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Dass die Ariane 6 kommt, ist nun (August 2012) ja etwas unwahrscheinlicher. Es gab eine gemeinsame Kommission zwischen der CNES und dem DLR um die Vorgehensweise abzustimmen. Bekanntlicherweise gab es zwischen beiden Ländern ja einige Differenzen beim Kurs Ariane 5/6 und ATV abzustimmen. Die Komission spricht sich nun für die Ariane 5 Erweiterung aus. Die Abstimmung ist auch dringend notwendig, denn im November muss entscheiden werden und wenn sich die beiden Hauptbeitragszahler sich da gegenseitig blockieren wird nichts beschlossen.
Inzwischen wurden ja schon einige Vorschläge veröffentlicht. Neben denen die schon seit einigen Jahren im FLPP Programm erarbeitet wurden, haben viele Raumfahrtfirmen eigene Vorschläge erarbeitet, darunter sogar kleinere wie MT Aerospace. An diesen lehnt sich mein Konzept an. Was als Vorteil der Ariane 6 herausgestellt wird, ist ja dass sie anders als die Ariane 5 skalierbar ist - die Nutzlast soll 3000 bis 6000 kg in GTO betragen, erweiterbar auf 8000 kg. So was neues ist das allerdings auch nicht, das konnte schon die Ariane 4. Dieser Vorschlag wurde von mir auf Basis verfügbarer Daten über Triebwerke und Strukturgewichte erarbeitet. Er hat nichts mit Vorschlägen seitens der Raumfahrtindustrie / ESA zu tun.
Mein Ansatz: So viel Serienproduktion wie möglich, so viel Skalierbarkeit wie nötig. Dazu schauen wir und eins zweistufige Rakete von oben nach unten an:
So, nun mein Ansatz: Ich habe in beiden Stufen ein Schubgerüst das bis zu drei Triebwerke aufnehmen kann. Ich kann dann eines (in der Mitte), zwei (jeweils außen) oder drei (alle drei Positionen besetzt). Damit kann ich den Schub einstellen. Da mehr Schub auch mehr Treibstoff bedeutet, sehe ich den Treibstofftank in drei Längen vor - einem jeweils identischen Abschluss in Domform und einem zylindrischen Zwischenteil vor. Dieser liegt dann einmal, zweimal oder dreimal vor. Alle anderen Teile (in nicht fetter Schrift) sind bei allen Trägern identisch.
Fangen wir zuerst mal mit dem Schub an. Der bei der ersten Stufe hängt von dem Gewicht der Rakete ab. Wenn ich eine Nutzlast zwischen 2.500 und 22.500 kg LEO vorsehe (deckt mithin den Bereich zwischen der Vega und Ariane 5 ECB ab) und ich setze bis zu 9 Triebwerke ein, dann kann ich diesen Bereich abdecken.
Ich würde für die erste Stufe LOX/Kerosin vorsehen und bei der Oberstufe LOX/LH2. Die erste Stufe setzt damit bewährte Technologien ein, ist umweltverträglich. Das senkt die Produktionskosten. Die Leistung der zweiten Stufe ist dagegen wesentlich für die Nutzlast. Da keine Feststoffbooster eingesetzt werden, kann sie erheblich leichter als die ECA oder ECA sein. (Ein Vergleich zur H10 wäre zu ziehen). Ich habe zur Reduktion der Leermasse moderne Legierungen, Innendruckstabilisierung und CFK-Werkstoffe bei nicht tiefgekühlten Teilen vorgesehen. Das Design der Rakete ähnelt daher in etwa der Atlas-Centaur. In der ursprünglichen Version hatte die 4,5 t Nutzlast bei 146,5 t Startmasse. Wenn ich 2,5 t für ein Triebwerk anvisiere bin ich dann so bei 90 t Startmasse. Mit einer Startbeschleunigung mit 14 m/s bin ich dann bei 1260 kN Startschub für ein Triebwerk. (1450 kN im Vakuum). Mit LOX/RP-1 sollten bei 80 Bar Brennkammerdruck 2650 m/s am Boden und 3000 m/s im Vakuum drin sein. Die Spitzenbeschleunigung (erreicht bei der I-I Version) beträgt dann 64,6 m/s. Das ist recht hoch. Doch bei den anderen Versionen ist sie geringer. Man kann damit leben oder die Startbeschleunigung auf 11,6 m/s (wie bei Ariane 44L) senken. (dann 54,6 m/s). Dann scheiden allerdings einige Features aus, wie die Möglichkeit bei den Boostern die Zentralstufe nach ihnen zu zünden. Alternativ kann das Triebwerk im Schub gesenkt werden. Bei den Typen mit mehreren Triebwerken kann man eines oder zwei Triebwerke vor dem Brennschluss abschalten, um die Spitzenbeschleunigung zu senken.
Bei der Oberstufe lande ich recht zwanglos beim HM-7B. Wenn ich davon drei einsetze, kann ich eine recht große Stufe transportieren. Das Vinci ist für die kleineren Stufen bei kleineren Raketen dagegen völlig überdimensioniert und noch dazu halte ich die Entwicklung dieses Triebwerks für viel zu teuer. Nun kommt die Frage der Größe der Stufe. Das wird nun etwas diffizil. Zum einen haben wir einen historischen Trend, dass der Schub im Verhältnis zum Gewicht immer kleiner wird. Bei der ersten Centaurversion war es so dass diese 133,4 kN Schub hatte, bei 17,6 t Startmasse (GTO-Missionen), sprich 7,5 kN pro Tonne. Die heutige Centaur liegt bei 99,2 t Schub bei 31,3 t Startmasse also nur noch 3,2 kN pro Tonne. Man kann übrigens nur Stufen bei ähnlichen Raketen vergleichen, also es geht nicht mit der Ariane 5 ECA, da diese bei einer anderen Geschwindigkeit abgetrennt wird. Das dies schon sehr niedrig ist, zeigt sich, dass wenn die dieselbe Centaur der Atlas V dann einen LEO Transport mit höherer Nutzlast durchführt, sie ein zweites Triebwerk braucht, dass dann den Quotienten auf 4,6 kN pro Tonne anhebt,
Wenn ich 4 kN pro Tonne nehme, so kann die kleinste Stufe mit einem HM-7B (67,4 kN Schub) für LEO Transporte mit 2,5 t Nutzlast mit VEB 13,5 t wiegen und bei einem 22,5 t LEO-Transport mit drei Triebwerken 28 t wiegen. Bei höheren Geschwindigkeiten (kleinere Nutzlast) kann mehr Treibstoff zugeladen werden. Da vor allem GTO-Starts anstehen, würde ich für LEO-Missionen das Weglassen von Treibstoff anstreben.
So wie groß wird die Rakete nun? Nun eines dürfte klar sein. Da die Tanks sich verlängern, ist klar, dass diese nicht zu lang sein sollten. Ich habe nach dem Durchspielen subjektiv folgendes festgelegt: Der Durchmesser beträgt 4,2 m angesetzt. Die Tanklänge im Zylindrischen Teil soll für die Triebstoffmenge ausreichend sein. Das Verhältnis LOX/Kerosin beträgt 2,7 und das LOX/LH2 6.
Demnach wäre der LOX-Tank 3,57 m lang und der Kerosintank 1,78 m lang (zylindrischer Bereich). Die Tanks für die anderen Versionen mit mehr Triebwerke wären dann ein vielfaches dessen.
Die Erste Stufe hätte dann folgende Daten:
| Erste Stufe | |
|---|---|
| Tanks: | 862 kg × n |
| Triebwerke: | 1.530 kg × n |
| Schubrahmen: | 1.730 kg |
| Lenkung, dafür benötigter Treibstoff Elektronik: | 397 kg .- 801 kg |
| Adapter zur zweiten Stufe: | 625 kg |
| Treibstoff: | 70.000 kg × n |
| davon nutzbar: | 68.950 kg × n |
| Trockenmasse Start: | 75.144 kg / 146.877 / 219.469 kg |
| Masse Brennschluss: | 6.194 kg / 8.977 kg / 12.619 kg |
| Länge: | Stufenadapter 3 m Zwischentankbereich: 2,5 m |
| Triebwerkssektion: 4,5 m | |
| Tanks: 6,78 m × n + 2,67 m × n | |
| Gesamtlänge: | 15,35 m / 20,70 m / 26,05 m |
| Brennzeit: | 145 s |
Bei der Oberstufe wäre bei einer kleinsten Treibstoffzuladung von 11 t der LOX-Tank 0,73 m hoch, der LH2 Tank 2,12 m. Die weiteren Versionen wären dann entsprechend länger. die anderen Komponenten haben dann folgende Daten:
| Zweite Stufe Kerndaten | |
|---|---|
| Tanks: | 440 kg × n |
| Triebwerke | 165 kg × n |
| Schubrahmen | 180 kg |
| Lenkung, dafür benötigter Treibstoff Elektronik | 234 kg - 365 kg |
| Adapter / Strukturelle Verstärkung (maximale Nutzlast 25.000 kg) | 587 kg |
| Treibstoff | 11.000 kg × n |
| davon nutzbar | 10.835 kg × n |
| Trockenmasse Start | 12.606 kg / 24.277 / 35.948 kg |
| Masse Brennschluss | 1.771 kg / 2.607 kg / 3.443 kg |
| Länge | Schubrahmen: 2,5 m |
| VEB: 1,0 m | |
| Tank: 4,88 m × n | |
| Gesamtlänge: | 6,39 m / 9,28 / 12,17 m |
| Brennzeit: | 703 s |
Dazu kommt die VEB die sich im Ring um den oberen Tankabschluss befindet und zwei Nutzlastverkleidungen. Eine von 1.000 kg Gewicht
und 4,0 m Durchmesser für kleine Nutzlasten und eine von 2500 kg Gewicht mit 5,4 m Durchmesser für voluminösere Nutzlasten und die
größeren Versionen. Bei einer angenommenen Höhe von 10 und 19 m ergeben sich folgende Raketen: (mit 300 kg VEB und 1000 kg Nutzlastverkleidung).
Zielgeschwindigkeit: 9400 m/s (1.600 m/s für verschiedene Verluste).
| Basisversionen ohne Booster | |||
|---|---|---|---|
| Ariane I-I | 2.640 kg | 31,74 m Höhe | |
| Ariane I-II | 4.060 kg | 34,63 m Höhe | |
| Ariane II-I | 5.020 kg | 37,09 m Höhe | |
| Ariane II-II | 7.160 kg | 39,98 m Höhe | |
| Ariane II-III | 8.640 kg | 42,87 m Höhe | |
| Ariane III-I | 6.840 kg | 42,44 m Höhe | |
| Ariane III-II | 9.640 kg | 45,33 m Höhe | |
| Ariane III-III | 11.570 kg | 48,22 m Höhe | |
Die 5 m Nutzlastverkleidung erhöht die Länge dann um 9 m, ist aber nur bei den Boosterversionen (siehe unten) für höhere Nutzlasten sinnvoll.
Man sieht schon nicht alle Möglichkeiten sind gleich gut. So ist die III-I Konfiguration schlechter als die II-III Kombination. Im allgemeinen sind die mit den leistungsstärkeren Oberstufen besser als größere Erststufen. Die kleinste Version kann wegen des Schubs der Erststufe nicht die größte Oberstufe transportieren (Nebenbedingung: Startbeschleunigung nicht unter 12 m/s). Immerhin sieben Konfigurationen bleiben die schon den Nutzlastbereich der Vega bis zur Sojus 2-1B abdecken. In die GTO Bahn transportiert die letzte Version 4.220 kg, mehr als die Sojus.
Doch das war erst der Anfang. Anders als Ariane 5 kann man die Rakete durch Booster erweitern.
Wenn wir nur folgende Randbedingungen vorsehen:
dann gibt es schon folgende Boostervariationen:
Dies kann man dann noch mit den drei Oberstufen kombinieren und kommt so auf 30 Kombinationen.
Damit nicht genug. Da das zentrale Triebwerk beim Start gezündet wird, kann man mehr Treibstoff zuladen. Die I-er Version die Treibstoffmenge der II-er Version und die II-Version die Treibstoffmenge der III-Version. Bei der III-er Version kann man ein Triebwerk weglassen. Das macht weitere 6 Versionen.
Ab einer bestimmten Boosterzahl ist der Schub auch so groß, dass man die Zentralstufe nach ihnen zünden kann. Das verbessert das Stufenverhältnis und macht aus der zweistufigen eine dreistufige Rakete. Viel Nutzlast bringt diese Option aber nur bei sehr hohen Geschwindigkeitsanforderungen. (GTO oder noch mehr). Denkbar wäre auch, wenn das Triebwerk im Schub senkbar ist, die Booster vor der Zentralstufe abzutrennen und so die Spitzenbeschleunigung zu reduzieren.
Mit einer asynchronen Schubauslegung (siehe Space Shuttle, Atlas V 601, also heute schon Stand der Technik gibt es noch viel mehr Varianten. Ich will aus Platzgründen aber nur obige besprechen.
Die Zahl der Triebwerke, die maximal eingesetzt werden, orientiert sich an den Erfahrungen. Ariane 4 flog mit bis zu 8 Triebwerken und konnte keinen Ausfall auffangen (hatte keine "engine-out capabilty", trotzdem war sie sehr zuverlässig. Die letzten 70 Flüge klappten in Folge. Von 144 Starts der Ariane 1-4 mit insgesamt 814 Viking Triebwerken in der ersten Stufe und Boostern scheiterten nur zwei an diesen Triebwerken, das entspricht einem durch die Praxis abgesicherten Ausfallrisiko von 1/407. Setzt man bis zu 9 ein, so steigt es auf 1/46, was einem Verlustrisiko von 2,2% entspricht. Rechnet man noch 1,3% Versagensrisiko für die Oberstufe und andere Ursachen dazu, so ist man bei einer Zuverlässigkeit von 96,5%. Das ist kein Spitzenwert (Ariane 5 sollte 98,5% erreichen), aber einer, der akzeptabel ist, zum es ein Worst-Case Scenario ist - wenn weniger Triebwerke einsetzt werden steigt der Wert an. Nimmt man die Zuverlässigkeit des Vulcain 1 (0,9946) als Maßstab, so dürfte die Zuverlässigkeit minimal 94,7% erreichen. Das ist deutlich weniger als Ariane 5 oder Atlas V erreichen, aber noch besser als die Zenit und Proton.
Weiterhin kann man in der Rakete eine eingine-out capability vorsehen, also bei Problemen Triebwerke abschalten und sie in Kevlar einpacken, dass Explosionen die vor allem bei den Turbopumpen sich ereignen können, keine Auswirkung haben. Wichtig wäre es dann die Steuerung so auszulegen, dass sie die Triebwerke abschaltet, wenn der Treibstoff verbraucht wird und nicht nach einer festen Betriebszeit. Doch dies, zusammen mit den Sensoren war schon bei der Saturn V Standard.
| Basistyp | Booster | Zündung Hauptstufe nach den Boostern | Nutzlast (LEO) |
|---|---|---|---|
| Ariane I-I | 2 × I | nein | 5.680 kg |
| Ariane I-I | 2 × I, 2 × II | Ja | 16.710 kg |
| Ariane I-I | 2 × II | ja | 12.940 kg |
| Ariane I-I | 4 × II | ja | 20.800 kg |
| Ariane I-II | 2 × I | nein | 8.600 kg |
| Ariane I-II | 2 × I, 2 × II | ja | 20.300 kg |
| Ariane I-II | 2 × II | ja (nur bei GTO-Missionen, sonst nein) | 15.900 kg |
| Ariane I-II | 4 × II | ja | 24.800 kg |
| Ariane I-III | 2 × I | nein | 15.000 kg |
| Ariane I-III | 2 × I, 2 × II | ja | 22.300 kg |
| Ariane I-III | 2 × II | ja | 15.600 kg |
| Ariane III-III | 4 × II | nein, nur ein Triebwerk | 33.300 kg |
Ich habe nur vom ersten Typ alle Versionen skizziert. Auch hier gibt es sinnvollere und weniger sinnvollere Kombinationen. Von den anderen Versionen habe ich dann nur noch die leistungsfähigstem mit vier Boostern, dreifacher Tanklänge aber nur einem Triebwerk (verletzt somit nicht die 9 Triebwerke-Regel) skizziert. Dieses wird mit den anderen beim Start gezündet. Bei Brennschluss der Booster ist ein Drittel des Treibstoffs verbraucht. Die Beschleunigung geht dann auf 0,7 g zurück, doch nach 109 s werden wieder 1 g erreicht - da die Rakete sehr schnell beschleunigt, hat sie zum selben Zeitpunkt wie die Ariane 5 1 g wieder erreicht. Dies ist also tolerierbar.
Die oben angegebenen Nutzlasten sind die für den LEO Orbit. In den GTO kann die leistungsfähigste Version 14.300 kg transportieren. Denkbar wären wie schon gesagt, noch zahleiche andere Variationen. So wäre auch eine Version mit zwei Oberstufen (z.B. III-Version und I-Version) denkbar. Sie steigert für GTO Missionen die maximale Nutzlast auf 16.3 t. Interessanter ist der Einsatz für höhere Geschwindigkeiten. Zum Mars steigt die maximale Nutzlast von 9 auf 10,8 t und zum Jupiter von 2,4 auf 4,1 t. Bei dem Weglassen von Triebstoff kann man auch die GEO-Nutzlast vergrößern. Dann zündet sie im Apogäum. Für den Galileo Orbit kommt man so auf eine Nutzlast von 10.800 kg (entsprechend sechs Starts der Sojus) und in den GEO Orbit sind es 8,3 t (etwa 1 t mehr verglichen mit einem im Satelliten integrierten Antrieb).
Das System ist einfach: es ist modular, es ist flexibel und es deckt einen Nutzlastbereich ab, für den die ESA derzeit drei Träger (Vega, Sojus und Ariane 5) einsetzt. Dabei liegt die Nutzlast in den GTO sogar noch höher als bei der prognostizierten Ariane 5 ME. Sie würde mit 14 t in etwa die Nutzlast erreichen welche die ESA als Maximalausbau der Ariane 5 nach weiteren Maßnahmen (neues Haupttriebwerk mit 1500-1800 kN Schub, Feststoffbooster mit CFK-Hülsen) angibt.
Konstruktiv kann man sich gegen das Ausfallen von Triebwerken absichern. Dann muss das Triebwerk nicht einmal eine besonders hohe Zuverlässigkeit erreichen. Mit der projektierten Zuverlässigkeit des Vulcain 1 wäre die De Fakto muss man bei der Fertigung nur die Tanks aus mehreren Segmenten zusammenbauen und die Anzahl der Triebwerke im Schubrahmen variieren. Der Preis ist eine etwas höhere Leermasse, Das ist bei der ersten Stufe mit LOX/Kerosin wegen der sowieso leichtgewichtigeren Tanks unkritisch. Bei der Oberstufe schlägt das Mehrgewicht vor allem bei der I-Stufe zu, die nun für eine viel zu hohe Maximalnutzlast ausgelegt sein muss. Das kostet bei den kleinen Versionen Nutzlast, weshalb sich diese nur für LEO Missionen eignen. (die kleinste Version transportiert z.B. nur 370 kg in GTO). Auf der anderen Seite sind die Stufen noch leichter als die ESC-B, da diese für viel stärkere Belastungen durch die Vibrationen der Feststoffbooster ausgelegt sein muss.
Bedingt durch hohe Stückzahl sollten die Produktionskosten überschaubar bleiben, auch wenn natürlich ein kleines Triebwerk teurer in der Fertigung als ein großes ist. Demgegenüber stehen Einsparungen, weil die Starts viel preiswerter als mit der Vega sind und die für die Sojus bezahlten Beträge landen wieder in Europa anstatt in Russland.
Warum taucht dieses Konzept bei den ESA-Vorschlägen nicht auf?
Nun, nach Ansicht des Autors hat nach Ariane 1, die ja ein reiner CNES Vorschlag war, sich eines in Europa/ESA eingebürgert: Bei jeder Neu- oder Weiterentwicklung muss sich Europa was neues im technologischen Bereich aneignen:
So tauchen bei Vorschlägen für die Ariane 6 auch weitere Neuentwicklungen für Europa auf, wie ein Haupttriebwerk nach dem Staged-Combustion Verfahren, entweder mit LOX/LH2 oder mit LOX/CH4. Dagegen wäre das Ersttriebwerk eines in einer überschaubaren Technologie mit vergleichsweise niedrigen Werten für Schub, Brennkammerdruck und Effizienz. Leider konzentriert sich die ESA vor allem auf Antriebstechnologien. So werden Technologien für leichtgewichtige Strukturen wie Innendruckstabilisation oder neue Lithium-Aluminiumlegierungenm wie sie in den USA schon eingesetzt werdenm für die Ariane 5-ME nicht erwogen, obwohl dies etwa 1 t mehr Nutzlast bringt.
Das man primär nicht daran denkt Raumfahrt kostengünstig zu betreiben, sondern dauernd neu entwickeln will, zeigte sich auch beim ATV: Als der Betrieb der ISS verlängert wurde gab es die Option aus schon vorhandenen Teilen noch zwei ATV zu bauen oder zu zahlen. Die ESA wollte stattdessen einen neuen Transporter, bekam aber nicht die Unterstützung von dem Mitgliedstaaten. So bezahlen wir ab 2017 für den ISS-Betrieb.
Das zweite was aus ESA-Sicht gegen den Vorschlag spricht ist, dass es inoffiziell das Kriterium von nur einem Triebwerk pro Stufe gibt. Ob dies primär wegen der Zuverlässigkeit ist (weniger Ausfallwahrscheinlich) oder wegen der Produktionskosten (ein schubstarkes ist billiger in der Herstellung als zwei oder mehrere kleine) ist offen, aber mit diesem Paradigma ist es sehr schwer den Nutzlastbereich denn die ESA heute benötigt (für kleine Satelliten im erdnahen Orbit, Galileo-Satelliten in den Sonnensynchronen Orbit und kommerzielle GTO-Transporte mit nur einem Träger abzuwickeln.
Artikel erstellt am 2.9.2012
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