Ein möglicher Ariane 6 Nachfolger

Dirk schrieb am 14.7.2023:

„Ich glaube niemand mag die Ariane 6. Ich hätte mir auch eher eine Weiterentwicklung der Ariane 5 als Lückenfüller bis zur Ariane Next gewünscht. Wobei mir die Ariane Next wenig ambitioniert vorkommt. Wobei wenn man sich den Weg der Ariane 6 anschaut kann sich ja noch viel ändern…

Was mich interessieren würde, wie würdest du grob (also muß nicht komplett alles berechnet sein) dir ein Trägersystem vorstellen für die Aufgabe „Europäischer Zugang zum All+Konkurrenzunfähig für typische kommerzielle Nutzlasten“.

Ich würde in Richtung Falcon 9 Heavy bzw. Delta IV Heavy denken. Von der Nutzlast her aber natürlich kleiner richtung Falcon 9, vielleicht ein bisschen mehr. Zentrale Stufe mit 2 Boostern mit Flüssigtreibstoff. Die Booster allerdings mit mehr Triebwerken als die 1. Stufe. Möglicherweise Fuel Transfer von den Boostern in die Zentralstufe. Booster trennen ungefähr (bisschen weniger) auf höhe Geschwindigkeit der Falcon 9 Stufentrennung ab, landung wie bei der Falcon 9 aber immer am Startplatz. Die Zentralstuffe wird dann noch relativ lange Brennen und dadurch viel Geschwindigkeit aufnehmen. Trennung von der zweiten stufe ziemlich spät. Dadurch ist die zweite Stufe klein und leicht. Die zweite Stufe wird nicht wiederverwendet. Die erste Stufe soll wiederverwendet werden. Form eher Bauchig und mit Leitwerk, ähnlich wie Starship oder Neutron um gut Aerodynamisch abbremsen zu können. Ein gewisser Hitzeschutz wird notwendig sein. Wo ich mir nicht sicher bin ob man am Fallschirm landen sollte oder mit Triebwerk. Ob Landlandung (Afrika oder gar Startplatz nach einer Weltumrundung) oder Schiff oder ins Meer. Aber das ganze ist natürlich von mir auf keinerlei Art berechnet und ich habe alle zwei Wochen andere Ideen wie ich mit der „optimalen Rakete“ anfangen würde.“

Ach das ist ja ein ganzer Blumenstrauß an Wünschen. Und so präzise. Einerseits soll es nicht genau durchgerechnet sein, anderseits gibt es konkrete Forderungen an die Form der Rakete. Ich habe das Ansinnen daher auch zuerst mit einem Link auf ein radikales, modulares Konzept abgelehnt, auch im Hinblick auf den letzten Satz.

Inzwischen habe ich es mir anders überlegt und skizziere hier mal einen Ariane 6 Nachfolger, ich nenne sie profan „Ariane 7“. Allerdings bleibt bei mir vom Blumenstrauß der Wünsche nur einige Blumen übrig, denn ich rechne keine wiederverwendbare Lösung und auch mein Ansatz ist ein anderer.

Das hat seine Gründe. Zum einen habe ich keine Simulation für die genaue Berechnung was Wiederverwendung bringt und was man an Aufwand treiben muss, zum anderen braucht man Daten um, wenn ich eine hätte, diese zu verifizieren. Man kann einige Daten von Falcon 9 Starts ableiten, aber die gelten eben jeweils für den konkreten Fall, bei anderen Geschwindigkeiten und Aufstiegsprofilen sehen sie anders aus und bei einer anderen Rakete kann es dann wieder ganz anders sein, so will SpaceX bei der Superheavy ja auf den „Entry Burn“ der die Stufe um knapp 2 km/s verlangsamt verzichten.

Ich weiß, Wiederverwendung ist seit Jahren das Buzz-Thema, sieht auf den ersten Blick ganz logisch aus, aber das ist es nicht genauso, wie die alleinige Verwendung von Wasserstoff mal so ein Buzz Thema war – auch da hat man die höchste Nutzlast bei der Startmasse, aber es macht eben nicht überall ökonomisch Sinn.

Das grundsätzliche Problem für Europa ist das wir wenige sichere Starts der ESA und ihrer Mitgliederstaaten haben. Es kommen dann noch einige kommerzielle Starts hinzu, aber in den letzten zwanzig Jahren waren das für Ariane 5 immer einstellige Startraten. Bei der Wiederverwendung sinkt dann die Produktionsrate für die erste Stufe so stark ab, dass sie deutlich teurer wird und im Endeffekt die Rechnung bei wenigen Starts pro Jahr nicht aufgeht. Rocketlab fängt jetzt auch mit langsamen Schritten der Wiederverwendung an, weil sie inzwischen relativ hohe Startraten haben und bei der Vulcan Centaur müsste es sich durch den Großauftrag von Amazon inzwischen auch lohnen. SpaceX ist sowieso außen vor, denn die meisten Starts sind ja für sie selbst.

Es gibt einen zweiten Grund, ich habe vorhandene bzw. in der Entwicklung befindliche Triebwerke genommen (was anderes macht ja auch keinen Sinn), und das Prometheus soll ja sehr preiswert werden, 1 Million Euro pro Stück. Wiederverwendung lohnt sich aber doch eher bei einem teuren Triebwerk wie dem Vulcan. Bei einem billigen Triebwerk kann ich verschmerzen wenn es verloren geht.

Ich bin mir sicher, was ich hier durchrechne habe ich schon mal gemacht, aber da mir selbst der Blog gerade nicht einfällt dachte ich mir ich kanns ja (noch)mal versuchen. Ich mache das in mehreren Runden.

Runde 1

In Runde 1 habe ich nur mal eine Ariane 7 durchgerechnet, die grob zu den Anforderungen passt. Meine Anforderungen sind:

• Die Ariane 7 soll flexibel sein, einen größeren Nutzlastbereich abdecken wie Ariane 4.
• Die Ariane 7 soll die Ariane 6 und Sojus ablösen.
• Ich sehe nur Einzelstarts vor.

Punkt 1 ist wohl selbstverständlich. Je flexibler eine Rakete ist desto größer ist der Einsatzbereich. Punkt 2 legt mit Punkt 3 die Nutzlastgrenze fest. Eine Sojus 2 kann etwa 7-8 t in einen LEO und etwa 5-6 t in einen SSO transportieren. Für Europa auch wichtig wäre das sie etwa 1 bis 1,5 t zu Mond, Mars oder Venus bringt, das reicht dann für mittelgroße Raumsonden wie Venus Express oder Mars Express, der übrigens inzwischen zwanzig Jahre im All ist. Ebenso entspricht dies dem Transport von zwei Galileo Satelliten in ihrem Orbit. Die obere Grenze setzen kommerzielle Starts in den GTO. Derzeit liegt das Groß der Satelliten unter 6,5 t. Einige schwerere Satelliten hat Ariane 5 schon gestartet. Da die Rakete aber lange in Dienst blieben soll habe ich 8 t in den GTO als maximalen Einzelstart vorgesehen. Es wäre aber schön eine zweite Version zu haben die etwa 4,5 bis 5,5 t in den GTO transportiert, denn in diesem Bereich liegen derzeit die meisten Satelliten.

Für die erste Runde fing ich mit einer Rakete an die in der ersten Stufe drei Prometheus einsetzt und in der zweiten eines. Die Startmassen habe ich auf Basis existierender Raketen abgeschätzt, die Leermasse habe ich durch Teilen durch 15 bei der ersten Stufe (bei LOX/Kerosin haben viele Erststufen einen Teiler von 17 bis 18 ohne größere Anstrengungen, Methan braucht etwas größere Tanks, also passt 15 in etwa). Bei der zweiten sind es auf Basis von bekannten Zweistufen in dem Massenreich ein Teiler von 12, aber ich habe noch 600 kg hinzuaddiert, weil für eine zweite Stufe das Prometheus eigentlich überdimensioniert ist. Ich habe den Schub daher auch auf 500 kN begrenzt, damit es keine zu hohe Beschleunigungsspitze gibt.

Ich fing mit Daten des Prometheus an die ich hatte und die (wie ich spotte feststellte) nicht mehr aktuell waren und kam auf eine Lösung: Ariane 7 – 1 bis 4 (alle Raketen finden sich unten im Anhang)

Diese Rakete transportiert in etwa 6,5 t in einen 500 km hohen SSO und 7,8 t in einen 51 Grad geneigten LEO. Die Nutzlast für einen TLI würde bei nur 800 kg liegen. 1.800 kg transportiert sie in einen GTO oder Galileo-Transferorbit. Direkt in den Galileo-Orbit käme sie nicht.

Schaut man sich die Daten der Rakete an so wird klar, warum, die zweite Stufe hat eine zu große Leermasse, ist ist eigentlich auch für eine Rakete dieser Größe zu groß, doch da ich noch Booster vorsah war eine etwas größere Zweitstufe nicht so schlecht. Die maximale Beschleunigung von knapp unter 6 g wird bei Brennschluss der ersten Stufe erreicht.

Ariane 7-2 und 7-3 kommen dann durch Hinzunahme von zwei bzw. vier Boostern zustande, jeder mit einem Prometheus Triebwerk. Jeder Booster hat wie die zweite Stufe ein Voll-/Leermasseverhältnis von 12, das könnte wahrscheinlich in der Realität sogar besser sein. Mit zwei Boostern kommt man auf 6,5 t in den LEO und mit vier auf 9,5 t. Die Brennzeit der Zweitstufe habe ich angepasst, sodass die Maximalbeschleunigung unter 6 g liegt. In der Realität würde man zuerst mit vollem Schub starten und zum Schluss stufenweise reduzieren, doch den Algorithmus dafür habe ich noch nicht programmiert. Es würde in der Realität die Nutzlast also nur weiter erhöhen.

In der Summe erreicht diese Rakete die Zielnutzlast problemlos, ist ist sogar etwas zu groß denn bei zwei Boostern sollten es um 5,5 t sein und mit vier Boostern 8 t.

Ökonomisch wäre das die beste Lösung. Beide Stufen setzten Prometheus ein. Das ist billig zu produzieren, ich glaube kaum das ein anderes Triebwerk die 1 Millionen Euro Marke knackt. Daneben kommt man so auf eine hohe Stückzahl, bei angenommen 2 Starts ohne Boostern als Sojusersatz, 4 mit zwei Boostern für mittelgroße GTO-Starts und 3 mit vier Boostern sind es 56 Triebwerke pro Jahr.

Das die Nutzlast für hohe Geschwindigkeiten durch die hohe Leermasse der zweiten Stufe stark abnimmt spielt nur bei der kleinsten Version eine Rolle schon die zwei Boosterversion würde über 3 t auf eine Fluchtbahn bringen.

Runde 2

Aber wer mich kennt, ich liebe technisch optimale wenn auch nicht die wirtschaftlichsten Lösungen. Europa hat noch ein weiteres Methan/LOX Triebwerk im Rennen, das M10 für die Vega, auch es durchläuft gerade Tests und hat mit 98 kN Schub genau ein Zehntel des Schubs des Prometheus. Man muss dann die Oberstufe etwas verkleinern, aber kann nun auch mit dem Voll-/Leermassenverhältnis von 12 arbeiten. Da ich bei dem Nachschauen, in wie weit das Prometheus im Schub regelbar ist entdeckte das man das Triebwerk inzwischen von 1000 auf 1200 kN Schub gesteigert hat mache ich in Runde zwei eine neue Rakete die ein Prometheus weniger in der ersten Stufe hat.

Die neue Rakete hat eine 15 t leichtere Zentralstufe und eine 24 t schwere Oberstufe mit dem M10 Triebwerk. Sie transportiert 6,3 t in einen 200 km LEO mit ISS-Bahnneigung.

Mit zwei der 60 t Booster kommt die Rakete auf 5,2 t GTO-Nutzlast – eine Punktlandung und mit vier Boostern auf 8,2 t, ebenfalls sehr genau am Zielpunkt. Das wäre das technische Optimum, es spart auch zwei Prometheus ein, dafür braucht man zwei M10 Triebwerke, wenn die also gleich teuer sind, so ist dies auch eine wirtschaftliche bessere Lösung weil druck die um 1 t geringe Leermasse die Nutzlast für Galileo- oder Planetenmissionen höher ist.

Runde 3

In Runde 3 berechne ich die Masse der Stufen nun korrekt. Hier die Daten des Boosters:

Stufenkonstruktion	Booster
Gegeben:
Wasserstoffantrieb:	Nein
Letzte Stufe:	Ja
Lange Expansionsdüse:	Nein
Druckgasförderung:	Nein
Getrennte Tanks:	Ja
Gewicht Nutzlastspitze:	30.000,0	kg
Gewicht Treibstoff	55.000,0	kg
Schub	1.200,0	kN
Berechnet:
Nutzbarer Treibstoff:	54.175,0	kg
Treibstoffreste	825,00	kg
Gewicht Tanks:	1.122,0	kg
Gewicht Struktur	140,25	kg
Gewicht Adapter	671,58	kg
Gewicht Lenkung	522,42	kg
Gewicht Triebwerk	960,00	kg
Gewicht Druckgasflaschen	39,506	kg
Gewicht Zwischentanksektion	140,25	kg
Gewicht Nutzlasthülle:	3.579,0	kg
Gesamtgewicht Stufe:	58.596,0	kg
Leergewicht Stufe:	3.579,2	kg
Brennschlussgewicht:	4.421,0	kg

Die der Zentralstufe:

 

Stufenkonstruktion	Erste Stufe
Gegeben:
Wasserstoffantrieb:	Nein
Letzte Stufe:	Ja
Lange Expansionsdüse:	Nein
Druckgasförderung:	Nein
Getrennte Tanks:	Ja
Gewicht Nutzlastspitze:	35.000,0	kg
Gewicht Treibstoff	154.000,0	kg
Schub	2.400,0	kN
Berechnet:
Nutzbarer Treibstoff:	151.690,0	kg
Treibstoffreste	2.310,0	kg
Gewicht Tanks:	1.895,4	kg
Gewicht Struktur	240,00	kg
Gewicht Adapter	783,51	kg
Gewicht Lenkung	1.130,7	kg
Gewicht Triebwerk	1.920,0	kg
Gewicht Druckgasflaschen	110,62	kg
Gewicht Zwischentanksektion	236,93	kg
Gewicht Nutzlasthülle:	4.175,5	kg
Gesamtgewicht Stufe:	160.317,2	kg
Leergewicht Stufe:	6.270,1	kg
Brennschlussgewicht:	8.627,2	kg

Und der Oberstufe:

 

Stufenkonstruktion	Oberstufe
Gegeben:
Wasserstoffantrieb:	Nein
Letzte Stufe:	Ja
Lange Expansionsdüse:	Ja
Druckgasförderung:	Nein
Getrennte Tanks:	Ja
Gewicht Nutzlastspitze:	10.000,0	kg
Gewicht Treibstoff	22.000,0	kg
Schub	196,00	kN
Berechnet:
Nutzbarer Treibstoff:	21.670,0	kg
Treibstoffreste	330,00	kg
Gewicht Tanks:	448,80	kg
Gewicht Struktur	56,100	kg
Gewicht Adapter	223,86	kg
Gewicht Lenkung	195,22	kg
Gewicht Triebwerk	254,80	kg
Gewicht Druckgasflaschen	15,802	kg
Gewicht Zwischentanksektion	56,100	kg
Gewicht Nutzlasthülle:	1.193,0	kg
Gesamtgewicht Stufe:	23.250,7	kg
Leergewicht Stufe:	1.244,0	kg
Brennschlussgewicht:	1.580,7	kg

Dazu käme noch die Avionik, die ich mit 400 kg ansetze und 300 kg für jeden Booster für eine aerodynamische Verkleidung. Diese Rakete hat eine etwas höhere Nutzlast: 6,8 zu 6,3 t in den Leo ohne Booster und 5,3 t zu 5,2 t in den GTO bzw. 8,3 zu 8,2 t bei den Boosterversionen. Man sieht also, man kann relativ gut mit Schätzwerten für Strukturfaktoren arbeiten. Diese Version transportiert 3,1 bzw. 5 t auf einen Fluchtkurs mit zwei bzw. vier Boostern.

In der Praxis würde man nun zu versuchen zu „optimieren“, wobei dann schon die Frage ist, was man optimiert – die reinen Startkosten oder die Kosten pro Kilogramm Nutzlast? Für eine Vielzahl von Referenzorbits oder nur einen? Für eine der drei Konfigurationen oder alle? Wenn ja, wie gewichtet man die Versionen und Orbits? Ich als Laie würde primär die Masse der Oberstufe variieren und an der Unterstufe nur Anpassungen am Schub machen, damit der Schub weder in der Spitze zu hoch wird noch Gravitationsverluste ansteigen. Eventuell könnte eine noch bessere Lösung eine Oberstufe mit nur einem anstatt zwei M10 Triebwerken sein die etwas kleiner ist, wenngleich mit etwas geringer Nutzlast dafür aber Kosteneinsparungen.

Zum Schluss noch ein kleiner Ausblick. Ich will wie schon eingangs geschrieben nicht das komplett durchrechnen, aber eine kleine Abschätzung machen. Bei der Falcon 9 kann man für Seelandungen den Treibstoffbedarf anhand der Brennzeiten abschätzen, das ist anders als bei einer Landlandung relativ gut übertragbar. Man erhält das in etwa so viel Treibstoff verbrannt wird, wie die Stufe selbst wiegt.

Ich habe das nur bei der Zentralstufe bzw. den Versionen mit Boostern nur bei den Boostern – die Zentralstufe hätte wegen der kleinen Oberstufe wahrscheinlich eine zu hohe Abtrenngeschwindigkeit, was unverhältnismäßig viel Treibstoff zum Abbremsen nötig macht – durchgerechnet und komme zu folgendem Resultat

Rakete	Normaler Flug	Flug mit Treibstoff zum Abbremsen
Ohne Booster in LEO	6,8 t	4,8 t
2 Booster in GTO	5,3 t	4,6 t
4 Booster in GTO	8,3 t	6,7 t

Wir haben also Nutzlasteinbußen von 30, 14 und 20 Prozent. Dafür kann ich einen Teil der Rakete wiederverwenden. Wobei die Bergung und Wartung natürlich auch Kosten verursacht. Subjektiv würde es sich meiner Ansicht nach lohnen wenn die Nutzlast sowieso nicht die volle Kapazität benötigt. Adlerdings sind die Booster auch der kleinste und preiswerteste Teil der Rakete und gerade ihre Produktionszahl dürfte am höchsten sein. Was die Methode angeh,t so glaube ich ist bei einer Rakete mit flüssigen Treibstoffen ihren dünnen Tankwänden und ihrem komplizierten Triebwerk nur eine weiche Landung entweder wie bei SpaceX durch Landen mit dem eigenen Treibwerk oder auch vorgeschlagen durch Anbringen von Tragflächen und Rückflug mit einem Düsentriebwerk / Turbofantriebwerk zum Startplatz eine sinnvolle Lösung, alles andere würde die Wartungskosten nach jedem Flug enorm erhöhen.

Fazit

Diese „Ariane 7“ ist wahrscheinlich nicht das, was sich Dirk vorstellt, aber ich denke sie wäre konkurrenzfähig wenn das Prometheus wirklich sein 1 Million Euro Preisschild erreicht. Wir haben eine Rakete für Sojus und Ariane 5/6 Missionen, es werden viele Booster und viele Prometheus Triebwerke gebaut und bei zwei M10 pro Oberstufe kommen wir auch hier auf eine hohe Zahl, welche die Stückkosten senken kann. Daneben liegen die drei Versionen ziemlich genau auf den Nutzlastniveaus der Sojus und der meisten und schwersten GTO Starts.

Man könnte noch etwas weiter gehen und die Vega ersetzen, dann wäre die Zentralstufe leichter, würde nur ein Triebwerk einsetzen und man würde bis zu fünf oder sechs Booster anbauen. Bei sechs Boostern gäbe es mit den geometrisch symmetrischen Anbringmöglichkeiten sogar vier Versionen mit Boostern (zwei, drei, vier und sechs), wobei die größte mit sechs Boostern noch etwas oberhalb dieser Version läge.

Anhang

Hier noch die grundlegenden Daten der Raketen:

Rakete: Ariane 7 – 1

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
224.000	6.500	8.467	1.453	2,90	160,00	500,00	500,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.700	6	0	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	1	180.000	12.000	3.531	2700,0	3000,0	197,74	0,00
2	1	35.000	3.500	3.531	450,0	500,0	222,45	200,00

 

Rakete: Ariane 7 – 1 LEO

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]	C3 [km²/s²]
218.300	800	11.009	1.658	0,37	160,00	200,00	200,00	0,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.700	6	45	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	1	180.000	12.000	3.531	2700,0	3000,0	197,74	0,00
2	1	35.000	3.500	3.531	450,0	500,0	222,45	200,00

 

Rakete: Ariane 7 – 2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
467.000	9.500	10.278	1.853	2,03	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
5.760	6	90	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	60.000	5.000	3.531	900,0	1000,0	194,21	0,00
2	1	180.000	2.300	3.531	2160,0	2400,0	261,44	0,00
3	1	35.000	3.500	3.531	450,0	500,0	222,45	265,00

 

Rakete: Ariane 7 – 3

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
344.000	6.500	10.278	1.831	1,89	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
4.300	6	90	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	60.000	5.000	3.531	900,0	1000,0	194,21	0,00
2	1	180.000	2.300	3.531	2500,0	2700,0	232,39	0,00
3	1	35.000	3.500	3.531	450,0	500,0	222,45	235,00

 

Rakete: Ariane 7 – 4

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
219.300	1.800	10.278	1.694	0,82	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.700	6	90	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	1	180.000	12.000	3.531	2700,0	3000,0	197,74	0,00
2	1	35.000	3.500	3.531	270,0	300,0	370,75	200,00

 

Rakete: Ariane 72-2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
197.800	6.300	8.143	1.778	3,19	160,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.100	6	35	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	1	165.000	11.000	3.531	2100,0	2400,0	226,57	0,00
2	1	24.000	2.000	3.550	196,0	196,0	398,47	230,00

 

Rakete: Ariane 72-3

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
316.700	5.200	10.278	1.761	1,64	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
4.200	6	90	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	60.000	5.000	3.531	1050,0	1200,0	161,84	0,00
2	1	165.000	11.000	3.531	2100,0	2400,0	226,57	0,00
3	1	24.000	2.000	3.550	196,0	196,0	398,47	230,00

 

Rakete: Ariane 72-4

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
439.700	8.200	10.278	1.615	1,86	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
6.000	6	90	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	60.000	5.000	3.531	1050,0	1200,0	161,84	0,00
2	1	165.000	11.000	3.531	1800,0	2000,0	271,89	0,00
3	1	24.000	2.000	3.550	196,0	196,0	398,47	272,00

 

Rakete: Ariane 72-5

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
600.800	9.300	10.278	2.051	1,55	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
6.300	6	90	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	50.000	4.000	3.531	1050,0	1200,0	135,35	0,00
2	1	165.000	11.000	3.531	2100,0	2400,0	226,57	0,00
3	4	50.000	4.000	3.531	1050,0	1200,0	135,35	228,00
4	1	24.000	2.000	3.550	196,0	196,0	398,47	366,00

 

Rakete: Ariane 73-1

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
192.868	6.800	8.143	1.677	3,53	160,00	200,00	200,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
2.100	6	35	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	1	160.317	8.628	3.531	2100,0	2400,0	223,17	0,00
2	1	23.251	1.981	3.550	196,0	196,0	385,25	226,00

 

Rakete: Ariane 73-2

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
309.162	5.300	10.278	1.836	1,71	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
4.200	6	90	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	58.897	4.722	3.531	1050,0	1200,0	159,41	0,00
2	1	160.317	8.628	3.531	2100,0	2400,0	223,17	0,00
3	1	23.251	1.981	3.550	196,0	196,0	385,25	226,00

 

Rakete: Ariane 73-3

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
429.956	8.300	10.278	1.699	1,93	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
6.300	6	90	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	58.897	4.722	3.531	1050,0	1200,0	159,41	0,00
2	1	160.317	8.628	3.531	2100,0	2400,0	223,17	0,00
3	1	23.251	1.981	3.550	196,0	196,0	385,25	226,00

[Edit 18.7. 17:00]

Außer der Reihe: Hier noch ein Ariane 7 Nachfolger der Dirks Gedankenwindungen näher kommt – im Prinzip eine Falcon Heavy nur mit Prometheus. Drei Booster je drei Prometheus Triebwerke, (haben gleichzeitig Brennschluss durch die schwere Oberstufe bleibt die Beschleunigung aber bei maximal etwas über 4 G) eine 120 t schwere Oberstufe 1 Prometheus Triebwerk, 100 % Gewichtszuschlag für Bergung bei den Boostern. Startmasse 777 t, Nutzlast knapp 10 t in den GTO: (ohne Bergungszuschlag 15,1 t, d.h. rund 35 % Nutzlasteinbuße durch Bergung)

Rakete: Dirks Ariane 7

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
777.400	9.900	10.278	0	1,27	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
9.450	6	90	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	3	215.000	28.600	3.531	3150,0	3600,0	182,83	0,00
2	1	120.000	8.000	3.531	1050,0	1200,0	329,56	185,00

 

Rakete: Dirks Ariane 7

Startmasse [kg]	Nutzlast [kg]	Geschwindigkeit [m/s]	Verluste [m/s]	Nutzlastanteil [Prozent]	Sattelpunkt [km]	Perigäum [km]	Apogäum [km]
777.400	9.900	10.278	0	1,27	160,00	200,00	35800,00
Startschub [kN]	Geographische Breite [Grad]	Azimut [Grad]	Verkleidung [kg]	Abwurfzeitpunkt [s]	Startwinkel [Grad]	Konstant für [s]	Starthöhe [m]	Startgeschwindigkeit [m/s]
9.450	6	90	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	3	215.000	28.600	3.531	3150,0	3600,0	182,83	0,00
2	1	120.000	8.000	3.531	1050,0	1200,0	329,56	185,00

 

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	200 km	35.800 km	160 km
Real	199 km	35.951 km	160 km
Inklination:	Maximalhöhe	Letzte Höhe	Nutzlast	Maximalnutzlast	Dauer
5,8 Grad	207 km	200 km	9.900 kg	10.192 kg	513,7 s
Umlenkpunkte	Nr. 1	Nr. 2	Nr. 3
Zeitpunkt	81,2 s	276,4 s	466,0 s
Winkel	43,3 Grad	9,2 Grad	-19,6 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	2,4 m/s
Rollprogramm	5,0 s	0,04 km	0,0 km	0 m/s	12 m/s	0 m/s	12 m/s	-6367 km	0 km	2,6 m/s
Winkelvorgabe	81,2 s	11,27 km	0,0 km	479 m/s	296 m/s	0 m/s	564 m/s	-6332 km	16 km	10,0 m/s
Brennschluss 1	182,8 s	71,83 km	6,6 km	3032 m/s	986 m/s	0 m/s	3188 m/s	-5683 km	146 km	39,9 m/s
Zündung 2	185,0 s	74,11 km	7,1 km	3033 m/s	966 m/s	0 m/s	3184 m/s	-5682 km	147 km	-9,6 m/s
Verkleidung	227,6 s	115,01 km	22,7 km	3398 m/s	712 m/s	0 m/s	3472 m/s	-6378 km	-6378 km	0,7 m/s
Orbitsim	459,4 s	205,35 km	491,9 km	7116 m/s	-1713 m/s	0 m/s	7320 m/s	167 km	206 km	23,6 m/s
Winkelvorgabe	466,0 s	204,65 km	525,1 km	7318 m/s	-1824 m/s	0 m/s	7542 m/s	204 km	967 km	25,7 m/s
Sim End	513,7 s	199,78 km	845,1 km	9372 m/s	-2857 m/s	0 m/s	9798 m/s	199 km	35951 km	56,7 m/s