Trägerrakete Ariane 6

Vielleicht werden die nicht so hohen Booster weiter senkrecht in die Bodenstruktur gehoben, dort verschraubt, dann wird alles gedreht um den Rest der Rakete dann waagerecht zu integrieren?

Vielleicht werden die nicht so hohen Booster weiter senkrecht in die Bodenstruktur gehoben, dort verschraubt, dann wird alles gedreht um den Rest der Rakete dann waagerecht zu integrieren?

Ich sehe dabei das Problem, was wie die Kräfte aufnimmt. Die Feststoffbooster sind schwer. Beim aufrichten entstehen erhebliche Kräfte. Der leichte leere Kern,darf davon nichts sehen. Bei zwei gegenüberliegenden Boostern geht das noch. Aber bei Boostern rings um den Kern sehe ich das als ein ernstes Problem.

Die Hauptstufe wird horizontal integriert und dann leer aufgerichtet (die Tanks dürften dabei bedrückt sein).
Danach werden die Booster seitlich integriert, wobei dann die komplette Rakete auf den Boostern steht (wie A5). Die Hauptstufe trägt also maximal ihr eigenes Leergewicht.

Die Hauptstufe wird horizontal integriert und dann leer aufgerichtet (die Tanks dürften dabei bedrückt sein).
Danach werden die Booster seitlich integriert, wobei dann die komplette Rakete auf den Boostern steht (wie A5). Die Hauptstufe trägt also maximal ihr eigenes Leergewicht.

Heißt Hauptstufe erste und zweite Stufe? Oder ist das nur die erste?

Zitat von: R2-D2 am 19. Juli 2015, 11:00:19

Die Hauptstufe wird horizontal integriert und dann leer aufgerichtet (die Tanks dürften dabei bedrückt sein).
Danach werden die Booster seitlich integriert, wobei dann die komplette Rakete auf den Boostern steht (wie A5). Die Hauptstufe trägt also maximal ihr eigenes Leergewicht.

Heißt Hauptstufe erste und zweite Stufe? Oder ist das nur die erste?

Komplett, 1. und 2. Stufe, eventuell sogar mit Nutzlast.

Zitat von: Führerschein am 19. Juli 2015, 11:34:22

Heißt Hauptstufe erste und zweite Stufe? Oder ist das nur die erste?

Komplett, 1. und 2. Stufe, eventuell sogar mit Nutzlast.

Danke.

An Nutzlast hatte ich gedacht. Aber die Integration der Feststoff-Booster dauert auch ihre Zeit. So lange müßte die Nutzlast unter den richtigen Bedingungen gehalten werden und wahrscheinlich auch zugänglich sein.

Kommentar: OMG, was hat CNES / ESA denn da schon wieder designt? Die Baukosten für horizontale Integration sollen höher als bei vertikaler Integration sein? Also der SpaceX-Hangar ist sicher um ein vielfaches günstiger als die die vielen Ariane 5 Integrations-Gebäude...

Aber halt: eine gewisse Komplexität muss ja vorhanden sein um Arbeitsplätze bei CNES zu sichern...

Weißt du das, oder behauptest du das? Ich kann mir durchaus vorstellen, dass ein hohes Gebäude billiger ist, als ein Gebäude bzw  eine Konstruktion, das/die es erlaubt eine tonnenschwere Rakete ohne Schäden aufzurichten.

Weißt du das, oder behauptest du das? Ich kann mir durchaus vorstellen, dass ein hohes Gebäude billiger ist, als ein Gebäude bzw  eine Konstruktion, das/die es erlaubt eine tonnenschwere Rakete ohne Schäden aufzurichten.

SpaceX baut ein komplettes Startzentrum mit Kontrollzentrum, Anlagen zur Vorbereitung von Satelliten, zwei Hangars, einem für vorbereitende Integrationsarbeiten und einen zweiten am Pad, weil zwei Hangars einen höheren Durchsatz ermöglichen. Das eigentliche Pad und den Transporter/Erector für unter 100 Millionen $.

Es geht auch nicht darum, ob ein hohes oder ein langes Gebäude kostengünstiger ist. Vertikale Integration erfordert einen enormen Aufwand mit vielen Arbeitsebenen, um überall ranzukommen. Entsprechend länger dauert auch alles.

in Tobis Post geht es aber schon um die Baukosten

Zitat von: tobi am 18. Juli 2015, 11:18:28

Kommentar: OMG, was hat CNES / ESA denn da schon wieder designt? Die Baukosten für horizontale Integration sollen höher als bei vertikaler Integration sein? Also der SpaceX-Hangar ist sicher um ein vielfaches günstiger als die die vielen Ariane 5 Integrations-Gebäude...

Weißt du das, oder behauptest du das? Ich kann mir durchaus vorstellen, dass ein hohes Gebäude billiger ist, als ein Gebäude bzw  eine Konstruktion, das/die es erlaubt eine tonnenschwere Rakete ohne Schäden aufzurichten.

Erstens sind hier nicht die einmaligen (NRC = non-recurring costs) Baukosten am CSG entscheidend, sondern die durch das Konzept bedingten (RC = recurring costs) Betriebskosten für Integration, Austesten und Starten.

Und zweitens ist das Integrationskonzept (horizontal oder vertikal) meines Wissens nicht entschieden. Es mag Präsentationen mit Vergleichen der Vor- und Nachteile inkl. Kosten geben. Habt ihr die ? Ansonsten ist es eine unbelegte Behauptung bzw. Spekulation.

SpaceX ist ein schlechter Vergleich, da gibt es keine Feststoffbooster, das ändert die Anforderungen an Integration und Betrieb.

SpaceX ist ein schlechter Vergleich, da gibt es keine Feststoffbooster, das ändert die Anforderungen an Integration und Betrieb.

Stimmt, schon alleine deswegen weil man ja dann keine sehr schweren Feststoffbooster aufrichten muss.
Nun, äh ... ja, schwer, schwitz!

Die ESA hat die Verträge für Airane 6 und Vega C mit Airbus DS und CNES über insgesamt 3,4 Mrd € abgeschlossen.
 
2,4 Mrd € für die Entwicklung an Airbus DS und 600 Mio € für die neue Startanlage in Kourou.

Es soll ein 200 Hektar großes Areal in 4km Entfernung des bisherigen Airane 5 Startplatzes sein und eine horizontale Integration der Ariane 6 erfolgen.

Verträge wurde unterschrieben von Gaele Winters, ESA’s Director of Launchers; Jean-Yves Le Gall, President of CNES; Alain Charmeau, CEO/President of ASL; und
Pierluigi Pirrelli, CEO of ELV.

http://www.esa.int/For_Media/Press_Releases/Ariane_6_and_Vega_C_begin_development

http://www.lefigaro.fr/societes/2015/08/12/20005-20150812ARTFIG00095-le-projet-ariane-6-mis-sur-orbite.php

Horizontal  Und wie machen sie das mit den Boostern?

Horizontal  Und wie machen sie das mit den Boostern?

Eine Seite zurück wurde das schon diskutiert. R2-D2 gab die Information, daß die Stufen horizontal integriert werden, dann senkrecht mit den Feststoff Boostern. Nutzlast ist noch unklar.

In dem fränzösischen Artikel ist auch von einem mobilen Gerüst die Rede, dh. wohl es gibt beides, horizontale und vertikale Integration.

Gale Winters sagt dazu, dass es ein höheres Investment erfordert, aber später geringere Betriebskosten.
http://spacenews.com/esa-inks-3-8-billion-in-contracts-for-ariane-6-vega-c-and-spaceport-upgrades/

Die "Logik" kann ich allerdings nicht nachvollziehen.

Die P-120 soll für 400 Mio € entwickelt werden, dessen Kosten sich das Projekt Ariane 6 und Vega-C teilen. Die Produktion soll zunächst in Italien, ab 2023 dann auch in Deutschland erfolgen, wenn man die Kostenziele der neuen Karbonfaser-Produktion einhalten kann.

Weitere Details leider Fehlanzeige.

600 Mio für eine neue Startanlage ganz in der nähe einer schon bestehenden? Das erscheint mir doch recht viel für mutmaßlich einen Startturm, das Integrationsgebäude und etwas kleinkram.

gibt es vergleiche wie viel halbwegs vergleichbare Startanlagenerweiterungen kosten? Oder hab ich schlicht noch große Kostenpunkte übersehen?

Airbus Safran Launchers chief Charmeau: For horizontal Ariane 6 integration we'll need new facilities in Bremen, Ger & Les Mureaux, FR, too.

Quelle pbdes

Neue Produktionsanlagen für horizontale Integration notwendig. Könnte teuer werden.

Der Vertrag schließt ein feste Verpflichtung, dass man erste Entwicklungen (Phase A + B) bis zum Erreichen des Preliminary Design Review Mitte 2016 durchführen will - für 680 Mio €

http://www.airbusafran-launchers.com/wp-content/uploads/2015/08/ASL-A6-dev-contract-ENG.pdf

Könnte teuer werden

Ich antworte mal hier, mittlerweile sind wir eher wieder beim Technischen:

- Sagt wer? Glaubst du die machen keine Marktforschung? Zuerst war ja eine 8.5t Version im Gespräch, das hat man dann auf 10t angehoben.

Die Satellitenindustrie ist jedenfalls sehr interessiert an den leichteren Exemplaren mit SEP. Außerdem sind 5 Tonnen pro Satellit nicht allzu weit von den 4,85 t GTO-Nutzlast der Falcon 9 entfernt.

- Sorry aber wer sagt, dass Methan respektive ein expander open cycle Triebwerk eine "grosse kostenreduzierende Innovation" darstellt? Wenn das so wäre, hätte man es schon längst gemacht.

Das kann man so nicht sagen. Bloß weil etwas neu ist und bisher noch nicht so gemacht wurde, ist es noch kein Blödsinn. Natürlich ist es möglich, dass sich solche Triebwerke und Methan als Flop herausstellen. Aber ich halte es für wesentlich wahrscheinlicher, dass mit diesen Technologien das Erreichen einer starken Kostenreduktion wahrscheinlicher wird als durch "sanfte" Weiterentwicklung.

Gruß
Martin

Mit F9 v1.2 werden das wohl eher über 5.3t werden, will Ariane verhindern dass die A6 in direkten Wettbewerb zur F9 steht müssen sie wohl einen Abstand erhalten.

Ich antworte mal hier, mittlerweile sind wir eher wieder beim Technischen:

Zitat von: Rugoz am 12. August 2015, 18:07:11

- Sagt wer? Glaubst du die machen keine Marktforschung? Zuerst war ja eine 8.5t Version im Gespräch, das hat man dann auf 10t angehoben.

Die Satellitenindustrie ist jedenfalls sehr interessiert an den leichteren Exemplaren mit SEP. Außerdem sind 5 Tonnen pro Satellit nicht allzu weit von den 4,85 t GTO-Nutzlast der Falcon 9 entfernt.

Zitat von: Rugoz am 12. August 2015, 18:07:11

- Sorry aber wer sagt, dass Methan respektive ein expander open cycle Triebwerk eine "grosse kostenreduzierende Innovation" darstellt? Wenn das so wäre, hätte man es schon längst gemacht.

Das kann man so nicht sagen. Bloß weil etwas neu ist und bisher noch nicht so gemacht wurde, ist es noch kein Blödsinn. Natürlich ist es möglich, dass sich solche Triebwerke und Methan als Flop herausstellen. Aber ich halte es für wesentlich wahrscheinlicher, dass mit diesen Technologien das Erreichen einer starken Kostenreduktion wahrscheinlicher wird als durch "sanfte" Weiterentwicklung.

Gruß
Martin

- 4.85t aber nicht in einen gleichwertigen GTO Orbit, aber nehmen wir mal an SpaceX erhöht die Falcon 9 Nutzlast bis dann noch. Dank der LH2 Oberstufe kann Ariane 6 zudem Satelliten direkt ins GSO befördern, was besonders für Satelliten mit SEP interessant ist, da dann der chemische Antrieb ganz wegfällt.

- Der Grund warum Methantriebwerke bisher nicht entwickelt wurden, ist weil Kerosin halt einfach mehr Vorteile hat für den Einsatz in einer Erststufe. Wenn man Wiederverwendbarkeit berücksichtigt, dann hat Methan wahrscheinlich mehr Vorteile. Aber dafür muss sich die Wiederverwendbarkeit erst mal lohnen. Zum Thema open expander kann ich ehrlich gesagt nichts sagen. Schon möglich, dass es billiger ist als ein GG Triebwerk mit gleichem Schub. Ausser den Japanern hat das allerdings noch nie jemand gemacht.

Die Kostenreduktion bei SpaceX wurde übrigens nicht durch bessere Technologie erzielt. Ich denke nicht, dass wir durch bessere Technologie irgendwelche radikalen Kostenreduktionen erwarten können, dafür operiert man schon zu sehr an der Grenze zum technisch Möglichen. Das Sabre-Triebwerk ist wohl die einzige Entwicklung, die potentiell zu einer "Revolution" führen könnte. Längerfristig sind wohl auch SEP tugs interessant, sofern sie genug Power haben um die Transferzeit niedrig zu halten.

Die Kostenreduktion bei SpaceX wurde übrigens nicht durch bessere Technologie erzielt.

Stimmt. Die wurde erreicht durch systematisches ausreizen von Möglichkeiten und Vereinfachung von Abläufen auf allen Ebenen.

Wenn Ariane 6 die angestrebten Kosten erreicht, haben sie auch einen großen Schritt in die richtige Richtung gemacht. Aber ganz ehrlich gesagt, klingt schon die Arbeit am Boden, gemischt horizontal und vertikal integrieren, nicht kostengünstig. Die Preise sind wohl nur dann möglich, wenn die Startvorbereitungen doch als Subvention bezahlt wird. Hoffentlich irre ich mich.

Ich denke nicht, dass wir durch bessere Technologie irgendwelche radikalen Kostenreduktionen erwarten können, dafür operiert man schon zu sehr an der Grenze zum technisch Möglichen. Das Sabre-Triebwerk ist wohl die einzige Entwicklung, die potentiell zu einer "Revolution" führen könnte. Längerfristig sind wohl auch SEP tugs interessant, sofern sie genug Power haben um die Transferzeit niedrig zu halten.

Auch da stimme ich zu. Radikale Verbesserung der Technik ist nicht drin, die Möglichkeiten sind in dem Sinn ausgereizt.

Aber neben der Technik von REL gibt es die zweite Möglichkeit, vollständige effiziente Wiederverwendung. Da sehe ich die Möglichkeit revolutionärer Verbesserung. Das Shuttle ist kein Argument dagegen.

Wie ist den das wenn man kein LH2 sondern LCH4 verwendet, sind die höheren Temperaturen soviel einfacher das die Probleme mit dem abplatzen von Eis auch viel kleiner werden?

Wie ist den das wenn man kein LH2 sondern LCH4 verwendet, sind die höheren Temperaturen soviel einfacher das die Probleme mit dem abplatzen von Eis auch viel kleiner werden?

Nein, die Methan-Temperatur ist nur ein wenig über der von LOX (ca. 111 K statt 90 K). Und bei LOX-Tanks sieht man auch jede Menge Eis, siehe z.B. die weißen (Frost) Tanks der Soyuz.
Aber das ist ein beherrschtes Problem, deswegen wird man nicht auf Methan wechseln

Von spacenews:

In an interview, Winters said ESA assumes that, sometime around 2023, a second P-120 production line will be opened, this one in Germany and managed by MT Aerospace, which is majority-owned by OHB SE of Bremen, Germany.

MT Aerospace has said it believes that it can reduce P-120 production costs by more than 25 percent through the introduction of carbon-fiber booster casings. If that proves to be the case, the technology will be implemented at both the German and Italian production lines, Winters said.

If the carbon-fiber technology does not deliver on its promise, a second production line in Germany will nonetheless be opened in such a way that ESA member states participating in the Vega and Ariane 6 programs do not have to pay supplemental charges.

Egal was MT Aerospace macht bzgl. der Faserverbundtechnologie, die Boosterfertigungslinie in Augsburg kommt in jedem Fall.