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Web Log Teil 386: 7.6.2014 -

7.6.2014: Eine "All LOX/Methan" Atlas

Ich greife mal Gerrys Vorschlag wie eine LOX/Methan Atlas aussehen könnte. Ich sage allerdings gleich, dass ich das für eine Schappsidee halte. Zum weinen verschenkt man bei der Oberstufe die ja nun LOX/LH2 einsetzt ziemlich viel an Leistung und zum anderen es zwar experimentelle Erprobungen des RL-10 mit einem Methanbetrieb gibt, aber es niemals einen Entwicklungszyklus für diesen Treibstoff durchlaufen hat. Das macht aber den Großteil der Kosten aus und damit auch der Zeit.

Also die Sache ist relativ einfach. De Gesamtmasse der Rakete muss sich nach dem Schub eines Raptors richten. Das hat 4480 kN im Vakuum, das sind wenn man die spezifischen Impulse von 321 und 363 s kennt 3961 kN am Boden. Wenn die Rakete ohne Booster mit 12 m/s starten soll, darf sie also maximal 330,1 t wiegen. Davon ziehen wir mal 3,1 t für die Nutzlastverkleidung ab, bleiben 323 t für Nutzlast erste Stufe und zweite Stufe. Auf der anderen Seite hat das RD-180 auch nur einen Schub von 3.890 kN; also noch weniger. das bedeutet, wenn die Stufenmassen gleich bleiben und die Nutzlast nicht zu sher ansteigt (maximal 6 t), dann kann man die Stufenmassen der Atlas V übernehmen.

Die zweite Stufe muss sich nach dem Schub des RL-10 richten. Ich Weiß nur das es Methanversuche gab, aber keine Leistungsdaten. Nimmt man an dass die LOX Förderrate gleich bleibt und LOX/Methan im Mischungsverhältnis von 3,5 zu 1 vorliegen, dann hat das Triebwerk in der Methanvariante einen Treibstoffdurchsatz von 26,6 kg in der Version RL10-B2. Beim spezifischen Impuls habe ich den theoretischen Werte für freies Gleichgewicht für das RL-10B mit dem realen bekannten Wert von 4522 m/s vergleichen und entsprechend den theoretischen für Methan angepasst. Dann erhält man als spezifischen Impuls 3624 m/s und als Schub 97,1 kN. Das ist noch unterhalb des Rl-10B2 mit 110 kN. Man wird daher zwei Triebwerke in der Oberstufe benötigen. Das ist auch bei der Atlas V für schwere LEO Nutzlasten vorgesehen. Basierend auf der derzeitigen Centaur dürfen dann Nutzlast und Oberstufe bei zwei Triebwerken maximal 80 t wiegen. (40 t mit einem Triebwerk). Auf der anderen Seite ist der Schub nahe bei dem des (in der Atlas verwendeten)  RL-10A-4 mit 99,2 kN, noch dazu wird der Treibstoff schneller verbraucht, somit wäre es mit diesem vergleichbar.

Nimmt man an, das sich an der Leermasse der ersten Stufe nichts ändert, z.B. indem man für die Tanks leichtere Materialien einsetzt. Das ist legitim, denn diese hat eine hohe Leermasse durch getrennte Tanks und die boosterbefestigungen. Bei der Centaur sollte eine Reduktion der Tankmasse um 200 kg möglich sein, da das Volumen von Methan viel kleiner ist. Berücksichtigt man dies, so erhält man folgende Rakete:

Rakete: Atlas V 401 Methan

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
32310740213100103101750
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
11293600220373561
212238617303624

Die GTO Nutzlast liegt etwas unter der der Atlas 401 von 4.950 kg in GTO wie zu erwarten. Wie sieht es beim größten Modell aus? Hier ist die Einbüße nur 500 kg, da die Booster die ja gleich sind hier etwas egalisieren. (GTO Nutzlast 8.900 kg)

Rakete: Atlas V 551 Methan

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Verkleidung
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
57354084304394103101535
StufeAnzahlNameVollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez.Impuls (Vakuum)
[m/s]
11232795286752696
21305535213363561
312238617303624

Tendenziell sieht es so aus, das der geringe Spezifische Impuls sich um so stärker auswirkt je höher die Geschwindigkeit ist. Zum Mars transportieren diese Versionen 2.246 /n 5.193 kg, die organalen dagegen 3.079 / 56.89 kg. Bei LEO Missionen steigt die Nutzlast dagegen an. In einen 200 km 28,5° Orbit ergeben sich 11.460 / 22.386 kg (Original: 12.258 / 20.591 kg). Allerdings ist die Centaur nur für eine Last von 9.072 kg bei der 400-er Serie und 19 t bei der 500-er Serie ausgelegt. Ich habe zudem mit der realen Atlas verglichen, aber als Basis das leistungsfähigere RL-20B2 der Delta genommen. Würde man dieses in die Atlas einbauen so würde durch den höheren Schub und spezifischen Impuls deren Nutzlast auch ansteigen.

In der summe: es ginge, nur sehe ich keinen Grund das technisch zu tun (Nutzlastgewinn) noch kostenmäßig (neues Triebwerk muss entwickelt werden) noch organisatorisch (wie wahrscheinlich ist es das Lockheed Martin sich in dem Haupttriebwerke von einem direkten Konkurrenten abhängig macht?).

8.6.2014: Die Sache mit dem LAS

SpaceX hat nun ja ihre Super-Draco Triebwerke qualifiziert, die eine Doppelfunktion als LAS (Launch Abort System) und Landetriebwerk haben. Wie immer reklamiert die Firma einige "First", einige sind auch echte Erstleistungen, andere nicht. Was keine Erstleistung ist ist die Konzeption eines LAS nicht als Turm auf dem Raumschiff wie bei Mercury, Apollo oder Sojus, sondern an der Basis. Das wird auch das Konkurrenzmodell CST-100 haben und die ESA plante es schon vor 25 Jahren für ihren Raumgleiter Hermes. Die ESA hat übrigens auch schon 13 Jahre vor SpaceX eine unbemannte Kapsel, nämlich ihren ARD, gestartet und erfolgreich geborgen.

Fangen wir zuerst mal an was die Vor- und Nachteile eines auf der Kapsel angebrachten und eines an der Basis angebrachten LAS. Zum einen ist die Belastung bei der Auslösung natürlich eine andere. Oben angebracht ist es eine Zugbelastung, unten angebracht eine Schubbelastung, die sich noch dazu zum Schub der Rakete addiert. Doch das ist sicher konstruktiv lösbar auch sonst sind Kapseln ja einseitige Belastungen gewöhnt. Deswegen sind sie so massiv.

Die Anordnung korrespondiert aber auch mit einem Schubvektor. Bei einer kegelförmigen Kapsel liegt der Schwerpunkt tief, im unteren Drittel der Kapsel. ein LAS auf einem Turm hat die Raketen weit weg von dem Schwerpunkt, unten sind sie dagegen nahe des Schwerpunkts. Das wirkt sich aus wenn das LAS, das meist aus mehreren Raketen besteht, nicht synchron zündet. ein längerer Weg bedeutet einen größeren Hebeleffekt, der die Kapsel dreht. Das wird bei einem Turm durch die Anbringung der Raketen im Spitzen Winkel zur Längsachse der Rakete entschärft. Dadurch ist der Hebel quer dazu kurz. unten ist das so nicht möglich, was höhere Anforderungen an eine gleichmäßigeren Schubaufbau bei allen Triebwerken stellt. Die Dragon setzt acht Triebwerke ein, bei Apollo war es eines, da ist ein verzögerter Schubausbau ausgeschlossen. Die unten angebrachten Triebwerke kann man nicht direkt unter der Kapsel platzieren. Zum einen ist da der Hitzeschutzschild (egal wenn man sie nicht als Landetreibwerke nutzt) aber in jedem Falle ist da die Rakete und man will ja nicht bei einer Zündung die Oberstufe durch einen Schneidbrenner zur Explosion bringen. Sie werden daher an der Seite schräg nach außen zeigend angebracht, dort ist aber in jedem Fall eine Hebelwirkung gegeben.

Allerdings zünden Feststofftriebwerke so schnell und zuverlässig, dass dieses Problem bei ihnen nicht wesentlich ist. Flüssige Treibstoffe, wie sie die Dragon verwendet sind da eine andere Herausforderung. Sie bauen ihren Schub langsamer auf, Triebwerke mit Turbopumpen brauchen einige Sekunden bis sie vollen Schub haben. Triebwerke mit Druckförderung sind schneller. Bei der OTRAG Rakete geht der Schubaufbau von 40% auf 100% Schub innerhalb von 0,5 s. Das ist zwar etwa zehnmal langsamer als bei einem Feststofftriebwerk, aber es ist noch schnell genug. Denn zumindest bei der NASA gab es während der Apollo Ära die Maxime, dass das Sicherheitssystem so ausgelegt sein sollte, das immer genügend Zeit für eine überlegte Reaktion vorhanden sein soll. Man vertraute nicht auf automatische Auslösung. Nun haben Menschen aber eine Schrecksekunde, die ja bei Autounfällen immer bei der Reaktionszeit berücksichtigt wird. Daher würde ich den Schulaufbau in 1 s als schnell genug ansehen.

Der offensichtlichste Unterscheid ist, dass ein Rettungssystem an einem Turm während des Aufstiegs abgesprengt wird, der Zeitpunkt orientiert sich nach der Performanceeinbuße, wenn es zu späte abgetrennt wird und dem Restrisiko wenn dies zu früh erfolgt. Üblicherweise wird es kurz nach Zündung der letzten Stufe abgetrennt, da man davon ausgeht, dass Probleme sich schon bei der Zündung zeigen. Zudem ist das Raumschiff dann in einer solchen Höhe, dass man genügend Zeit hat eine ballistische Bahn mit einem normalen Wiedereintritt zu durchlaufen. Die Masse ist beträchtlich. SAS für die Sojus wiegt je nach Version 1,5 bis 2 t, LES für Apollo 4,17 t.

Anders als einen Turm kann man unten angebrachte Triebwerke nicht abtrennen. Zwar kann man es jederzeit auslösen, doch hat man ein Gewichtsproblem - selbst wenn es leichter ist weil man keine Hülle über der Kapsel braucht welche die Kräfte verteilt und keinen Turm, dann braucht man doch den Treibstoff und seine Tanks. Das LES von Apollo hatte einen Schub von 689 kN über 3,2 s. das entspricht bei einer lagefähigen Kombination die auch auf Meereshöhe arbeiten muss (spezifischer Impuls hier nur 2500 m/s) rund 889 kg Treibstoff. Bei Apollo wäre das wegen des Servicemoduls und Mondlanders kein großer Nachteil gewesen, aber man braucht diesen Treibstoff nur um die rund 5,8 t schwere Kapsel abzutrennen. Bezogen auf diese ist das also 20% Mehrgewicht und bei Dragon, Sojus und anderen Raumschiffen die nur den Orbit erreichen doch einiges. Dazu kämen noch die Triebwerke und die Tanks. Dann ist man leicht bei 25%.

Doch das scheint nur so. Denn wer sagt denn das man den Treibstoff nicht nutzbringend nutzen kann? Der Treibstoff entsprach bei Apollo einer Geschwindigkeitsänderung um 380 m/s. Das ist mehr als ausreichend um von einem niedrigen Erdorbit zur ISS zu gelangen, die Ankopplung durchzuführen, abzukoppeln und den Wiedereintritt durchzuführen. Einem ATV reichen dazu schon 300 m/s oder weniger je nach Bahnhöhe der ISS. Dazu müssen nur gemeinsame Tanks für gemeinsame Nutzung mit den weniger schubstarken kleineren Triebwerke vorgesehen werden, So gesehen bekommt man ein LAS wenn es an der Basis angebracht ist praktisch für umsonst (ohne Nutzlastverlust), denn es fallen als zusätzliche Masse nur die Triebwerke an, die um den Faktor 100 schubstärker als die Verniertriebwerke sein müssen. Die Dragon wird den Treibstoff auch für die Landung nutzen. Dafür braucht man nicht so viel wie man denkt, denn auch ohne Fallschirm wird eine Kapsel in der dichten Atmosphäre nicht sehr schnell fallen, vielleicht einige Hundert km/h. Bei 360 km/h = 100 m/s reichen aber bei 3 g Abbremsung schon 3,3 s Betriebsdauer aus um die Kapsel auf Null abzubremsen. Dafür braucht man nur eine Geschwindigkeitsänderung von 129 m/s, etwa ein Drittel des Treibstoffs.

Ich weiß, Laien erscheint die weiche Landung auf einem Himmelskörper wie Magie, doch sie sind es nicht. Ein einfacher Radarhöhenmesser und ein Beschleunigungsmesser reichen aus den Schub eines Triebwerks so zu steuern, dass eine Sonde weich aufsetzt. Dazu braucht man nicht mal einen Computer Surveyor landete so in den sechziger Jahren mit einer einfachen Feeedbacksteuerung - hohe Geschwindigkeit - hoher Schub. Die Herausforderung ist dagegen eine andere: für die Landung müssen die Triebwerke viel weniger Schub entwickeln als beim Abtrennen von der Rakete, wo man ja schnell aus dem Gefahrenbereich herauskommen soll. Bei der Dragon werden acht Super Draco rund 573 kN Schub erzeugen. Selbst wenn eine Dragon 2.0 dann 10 t wiegt und die Nutzlast einer Falcon 9 ausnutzt, dann braucht man bei einer Landung mit 3 g und reduzierter Masse (wegen dem verbrauchten Treibstoff, entladene Fracht) von 8 t für die Abbremsung mit 3 g nur 240 kN, also weniger als die Hälfte des schubs. Bei SpaceX ist eine weiche Landung mit langsamen Absinken in den Videos zu erkennen, das ist dann ein noch kleinere Schub von vielleicht 70 kN nötig (knapp unter 1 g). Die Triebwerke müssen also in einem sehr großen Bereich im Schub regelbar sein. noch mehr wäre es, wenn sie auch die Verniertriebwerke ersetzen würden, die typischerweise nur 0,2 bis 0,4 kN Schub haben. Ob dem so ist weiß man nicht. Die Zahlen oben dienen nur als Beispiel, es gibt keine Informationen über die Masse der Dragon 2.0 und die genaue Landestrategie außer eben Videos.

Es gibt also Vorteile wie Nachteile. Ein oben angebrachtes LAS mit Feststofftriebwerken ist konstruktiv die einfachere Lösung. Unten angebracht mit flüssigen Treibstoffen kann man es auch noch für Bahnänderungen und die Landung nutzen.

10.6.2014: Neue Triebwerke, neue Treibstoffe

Die Beiträge von Jewgeni-7 über neue Tests von Methantriebwerken in Russland haben mich dazu gebracht mal etwas genauer nachzuforschen. Meines Wissens nach ist ja die Hoch-Zeit der russischen Triebwerksentwicklung längst vorbei, die war in den fünfziger und sechziger Jahren als dort so ziemlich alles als Treibstoff untersucht wurde, was nur theoretisch denkbar ist: Fluor, Interhalogene,  Ammoniak, Borane, nukleare Triebwerke, Plasmatriebwerke. All das hat die Sowjetunion damals getestet. Meiner Ansicht nach hat sich in den letzten Jahren nicht viel getan, wie man auch an der Verwendung des NK-33 für die Sojus 2-1v und des RD-191 als Einkammerderivat des RD-171 bei der Angara zeigt. Echte Neuentwicklungen sind dies nicht.

Doch beim Nachforschen bin ich auf zahlreiche neue Triebwerke gestoßen. Neben den Versuchen mit "Acetam" und Methan hat man auch neue Konzepte erprobt. Das interessanteste ist das RD-47. Die Nummer zeigt schon, dass es nicht in den bisherigen Zweig der LOX/Kerosintriebwerke gehört (RD-1XX) oder der UDMH/NO Triebwerke (RD-2XX). Es handelt sich um ein experimentelles Triebwerk mit nur 400 N Schub das mit Butyllithium und NTO arbeitet. Ziel war es einen lagerfähigen, selbstentzündlichen Treibstoff zu haben, dessen Energiegehalt MMH/NTO deutlich übertrifft. Das ist bei organischen Lithiumverbindungen gegeben. Sie erreichen mit einer Ausströmgeschwindigkeit bei der Verbrennung mit NTO von über 4000 m/s fast den Wasserstoff, mit LOX verbrannt sind sogar spezifische Impulse denkbar die die des Wasserstoffs übertreffen. Der hohe Preis für die Herstellung (rund 5000 Rubel, etwas mehr als 100 Euro pro Liter) spielt bei Satelliten keine Rolle, vor allem wenn man ein Drittel weniger Treibstoff braucht. Russland hat das Triebwerk zur Serienreife entwickelt und wird es wahrscheinlich in der nächsten Generation der Luch Satelliten einsetzen.

Besonders interessant war allerdings ein Unfall. Das RD-47 war wegen der hohen Hitzeentwicklung mit einer regenerativen Kühlung ausgelegt, die den Sauerstoff nutzte (Butyllithium würde sich zersetzen und dabei Hitze abgeben, also nicht kühlen). Als das Ventil für die Kühlung bei einem Test blockierte wollte man das Triebwerk abschalten, das seit Jahrzehnten nicht modernisierte Notsystem dafür fiel aber aus. So brennte das Triebwerk weiter bis der Treibstoff verbraucht wurde, explodierte aber nicht, auch die Brennkammer brannte nicht durch. Dabei, das zeigten die Messungen, stieg der Schub stetig an, weit über den Punkt hinaus bei dem die Brennkammer auch bei Kühlung durch den Druck explodiert wäre.

Man hat das Triebwerk demontiert und erstaunliches festgestellt: Die Innenwand war mit einer 1,2 cm dicken Schicht aus Lithiumcarbid belegt. Dadurch wurde das Blomen kleiner (bei gleichem Treibstofffluss höherer Druck = höherer Schub) und die Schicht gab der Brennkammer die nötige Widerstandkraft. Man hat dies dann genauer untersucht indem man den Oxydatorfluss variierte und die Kühlung herunterregelte und folgendes festgestellt. Bei einer Wandtemperatur von mehr als 1260° C bildet sich zuerst eine Kupfer-Lithiumlegierung mit kleinen Mengen an Kohlenstoff an der Oberfläche. Diese fördert die Bildung einer ersten dünnen Lithiumcarbidschicht indem sie selbst eine dünne Oxidschicht ausbildet, welche die Karbidbildung durch die raue Oberfläche ermöglicht. Ist erst einmal eine Karbidschicht gebildet so wächst sie weiter an, wenn Butyllihium im Überschuss vorliegt.

Weitere Versuche zeigten, dass diese Schicht stabil bleibt, wenn der Treibstoff mindestens 0,4% Buthyllithium enthält. Man kann diese Substanz dann mit normalem Kerosin mischen. Der Vorteil liegt dann nicht in einem höheren Energiegehalt des Treibstoffs, aber einem viel einfacheren Triebwerksaufbau. Es kann auf die gesamte Kühlung verzichtet werden. Anstatt ein Triebwerk aus zahlreichen Kühlrohren zusammen zu schweißen, diese zu vernickeln und zuletzt eine Inconelschicht an der Außenseite anzubringen kann man sie in einem Stück geßen, oder heutzutage schon mit einem 3D-Drucker herstellen. Die Lithiumcarbidschicht kann man durch einen Kurzzeitbetrieb mit LOX/Butyllithium auftragen. Nach 10 s ist eine ausreichend dicke Schicht gebildet. Beim Betrieb reicht dann der erwähnte Zusatz zum Kerosin. Weiterhin muss man darauf achten dass sich beim Betrieb kein lokaler Sauerstoffüberschuss bildet. Erreicht wird dies durch Veränderung des Mischungsverhältnisses. Bei LOX/Kerosin/LiBut z.b. indem es von 2,8 zu 1 auf 2,6 zu 1 gesenkt wird.

Derzeit arbeitet Russland an dem RD47-11, einer größeren Version des RD-47, nun ausgelegt für 110 kN Schub. Es soll das RD-58 bei Block DM auf der Zenit ablösen. Der Einsatz dieses modifizierten Block DM wird dann auch auf der Sojus (anstatt der Fregat) und der Proton erwogen. Der einfachere Aufbau soll die Herstellungskosten von Block DM um 20% senken. Die eh schon hohe energieausbeute wird noch um 2,3 s erhöht. Eine Umstellung auf Butyllithium als Treibstoff wird erwogen. Der hohe Preis wird durch einen 20% niedrige Menge und einen um 76 s höheren spezifischen Impuls mehr als kompensiert. Auf der Proton sollte so die Nutzlast von 6400 auf 8600 kg steigen, rund ein Drittel, während die Startkosten nur um 8% ansteigen.

Inzwischen bereitet man den Test weiterer Metalle als Treibstoffzusatz vor, so der Zusatz von Beryllium als Metallpulver zum Treibstoff. Hier werden ähnliche Effekte erwartet. Das Problem ist zu verhindern das das Beryllium durchs eine höhere dichte an den Boden der Treibstofftanks absinkt. Der Zusatz von Kolloiden aber auch das Rühren des Treibstoffs wird als Ausweg erprobt.

Ariane 6 ist tot, es lebe die Vega!

Seit 2010 kriselt es in der europäischen Trägerraketenpolitik. Damals beschloss Frankreich als Konjunkturprogramm einen Fond für die Vorentwicklung der Ariane 6. In Deutschland hat man ja lieber Abwrackprämien für voll fahrtaugliche Autos eingeführt. In der Folge vertraten dann die Franzosen dann einen Schwenk für den Bau der Ariane 6. Deutschland wollte dagegen den bau der ESC-B Stufe für die Ariane 5, (mittlerweile in Ariane 5 ME (Midlife Evolution) umgetauft, woran man schon erkennen kann das die Ariane 5 dann noch etwas länger fliegen sollte).

Italien hat Pläne für einen Ausbau der Vega, hier vor allem die Einführung einer Stufe welche das AVUM und die Zefiro 9 ersetzt auf Basis eines LOX/Methan Triebwerks, kann diese aber nicht finanzieren und die DLR untersuchte als die Rockot sich im Startpreis doch der Vega näherte dann auch eine deutsche Oberstufe für die Rakete, konnte aber keine bessere und bezahlbare Lösung finden.

2011 sah es vor dem ESA Konzil ja so aus als gäbe es keine Einigung. Da gab es einen der teuren und faulen Kompromisse beim ESA Konzil: Die Ariane 5 ME wird finanziert, dabei soll die stufe so ausgelegt sein, dass man bei der Übertragung auf die Ariane 6 kosten spart und für die Ariane 6 gibt es Mittel für die Vorentwicklung.

Doch die Probleme waren nicht aus der Welt. während die CNES nun die Bedrohung durch SpaceX aus dem Hut zauberten, obwohl die Falcon 9 trotz zweiter Version permanent an Nutzlast verlor und inzwischen bei 3,5 t GTO-Nutzlast angekommen ist, gefiel der DLR die ganze Konzeption der Ariane 6 nicht. Sie wollten lieber eine kryogene Zentralstufe, das wäre dann eine "Ariane 5 light", nur eben mit 60% Nutzlast. Ein Vorschlag der nicht nur nach Ansicht von Le Gall keine Kosten einspart.  Obwohl die deutsche Lösung noch teurer wäre sind Deutschland auch die kosten von 4 Milliarden Euro für die Ariane 6 zu hoch. Als dann die neue Ministerin Zypries ankündigte, dass die deutschen Mittel für die Trägerentwicklung für 10 Jahre konstant bleiben würden, scheint man in Frankreich umgedacht zu haben. Schon vorher war die französische Ministerin Genevieve Fiorasco bereit für "Designänderungen". Nur verliefen die nun anders als vorher allgemein angenommen

Die CNES hat vorgestern ihre neue Roadmap vorgestellt, welche sie mit der ASI abgesprochen hat. Geleitet hat die Pressekonferenz Le Gall, derzeitiger CNES und früherer Arianespace Chef.  Demnach wird die Ariane 6 neu konzipiert. Sie besteht nun in der ersten Stufe aus sechs der schon geplanten P125 Booster (mit 125 t Treibstoff), welche auch die P85 der Vega ablösen sollen. Sie umgeben in einem Ring die zweite Stufe mit einem P125 Booster. Anstatt der kryogenen Stufe wird es zwei feste Oberstufen geben und die gibt es schon: es sind der Zefiro 23 und Zefiro 9 Antrieb der Vega. Auch das AVUM wird übernommen, erhält aber eine neue Struktur die sich auf 5 m ausweitet. Darauf kann dann die Nutzlastverkleidung platziert werden, die auf der von RUAG Space für die Atlas entwickelten beruht. Deutschland ist wie bei der Vega nicht mehr vorgesehen. Le Gall sagte, das Deutschland noch den Antrieb für das AVUM bauen könne, dann wäre Europa unabhängig von der Ukraine die das derzeitige Triebwerk RD-861 stellt.

Diese Version würde etwa 6,3 t Nutzlast in den GTO aufweisen. Sie hätte zudem maximale Synergien mit der Vega, es wäre im Prinzip eine Vega mit sechs Vega Erststufen als Booster. Auch die Weiterentwicklung ist schon beschlossen: Die zweite Stufe wird durch einen Zefiro 40 Antrieb abgelöst werden und die dritte durch einen Zefiro 16. Den letzteren hat Italien schon Ende der Neunziger Jahre in zwei Testzündungen erprobt. Damit wird die Nutzlast auf 7,5 t wachsen und die der Vega auf 2,5 t in den Referenzorbit. Mit drei oder vier Boostern kann die Rakete auch 3,5 bzw. 4,5 t Nutzlast in den GTO Orbit befördern und folgt so den Forderungen von Satellitenbetreibern nach mehr Flexibilität und kleinerer Nutzlast für "All electric" Satelliten. Es wäre das kostengünstige Programm für die Entwicklung und durch die hohe Stückzahl von rund 80 Boostern pro Jahr auch in der Produktion:

"Jean-Yves Le Gall, president of the French space agency, CNES, said the Ariane 6 design using four solid-fueled stages has unbeatable economies of scale as well as the reliability record in Europe that liquid propulsion cannot match.

Current Ariane 6 business-case models are based on the vehicle replacing both the heavy-lift Ariane 5 and the medium-lift Soyuz — a Europeanized version of Russia’s venerable rocket now operated from Europe’s spaceport — by around 2025.

Once the transition has been accomplished, Ariane 6 could be expected to fly around 12 times per year, meaning an annual production run of 100 solid-rocket stages.

Herve Austruy, general director of Herakles, the solid-rocket propulsion unit of France’s Snecma rocket-motor builder, told the conference that the scale economies of building so many identical stages are much better at a 100-unit production rate than at a 36-unit rate — at least 40 percent if not more, he said."

Auch beim Bodensegment wird gespart werden. Anstatt 750 Millionen Euro wie bei der Ariane 6 mit kryogener Oberstufe wird der neue Startplatz nur 50 Millionen Euro kosten, es wird ein Duplikat des Vega Startplatzes sein. der Platz von ELA 2 ist dafür vorgesehen. Beide Startplätze zusammen sollen 12 Stars pro Jahr absolvieren können. Ausgebaut muss nur die Fabrik für die festen Treibstoffe und die boosterbefüllung im CSG.

Die Entwicklungskosten der Ariane 6 sollen so radikal von 4 auf 1 Milliarde Euro sinken und zu 90% von Frankreich und Italien aufgebracht werden. Da nur eine neue Stufe entwickelt werden muss, und die Bodenanlagen nicht neu entwickelt, sondern nur nochmals gebaut werden müssen, könnte bei einem Beschluss Ende 2014 der erste Start schon 2018 stattfinden. Daher will Frankreich auch aus der Ariane 5 ME aussteigen, denn man sieht keinen Sinn in zwei Trägern die gleichzeitig Indienst gestellt werden.

 Auf Deutschlands Rolle angesprochen antwortete CNES Chef Le Gall nur. "If someone is only a barrrier", Le Gall said "in english you tell to him 'get out of the way'". Einen letzten Knaller gab es dann am Schluss der Pressekonferenz: die neue Rakete wird nicht Ariane 6 heißen, sondern "Vega 4". Der Grund liegt in Formalien: Es ist nach den ESA Statuten nicht möglich ein Projekt so zu modifizieren, dass bisherige Einzahler von der Weiterentwicklung ausgeschlossen sind. Daher wird man formell beim nächsten ESA Council die Ariane 6 Entwicklung einstellen und das neue Vega Extension Projekt aus der Taufe heben. Es läuft formell als eine Erweiterung der Vega: "Vega Extension Programme". Die heutige Vega wird dann zur Vega 1. Die Vega 2 wird die neue P125 stufe als erste Stufe einsetzen und 2017 fliegen. Die Vega 3 setzt dann auch Zefiro 40 und Zefiro 16 ein und wird 2021 folgen. 2022 folgt dann die Vega 5 (6 x P125 / P125 / Zefiro 40 / Zefiro 16).


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