Ariane |
European
Space Agency * Arianespace * Astrium Space * EADS Space
|
|
Orbital launches |
Period |
Last launch |
|
Ariane 1 |
(H-8) |
|
11 |
1979 - 1986 |
15.02.2003 |
Ariane 2 |
(H-10) |
|
6 |
1986 - 1989 |
|
Ariane 3 |
(H-10) |
|
11 |
1984 - 1989 |
|
Ariane 40 |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
7 |
1990 - 1999 |
|
Ariane 42P |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
15 |
1990 - 2002 |
|
Ariane 44P |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
15 |
1991 - 2001 |
|
Ariane 42L |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
13 |
1993 - 2002 |
|
Ariane 44LP |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
26 |
1988 - 2001 |
|
Ariane 44L |
(H-10, H-10+, H-10III) |
|
40 |
1989 - 2003 |
Die Konzipierung
der Trägerrakete Ariane begann faktisch 1973 unter dem Dach der damaligen ESRO (European
Space Research Organisation) durch die französische CNES mit dem Ziel, nach dem
totalen Mißerfolg mit der ELDO-Rakete Europa II, einen modernen leistungsfähigeren
Träger zu schaffen. In der Definitionsphase noch als L3S (Lanceur 3ieme
Generation Substitution) bezeichnet, wurde das Projekt mit Gründung der ESA (European
Space Agency) am 31.05.1975 verändert und in Ariane umbenannt.
Die L3S war als Alternative zur perspektivlosen und am 20.12.1972 aufgegebenen Europa-III
der ELDO von der französischen CNES bereits 1972 projektiert und 1973 der Industrie
vorgestellt worden.
Ariane-1
Die erste Einsatzversion der neuen von der französischen
CNES im Auftrag der ESA entwickelten und gebauten europäischen Trägerrakete war
die Ariane-1.
Sie wurde nach kurzer Erprobungsphase erfolgreich am 24.12.1979 von einem neuen
Startkomplex in Kourou (Franz.-Guayana) gestartet.
Die Ariane-1 ist dreistufig. Die erste (L-140) und zweite (L-33) Stufe verwenden
Treibstoffkombinationen UDMH/N2O4 (Mischungsverhältnis 1,86).
Als Triebwerke werden die französischen Entwicklungen SEP Viking-5 bzw. 4 verwendet.
Die kryogene dritte Stufe (H-8) ist mit einem ebenfalls von SEP (Societe Europeenne
de Propulsion) entwickelten Triebwerk HM-7A ausgerüstet.
Die Ariane-1 war für Nutzlasten bis 1,75 t (GTO) ausgelegt. Der Fairing mit einer
Länge von 8,65 m und 3,20 m Durchmesser wog 0,73 t. Von 1979 bis 1986 wurden insgesamt
11 Starts durchgeführt.
Ariane-2 und 3
Bei den seit 1984 zur Verfügung stehenden Ariane-2 und Ariane-3 wurde
durch verschiedene Maßnahmen eine Leistungssteigerung des Gesamtsystems erzielt.
1. Verwendung der
neuen Treibstoffkombination UH25/N2O4 (MV 1,7)
für die beiden ersten
Stufen (UH25 = 75% UDMH + 25% Hydrazin)
2. Verbesserte Triebwerke Viking-5B
Schubsteigerung von
2386 kN auf 2580 kN (s.l.)
Erhöhung des Brennkammerdrucks
von 53,0 auf 53,5 bar
3. Verbessertes Triebwerk Viking-4B
Schubsteigerung von
713 kN auf 785 kN (vac)
Erhöhung des Brennkammerdrucks
von 53,5 auf 58 bar
4. Dritte Stufe H-8 durch H-10 ersetzt, größere Treibstoffmenge
Verbessertes Triebwerk
HM-7B; Schubsteigerung von 62,7 auf 65,4 kN (vac)
Erhöhung des Brennkammerdrucks
von 29,4 auf 34,3 bar
Die Ariane-3
hatte zwei zusätzliche Starthilfen SEP P7.35 (Feststoff CTPB). Die Ariane-3 verwendete
für Satellitendoppelstarts erstmals ein spezielles Nutzlastsystem SYLDA (Systeme
de Lancement Double Ariane), das im Fairing dem Nutzlastadapter aufgesetzt wurde.
Die SYLDA erreicht bei einem Durchmesser von 2,80 m eine Höhe von 4,40 und hat ein
Eigengewicht von 0,18 t.
Die Nutzlastkapazitäten wurden für einen GTO auf 2,2 t für die Ariane-2 und 2,7
t für die Ariane-3 gesteigert. Der konische Teil des Fairing wurde verändert.
Die Ariane-2 wurde zwischen 1986 und 1989 insgesamt 6 mal gestartet. Die Ariane-3
wurde zwischen 1984 und 1989 insgesamt 11 mal gestartet.
Ariane-4
Eine entscheidende Aufrüstung und Flexibilisierung des Gesamtsystems
wurde mit der Einführung der Ariane-4 erreicht. Zunächst wurden die Tanks der erste
Stufe (L-220) verlängert. Die Treibstoffmenge wurde um 50 % erhöht (142,9 t N2O4
und 84,2 t UH25). Der vergrößerte Wassertank (6,58 t H2O) wurde von der Basis der
Stufe nach oben verlagert. Dann wurden die weiter verbesserten Triebwerke Viking-5C
mit einem Gesamtschub von 2715 kN (s.l.) eingebaut (Erhöhung des Brennkammerdrucks
von 53,5 auf 58 bar).
Die zweite Stufe (L-33) blieb unverändert. Der Brennkammerdruck des Triebwerkes
Viking-4B wurde aber von 58 auf 58,5 bar erhöht. Damit gelang eine Schubsteigerung
von 785 auf 808 kN (vac). Die Tanks werden mit 22,12 t N2O4 und 12,80 t UH25 gefüllt.
Der Wassertank enthält 0,57 t H2O.
Gleichzeitig wurden neue Feststoff- und Flüssigtreibstoff-Booster entwickelt, die
es gestatten, je nach Mission flexibel zwischen 0, 2 und 4 der einen oder anderen
Sorte oder gemischt zu wählen. Entsprechend den Möglichkeiten der Kombination ergeben
sich folgende 6 Varianten:
Ariane 40
Ariane 42P (2 Poudre)
Ariane 42L (2 Liquide)
Ariane 44P (4 Poudre)
Ariane 44L (4 Liquide)
Ariane 44LP (2 Liquide/2 Poudre)
Die Flüssigtreibstoffbooster (UH25/N2O4) werden von je einem Triebwerk Viking-6
angetrieben. Bei einer Brenndauer von 142 sec werden je Booster 24,5 t N2O4 und
14,5 t UH25 verbraucht (MV 1,7). Das benötigte Wasser wird aus dem Tank der ersten
Stufe zugeführt. Der Bodenschub beträgt nominal 680 kN (s.l.), durch das Verschwenken
der Triebwerksachse um 10 Grad effektiv nur 670 kN.
Als Feststoffbooster werden SEP P9.5 verwendet, die bereits bei der Ariane-3 in
kürzerer Ausführung eingesetzt wurden (SEP P7.35). Der Schub konnte allerdings von
620 kN (s.l.) auf 625 kN erhöht werden.
Die Nutzlastbuchten wurden erheblich vergrößert (Durchmesser 4,0 m). Wahlweise stehen
drei Fairings von 8,6; 9,6 und 11,12 m Länge zur Verfügung. Sie werden entweder
direkt der equipment bay (VEB), die mit der dritten Stufe verbunden ist (Höhe 1,0
m und 0,530 t Gewicht), oder einer dazwischen plazierten SPELDA, short oder
long, von 0,41 bzw.0,33 t Gewicht aufgesetzt.
Die SPELDA (Structure Porteuse Externe pour Lancement Double Ariane) wird bei Satelliten-Doppelstarts
verwendet. Die Abmessung der Nutzlastbucht insgesamt kann zwischen 8,60 m und 12,40
m schwanken:
Type | Fairing |
|
+SYLDA | +SPELDA, short | +SPELDA, long | Gross | ||||
m | kg | m | kg | m | kg | m | kg | m | kg | |
01 | 8.60 | 760 | 8.60 | 760 | ||||||
02 | 9.60 | 815 | 9.60 | 815 | ||||||
? | 9.60 | 815 | (intern) | 200 | 9.60 | 960 | ||||
03 | 11.12 | 890 | 11.12 | 890 | ||||||
11 | 8.60 | 760 | 2.80* | 330 | 11.40 | 1090 | ||||
21 | 8.60 | 760 | 3.80* | 410 | 12.40 | 1170 | ||||
12 | 9.60 | 815 | 2.80* | 330 | 12.40 | 1145 | ||||
22 |
9.60 |
815 |
|
3.80* |
410 |
13.40 |
1225 |
* zylindrischer Teil der SPELDA
Der Finanzierung,
Bau und Start der Ariane-4 (und auch der Ariane-5) erfolgt im Auftrag der ESA durch
ein neu gegründetes Vermarktungs-Konsortium Arianespace Ltd. Es wurde am 26.03.1980
gegründet. Ihm gehören 36 Firmen der Industrie, 13 Banken und die franz. CNES (Centre
de Etudes Spatiales) an.
Der erste Start einer Ariane-4 (44LP) erfolgte am 15.06.1988. Der letzte Start der
inzwischen zugunsten der Ariane-5 ausgemusterten Ariane-4 (44L) datiert vom 15.02.2003.
1992 wurde die Ariane-4+ mit um 0,32 m gestreckter dritter Stufe (0,34
t mehr Treibstoff) eingesetzt.
Bei der seit 1994 eingesetzten Ariane-4III konnte die dritte Stufe mit
nochmals 0,72 t Treibstoff optimiert werden.
Mit diesen Maßnahmen wurden faktisch folgende Nutzlaststeigerungen für einen GTO
erreicht:
Variante
0 +
III
Ariane 40 1,90
2,00 2,07 t
Ariane 42P 2,60
2,75 2,92 t
Ariane 42L 3,20
3,30 3,45 t
Ariane 44P 3,00
3,20 3,38 t
Ariane 44LP 3,70 3,90
4,17 t
Ariane 44L 4,26
4,53 4,72 t