Ariane-prosjektet, del 1

Av Bård Kringen

De ti første Ariane-oppskytingene

Som nesten alle romprosjekter, er også Arianes vei belagt med en serie skuffelser og utsettelser. Avsluttende spesifikasjoner og endelig klarsignal for utviklingen ble gitt i 1974. Selv om det er ESA som er ansvarlig for utvikling og bygging av systemet, er Frankrike så sterkt involvert at det delvis kan se ut som et rent fransk prosjekt. Det er også Frankrike som bærer den største delen av utgiftene.

Hovedkontraktør og ansvarlig for koordinering, klargjøring, og liknende, er CNES (Centre National d'Etudes Spatiales). Hovedleverandører er fire franske, ett tysk og ett sveitsisk firma, som igjen har mange underleverandører fra resten av Europa. Skandinavia er representert ved de svenske firmaene Saab og Volvo, samt det danske Rovsing.

Raketten er for en stor del bygd opp av kjente komponenter og kjent teknikk, uten de helt store tekniske landevinningene. Den er da også tenkt å bli en romfartens arbeidshest på linje med den amerikanske Delta-raketten.

Den første vellykkede avfyring av motorene i et komplett første trinn ble utført 5. desember 1978. Avfyringen varte i 142,9 sekunder, noe som er nær den normale brenntiden for første trinns motorer.

Første oppskyting, L 01, var på den tiden planlagt til juni 1979, men en del problemer under avsluttende montering og klargjøring ga stadige små utsettelser.

Julaften 1979 var imidlertid alt klart, og klokken 17.15 UT lettet raketten fra rampen. Hele ferden var svært vellykket og optimismen stor i prosjektorganisasjonen. Men tilbakeslaget kom allerede ved den andre oppskytingen i mai 1980 med L 02. Etter bare tre sekunder begynte trykket å falle i én av motorene i første trinn. Fra bakken ble det sendt kommandoer som fikk hele raketten til å eksplodere etter vel 100 sekunder. Nyttelasten, som var amatørradiosatellitten Amsat og den vitenskapelige satellitten Firewheel, gikk selvsagt tapt.

L 03 i juni 1981, som hadde nyttelastene Apple og Meteosat 2, samt L 04 med Marecs A den 20. desember samme år, gikk etter planen. Med disse oppskytingene var prøveperioden over, og Ariane-systemet gikk inn i sin operative fase.

Dermed kom et nytt tilbakeslag. Oppskytingen av L 05 med satellittene Marecs B og Sirio gikk som planlagt med første og andre trinn, men tredje trinns motor stoppet etter vel 300 sekunders brenntid. Nyttelastene, som ikke hadde oppnådd tilstrekkelig høyde og hastighet, falt ned i Atlanterhavet og gikk tapt. Feilen viste seg å ligge i en turbopumpe i tredje trinn. Prøver viste at en kombinasjon av små sikkerhetsmarginer og menneskelig slurv under klargjøringen av motoren, var grunnen til motorstoppen.

L 06 med nyttelastene Amsat og ECS 1, skutt opp 19. juni 1983, L 07 med Intelsat V-7 18. oktober 1983 og L 08 med Intelsat V-8 5. mars 1984 var alle vellykkede. L 08 var den siste oppskytingen som ESA var ansvarlig for. Fra og med L 09 ble oppskytingene overtatt av verdens første kommersielle firma for rakettoppskytinger - Arianespace. Denne oppskytingen, med kommunikasjonssatellitten Spacenet F1 som nyttelast, foregikk 22. mai 1984.

På den tiende Ariane-oppskytingen, 4. august 1984, ble Ariane 3 benyttet for første gang. Den brakte opp to kommunikasjonssatellitter, den franske Telecom 1A og ESA/Eutelsats ECS-2.

Etter den mislykkede L 05-ferden var ESA og Ariane-prosjektet inne i en krise. To av fem oppskytinger hadde vært mislykkede, prosjektet var omkring 15 måneder forsinket og eventuelle brukere ble mer og mer reserverte. INTELSAT, som hadde reservert plass for sin V-7-satellitt på L 07, var ESAs første betalende kunde utenfor Europa, og en av de virkelig store brukere av oppskytingstjenester, begynte å se på muligheten av å bruke romfergen eller de amerikanske rakettene Atlas og Delta. Hvis ESA skulle tape Intelsat som kunde, ville det bli vanskelig å markedsføre seg som et alternativ til de amerikanske romtransportsystemer. Dermed ville utskytningstakten gå ned og oppskytingskostnadene opp.

De senere oppskytingene har imidlertid, som nevnt, gått etter planen. Arianespace har overtatt oppskytingsarbeidet, ordreboken er relativt godt belagt fram til 1986-87, og det ser ut som de amerikanske romtransportsystemene har fått konkurranse på det kommersielle oppskytingsmarkedet.

For å holde på sin markedsandel, må imidlertid utstyr, oppskytingsmateriell og kapasitet stadig forbedres. ESA/CNES har derfor en rullerende plan for oppdatering av materiellet.

Grovt sett er utviklingen fram til år 2000 som følger:

• Bygging av en ny oppskytingsplattform ved Kourou i Fransk Guyana, Sør-Amerika.
• Bygging av en egen fabrikk for produksjon av drivstoffet UDMH (Unsymmetrical DiMethylHydrazin ((CH₃)₂NNH₂).
• Bygging av nye versjoner av Ariane med stadig økende kapasitet.

Kourou

Guyana Space Centre (GSC) har en nesten ideell beliggenhet for et utskytningssted for nyttelaster som skal opp i bane rundt Jorden. Den ligger nær ekvator, omkring 5° nordenfor, noe som gir et godt utgangspunkt for oppskyting av nyttelaster til geostasjonær jordbane. Plassering midt på ekvator hadde gitt minst forbruk av drivstoff og de største nyttelaster til nevnte bane. Til sammenlikning ligger Cape Canaveral på omtrent 28,5° nord.

Oppskytingsstedet ligger omkring 20 km nordvest for byen Kourou, fire-fem kilometer fra kysten og er stort sett omgitt av jungel på alle kanter. Like utenfor kysten ligger Frankrikes beryktede tidligere fangekoloni, Djevleøya. Siden Kourou ligger like ved Atlanterhavet, er faren for skader ved nedfall av rakettdeler liten. Oppskytingene kan foregå med jordrotasjonen, med de fordeler dette innebærer for nyttelasten.

Bestemmelsen om opprettelse av utskytningsstedet ble tatt så tidlig som i 1964. ELDO (European Launcher Development Organization) med Frankrike og Storbritannia som de toneangivende, var på det tidspunkt i gang med utviklingen av Europa-raketten. De trengte derfor et nytt og bedre oppskytingssted for dette prosjektet. Tidligere hadde Frankrike skutt opp sine raketter fra Hammaguir i Algerie og Storbritannia sine fra Woomera i Australia. Fram mot 1970 ble det i Kourou bygd flere mindre anlegg for oppskyting av blant annet den franske Diamant-raketten, og et større anlegg for oppskyting av Europa-rakettene.

Som kjent ble Europa-prosjektet en stor fiasko, og både ELDO og Europa-prosjektet falt fullstendig sammen. På ruinene av disse prosjektene og ESRO (European Space Research Organization) ble ESA (European Space Agency) dannet, og arbeidet med Ariane satt i gang. ESA overtok oppskytingskomplekset, og i 1975 startet man modernisering og ombygging for å tilpasse oppskytingsrampen til Ariane. Ombyggingen var ferdig i 1979, i god tid før den første oppskytingen.

Nye oppskytingsplattformer

Den nåværende oppskytingsrampen kan bare ta imot raketter av de tre første typene av Ariane, kalt Ariane 1, 2 og 3. Med bruk av én oppskytingsplattform vil det også være begrenset hvor stor oppskytingsfrekvens man kan oppnå.

Sommeren 1981 ble det derfor gitt grønt lys for bygging av en ny oppskytingsplattform. Denne kan motta alle de tre første versjonene, men hovedoppgaven blir oppskyting av Ariane 4. Den andre plattformen, ELA-2 (Ensemble de Lancement Ariane 2) er nå halvferdig og skal være klar til bruk i februar/mars 1985. Da vil den imidlertid bli brukt av en av de eldre versjonene, fordi Ariane 4 ikke vil være klar før sist i 1985.

Det som spesielt skiller ELA-2 fra ELA-1, er at monteringen av raketten foregår i et fjerntliggende bygg. Komplette raketter kjøres derfor på en jernbane fram til servicetårnet der endelig klargjøring foretas. Dermed frigjøres montasjebygningen til montering av en ny rakett. På denne måten kan en teoretisk greie én oppskyting hver måned, noe som er umulig med ELA-1. To oppskytingsplattformer gir også alternativer hvis én av plattformene skulle bli ødelagt av for eksempel en eksplosjon.

Arianespace og CNES er nå også i ferd med å utarbeide planer om en plattform nummer tre forbundet med ELA-2s bygninger med jernbane. Grunnen er at Ariane 4 med tiden vil overta mer og mer av oppskytingene, og da kan ikke ELA-1 brukes. CNES vil gjerne ha ELA-3 operasjonsklar i 1987-88. Dette betinger at godkjenning av planene må foretas i 1985. Kostnadsoverslaget for en tredje plattform er cirka 28 millioner pund, eller halvparten av kostnadene for ELA-2. Prisen er forholdsvis lav fordi mange av de eksisterende anleggene kan benyttes til begge plattformene. Hvis ELA-3 kommer i drift, kan den eldste plattformen nedlegges. Med to plattformer vil man greie omkring 12 oppskytinger i året, og noen høyere takt enn dette vil neppe bli aktuelt.

En ny følgestasjon skal også tas i bruk under oppskytingene av Ariane 2 og 3. Denne ligger ved Akakro på Elfenbenskysten og kommer i tillegg til stasjonene ved Galliot på Montagne des Pères (20 km fra Kourou), Montabo nær Cayenne, Natal i Brasil og Ascension i Atlanterhavet.

UDMH-fabrikk

For å sikre tilførsel av nødvendig mengde av drivstoffet UDMH for bruk under oppskytingene, er det bygd en egen fabrikk i nærheten av Toulouse i Frankrike. Tidligere har man vært nødt til å innføre det man trengte av dette drivstoffet fra Kina, Sovjetunionen eller USA. Begge de to første trinnene i raketten bruker UDMH med N₂O₄ (dinitrogentetroksyd) som oksydasjonsmiddel. For Ariane 3 utgjør dette over 60 tonn per oppskyting. I tillegg til det økonomiske aspektet ved å produsere drivstoff i egen regi, er det her også et politisk aspekt. Europa hadde ved sin import gjort seg helt avhengig av andre parter for å skaffe seg nødvendig drivstoff, og dette kunne i gitte situasjoner tenkes brukt som pressmiddel. Ved egen produksjon har man full kontroll over tilførslene til enhver tid. I tillegg til at fabrikken produserer nok UDMH for 12 oppskytinger per år, kan også et mindre kvantum eksporteres.

Nye versjoner av Ariane

For stadig å forbedre nyttelastkapasiteten for Ariane-systemet, foregår det en løpende oppgradering av systemet ved å ta i bruk forbedret teknikk i modifiserte versjoner av rakettene, samt å planlegge nye og forbedrede typer. Det er for tiden arbeid eller utredning i gang på flere versjoner:

• Ariane 1. Grunntypen som for tiden er i bruk.
• Ariane 2. Forbedret versjon med blant annet høyere trykk i brennkamrene på alle motorer og større drivstoffkapasitet i tredje trinn.
• Ariane 3. Lik foregående versjon, men med to faststoffmotorer i tillegg.
• Ariane 4. Grunnversjonen er stort sett lik modell 2 og 3 av utseende, men en del større. Den skal dessuten utstyres med ulike kombinasjoner av utenpåliggende faststoffmotorer eller motorer med flytende drivstoff.
• Ariane 5. Denne modellen er under utredning, men det antas at den vil avvike fra de andre modellene av utseende og vil få langt større nyttelastkapasitet.

Vi skal her se på Ariane 2- og 3-versjonene som vil være de mest brukte de nærmeste årene. Det som skiller disse fra grunnversjonen er hovedsakelig følgende: dobbelt kjegleformet nyttelastdeksel, forlenget Sylda (kapsel som omslutter den nederste nyttelasten og som den øverste plasseres på toppen av), lengre tredjetrinn, lengre motordyse og høyere brennkammertrykk i det tredje trinnets motor, høyere brennkammertrykk i det andre trinnets motor, endring av strukturen mellom tankene i første trinn for feste av faststoffmotorene, bakre feste for faststoffmotorene og høyere brennkammertrykk i første trinns motor.

Faststoffmotorene

De to faststoffmotorene, som hver har en lengde på 7,6 m og en diameter på 1,07 m, inneholder 7,37 tonn fast drivstoff. Totalvekten av hver av motorene er 8,7 tonn. Motorene yter hver for seg en maksimal skyvkraft på knapt 770 000 N, har en brenntid på 28,3 s og en total impuls på 17,1 MNs. I brennkammeret, som peker 12° ut fra raketten, oppnås et trykk på 57,4 bar. Motorene tenner først omkring seks sekunder etter start og brenner til 34 sekunder etter start. Raketten har da en hastighet på 255 m/s og en høyde på 4 km. Separasjon foregår ved hjelp av fjærer som skyver faststoffmotorene løs fra første trinn.

Første trinn

Som tidligere utgaver av trinnet, har det fire Viking V-motorer, som hver yter en skyvkraft på vel 656 000 N ved havoverflaten. De brenner en blanding av UDMH og N₂O₄. Drivstoff og oksydasjonsmiddel oppbevares i to ståltanker som tar henholdsvis 50,9 og 94,2 tonn. Trykket i brennkammeret er 58 bar, mens det bare er 54,3 bar på Ariane 1. Utenpå første trinn er det fester for faststoffmotorene og festebraketter til å holde raketten fast under montering og klargjøring. Åtte små rakettmotorer som peker framover, bremser ned første trinn etter separasjonen fra resten av raketten, og før andre trinn tenner.

N₂O₄ føres fra den forreste tanken og til motorene gjennom utenpåliggende rør som går inn gjennom spissen av motordekslene. Utenpå, langs hele raketten, ligger også en kanal for føring av elektriske ledninger. Mellom første og andre trinn er et kombinert deksel og støttestruktur av aluminium.

Første trinn kobles fra etter 138 s (144 s for Ariane 2) ved en hastighet på 2100 m/s (1850 m/s) i en høyde av 55 km (51 km).

Gjenbruk av første trinn

Det nederlandske selskapet Fokker har, for CNES, utarbeidet planer for å redde første trinn av Ariane ved hjelp av fallskjermer. Dette trinnet er det største og mest kostbare, og man vil spare anslagsvis 20 millioner kroner ved gjenbruk.

Første trinn veier cirka 16 tonn når det er utbrent. Ved separasjon i 55 km høyde har det en hastighet på 1800 m/s. Under tidligere oppskytinger er trinnet blitt ødelagt av eksplosiver, og det falt i havet i mindre deler.

Etter de nye planene vil trinnet, etter å ha fulgt en ballistisk bane til en høyde på omkring 87 km, falle i fritt fall ned til 6,3 km, omkring 340 km fra Kourou. Hastigheten har da sunket til 160 m/s på grunn av luftmotstanden. Herfra vil en serie på fire forskjellige fallskjermer rette opp trinnet og senke hastigheten til et akseptabelt nivå. De to første er rene hjelpeskjermer for å trekke ut en stabiliseringsskjerm som skal ta det kraftigste støtet ved oppbremsningen, samt stabilisere trinnet. Både stabiliseringsskjermen og de fire hovedskjermene, hver med en diameter på 20 m, åpnes først delvis før de så folder seg helt ut. Når trinnet er kommet ned i 1300 m høyde, er hastigheten redusert til 12,5 m/s.

Etter landingen vil trinnet bli lokalisert ved hjelp av radiobøyer. Redningen foregår ved at trinnet festes til en sledeliknende konstruksjon som siden trekkes om bord i redningsfartøyet. For kontroll, reparasjon og utskifting av deler vil trinnet bli sendt tilbake til Frankrike.

Andre trinn

Andre trinn har en Viking IV-motor som leverer en skyvkraft på knapt 696 000 N i vakuum. Den bruker samme drivstoffkombinasjon som første trinn og har samme brennkammertrykk som Viking V-motorene. Tankene av lettmetall inneholder 11,8 tonn UDMH og 21,7 tonn N₂O₄. Foran N₂O₄-tanken er det tre kuleformede tanker med helium. Via et utenpåliggende rør ledes dette til tankene med drivstoff og oksydasjonsmiddel og holder disse under trykk. Nederst på trinnet er det montert seks separasjonsmotorer, fire for å akselerere trinnet fra første trinn og to for å bremse det i forhold til tredje trinn. Mellom andre og tredje trinn er det, i likhet med for underliggende trinn, et kombinert deksel og støttestruktur.

Separasjon mellom andre og tredje trinn skjer etter 273 s (298 s) ved en hastighet på 4725 m/s (4740 m/s) i en høyde av 147 km (141 km).

Tredje trinn

På tredje trinn finner vi de største forandringene i forhold til grunnversjonen. Ved å øke størrelsen på trinnet, er drivstoffkapasiteten økt, noe som gir lengre brenntid.

Motoren er en HM7 som brenner en kombinasjon av flytende hydrogen og oksygen. Med et brennkammertrykk på 35 bar mot 30 bar i Ariane 1, oppnår den en skyvkraft på cirka 60 000 N i vakuum. Brenntiden er vesentlig lengre enn på grunnversjonen, 735 s mot 570 s. Drivstoffkapasiteten er 2,4 tonn (1,6 tonn) hydrogen og 8,1 tonn (6,7 tonn) oksygen. Nederst på trinnet er det montert fire separasjonsmotorer samt knipper med stillingskontrollmotorer. På toppen av det tredje trinnet ligger en ring som inneholder diverse elektronisk utstyr.

Det tredje trinnet vil bringe seg og nyttelasten inn i en ellipseformet overføringsbane etter 994 s (870 s) med en hastighet på 9750 m/s (9755 m/s) i en høyde på 216 km (212 km).

Nyttelast

I motsetning til det kjegleformede dekslet som nå er vanlig, vil Ariane 3 ha et dobbelt kjegleformet deksel over nyttelastene. Dermed vil størrelsen på den øverste nyttelasten kunne økes noe. Ellers er nyttelastvolumet lik en sylinder som smalner av i begge ender. Utvendig er lengden 8,47 m og diameteren 3,20 m.

219 s etter at oppskytingen startet, i en høyde av 108 km, kastes det ytre nyttelastdekslet av og faller ned i havet. For oppskytinger med to nyttelaster er raketten utstyrt med et ekstra deksel av karbonfiberarmert plast med en lengde på cirka 3,9 m og en diameter på cirka 2,8 m. Dette dekslet kalles Sylda. Det omslutter den nederste nyttelasten og er samtidig en støtte for den øverste.

Nyttelastkapasiteten for Ariane 3 er 2580 kg til en geostasjonær overføringsbane på 200 km x 35 800 km med en inklinasjon på 8°. En slik standard nyttelast består av to satellitter på henholdsvis 1400 kg og 800 kg, samt en Sylda-struktur på 180 kg.

I del to av denne artikkelen skal jeg se nærmere på utviklingen videre i Ariane-prosjektet med Ariane 4 og 5.

Tekster til illustrasjoner brukt i artikkelen

Oppskytingsområdet etter utbygging av den andre plattformen: 1) Lager og utpakkingsområde; 2) Montasjehall; 3) Lager for montasjeplattform; 4) Kontorer; 5) Dreieskive; 6) Jernbane; 7) Transportplattform med rakett; 8) Lager for flytende oksygen; 9) Oksygentank; 10) Nitrogentank; 11) Ny oppskytingsplattform; 12) Servicetårn ELA 2; 13) Lager for flytende nitrogen; 14) Servicetårn ELA 1; 15) Lager for UDMH; 16) Lager for N₂O₄; 17) Ariane på ELA 1. Skjematisk framstilling av banene for en nyttelast til geostasjonær bane.

Figuren viser forskjellen i banene for de forskjellige Ariane-versjonene: 1) Faststoffmotorene faller fra; 2) Separasjon av andre trinn; 3) Nyttelastdekslet kastes av; 4) Separasjon av tredje trinn; 5) Nyttelastene går inn i bane.

Denne skissen antyder hvordan man tenker seg å ta ned første trinn i fallskjerm etter bruk. Følgende faser i operasjonen er avmerket: 1) Oppskytingssted; 2) Første trinn utbrent i 55 km høyde, men fortsetter til en høyde på 87 km før det begynner å falle tilbake mot Jorden; 3) Arianes øvrige trinn; 4) Uttrekkingsskjerm utfoldet; 5) Frigjøring av uttrekksskjerm; 6) Stabiliseringsskjermen stabiliserer trinnet i en høyde av 5 km; 7) Frigjøring av stabiliseringsskjerm; 8) De fire hovedskjermene foldes ut i 1500 m høyde. Ariane 2 og 3 vil ha et dobbelt kjegelformet øvre deksel over nyttelastene for å øke volumet av den øvre satellitten. Den stiplede linjen viser formen på Ariane 1. Ariane 3 kjennetegnes av de to faststoffmotorene som er festet til første trinn. Disse rakettene blir fraskilt etter 34 s ved en enkel fjæranordning. 1) Første trinns mellomtankstruktur; 2) Nedre del av N₂O₄-tank; 3) Øvre del av UDMH-tank; 4) Festeanordning; 5) Mekanisme for avstiving og separasjon; 6) Fast dyse for faststoffmotoren; 7) Feste for støttemekanisme på utskytningsrampen; 8) Første trinns motorkonstruksjon; 9) Dysen til en av de fire motorene i første trinn. Ariane 3 avviker fra Ariane 1 på følgende måter: 1) Dobbelt kjegleformet nyttelastdeksel; 2) Forlenget Sylda; 3) Større tanker for drivstoff og oksydasjonsmiddel i tredje trinn; 4) Større brennkammertrykk i tredje trinns motor; 5) Lengre motordyse på tredje trinns motor; 6) Større brennkammertrykk i andre trinns motorer; 7) Forandret mellomtankstruktur; 8) To faststoffmotorer; 9) Motordeksel i første trinn er forsterket; 10) Større brennkammertrykk i første trinns motorer. Ariane 2 er lik Ariane 3, men uten faststoffmotorene. Anleggsområdet for ELA-2. I forgrunnen ses montasjehallen. ELA-1 ligger lengst borte fra montasjehallen. (ESA)