Geplante Ariane 6 Upgrades
Nun steht ja, nach mehrjähriger Verzögerung der Jungfernflug der Ariane 6 an. Wie schon bei den vorherigen Versionen der Ariane – Ariane 1 und 5 sind schon vor dem Jungfernflug Programme angelaufen, die Rakete zu upgraden. Eine Praxis die ich nie verstanden habe, und die ich auch kritisiert habe.
Aber es ist an der Zeit mal diese Entwicklungen zusammenzufassen und zu beurteilen. Wie aber bei der Raumfahrt inzwischen üblich, gibt es keine offiziellen Daten dazu. Ich habe mich daher auf die Simulation verlassen.
Booster Upgrade
Die einfachste und wohl am schnellsten umsetzbare Lösung ist eine Verlängerung der Booster. Diese bestehen aus drei Teilen: oben einer aerodynamischen Verkleidung, in der Mitte aus dem Motorgehäuse aus einem Segment und unten aus der Düse. Bis auf die Verkleidung ist der P120C identisch zur ersten Stufe der Vega C.
Das Verlängern von Boostern ist gängig. Im Arianeprogramm wurden z.B. die Booster der Ariane 3 für die Ariane 4 verlängert. Es gibt zwei Optionen: Man kann den Booster einfach verlängern oder man kann zusätzlich die Düse anpassen. Macht man das erstere, so ist die Sache relativ einfach: In einem Feststoffbooster brennt der Treibsatz an der Oberfläche. Durch Verlängerung nimmt die Oberfläche zu, damit auch wie viel Treibstoff pro Zeiteinheit verbrannt wird und wie Schub er entwickelt. Da die Düse gleich groß bleibt, steigt der Innendruck an, denn der Schub ergibt sich aus dem Druck x Stirnfläche. Bei 1 m Verlängerung, so viel ist geplant sind bei 11,1 m Länge des Motorgehäuses weniger als 10 Prozent, entsprechend steigt auch der Druck moderat an, und liegt deutlich unter der Sicherheitsreserve die Feststofftriebwerke haben. Als Nebeneffekt müsste der spezifische Impuls auch etwas ansteigen, doch nur gering, daher habe ich dies nicht berücksichtigt.
Airbus spricht von 14 t mehr Treibstoff, ich habe in meiner Simulation die Trockenmasse proportional zur bekannten Masse des Motorgehäuses angepasst. Es gibt Grenzen bei der Verlängerung des Boosters
Eine Boosterverlängerung ist nicht unbegrenzt möglich. Die Booster werden ja an der Zentralstufe angebracht, typisch an zwei Punkten: oben und unten. Unten sind die am Schubgerüst angebracht, das auch den Schub des Vulcain aufnimmt, oben muss dies an einem Teil der Stufe sein, der die Lasten aufnehmen kann – das sind bei vier Boostern schon über 14.000 kN Schub. Die Tanks können das nicht, die sind dünnwandig und würde man sie so dickwandig machen, dass sie die Last aufnehmen können, so wäre die Zentralstufe inakzeptabel schwer. Die Anbringung geschieht am Zwischentankbereich zwischen unterem Wasserstofftank und oberen Sauerstofftank. Wie man an der Abbildung sieht, kann man die Booster hier leicht um einen Meter nach oben verschieben und sie sind immer noch in dieser Zone, würde man die aerodynamische Verkleidung der Booster kürzen, so könnte man weitaus länger eBooster anbringen.
Der grundlegende Effekt einer Boosterverlängerung ist das die Brennzeit gleich bleibt, aber der Schub ansteigt, damit auch die Spitzenbeschleunigung. Vor allem aber sinkt etwas – die Gravitationsverluste. Sie entstehen weil die Rakete bis sie einen Orbit erreicht, ja dauernd gegen die Erdanziehungskraft ankämpfen muss. Nur die Beschleunigung die über 1 g liegt „wirkt“, sprich sorgt dafür das die Ariane an Höhe gewinnt sie sie benötigt damit der Orbit stabil ist. Der Effekt ist so besonders hoch bei der kleinen Version Ariane 62, die nur zwei Booster hat. Die enorme Nutzlastabnahme zwischen den beiden Versionen liegt nur an diesem Effekt. Natürlich bedeutet mehr Treibstoff auch eine höhere Nutzlast, aber während die Masse der Ariane 62 etwa 2/3 Der Ariane 64 ist, beträgt ihre Nutzlast meist weniger als die Hälfte.
Da die genauen technischen Daten der Ariane 6 unbekannt sind, basieren alle Berechnungen auf meiner Modellierung, die ergibt für den Standard-GTO eine Nutzlast von 4.500 kg für die Ariane 62 und 11.200 kg für die Ariane 64. Arianespace gibt für die Ariane 62 den gleichen Wert an für den GTO 11,5 t also 300 kg mehr. Fest steht nur die Masse des P120C der Vega, ich habe hier noch 1,5 t für die Verkleidung addiert. Hier die Ausgangsbasis:
Rakete: Ariane 62
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
527.050 |
4.500 |
10.283 |
3.030 |
0,85 |
190,00 |
250,00 |
35790,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
6.169 |
6 |
90 |
2.500 |
200 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
2 |
156.500 |
15.000 |
2.732 |
2603,9 |
2848,8 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
170.350 |
20.350 |
4.248 |
960,9 |
1391,3 |
458,00 |
0,00 |
|
3 |
1 |
36.700 |
6.700 |
4.560 |
180,0 |
180,0 |
760,00 |
465,00 |
Rakete: Ariane 62
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
527.050 |
4.500 |
10.283 |
3.030 |
0,85 |
190,00 |
250,00 |
35790,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
6.169 |
6 |
90 |
2.500 |
200 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
2 |
156.500 |
15.000 |
2.732 |
2603,9 |
2848,8 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
170.350 |
20.350 |
4.248 |
960,9 |
1391,3 |
458,00 |
0,00 |
|
3 |
1 |
36.700 |
6.700 |
4.560 |
180,0 |
180,0 |
760,00 |
465,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 90,0 Grad | 6,0 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 250 km | 35.790 km | 190 km | ||
| Real | 250 km | 35.814 km | 190 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 5,7 Grad | 367 km | 286 km | 4.500 kg | 4.629 kg | 1.221,7 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | Nr. 3 | ||
| Zeitpunkt | 100,5 s | 330,8 s | 561,0 s | ||
| Winkel | 62,8 Grad | 27,6 Grad | 6,1 Grad | ||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 1,9 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,03 km | 0,0 km | 0 m/s | 10 m/s | 0 m/s | 10 m/s | -6367 km | 0 km | 2,2 m/s |
| Winkelvorgabe | 100,5 s | 20,95 km | 0,0 km | 389 m/s | 561 m/s | 0 m/s | 682 m/s | -6341 km | 37 km | 14,9 m/s |
| Brennschluss 1 | 135,7 s | 49,18 km | 0,3 km | 890 m/s | 1093 m/s | 0 m/s | 1409 m/s | -6282 km | 113 km | 25,9 m/s |
| Verkleidung | 200,0 s | 114,63 km | 2,4 km | 1228 m/s | 925 m/s | 0 m/s | 1537 m/s | -6226 km | 164 km | -0,1 m/s |
| Winkelvorgabe | 330,8 s | 222,15 km | 24,8 km | 2368 m/s | 596 m/s | 0 m/s | 2442 m/s | -5921 km | 255 km | 4,4 m/s |
| Brennschluss 2 | 458,0 s | 308,37 km | 123,7 km | 4332 m/s | 243 m/s | 0 m/s | 4339 m/s | -4830 km | 361 km | 13,8 m/s |
| Zündung 3 | 465,0 s | 313,28 km | 133,9 km | 4327 m/s | 181 m/s | 0 m/s | 4331 m/s | -4829 km | 360 km | -8,9 m/s |
| Winkelvorgabe | 561,0 s | 358,25 km | 321,7 km | 4634 m/s | -573 m/s | 0 m/s | 4669 m/s | -4466 km | 369 km | -4,0 m/s |
| Orbitsim | 1005,5 s | 272,53 km | 3153,2 km | 6125 m/s | -3933 m/s | 0 m/s | 7279 m/s | -80 km | 408 km | 0,0 m/s |
| Sim End | 1221,7 s | 285,68 km | 6709,1 km | 6824 m/s | -7073 m/s | 0 m/s | 9828 m/s | 250 km | 35814 km | 6,9 m/s |
Und:
Rakete: Ariane 64
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
846.750 |
11.200 |
10.283 |
2.201 |
1,32 |
190,00 |
250,00 |
35790,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
11.376 |
6 |
88 |
2.500 |
190 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
4 |
156.500 |
15.000 |
2.732 |
2603,9 |
2848,8 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
170.350 |
20.350 |
4.248 |
960,0 |
1390,0 |
458,42 |
0,00 |
|
3 |
1 |
36.700 |
6.700 |
4.560 |
180,0 |
180,0 |
760,00 |
465,00 |
Rakete: Ariane 64
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
846.750 |
11.200 |
10.283 |
2.201 |
1,32 |
190,00 |
250,00 |
35790,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
11.376 |
6 |
88 |
2.500 |
190 |
90 |
5 |
10 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
4 |
156.500 |
15.000 |
2.732 |
2603,9 |
2848,8 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
170.350 |
20.350 |
4.248 |
960,0 |
1390,0 |
458,42 |
0,00 |
|
3 |
1 |
36.700 |
6.700 |
4.560 |
180,0 |
180,0 |
760,00 |
465,00 |
Simulationsvorgaben
| Azimuth | Geografische Breite | Höhe | Startgeschwindigkeit | Startwinkel | Winkel konstant |
|---|---|---|---|---|---|
| 88,0 Grad | 6,0 Grad | 10 m | 0 m/s | 90 Grad | 5,0 s |
| Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht | |||||
| Perigäum | Apogäum | Sattelhöhe | |||
| Vorgabe | 250 km | 35.790 km | 190 km | ||
| Real | 251 km | 35.791 km | 190 km | ||
| Inklination: | Maximalhöhe | Letzte Höhe | Nutzlast | Maximalnutzlast | Dauer |
| 7,2 Grad | 366 km | 366 km | 11.200 kg | 11.459 kg | 1.218,4 s |
| Umlenkpunkte | Nr. 1 | Nr. 2 | |||
| Zeitpunkt | 111,0 s | 800,0 s | |||
| Winkel | 26,2 Grad | 3,1 Grad | |||
Wichtige Aufstiegspunkte
| Bezeichnung | Zeitpunkt | Höhe: | Dist: | v(x): | v(y): | v(z): | v: | Peri: | Apo: | a: |
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
| Start | 0,0 s | 0,01 km | 0,0 km | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | 0 m/s | -6378 km | -6378 km | 3,6 m/s |
| Rollprogramm | 5,0 s | 0,06 km | 0,0 km | 0 m/s | 19 m/s | 0 m/s | 19 m/s | -6367 km | 0 km | 4,0 m/s |
| Winkelvorgabe | 111,0 s | 36,00 km | 0,4 km | 1296 m/s | 708 m/s | 45 m/s | 1478 m/s | -6215 km | 64 km | 27,1 m/s |
| Brennschluss 1 | 135,7 s | 56,39 km | 1,7 km | 2269 m/s | 939 m/s | 79 m/s | 2457 m/s | -5970 km | 113 km | 44,5 m/s |
| Verkleidung | 190,0 s | 101,39 km | 11,3 km | 2668 m/s | 607 m/s | 93 m/s | 2738 m/s | -5826 km | 134 km | -0,7 m/s |
| Brennschluss 2 | 458,4 s | 192,71 km | 390,9 km | 5749 m/s | -771 m/s | 201 m/s | 5804 m/s | -3271 km | 233 km | 11,2 m/s |
| Zündung 3 | 465,0 s | 195,09 km | 414,0 km | 5738 m/s | -830 m/s | 200 m/s | 5801 m/s | -3269 km | 232 km | -9,2 m/s |
| Winkelvorgabe | 800,0 s | 233,14 km | 2722,7 km | 6116 m/s | -3467 m/s | 214 m/s | 7034 m/s | -813 km | 329 km | -3,9 m/s |
| Orbitsim | 861,5 s | 241,28 km | 3432,5 km | 6149 m/s | -3924 m/s | 215 m/s | 7297 m/s | -268 km | 590 km | -3,5 m/s |
| Sim End | 1218,4 s | 365,86 km | 9987,4 km | 5687 m/s | -7966 m/s | 91 m/s | 9788 m/s | 251 km | 35791 km | 1,1 m/s |
Für die Verlängerung habe ich die Daten des Motorgehäuses genommen und die Verlängerung proportional beim Gewicht berücksichtigt (170,3 / 15,7 t), die Brenndauer und der spezifisch Impuls blieben gleich. (Für GTO Missionen erhöht sich die Nutzlast um 500 kg bei der Ariane 62 und 1.400 kg bei der Ariane 64. Bei niedrigen Erdorbits, wie LEO ist der Effekt noch größer und erreicht nach Airbus Angaben 2 t bei der Ariane 64.
Es ist zu erwarten, dass der P120C+ oder wie immer an ihn auch nennen will, auch bei der Vega C zum Einsatz kommt, da diese ja denselben Booster als erste Stufe, nur ohne aerodynamische Verkleidung dafür mit Stufenadapter einsetzt. Es macht wenig Sinn zwei Linien parallel zu fahren. Bei ihr dürfte weil die anderen Stufen auch Feststoff einsetzen der Effekt praktisch proportional zur Massenerhöhung sein. Diese steigt von 212,4 auf 227 t, ein Plus von 6,8 Prozent und entsprechend steigt auch die Nutzlast – ich errechne für den Referenzorbit von 700 km SSO 250 kg mehr, das sind 2.550 anstatt 2.300 kg. Etwas mehr als 6,8 %, das liegt an den geringeren Gravitationsverlusten und daran, das von dem P120C nur die Hälfte der Trockenmasse auf das Motorgehäuse entfällt.
Icarus Oberstufe
Während der Konzeption der Ariane 6 hat man diese in einem Punkt entscheidend geändert: der Durchmesser beträgt wie bei Ariane 5 genau 5,4 m. Das erste Konzept ging noch von 4 m aus. Für die Oberstufe hat dies gravierende Auswirkungen wie man auch in der Abbildung sieht. Die Tanks haben praktisch keine Höhe, die Leermasse wird bestimmt von den beiden Tankabschlüssen die es immer gibt, selbst wenn der Tank im zylindrischen Teil die Höhe Null hat. Dadurch kommt die Stufe auf ein sehr ungünstiges Voll-/Leermasseverhältnis, ich habe sie in meinem Modell mit den Daten der fast gleich großen ESC-B der Ariane ME modelliert, deren Masse bekannt ist.
Seit 2019 arbeitet Airbus an Phoebus (Prototype for a Highly OptimizEd Black Upper Stage), ein Schlüsselprogramm zur Optimierung der Oberstufe ICARUS (Innovative Carbon ARiane Upper Stage). Die Tanks sollen anstatt aus Aluminium aus Kohlenstofffaserverstärkten Werkstoffen bestehen. Diese sind erheblich leichter und das reduziert die Trockenmasse beträchtlich. Phoebus ist ein Prototyp der erkunden soll, ob diese Werkstoffe auch dafür geeignet sind (tiefe Temperaturen, Oxidationskraft des Sauerstoffs). Das war erfolgreich, seit 2021 wird nun an Icarus gearbeitet. Da die Oberstufe mit der Nutzlast in den Orbit gelangt, steigt die Nutzlast für jeden Orbit um genau die verringerte Masse der ICARUS Oberstufe. Ziel war eine Erhöhung der Nutzlast um mindestens 1 t, inzwischen peilt man 1,5 bis 2 t an.
Was bringt die Stufe – nun erst mal eine Nutzlaststeigerung, doch das ist nur ein Aspekt, man muss die Nutzlast auch transportieren können. Mit der ICARUS und den P120C+ Boostern würde eine Ariane 64 auf über 14 t in den GTO kommen. Das wären zwei der schwersten Satelliten, die es heute gibt. Eine ganz andere Frage ist, ob man zwei dieser Exemplare, zeitgleich angeliefert bekommt und ob die auch entsprechend großen Satelliten dann noch in der Nutzlastverkleidung Platz haben. Das glaube ich eher nicht. Entscheidender ist, dass die kleine Version Ariane 62 nun anstatt einem kleinen bis mittelgroßen Satelliten auch einen großen Satelliten transportieren kann. Das gibt mehr Flexibilität. Man kann wenn man dazu keinen zweiten Satelliten findet diesen auf die preiswertere Ariane 62 verschieben. Die Nutzlast ist auch willkommen, wenn die Geschwindigkeitsanforderung größer wird. Airbus hat ein Video veröffentlicht in dem ein ATV zum Mond fliegt. Das ist eher unwahrscheinlich, aber mit 10 t auf einen TLI könnte die ESA ihr Modul für das Lunar Gateway selbst starten. Vor allem profitieren die Galileo-Satelliten von der Verringerung der Masse um 1,5 bis 2 t. Denn das sind zwei Satelliten pro Flug mehr. Bei der Ariane 64 kann man die nun sehr hohe Performance nutzen, um den GTO anzuheben, etwas was die Ariane 5 mit nicht wiederzündbarer Oberstufe nicht kann, auch wenn die Nutzlast nicht die Maximalgrenze ausnutzt. Das verlängert die Betriebsdauer des Satelliten.
Astris Kickstufe
Die letzte Neuerung ist die für 90 Millionen Euro entwickelte Astris Kickstufe. Wer mein Buch über die Europarakete oder das entsprechende Kapitel in den europäischen Trägerraketen 1 gelesen hat weiß, so hieß schon mal eine Stufe, nämlich die deutsche Stufe der Europarakete. Die neue Astris liegt wahrscheinlich in der gleichen Gewichtsklasse wie diese (1-4 t Gewicht) ist ebenfalls druck-gefördert und hat ein neues Triebwerk, BERTA genannt das im 3D-Druck hergestellt wird. So richtig sinnvoll erscheint sie mir trotzdem nicht. Die HERA-Mission wird sie 2024 einsetzen, aber das war es dann auch schon an geplanten Einsätzen. Es wird angesprochen das die Stufe verschiedene Satelliten in unterschiedlichen LEO oder SSO aussetzen kann, so wie die Vega dies kann. Doch das würde voraussetzen das dafür Ariane 6 eingesetzt wird, aber dafür ist sie einfach zu groß, selbst die kleine Version Ariane 62 kommt auf 10 t Nutzlast, keiner der letzten europäischen Satelliten die in einen SSO gestartet wurden, wog viel mehr als 2 t. Angesprochen wird im ESA Artikel dass sie einen Satelliten bei einem Doppelstart in den GEO transportieren kann, während ein anderer im GTO bleibt – möglich aber auch hier haben alle kommerziellen Satelliten einen integrierten Antrieb. Für mich gibt es nur zwei mögliche Einsätze. Das eine ist für Planetenmissionen kombiniert mit einem GTO-Start. Dann kann die Astris die Planetensonde auf eine Fluchtbahn transportieren. Das halbiert die Startkosten weil man keinen exklusiven Start braucht. Etwas hinderlich ist die meist benötigte hohe Bahnneigung für solche Bahnen, aber wenn der Kunde bereit ist das zu akzeptieren, dann geht es. Das zweite ist erneut der Einsatz bei Galileo – auch wenn die ICARUS-Oberstufe dann nur noch 4,7 bis 5,2 t anstatt bisher 6,7 t wiegt, so dürfte eine Astris wohl eher bei unter 1 t Trockenmasse liegen und so die Nutzlast deutlich steigern. Selbst ohne ICARUS könnte man drei anstatt zwei Galileo Satelliten pro Ariane 62 Start befördern.