Ariane-prosjektet, del 2

Av Bård Kringen

Etter den vellykkede oppskytingen av Ariane 3 den 4. august 1984, kan ESA og CNES nå konsentrere arbeidet om videre utvikling av rakettsystemet. Utviklingsarbeidet med Ariane 4 er allerede kommet langt, og den første oppskytingen er planlagt til mars 1986. Jeg skal i andre del av denne artikkelen se på utviklingen av Ariane 4 og 5.

Ariane 4

Grunnversjonen til Ariane 4, A40, skiller seg ikke vesentlig ut i forhold til sin forløper Ariane 3. Den største forskjellen er at første trinn er forlenget for å gi plass til mer drivstoff. Tankene har samme diameter som de tidligere modellene, men er 3,5 m lengre og har et volum på 100 m³, mens det var 65 m³ i Ariane 3. Tankene bygges opp av to millimeter tykke segmenter av rustfritt stål som sveises sammen. Det som gir Ariane 4 større nyttelastkapasitet, er de mange varianter av raketter med fast eller flytende drivstoff som gir tilleggsskyvkraft, og som gjør raketten til en allsidig bærerakett med høg kapasitet.

A40 har ingen tilleggsskyvkraft og en nyttelastkapasitet på 2000 kg til en geostasjonær overføringsbane. A42P har to faststoffraketter og en nyttelastkapasitet på 2700 kg, mens A44P har fire faststoffraketter og en kapasitet på 3100 kg. De videre modellene har hjelpemotorer med flytende drivstoff. A42L har to væskemotorer og en kapasitet på 3300 kg, A44LP to væske- og to faststoffmotorer som kan bringe 3800 kg opp i geostasjonær overføringsbane, mens den største versjonen, A44L, har fire raketter med flytende drivstoff og kan sende 4300 kg inn i en geostasjonær overføringsbane.

Ved utviklingen av Ariane 4 har utviklingsgruppen lagt vekt på at løsningene man bruker skal ha et lavt risikomoment. Derfor er det i stor grad brukt kjent teknologi. Diskusjonen har derfor gått på valget mellom å bruke faststoff- eller væskemotorer i hjelpetrinnene. Hvis man hadde valgt å bruke bare faststoffraketter, måtte man ha hatt en femte motor i det første trinnet og fått en enda større økning av drivstoffvolumet. Ved også å bruke hjelpemotorer med flytende drivstoff, kunne det første trinnet være identisk med det som Ariane 3 bruker, med unntak for drivstoffkapasiteten.

CNES har brukt seks kriterier for å sammenlikne de to hovedprosjektene:

Utviklingstid: Flytende drivstoff ville gitt kortest utviklingstid, fordi man da ville unngå en ny, omfattende prosjektering av første trinn.

Teknisk vurdering: Ved å bruke faststoffmotorer ville vektøkningen av det første trinnet blitt uakseptabel stor.

Utviklingskostnader: Flytende drivstoff er å foretrekke fordi dette gir mindre risiko for uforutsette utviklingskostnader på første trinn.

Kostnad per enhet: Fast drivstoff ville bli ubetydelig billigere enn flytende.

Ytelse: Fire raketter med flytende drivstoff vil øke Ariane 4s nyttelastkapasitet med 400 kg.

Kontinuitet med Ariane 3: Flytende drivstoff er bedre fordi grunnversjonen av Ariane 4 da stort sett vil være identisk med Ariane 3.

Konklusjonen på disse seks kriteriene ble at man foretrakk en versjon bygd på Ariane 3, med nødvendig utvidelse av første trinn og tilleggsskyvkraft med opptil fire raketter med flytende drivstoff.

De tyske selskapene ERNO/Messerschmidt Bölkow Blohm ble høsten 1982 tildelt kontrakten på utvikling av hjelperakettene med flytende drivstoff. Kontraktsummen, som er på vel 900 millioner kroner, inkluderer i tillegg til utviklingen også produksjon av seks hjelperaketter og ni transportbeholdere. MBB/ERNO fikk oppdraget av to hovedgrunner, Vest-Tysklands større innsats for Ariane 4 og deres erfaring med Arianes andre trinn som har omtrent samme størrelse. Omkring 20 millioner kroner vil gå til ledelse og sammenmontering av deler. Av disse vil rundt tre millioner kroner bli brukt til bakkeutstyr. Dette beløpet er nokså lite fordi mange av de anleggene man trenger allerede finnes.

MBB/ERNO kommer til å montere rakettene liggende, mens dagens Ariane-versjoner monteres i vertikal stilling. Den nye monteringsmetoden antas å koste bare 25 % av den gamle, blant annet fordi man trenger færre arbeidsplattformer og annet spesialutstyr. Siden ett av hovedformålene med Ariane 4 er å redusere oppskytingskostnadene, er også dette et skritt på veien. Metoden brukes også for de amerikanske Atlas- og Delta-rakettene. Etter planen skal rakettene monteres i Bremen, og man er nå i ferd med å bygge om anleggene for dette formålet.

Ariane 4 vil altså bruke to eller fire hjelperaketter med væskemotorer sammen med to eller ingen hjelperaketter med faststoffmotorer. Hver av hjelperakettene med væskemotorer har en motor av samme type som i det første trinnet, og inneholder det nødvendige drivstoff. Elektronikken til styresystemene i det første trinnet ligger mellom tankene i trinnet. Her finner vi også det nødvendige forråd av kjølevann. Ved at kontroll av tenning, telemetri og lignende er samlet i det første trinnet av hovedraketten, blir konstruksjonen av hjelperaketten enklere.

Det italienske firmaet Aeritalia lager tankene, Sabca motorkonstruksjonene, strukturen mellom tankene og toppkonstruksjonen. Systemet som skal skille hjelperakettene fra hovedraketten lages av franske Aérospatiale og den kjegleformede neseseksjonen av nederlandske Fokker. To av de seks hjelperakettene som skal bygges i første omgang, skal brukes til statiske prøver og vibrasjonsprøver. To andre skal brukes til prøveavfyringer, og de to siste skal brukes til den første oppskytingen med Ariane 4.

Hver av hjelperakettene som har væskemotorer, er omtrent fem meter lengre, men noe tynnere, enn Arianes andre trinn. Lengden er 16 m og diameteren 2,2 m. Drivstoffkapasiteten er 40 tonn med UDMH og N₂O₄. Motorene, Viking V, har en skyvkraft på omtrent 655 000 N og en brenntid på 140 sekunder. Faststoffmotorene er identiske med de som brukes til Ariane 3. Rakettsystemet A44L vil ha en total startvekt på 460 tonn, hvorav 415 tonn er drivstoff. Den første oppskytingen er planlagt til mars 1986, da som prøveoppskyting uten betalende nyttelast. De påfølgende oppskytingene er i august samme år, med Unisat-1, og i desember med Intelsat 6. Utover i 1987 blir det vekselvis oppskyting med Ariane 3 og 4 med oppskytinger hver måned.

ESA har beregnet utgiftene til utvikling av Ariane 4 til omkring to milliarder kroner.

Ariane 5

CNES og Aérospatiale har tre versjoner av Ariane 5 under vurdering. En referansemodell, som egentlig er en videreutviklet Ariane 4; en tilnærmet lik type, men med kryogenisk drivstoff i alle trinn og en kortere versjon som bruker en kombinasjon av fast og kryogenisk drivstoff. Alle versjonene vil ha kapasitet til å bringe 15 tonn inn i en 400 km høg bane med en inklinasjon på 30°, eller åtte tonn til en geostasjonær overføringsbane.

Referansemodellen er planlagt med et førstetrinn fra Ariane 4, en stor kryogenisk motor (LCE, Large Cryogenic Engine) i andre trinn og hjelperaketter med flytende drivstoff. Nye, mer detaljerte studier har vist at omfanget av forsterkningene i det første trinnet, samt problemer med bevegelsen av motorene, gjør det vanskelig å bygge denne versjonen. Utviklingskostnadene vil langt overgå de 14 milliarder kroner som tidligere var anslått, og opp mot utviklingskostnadene for de andre modellene. CNES og Aérospatiale har derfor lagt denne versjonen på is og konsentrert seg om alternativene med kryogenisk eller fast drivstoff.

Ariane 5 med fast drivstoff blir den billigste å bygge, og er derfor Frankrikes favoritt. Det første trinnet i denne versjonen omfatter to store raketter med fast drivstoff lik de som brukes til den amerikanske romfergen, mens det andre trinnet skal ha en LCE-motor. Raketten vil veie omkring 530 tonn ved oppskytingen. Utviklingskostnadene for denne typen vil komme opp i 17 til 22 milliarder kroner. Utgaven med kryogenisk drivstoff bruker flytende hydrogen og oksygen i alle trinn. Det første trinnet skal her ha fire LCE og den andre én. Dette gir en oppskytingsvekt på rundt 300 tonn. Utviklingskostnaden er omtrent den samme som for foregående modell.

Selv om den kryogeniske utgaven vil ha en antatt høyere oppskytingskostnad, er det denne ESA ønsker å utvikle. Grunnen til dette er at en rent kryogenisk rakett er et logisk skritt på veien til en fullt ut gjenbrukbar bærerakett. Dette er akseptert som den beste veien å gå for å redusere oppskytingskostnadene. En type med fast drivstoff vil i så henseende være en blindgate. CNES vil studere begge versjonene enda en stund framover, for så å forkaste én av dem. ESA og CNES vil deretter komme med et felles forslag som vil bli lagt fram for medlemmene av ESA rundt midten av 1985.

Det er imidlertid ett kompliserende moment inne i bildet her. I siste halvdel av 1984 vil ESA få resultatene av de økonomiske studiene av en delvis gjenbrukbar bærerakett. Hvis de er gunstige, vil ESA insistere på at den kryogeniske versjonen skal bli Europas neste bærerakett. Dette vil ødelegge grunnlaget for en rakett med fast drivstoff, som CNES helst vil man skal bygge. En forsinkende faktor i begge Ariane-forslagene er den store kryogeniske rakettmotoren (LCE) som man antar det vil ta 10 år å utvikle. Motoren, som tidligere ble kalt LCE, vil bli utviklet og bygd av Société Européene de Propulsion (SEP). Dette er det eneste europeiske firma som har de nødvendige kunnskapene for å takle slike oppgaver, noe erfaringene med dagens Ariane-motorer allerede har vist. SEP har allerede brukt egne midler til utvikling av denne motoren.

Definisjonsfasen for LCE er anslått til å ta fire år, og det totale utviklingsprogrammet 10 eller tolv år. Kostnadene er stipulert til omkring fire milliarder kroner. LCE vil ikke komme i bruk før i beste fall i 1995. Utviklingstiden er omtrent dobbelt så lang som for utviklingen av en ny jetmotor, men kostnadene er bare halvparten. LCE vil bli bygd for å brukes i neste generasjon av europeiske bæreraketter, i første omgang Ariane 5.

Den konservativisme som går igjen i hele Ariane-prosjektet viser seg også ved utviklingen av LCE. Tross alle fristelser om å bruke ny teknologi, har CNES og SEP stanset opp ved den forholdsvis enkle løsningen som er brukt i HM-7, motoren som brukes i tredjetrinnene på Ariane 1-4. Denne har bare et enkelt sett av turbopumper drevet av en egen gassgenerator, hvor den brukte gassen ikke føres tilbake til framdriftssyklusen. De franske ingeniørene vedgår at hovedmotorene i den amerikanske romfergen er et langt mer elegant og fullgodt framdriftssystem enn LCE, men velger likevel å satse på velprøvd teknologi.

De foreløpige studiene av LCE vil strekke seg over to år og er anslått å koste omkring 1,5 milliarder kroner. Av dette går 600 millioner kroner til konstruksjon av nytt testanlegg ved SEPs prøveområde nær Paris og til Lampoldhausen og Ottobrun i Vest-Tyskland, 300 millioner vil gå til ny teknologi og like mye til systemutvikling. Totalt anslår CNES utviklingskostnadene for LCE til fem milliarder kroner, mens hele Ariane 5-prosjektet vil komme på omkring 10 milliarder kroner.

Gjenbrukbare raketter og Ariane 6

ESAs studier av en gjenbrukbar rakett som skal etterfølge Ariane 5 omfatter også tre modeller, en fullt gjenbrukbar type med kryogenisk drivstoff, en delvis gjenbrukbar type med kryogenisk drivstoff og to tilleggsraketter med Viking-motorer som i de eksisterende Ariane-typene. Den siste typen ser imidlertid ikke lenger ut til å være aktuell.

En fullt gjenbrukbar kryogenisk bærerakett, den største av Ariane 6-utgavene som vurderes, vil ha et førstetrinn med vinger og motorer slik at den kan foreta en vanlig landing etter bruk, mens det andre trinnet vil foreta en ballistisk tilbakevending. For å kunne ta med den nødvendige økningen i masse, må størrelsen på det første trinnet økes ganske mye. ESA vil derfor foretrekke en delvis gjenbrukbar versjon basert på Ariane 5, en versjon det også vil bli mye billigere å utvikle.

Det første trinnet i den delvis gjenbrukbare utgaven vil være utstyrt med fire LCE-motorer, samt ha to jetmotorer som gjør at trinnet kan fly tilbake til oppskytingsstedet når det er ferdig med sin del av oppgaven. Under oppskytingen vil de to jetmotorene ligge inne i rakettkroppen, mellom drivstofftankene. Trinnet vil også bli utstyrt med vinger og styremuligheter som et vanlig fly. Det andre trinnet vil ha én enkelt LCE-motor. Denne motoren vil gå tapt og kan følgelig ikke brukes på nytt igjen. Nyttelast til lav jordbane vil bli 14,6 tonn, og startvekten 300 tonn.

Med gjenbrukbar mener ESA et trinn som kan brukes ti ganger. Studier viser at det kostnadsmessig er lite å hente på videre gjenbruk. Spesifikasjonen for LCE krever blant annet at den skal kunne tåle 20 avfyringer, ha høy pålitelighet og være enkel å vedlikeholde. Likeledes gir drivstoffkombinasjonen flytende hydrogen og oksygen forholdsvis lite korrosjon, og landing av det første trinnet på en flyplass gjør det enkelt å få tilbake dette trinnet. Ut fra disse forutsetningene anslås det at en delvis gjenbrukbar rakett vil gi en oppskytingskostnad på omkring én tredjedel av dagens bruk av éngangsraketter.

Tekster til illustrasjoner brukt i artikkelen

Horisontal montering av Ariane 4s utenpåliggende hjelperaketter ved MBBs anlegg ved Bremen.

De seks planlagte versjonene av Ariane 4. Tegningen angir også forskjellige utgaver av nyttelaster og nyttelastdeksler. Tre av rakettene har to nyttelaster montert i en Sylda-struktur. Nyttelastvektene (inkludert apogeummotor) er gitt for oppskyting til geostasjonær overføringsbane fra Kourou.

Til venstre på denne tegningen ser vi A5R, referanseversjonen som stort sett bruker forbedret Ariane 4-teknologi. Det første trinnet, som har en utvidet drivstoffkapasitet på 220 tonn UDMH/N₂O₄ og fem Viking-motorer, er fulgt av et kryogenisk andretrinn med 60 tonn flytende hydrogen og oksygen og en LCE-motor. Ariane 4 kan ha hjelperaketter som bruker både faststoff- og væskemotorer. A5C, i midten, er en av utgavene med bare kryogeniske motorer. Det første trinnet har fire LCE-motorer, hver med en skyvkraft på 785 000 N i atmosfæren og plass til 180 tonn drivstoff. Den ene motoren i det andre trinnet har en skyvkraft på 980 000 N i atmosfæren. Trinnet har med 60 tonn drivstoff av samme type som i det første trinnet. Til høyre er vist A5P som har 120 tonn med kryogenisk drivstoff og én LCE-motor som yter en skyvkraft på 785 000 N i atmosfæren og brenner i hele 520 s. Dette er ekstra lenge og 90 s mer enn de to trinnene i A5C til sammen brenner. I tillegg har den to raketter med fast drivstoff. Hver har 170 tonn drivstoff, en skyvkraft på 4,9 millioner newton i starten og en brenntid på 117 sekunder. Til sammenlikning har de tilsvarende motorene for romfergen en kapasitet på 504 tonn drivstoff og en skyvkraft på 12,9 millioner newton.

Tegningene viser til venstre en høyenergiversjon for store eller kombinerte nyttelaster som skal sendes opp i en geostasjonær overføringsbane. I midten en lavenergiversjon for nyttelaster til jordbane eller små nyttelaster til geostasjonære baner. Til høyre er vist en gjenbrukbar bemannet romferge for 4-5 personer som kalles Hermes. Her er den montert på toppen av Ariane 5s andre trinn. Hermes studeres nå alvorlig av CNES, men den er ikke formelt behandlet i ESA. I tillegg er flere utgaver av nyttelastdeksler foreslått for oppskytinger med én, to, tre eller flere små nyttelaster. Et trekk for de fleste er en diameter lik, eller større enn, bredden på lasterommet til den amerikanske romfergen.

De tre gjenbrukbare rakettversjonene som ESA har utført studier av. Fra venstre mot høyre ses: En fullt gjenbrukbar kryogenisk rakett, en delvis gjenbrukbar versjon med kryogenisk motor og en delvis gjenbrukbar utgave med en kombinasjon av motorer for kryogenisk drivstoff og tradisjonelle motorer med N₂O₄ og UDMH. ESA foretrekker den midterste versjonen der det første trinnet vil bruke jetmotorer for å returnere til oppskytingsstedet etter at det har gjort sin del av jobben under oppskytingen.