Solch eine Bauform wird nur selten angewandt. Bekannteste Beispiele sind die Centaur-Oberstufe, und die S-ii/S-IVB Oberstufen der Saturn-5. In Europa wurde solch ein Tank bisher nicht entwickelt. 
62,8 M€ sind wirklich nicht viel, dann da stecken die Entwicklung, die Qualifikation und die Fertigung drin. Also auch sämtliche Testanlagen für Druck-, Vibrations- und Termaltests, mit und ohne Füllung. Sowie natürlich sämtliche Maschinen für die gesamte Fertigung (u.a. spezielle Schweißautomaten).
Frage: wenn die "common bulkhead" Technologie neu für Europa ist, dann reicht die Zeit von jetzt bis zur Lieferung 2016 nicht aus, also ist wohl vermutlich schon einiger Aufwand in die Entwicklung bis heute reingesteckt worden. Weiß man wieviel ungefähr ? Die besagten 62,8 MEuro gelten anscheinend von jetzt bis zum Erststart der A5ME.
Und wenn der Tank dann fertig ist dann braucht man für Ariane 6 noch einen neuen, da der Stufendurchmesser wohl geringer ist, außer das neue Joint Venture ändert noch das Konzept der Ariane 6 total.
Apropos Tempoeraturunterschied: im Tank treten wohll ca. 20 K flüssiger Wasserstoff LH2 und 90 K flüssiger Sauerstoff LOX gleichzeitig auf, als ca. 70 K Temperaturunterschied, über mehre Millimeter Wandstärke (muss ja auch halten) plus Isolierung. In einer Raketenbrennkammer treten ca. 100 K Flüssiger Wasserstoff als Kühlmittel und ca. 3500 K Heißgas auf, getrennt von einer Wand mit weniger als 1 mm Wandstärke.
Allerdings darf im Triebwerk das Heißgas das Kühlmittel aufheizen (beim Expander-Kreislauf ist das ja notwendig), während im Tank der LOX den LH2 nicht aufheizen darf, da der sonst verdampft ab ca. 25K bei Tankdruck ca. 3 bar. Das Problem macht es so schwierig beim Tank.
