Wie schon mehrmals betont, zuletzt vor einigen Tagen im Blog, bin ich mit dem Konzept der Ariane 6 nicht einverstanden, ich würde es eher als „Ariane 5 reloaded“ bezeichnen. Es gab ja durchaus radikalere Ansätze wie das PPH Konzept. Dazu kommt, das eine alte „europäische Tradition“ fortgesetzt wird – bevor die Ariane 6 überhaupt ihren Jungfernflug hat, wird an Weiterentwicklungen gearbeitet wie etwas verlängerten Boostern, dem ersetzen von Aluminium durch Kohlefaserverbundwerkstoffe in der Oberstufe (ICARUS Oberstufe) und einer Kickstufe für mehr Flexibilität.
Letztendlich wird die Ariane 6 aber die gleiche Nutzlast wie die heutige Ariane 5 haben, wir investieren also 3 Milliarden Euro dafür, das dann (hoffentlich) die Rakete selbst billiger wird, aber nicht leistungsfähiger.
Wenn man es genau nimmt sind es zwei Budgets, nämlich eines für die Ariane 6 und eines für die Vega C. Die P120 Booster werden auch bei der Vega eingesetzt. Das komplette Entwicklungsprogramm dieses Boosters umfasst 700 Millionen Euro. Ich habe mal für diesen Blog angenommen, dass man nur diesen Booster entwickelt hat um die Vega in der Nutzlast zu steigern und will mal skizzieren wie man damit sowohl die Ariane 5 ECA „boosten“ kann wie auch die Sojus ersetzen.
Zuerst aber noch ein Wort zu den anderen Elementen der Ariane 6. Man kann davon ausgehen, dass die Oberstufe bei der Ariane ULPM genannt den Löwenanteil der Kosten ausmacht, denn die ESC-B Oberstufe mit demselben Durchmesser, fast gleicher Treibstoffzuladung und demselben Triebwerk wurde schon auf mindestens 1,5 Milliarden Euro an Investitionen geschätzt. Daher habe ich auf deise Oberstufe dankend verzichtet und die Zentralstufe der Ariane 6 (LLPM) ist im Prinzip eine verkürzte Ariane 5 EPC mit getrennten Tanks anstatt einem Integraltank.
Neu ist das Konzept nicht, schon 2002 tauchen neue Feststoffbooster in der „Ariane 5 Initiative 2010“ auf, die 1.750 kg mehr Nutzlast bringen könnten. Dies liegt an mehreren Verbesserungen:
- Reduktion der Leermasse: CFK-verstärkter Kunststoff wiegt weniger als Stahl
- Höherer Brennkammerdruck: erlaubt eine längere Düse
- Höherer spezifischer Impuls: durch optimierte Mischung des Treibstoffs und höheren Brennkammerdruck/längere Düse
Der neue P120C
Der „neue“ P120C muss an die Ariane 5 und Vega passen. Den Namen habe ich beibehalten. Bei der Ariane 5 kann er nur unten am Schubgerüst und oben am Stufenadapter befestigt werden. Der kürzere „echte“ P120C machte denn auch die Umkonstruktion des LLPM der Ariane 6 nötig, damit er im Zeichentankbereich befestigt werden kann.
Es bietet sich an, da der Booster sonst zu groß für die Vega wäre, ihn bei der Vega C aus einem Segment und bei der Ariane 5 aus zwei Segmenten zu fertigen. Der echte P120C hat einen etwas größeren Durchmesser (3,4 m) als der Ariane 5 EAP (3,05 m). Da wahrscheinlich die Vega Startanlagen diktieren, dass der Booster nicht zu lange wird bin ich auch von 3,4 m Durchmesser ausgegangen. Die Masse habe ich berechnet aus der Länge der Ariane 5 Bioostersegmente (24,72 m) und Vergleich mit dem P120C von 11,7 m für das Motorgehäuse. Die Trockenmasse habe ich aus der P120C Startmasse und der Trockenmasse für das Motorgehäuse alleine berechnet. 750 kg habe ich für die Befestigung pro Booster bei der Ariane 5 zugeschlagen.
Die Brennzeit von 135,7 Sekunden bleibt, der Schub ist daraus berechnet.
Diese Rakete hat eine GTO-Nutzlast von 13,5 t, 3 t mehr als die Ariane 5 ECA auf der sie beruht. Selbst wenn die Leermasse der Booster etwas optimistisch ist (25,3 t, bei der Ariane 2010 initiative ging man von 27 t aus) bleibt selbst bei höherer Leermasse noch mindestens ein Gewinn von 2 t – etwas mehr als bei der Ariane 2010 Iniative, aber da waren auch nur 241 und nicht 286 t Treibstoff vorhanden.
Bei der Vega C ändert sich nichts, denn diese setzt ja den P120C mit nur einem Segment ein. Aber man kann drei dieser Booster an die Vega C montieren und als erste Stufe zünden. Das verändert nichts an der Höhe der Rakete und man erhält so eine Rakete mit einer Nutzlast von etwa 9 t in den Vega Referenzorbit. In de Realität wahrscheinlich etwas weniger, weil dann das AVUM mehr Treibstoff für die Bahnzirkularisierung braucht und so schwerer wird. Aber schon diese Nutzlast liegt deutlich über der Sojus und auch der Ariane 62. Eine Ziellandung würde wohl eine Version mit zwei Boostern erreichen, aber die startet bei Zündung von zwei Boostern instabil langsam und nimmt man die Zentralstufe, also den bisherigen P120C hinzu, so übersteigt die Beschleunigung am Brennschluss zulässige Werte.
Es gibt aber eine Möglichkeit: Bei Feststofftriebwerken kann man über die Geometrie der Füllung die Schubdauer variieren. Die Brenndauer des P120C von 135,7 Sekunden ist schon sehr lang, reduziert man sie nur leicht auf 120 Sekunden, so reichen zwei Booster zum Abheben und die Nutzlast für den Vega-Referenzorbit beträgt dann etwa 6000 kg.
Mit der geplanten für die Vega E geplante Oberstufe mit dem M10 Triebwerk (98 kN Methan/LOX Triebwerk) hätte die Vega dann auch die Möglichkeit viele Missionen der Ariane 62 zu übernehmen, die derzeit wegen der fehlenden Wiederzündbarkeit von Feststoffantrieben und dem kleinen AVUM nicht möglich sind wie:
- Start von Raumsonden aus einer Parkbahn
- Start von Ersatz-Galileo Satelliten
- (Sehr) kleine GTO-Satelliten (etwa 1,5 / 2,2 t Nutzlast (2 / 3 Booster Version in den GTO).
Besonders solche Hochenergiemissionen würden von der M10 Oberstufe profitieren. Neben der allgemein höheren Performance wäre vor allem das Leergewicht der Avionik deutlich geringer. Die Avionik kann man bei einer Rakete mit flüssigen Treibstoffen in den Ring integrieren, der sich durch die Tankdome ergibt und spart so Gewicht. Daneben entfallen die Druckgastanks und das Triebwerk des AVUM. Das bringt leicht einige Hundert Kilogramm Nutzlast was bei der Abnahme bei hohen Geschwindigkeiten entscheidend sein kann.
Die Oberstufe der Vega E gibt es noch nicht. Bekannt sind die Daten des M10 Triebwerks (Methan/LOX 1:3,4, spezifischer Impuls 3551 m/s, 98 kN Schub) und aus einer Skizze kann man den Treibstoffvorrat zu etwa 12,2 t ableiten. Ich habe – außer Konkurrenz die Stufe mit 13,8 t Voll und 1,8 t Leermasse modelliert. Das schließt die Avionik mit ein. Sie hätte nach meinen Berechnungen beim Einsatz auf der Vega E etwa 4,7 t Nutzlast für den Referenzorbit der Vega (700 km polar, aus Berechnungsgründen modelliere ich einen 200 x 700 km Parkorbit und setze die Nutzlast so, an das noch genügend Treibstoff für die 139 m/s, die für die Zirkularisierung benötigt werden). Die Vega C hat nach Arianespace eine Nutzlast von 2300 kg in den Referenzorbit, ich komme in meiner Modellierung auf etwas mehr 2.600 kg. Diese zu optimistische angabe wäre bei den folgenden Angaben für die Vega-Versionen zu berücksichtigen.
| Rakete | Nutzlast Referenzorbit |
| Vega C | 2.300 kg |
| Vega E | 4.700 kg |
| Vega C + 2 x P120C | 6,000 kg |
| Vega C + 3 x P120C | 8.000 kg |
| Vega E + 2 x P120C | 9.000 kg |
| Vega E + 3 x P120C | 13.000 kg |
Die hohe Nutzlast der Versionen mit vielen Boostern erstaunt etwas, aber die 3 Boosterversionen wiegen um die 688 t und die 2-Boosterversionen um die 529 t, also deutliche mehr als eine Sojus und fast so viel wie eine Ariane 5. Hier noch die technischen daten der Raketen in der Zusammenfassung:
Rakete: Ariane 5 P286
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
842.949 |
13.500 |
10.283 |
2.030 |
1,60 |
170,00 |
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] |
|
10.851 |
5 |
90 |
2.675 |
202 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
2 |
307.761 |
25.243 |
2.721 |
4935,5 |
5656,6 |
135,90 |
0,00 |
|
2 |
1 |
192.562 |
15.450 |
4.238 |
980,0 |
1390,0 |
540,00 |
0,00 |
|
3 |
1 |
18.690 |
3.790 |
4.375 |
67,0 |
67,0 |
972,95 |
542,00 |
Rakete: Vega C + 2 P120C
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
525.856 |
6.000 |
8.437 |
1.867 |
1,14 |
130,00 |
200,00 |
700,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
6.013 |
5 |
0 |
860 |
220 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
2 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
3006,6 |
3229,3 |
120,00 |
0,00 |
|
2 |
1 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
2658,7 |
2855,6 |
135,70 |
122,00 |
|
3 |
1 |
40.477 |
4.236 |
2.872 |
1120,4 |
1120,4 |
92,90 |
259,70 |
|
4 |
1 |
12.000 |
1.433 |
2.902 |
256,4 |
256,4 |
119,60 |
354,60 |
|
5 |
1 |
1.438 |
698 |
3.069 |
2,5 |
2,5 |
905,97 |
476,20 |
Rakete: Vega C + 3 P120C
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
681.883 |
7.000 |
8.437 |
2.120 |
1,03 |
130,00 |
200,00 |
700,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
7.976 |
5 |
0 |
860 |
220 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
3 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
2658,7 |
2855,6 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
2658,7 |
2855,6 |
135,70 |
136,00 |
|
3 |
1 |
40.477 |
4.236 |
2.872 |
1120,4 |
1120,4 |
92,90 |
278,00 |
|
4 |
1 |
12.000 |
1.433 |
2.902 |
256,4 |
256,4 |
119,60 |
385,00 |
|
5 |
1 |
1.438 |
698 |
3.069 |
2,5 |
2,5 |
905,97 |
484,00 |
Rakete: Vega E
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
225.864 |
4.700 |
8.437 |
1.321 |
2,08 |
130,00 |
200,00 |
700,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
2.867 |
5 |
0 |
860 |
220 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
1 |
166.027 |
13.303 |
2.736 |
2866,9 |
3079,2 |
135,70 |
0,00 |
|
2 |
1 |
40.477 |
4.236 |
2.872 |
1120,4 |
1120,4 |
92,90 |
137,70 |
|
3 |
1 |
13.800 |
1.800 |
3.551 |
98,0 |
98,0 |
434,82 |
232,60 |
Rakete: Vega E + 2 P120C
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
529.218 |
9.000 |
8.437 |
1.437 |
1,70 |
130,00 |
200,00 |
700,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
6.013 |
5 |
0 |
860 |
220 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
2 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
3006,6 |
3229,3 |
120,00 |
0,00 |
|
2 |
1 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
2658,7 |
2855,6 |
135,70 |
122,00 |
|
3 |
1 |
40.477 |
4.236 |
2.872 |
1120,4 |
1120,4 |
92,90 |
259,70 |
|
4 |
1 |
13.800 |
1.800 |
3.551 |
98,0 |
98,0 |
434,82 |
354,60 |
Rakete: Vega E + 3 P120C
| Startmasse [kg] |
Nutzlast [kg] |
Geschwindigkeit [m/s] |
Verluste [m/s] |
Nutzlastanteil [Prozent] |
Sattelpunkt [km] |
Perigäum [km] |
Apogäum [km] |
|
|---|---|---|---|---|---|---|---|---|
|
688.245 |
13.000 |
8.437 |
0 |
1,89 |
130,00 |
200,00 |
700,00 |
|
| Startschub [kN] |
Geographische Breite [Grad] |
Azimut [Grad] |
Verkleidung [kg] |
Abwurfzeitpunkt [s] |
Startwinkel [Grad] |
Konstant für [s] |
Starthöhe [m] |
Startgeschwindigkeit [m/s] |
|
9.020 |
5 |
0 |
860 |
220 |
90 |
5 |
20 |
0 |
| Stufe | Anzahl | Vollmasse [kg] |
Leermasse [kg] |
Spez. Impuls (Vakuum) [m/s] |
Schub (Meereshöhe) [kN] |
Schub Vakuum [kN] |
Brenndauer [s] |
Zündung [s] |
|
1 |
3 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
3006,6 |
3229,3 |
120,00 |
0,00 |
|
2 |
1 |
155.027 |
13.393 |
2.736 |
2658,7 |
2855,6 |
135,70 |
122,00 |
|
3 |
1 |
40.477 |
4.236 |
2.872 |
1120,4 |
1120,4 |
92,90 |
259,70 |
|
4 |
1 |
13.800 |
1.800 |
3.551 |
98,0 |
98,0 |
434,82 |
354,60 |