-Transporte. Sie dürfte daher auch dafür optimiert sein. Zum anderen wird beim derzeitigen Konzept der obere LOX-Tank der Zentralstufe stark durchgeschüttelt und er müsste die Vibrationen dämpfen. Die Oberstufe kann daher leichtgewichtig sein. Sie war es auch beim PPH-Konzept.

Auch jetzt halte ich eine 4 m große stufe für die bessere Lösung. Wenn man einen durchgehenden Durchmesser von 5,4 m haben will, so muss man nur die Nutzlastverkleidung um 9,5 m verlängern. Das ist eine 50% längere Verkleidung was etwa 1,3 t Gewicht addiert. Doch da diese noch zur Brennzeit der Zentralstufe abgeworfen wird, kostet das nur rund 300 kg Nutzlast, dafür könnte man die Trockenmasse der Stufe deutlich stärker senken.

Insgesamt denke ich dass man die Chance hat bei den Strukturen deutlich Gewicht einzusparen. Die Zwischenstufen und Zwischentankbereiche kann man aus CFK-Werkstoffen fertigen, wie die Booster die ja dadurch sehr leichtgewichtig sind. Boeing und SpaceX erproben derzeit sogar schon Tanks in CFK-Bauweise. Bei den Tanks kann man zumindest die Al-LI Legierung 2195 nehmen die SpaceX einsetzt und auch in dem Shuttletank seit 1998 eingesetzt wird. Gegenüber der Standardlegierung 2219 die noch Ariane 5 verwendet, hat diese bei gleicher Beanspruchung etwa 20-25% weniger Masse. Da Strukturen bei LOX/LH2 Stufen das meiste des Gewichts ausmachen, später aber bei der Fertigung der preiswerteste Teil sind, denke ich könnte man wenn man nur das einsetzt, was woanders schon genutzt wird, ohne Problem noch deutlich mehr Nutzlast befördern. Die letzte Ariane 6 Version zeigt in etwa, was technisch heute Stand der Technik (und nicht etwa extreme Leichtbauweise ist). Sie kommt auf 15 t Nutzlast nicht 11 t, beschränkt man sich nur auf die Oberstufe, wo jedes Kilogramm die Nutzlast in gleicher Weise erhöht, sind es immer noch 14,2 t.

Bei Lockheed denkt man übrigens für die ACE-Oberstufe der Vulkan wieder an die von der Centaur bekannten, nun schon 60 Jahre alte Technologie der selbststabilisierenden Tanks, die unter Innendruck stehen. Bei 67,6 t Treibstoff soll diese Stufe trocken unter 6 t wiegen, das wären bei 30 t Treibstoff dann etwa 3 t. Dafür braucht die Industrie nicht mal neue Werkstoffe. Edelstahl reicht.

Ich befürchte aber anderes. Den bisherigen Erfahrungen mit der Industrie lässt man sich für relativ kleine Schritte gut bezahlen. Man muss nur mal die Ariane 5 ansehen, wo es zig Unterprogramme zur Performancevergrößerung gab. Zuletzt sollte ja alleine die neue Oberstufe über 1 Milliarde Euro kosten. Viel anders ist es bei der Ariane 6 auch nicht, denn neu sind nur die Booster und die Oberstufe. So prognostiziere ich Folgendes:

Man baut jetzt die Ariane 6 mit den 6/11 t GTO Nutzlast, und wenn diese fliegt, kommt ein Ariane 6 Upgrade- oder Evolutionprogramm, wo man die Strukturmassen absenkt, z.B. indem man obige Legierungen und/oder CFK einsetzt und das kostet weiteres Geld.

Ich möchte nicht verschweigen, dass meine Simulation noch deutliche Mängel hat. So kann ich nicht wie oben erläutert die niedrigen Nutzlasten für SSO-Bahnen erklären, auch nicht die starke Abnahme beim Übergang vom GTO in den GEO (nur rund 1500 m/s mehr, was beim Vinci einer Massenabnahme um 39% entspricht) von 11 auf 4,1 t. Dafür müsste die Oberstufe eine enorme Trockenmasse aufweisen – etwa 14 t). Auch komme ich nicht auf die angegeben Startmasse von 860 und 530 t. Die etwa 16 t Unterschied bei Ariane 64 kann man mit einer LEO-Nutzlast als Maximalnutzlast für die Angabe erklären, die dann bei etwa 22 t liegt. Das reduziert den Unterschied auf 5 t, um die dann die Trockenmassen höher sein müssten. Der hohe Unterschied bei der Ariane 62 legt nahe, das mein Erklärungsversuch mit dem Propellant-Offloading nicht richtig ist.

Würde man aber die aus den 330 t Masseunterschied zwischen 62 und 64 sich ergebenden 165 t Masse pro Booster nehmen, so wäre der Rest der Rakete ziemlich leichtgewichtig (200 t für Zentralstufe, Oberstufe und Nutzlastspitze, das heißt ohne diese rund 187 t Restmasse bei 180 t Treibstoff ….)

Rakete: Ariane 62

Startmasse
[kg]		 Nutzlast
[kg]		 Verkleidung
[kg]		 Geschwindigkeit
[m/s]		 Verluste
[m/s]		 Nutzlastanteil

486016

5000

2500

10228

2460

1,03 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]		 Leermasse
[kg]		 Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

2

156100

12500

2732

2

1

130000

20350

4248

3

1

36316

6316

4560

 

Rakete: Ariane 64

Startmasse
[kg]		 Nutzlast
[kg]		 Verkleidung
[kg]		 Geschwindigkeit
[m/s]		 Verluste
[m/s]		 Nutzlastanteil

844566

11000

2500

10228

2433

1,30 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]		 Leermasse
[kg]		 Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

4

156100

12500

2732

2

1

170350

20350

4248

3

1

36316

6316

4560

 

Rakete: Ariane 64 (opt)

Startmasse
[kg]		 Nutzlast
[kg]		 Verkleidung
[kg]		 Geschwindigkeit
[m/s]		 Verluste
[m/s]		 Nutzlastanteil

843543

15143

2500

10228

2200

1,80 %
Stufe Anzahl Name Vollmasse
[kg]		 Leermasse
[kg]		 Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]

1

4

156100

12500

2732

2

1

167500

17500

4248

3

1

34000

4000

4560

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