Kann das Prometheus das Vulcain 2 auf der Ariane 6 ersetzen?

Eine Erweiterung der Ariane 6 taucht immer wieder auf, das Prometheus Triebwerk. Ich habe mich ja auch damit befasst, bin dabei aber nie auf die Idee gekommen das Vulcain 2 zu ersetzen, dabei wird immer in den Verlautbarungen angegeben, dass es so viel billiger ist, was ja nur Sinn macht wenn man das Vulcain ersetzen will, sonst müsste man die Kosten mit denen der P120C Boostern vergleichen.

Beim Nachdenken komme ich auf eine Reihe von Gegenargumenten die ich zuerst mal aufzählen will:

Triebwerk ersetzen?

Das Prometheus und das Vulcain 2 haben unterschiedliche technische Daten. Diese findet man in der unten stehenden Tabelle. Da das Prometheus einen geringeren spezifischen Impuls hat, muss eine Stufe mehr Treibstoff aufnehmen, sie wird schwerer und braucht mehr Triebwerke. Das geht nur bis zu einem bestimmten Maße

	Vulcain 2	Prometheus
Schub Boden:	980 kN	~800kN
Schub Vakuum	1.390 kN	1.000 kN
Treibstoff	LOX/LH2	LOX/Methan
Mischungsverhältnis:	7,2 (Gesamt), 6,8 (Brennkammer)*	3,5
Spezifischer Impuls	4256 m/s (Vac)	3531 m/s (Vac)
Expansionsverhältnis	61,6	28,6**
Brennkammerdruck:	118 Bar	100 bar

* Bei Nebenstromtriebwerken wird Treibstoff für den Gasgenerator verbraucht der nicht an der Verbrennung teilnimmt.

**: Das Expansionsverhältnis ist nicht bekannt, der angegebene Wert ist der von CEA für den bekannten Düsenmündungsdruck.

Die Triebwerke liegen aber im Schub nahe beieinander. Zudem ist der spezifische Impuls auch nicht so viel größer, auch wenn ich meine Zweifel an den 360 s habe. CEA liefert für die in Dokumenten angegebenen Verhältnis (Mischungsverhältnis 3,5 zu 1, Brennkammerdruck 100 bar, Düsenmündungsdruck 0,4 Bar) bei freiem Gleichgewicht 3553 m/s im Vakuum, 3342 m/s auf Meereshöhe. Das ist aber ein Idealfall der nie in der Praxis erreicht wird, bei LOX/RP-1 Triebwerken liegt der erreichte Wert meist bei 80 % dieses Wertes + 20 % der zweite Ausgabe des eingefrorenen Gleichgewichts, das wären in diesem Falle dann 3499 / 3298 m/s, also etwa 30 m/s weniger.

Ich habe dann nachgedacht. Die Ariane 6 Zentralstufe habe ich mit einer relativ hohen Leermasse modelliert, da sie getrennte Tanks hat und die Booster Kräfte übertragen. Aber auch weil ich sonst aufgrund der viel besseren Booster nicht auf die niedrige Nutzlast komme. (Die Ariane 6 hat mit besserer Oberstufe, schwereren und moderneren Boostern dieselbe Nutzlast wie die letzte Ariane 5 Version, meiner Ansicht müsste sie deutlich darüber liegen, sofern man keine Bleibarren eingebaut hat). Nimmt man die schwere Nutzlastspitze hinzu, so resultiert ein geringes Voll-/Leergewicht nur für die Zentralstufe beim Ausbrennen und das müsste eine Stufe mit Methan/Sauerstoff steigern um den schlechten spezifischen Impuls zu kompensieren. Diese Stufe kann aber wesentlich leichter gebaut werden. Gängige Raketen die LOX/RP-1 einsetzen haben ein Voll-/Leermasseverhältnis von 17 bis 18 und tragen auch Booster wie die Atlas CCB. Methan benötigt etwas größere Tanks, dafür benötigt man weniger Methan als RP-1 so habe ich eine Ariane 5 Zentralstufe mit einem Voll-/Leermasseverhältnis von 16:1 modelliert, mit zwei Prometheus um die Masse aufzufangen und bei 176 t Masse – nur 6 t mehr als bei der Ariane 6 komme ich auf disselbe Nutzlast. Neben der 9 t leichteren Stufe trägt dazu bei, dass die Aufstiegsverluste durch die Abnahme der Brenndauer von 458 Sekunden auf 291 Sekunden stark zurückgehen von 2024 auf 1744 m/s.

Also es würde mit zwei Triebwerken klappen und die Stufe nähme nicht einmal sehr viel mehr Treibstoff auf.

Das Volumen?

Es gibt aber ein anderes Problem. Das liegt daran, das Wasserstoff eine extrem niedrige Dichte von 0,0684 g/cm³ hat. Methan hat auch eine niedrige Dichte von 0,422 g/cm³ (Bei Kerosin liegt sie zwischen 0,82 und 0,84 g/cm³) aber sie ist immer noch sechsmal höher als Wasserstoff. Bei der Ariane 6 wiegt der Wasserstoff ein Siebtel der Masse, macht aber drei Viertel des Volumens aus. Ich habe hier mal die mittlere Dichte des Treibstoffs gerechnet, das ist die Dichte wenn man das Volumen beider Tanks addiert und durch die Masse der Treibstoffe dividiert.

	Vulcain 2	Prometheus
Dichte LOX	1,141 g/cm³	1,141 g/cm³
Dichte LH2 / Methan	0,068	0,422
Treibstoff	LOX/LH2	LOX/Methan
Mischungsverhältnis:	7,2 (Gesamt)	3,5
Treibstoff gesamt	150 t	165 t
Volumen LOX	117,504 m³	112,474 m³
Volumen LH2/Methan	267,436 m³	86,889 m³

Während der Sauerstofftank fast gleich groß bleibt geht das Volumen des Tanks für den Verbrennungsträger auf ein Drittel zurück. Das ist deswegen ein Problem, weil der Wasserstofftank unten ist und die Booster oberhalb des Wasserstofftanks angebracht sind. Bei 5,4 m Durchmesser der Stufe würde die zylindrische Länge eines Methantanks nur 3,79 m betragen, deutlich unterhalb der 11,1 m welches das Motorgehäuse des Boosters in der Länge hat. Der Wasserstofftank ist dagegen 11,66 m lang. Es gäbe natürlich die Lösung die Stufe komplett zu verkürzen und die Booster wie bei ariane 5 pberhalb anzubringen. Mit dem Sauerstofftank kommt man auf 8,69 m Länge und dann kämen noch die Tankdome dazu.

Will man die bisherige Architektur beibehalten, so muss man entweder eine große leere Zwischentanksektion in Kauf nehmen, die Gewicht addiert, selbst wenn man die Tanks tauscht (wegen der Steigerung der Rakete ist man sonst bestrebt den Tank mit der dichteren Flüssigkeit näher an den Schwerpunkt in der Mitte der Rakete heranzurücken) oder man vergrößert die Tanks gleich. Das Limit für die Startmasse setzten die zwei Booster die bei der Ariane 62 angebracht sind, will man dieselbe Startbeschleunigung bei der Alternative haben wie bei der Ariane 62, 1,2 g so darf die Masse der Zentralstufe von 170,32 auf 222 t anwachsen. Das verlängert etwas die Tanks und steigert auch die Nutzlast bei der Ariane 64 mit P120C+ Boostern von 12,7 auf 14 t in den GTO. Bei der Ariane 62 wären es 7,5 t anstatt 5 t in den GTO. Die beiden Tanks wären aber dann immer noch kürzer als das Motorgehäuse allerdings nur noch um 50 cm.

Meiner Ansicht nach würde der Einsatz des Prometheus aber auf eine komplett neue Stufe herauslaufen mit einem geringeren Durchmesser. Sinnvollerweise würde man dann auch den Durchmesser der Oberstufe absenken, was zwar deren miserable Massenbilanz verbessert und eine weitere Nutzlaststeigerung bringt, aber dann reden wir eben von einer neuen Rakete mit neuen Entwicklungskosten die dann auch erst nach Jahren verfügbar ist.

Es hat schon einen Grund warum Airbus die erste Konzeption der Ariane 62/64 verworfen hat. Dieses Konzept hatte noch eine 4 m durchmessende Stufe, was auch eine viel leichtere Oberstufe zur Folge hatte. Was im Raumfahrtgeschäft sehr verpönt ist, ist Fertigungsstraßen zu verändern. Deswegen hat die SLS denselben Tankdurchmessser wie der Space Shuttle Tank und deswegen hat die Ariane 6 auch denselben Durchmesser wie die Ariane 5.

Inzwischen arbeitet man dran das Prometheus auf 1200 kN Vakuumschub zu steigern. Ich sehe es wie schon in meinem früheren Artikel weniger als einen Ersatz des Vulcain. Vielmehr wie in Zeichnungen bei Airbus auch sichtbar, als das Erststufentriebwerk einer neuen Rakete. Wir haben bei der ESA zwischen der Vega C mit etwa 3,5 t Nutzlast in den LEO und der Ariane 62 mit 10 t eine ziemliche Lücke. Eine Rakete mit 7 t Nutzlast läge da genau dazwischen. Das wäre auch die Nutzlast der Sojus die nun ja nicht mehr vom CSG aus startet. Mit einer Oberstufe mit dem Vinci würden drei Prometheus rund 8,5 t in den LEO befördern, (25 t schwere Oberstufe) mit zwei Prometheus (20 t schwere Oberstufe) immerhin noch 5,5 t. Wobei man wenn man der Logik folgt, das das Prometheus eingesetzt wird weil es zehnmal billiger als das Vulcain ist, man eigentlich auch in der Oberstufe das Prometheus einsetzen sollte.

Dieser Spareffekt wird ziemlich übertrieben, weil 10 Millionen Euro für das Vulcain 2 bei einem Listenpreis von 90 Millionen Euro für die Ariane 62 und 120 Millionen Euro für die Ariane 64 ja nur etwas 10 Prozent der Gesamtkosten ausmachen, man also um etwa 8 Prozent einzusargen die ganze Rakete umkonstruieren müsste.

Das Ersetzen des Vinci bei einer neuen Rakete auch durch ein Prometheus ist diskutabel. Denn das Vinci kostet Millionen Euro. Der Spareffekt ist also geringer. In einer adäquaten Oberstufe steigert es aber die Nutzlast beträchtlich, zumal ein Prometheus schwerer als ein Vinci ist und so eine Oberstufe mit dem Prometheus die Nutzlast eher deutlich absenkt.

Hier noch die technischen Daten der Raketen mit Prometheus. Einmal nur das die Nutzlast der Ariane 64 erreicht wird und einmal mit dem Maximalausbau der durch mehr Schub möglich ist.

Rakete: Ariane 62+

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
555.150	5.000	10.283	2.957	0,90	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]
6.651	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	170.300	15.700	2.732	2844,9	3112,5	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+ Prometheus 222

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
609.300	7.500	10.283	2.198	1,23	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]
7.290	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	2	170.300	15.700	2.732	2844,9	3112,5	135,70	0,00
2	1	222.000	14.000	3.531	1600,0	2000,0	367,22	0,00
3	1	36.700	6.700	4.560	180,0	180,0	760,00	370,00

 

Rakete: Ariane 64+ Prometheus

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
909.100	12.700	10.283	1.744	1,40	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]
12.980	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	170.300	15.700	2.732	2844,9	3112,5	135,70	0,00
2	1	176.000	11.000	3.531	1600,0	2000,0	291,31	0,00
3	1	36.700	6.700	4.560	180,0	180,0	760,00	295,00

 

Rakete: Ariane 64+ Prometheus 222

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
956.400	14.000	10.283	1.723	1,46	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]
12.980	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	170.300	15.700	2.732	2844,9	3112,5	135,70	0,00
2	1	222.000	14.000	3.531	1600,0	2000,0	367,22	0,00
3	1	36.700	6.700	4.560	180,0	180,0	760,00	370,00