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Hypergol

Hypergol

Hypergol bezeichnet aus Komponenten bestehende Raketentreibstoffe, deren Komponenten spontan miteinander reagieren, wenn sie in Kontakt gebracht oder vermischt werden. Der Begriff stammt aus dem angloamerikanischen Sprachraum. Die Komponenten hypergoler Treibstoffe sind meist starke Oxidations- bzw. Reduktionsmittel, die sich bei Berührung explosionsartig entzünden. Diese Treibstoffe verhindern jedoch, dass ein Raketentriebwerk explosiv zündet und die Rakete dabei zerstört. Ein weiterer wichtiger Vorteil ist, dass die Zündung auf jeden Fall erfolgt, was beispielsweise für Waffensystemen wie Interkontinentalraketen wesentlich ist. Allerdings sind solche Treibstoffe meist giftig und auch instabil, was sie schlecht lagerfähig macht. Bei größeren Waffensystemen ist man daher zu Feststoffboostern übergegangen und verwendet hypergole Treibstoffe nur zur Zündung. Hydrazinderivate mit Distickstofftetroxid sind heute die einzigen hypergolen Treibstoffe die noch eingesetzt werden. Sie sind zwar giftig, aber da sie ohne Kühlung problemlos lange Zeit lagerfähig sind, werden sie von Satelliten und Raumsonden für ihre Triebwerke verwendet. Auch in manchen Weltraumraketen (hauptsächlich Oberstufen) werden sie verwendet. Bemannte Raumschiffe (z.B. Space Shuttle) werwenden sie ebenfalls meistens für ihre Korrekturtriebwerke. Beispiel hypergoler Treibstoffe sind
- Salpetersäure und Hydrazin (giftig aber stabil)
- Salpetersäure und Anilin (nicht stabil, explosiv)
- Wasserstoffperoxid und Anilin (explosiv)
- UDMH und Distickstofftetroxid (das am weitesten verbreitete Hypergol)
- Monomethylhydrazin und Distickstofftetroxid (z. B. in der Oberstufe der Ariane 5 verwendet)

Siehe auch:

Raketentreibstoff Kategorie:Sonstiges (Raumfahrt)

Raketentreibstoff

Raketentreibstoff ist Treibstoff für den Antrieb einer Rakete, genauer eines Raketenmotors. Bei chemischen Raketen ist meist ein Treibstoff und ein Oxidator erforderlich. Diese können vor dem Start in gemischter oder ungemischter Form vorliegen (ersteres ist bei der Feststoffrakete der Fall). Je nach Art und Einsatzgebiet der Raketen werden folgende Antriebe verwendet:

Festtreibstoff

Für Feststoffraketen, wie sie in der Raumfahrt üblich sind, werden meist spezielle gießfähige Gemische aus Ammoniumperchlorat, Aluminiumpulver, Kunstharz und evenuell geringen Mengen Eisenoxid als Katalysator verwendet. Als Festreibstoff von Feuerwerks- und Modellraketen wird meist Schwarzpulver verwendet. Alle Feststofftreibstoffe sind langsam abbrennende Sprengstoffe.

Hybridtreibstoff

Als Hybridtreibstoff bezeichnet man eine Mischung aus einem festen Treibstoff, meist Kunststoff, Lithiumhydrid etc. und einem flüssigen Oxidator, meist Salpetersäure, flüssigem Sauerstoff oder FLOX (Mischung aus flüssigem Sauerstoff und flüssigem Fluor).

Flüssigtreibstoff

Als flüssige Brennstoffe können verwendet werden: Alkohol, Benzin, Kerosin, Hydrazin, UDMH, MMH, flüssiges Methan oder flüssiger Wasserstoff. Die letzten beiden liefern den größten spezifischen Impuls, sind aber wegen der niederen Lagertemperaturen schwer zu handhaben. Als Oxidatoren werden flüssiger Sauerstoff (LOX), Salpetersäure, Distickstofftetroxid oder Lachgas verwendet. Prinzipiell denkbar, aber aus Umweltschutzgründen praktisch nicht realisierbar, ist auch der Einsatz von flüssigem Fluor. Der ebenfalls denkbare Einsatz von flüssigem Ozon scheitert an der Instabilität von Ozon. Fast alle Oxidatoren sind entweder chemisch aggressiv oder müssen tief gekühlt werden. Hydrazin kann auch als Einkomponententreibstoff, zum Beispiel für Lageregelungssysteme von Raumflugkörpern verwendet werden. Hierbei wird Hydrazin mit Hilfe eines Katalysators zersetzt. Die Zündung erfolgt entweder elektrisch, mit einer Feststoffkartusche, mit einer Hypergolen Zündflüssigkeit oder auch bei manchen Treibstoffkombinationen von selbst (Hypergol) Besonders beliebt sind bei Großraketen folgende Kombinationen:
- Als Treibstoff: UMDH oder/und Hydrazin mit dem Oxidator: Distickstofftetroxid (In der Raumfahrt meistens als Stickstofftetroxid bezeichnet.)
- Als Treibstoff: UMDH oder/und Hydrazin mit dem Oxidator: Salpetersäure. Diese und die oben genanne Treibstoffkombination sind ohne Kühlung lagerbar und Hypergol
- Als Treibstoff: Kerosin mit dem Oxidator: LOX
- Als Treibstoff: flüssiger Wasserstoff mit dem Oxidator: LOX

Nuklearantrieb

Als Treibstoff wird flüssiger Wasserstoff verwendet, der mit Hilfe eines Reaktors auf ca. 3000 Grad Celsius aufgeheizt wird. (Projekt NERVA) Andere Versionen sehen den Einsatz kleiner Atombomben vor (Projekt Orion)

Ionenantrieb

Als Treibstoff dienen Cäsium, Xenon oder Quecksilber, welches ionisiert und in einem elektrischen Feld beschleunigt wird.

Fusionsantrieb

Ein Fusionsantrieb existiert bislang nur auf dem Reißbrett. Prinzipiell ist dieser erst denkbar, wenn man die kalte Fusion, also die Kernfusion bei Zimmertemperatur, beherrscht. Es gibt mehrere Ansätze, so einen Antrieb zu realisieren. Einer davon benutzt einen Laserimpuls als Katalysator: Der Laserimpuls erhitzt innerhalb von Sekundenbruchteilen eine geringe Menge He3. Die Temperaturen müssen auf ein Kelvin gesenkt werden, um eine Fusion zu ermöglichen. Ist es so weit, findet eine Kern-Fusion statt, deren Energie die Reaktionprodukte (in Form von Plasma) aus der Düse schleudert. Die mit der Realisierung verbundenen Probleme sind unter anderem folgene: 1. Die Herstellung einer magnetischen Düse zur Plasmabündelung ist noch nicht gelungen (ähnliche Probleme wie bei Kernfusionsreaktoren)

2. Eine exakte Bündelung der Laserenergie auf einen geringen Raumbereich (Der Zündbereich beinhaltet in manchen Fällen nur etwa eine Million Atome)

3. Lasercharakteristika sind bis jetzt nicht erreicht: starke Pulsleistung mit geringer Wärmeproduktion. Sehr kurze Impulszeiten.

Photonenantrieb

Antrieb durch Licht. Heute in der Form von Sonnensegeln prinzipiell realisierbar. Interessanter wäre aber die Zerstrahlung von Materie mit Antimaterie. Hierbei ergäben sich große Schwierigkeiten in der Produktion und der Lagerung der erzeugten Antimaterie und der Bündelung der bei der Zerstrahlung erzeugten Photonen, da diese im Gammabereich liegen.

Siehe auch

- Raketentriebwerk

Weblinks

- [http://www.bernd-leitenberger.de/raktreib1.html Chemie und Impulserzeugung verschiedener Verbindungen]
- [http://www.bernd-leitenberger.de/raktreib2.html Praktisch eingesetzte Chemische Raketentreibstoffe]
- [http://www.irs.uni-stuttgart.de/lehre/v_elektrische_antriebe.html Elektrische Raumfahrtantriebe] Kategorie:Sonstiges (Raumfahrt)

Reduktionsmittel

Ein Reduktionsmittel (auch als "Reduktans" bezeichnet) ist ein Stoff, der andere Stoffe reduzieren kann und dabei selbst oxidiert wird (Elektronendonator). Das Gegenteil ist ein Oxidationsmittel (auch als "Oxidans" bezeichnet) (Elektronenakzeptor). Beispiele: Lithiumaluminiumhydrid, Natriumsulfid, Natriumsulfit, Natriumdithionit, Natriumthiosulfat, Natriumborhydrid Siehe auch: Oxidationszahl Kategorie:Chemikaliengruppe

Distickstofftetroxid

Distickstofftetroxid N₂O₄ ist eine farblose Flüssigkeit. Es ist ein Dimer aus Stickstoffdioxid, NO₂. Distickstofftetroxid wird unter seinem Trivialnamen Stickstofftetroxid in der Raumfahrt und Raketentechnik, als ohne Kühlung lagerfähiges, giftiges, ätzendes, und hypergol mit Hydrazin und seinen Derivaten reagierendes Oxidationsmittel (Oxidator) verwendet.
Eigenschaften
Das Stickstoffdioxid hat eine Dichte von 1443 kg/m³ und eine relative Molmasse von 46,01. Der Schmelzpunkt liegt bei -11,20 °C, der Siedepunkt bei 21,2 °C. Die kritische Temperatur für N₂O₄ beträgt 157,85 °C und der kritische Druck liegt bei 10 MPa. Oberhalb von 21,2 °C zerfällt ein Molekül N₂O₄ in zwei Moleküle NO₂. Das rotbraune paramagnetische NO₂ wirkt stark oxidierend und steht mit dem diamagnetischen farblosen Distickstofftetroxid N₂O₄ im Gleichgewicht, wobei sich dieses Gleichgewicht mit zunehmender Temperatur nach links verschiebt. diamagnetisch $2\,NO_2 \quad ^\rightarrow _\leftarrow \quad N_2O_4 ,\Delta H=-57~$ N₂O₄ und NO₂ verhalten sich wie das gemischte Anhydrid der Salpetersäure und der salpetrigen Säure. Mit Alkalihydroxidlösungen bilden sie Nitrate und Nitrite. Z. B: $2\,NO_2 + 2\,NaOH \quad \rightarrow \quad NaNO_2 + NaNO_3 +H_2O$
Herstellung
Technisch wird Stickstoffdioxid als Zwischenprodukt bei der Salpetersäuresynthese durch Luftoxidation von NO gewonnen. Duch abkülen unter 21,2 °C dimerisiert dieses zu Stickstofftetroxid.
Verwendung
Distickstofftetroxid wird unter dem Trivialnamen Stickstofftetroxid seit den 1950er Jahren in vielen Raketen als giftiges, ätzendes und ohne Kühlung lagerfähiges Oxidationsmittel (Oxidator) verwendet. Zusammen mit Hydrazinderivaten als Reduktiondmittel bildet es die einzigen bei Träger- und Interkontinentalraketen verwendeten Hypergolischen Treibstoffmischungen. Zuerst wurde Distickstofftetroxid als Lagerfähiger Oxidator bei den Interkontinentalraketen der 2. Generation wie der Titan II verwendet, die dadurch immer vollgetankt und einsatzbereit auf ihren sofortigen Start warten konnten. Danach kam Distickstofftetroxid bei den aus diesen Interkontinentalraketen abgeleiteten Trägerraketen und zahlreichen neuentwickelten Trägerraketen bis heute zum Einsatz. Außerdem ist Distickstofftetroxid der Standardoxidator von Satelliten und Raumsonden
Siehe auch:

- Stickstoffdioxid
- Hydrazin
- 1,1-Dimethylhydrazin
- Monomethylhydrazin
- Hypergol Kategorie:Chemische Verbindung Kategorie:Gift ja:四酸化二窒素

Space Shuttle

Der Space Shuttle ist ein von der NASA in den USA entwickelter Raumfährentyp. Er ging aus dem Versuch hervor, ein wiederverwendbares Raumfahrzeug zu entwickeln. Damit sollten vor allem Kosten gegenüber den bis dahin üblichen Raketen eingespart werden, bei denen alle Raketenstufen nur einmal verwendet werden konnten. Weil ein einstufiger Raumgleiter in den 1960er Jahren außerhalb der technischen Möglichkeiten lag, kam nur ein mehrstufiges System in Frage. Aus dieser Zeit stammt auch die Abkürzung STS für Space Transportation System, mit denen bis heute die NASA-Missionsnummern beginnen. Die STS-Nummern ergeben aber keine chronologische Reihenfolge, wie untenstehende Tabelle zeigt, sondern werden oft Jahre vor dem Start vergeben. Als Space Shuttle wird das gesamte System aus Raumfähre (engl.: Orbiter Vehicle, 'OV'), externem Tank (ET) und Feststoffraketen (Solid Rocket Booster, 'SRB') bezeichnet. Die einzelnen Raumfähren sind nach historischen Forschungsschiffen benannt. __TOC__

Prinzip

Der Space Shuttle startet im Kennedy Space Center (KSC) bei Cape Canaveral (Florida) senkrecht mit Hilfe seiner drei SSME-Haupttriebwerke, die aus einem großen, abwerfbaren Tank mit flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff gespeist werden und zweier großer Feststoffraketen (engl. solid-fuel rocket boosters, SRB). Diese Booster haben eine Brennzeit von ca. 2 Minuten. Anschließend werden sie in einer Höhe von rund 50 km abgeworfen und steigen noch durch ihre hohe Geschwindigkeit auf ca. 66 km Höhe, bevor sie zurückfallen. Sie gehen an Fallschirmen im Atlantischen Ozean nieder und können nach einer Bergung wiederverwendet werden. Da die Bergung und anschließende Überholung der Booster jedoch teurer als eine Neuherstellung ist, wird das nicht (mehr) praktiziert. Die Booster werden trotzdem in regelmäßigen Abständen geborgen und auf eventuelle Schäden und Fehlerquellen untersucht. Nach der Abtrennung der Booster fliegt der Space Shuttle mit Hilfe seiner SSME-Triebwerke weiter. Nach ungefähr achteinhalb Minuten Brenndauer wird kurz vor Erreichen der Orbitalgeschwindigkeit der Außentank in ca. 109 km Höhe abgeworfen. Er verglüht, nachdem er die Erde fast vollständig umrundet hat, größtenteils in der Atmosphäre, die Reste fallen in den Pazifischen Ozean. Nach einer Minute hat das Shuttle eine Geschwindigkeit von 1.609 km/h und 680 Tonnen Treibstoff verbraucht. Nach zwei Minuten hat das Shuttle eine Höhe von 45 Kilometern erreicht und eine Geschwindigkeit von 4.828 km/h. Anschließend wird die Raumfähre von ihren kleinen Manövriertriebwerken in eine elliptische Umlaufbahn mit einem tiefsten Punkt von etwa 109 Kilometer und einem höchsten Punkt von 185 km über Normalnull beschleunigt. Wenn der Orbiter nach einem halben Erdumlauf den bahnhöchsten Punkt erreicht, zünden die Manöviertriebwerke erneut um die Umlaufbahn in eine Elipse mit einem bahntiefsten Punkt in 185 km und einem bahnhöchsten Punkt auf der Zielhöhe (zum Erreichen der ISS etwa 400 km über NN) zu Verwandeln. Wenn der Orbiter wieder den bahnhöchsten Punkt erreicht zündet er die Manövriertriebwerke erneut und zirkularisiert die Bahn in dieser Höhe. Dabei wird eine Orbitalgeschwindigkeit von bis zu 28.067 km/h erreicht. Nach erfolgtem Raumflug von bis zu 17 Tagen Dauer kehrt die Raumfähre auf die Erde zurück. Beim Wiedereintritt in die Erdatmosphäre wird sie durch spezielle Hitzeschutzkacheln an der Front- und Unterseite vor den extremen Wärmeeinwirkungen der Reibungshitze geschützt. Bereits kurz nach dem Wiedereintritt, noch mehrere hundert Kilometer entfernt, erhält sie von der vorgesehenen Landebahn Leitsignale. Die Besonderheit bei der Rückkehr ist, dass der Space Shuttle im Gleitflug antriebslos zur Landung fliegt und somit nur einen Landeversuch hat. Schlechte Wetterbedingungen an den Hauptlandeplätzen machen mitunter die Auswahl eines anderen Zielgebietes notwendig. Space Shuttles landen hauptsächlich im Kennedy Space Center (Florida). Die Alternativen erster Wahl sind die Luftwaffenbasen Edwards (Kalifornien) sowie White Sands (New Mexico), wo übrigens auch die Erprobung der damals neu entwickelten Raumfähre stattgefunden hat. Es gibt aber rund um die Welt Notlandeplätze, wie etwa der Flughafen in Manching bei Ingolstadt, der eine der längsten Landebahnen in Europa hat, der Köln/Bonner Flughafen und jener von Riad (Saudi-Arabien). Sollte es erforderlich sein, dass der Shuttle an einem anderen Ort landet als in Florida, wird es huckepack auf einer modifizierten Boeing 747 (dem sogenannten Shuttle Carrier Aircraft, SCA) zurück dorthin transportiert. Um die Aerodynamik bei diesem Manöver zu verbessern, wird am Heck des zu transportierenden Shuttles eine nach hinten spitz zulaufende Abdeckung angebracht, die die Triebwerke des Shuttles verdeckt. Im Gegensatz zu früheren Raumschiffkonzepten (Apollo-Projekt, Sojus) sind sowohl die Fähre selber, als auch Teile der Raketen für etwa 100 weitere Starts wiederverwendbar.

Entwicklung

Sojus Sojus Die ersten Schritte zur Entwicklung des Space Shuttle begannen Ende der 1960er Jahre. Die NASA war zu der Zeit voll mit den Vorbereitungen des Apollo-Projekts beschäftigt. Die Firmen North American Rockwell und McDonell Douglas wurden beauftragt, Definitionsstudien für ein zweistufiges, in beiden Stufen bemanntes und wiederverwertbares System auszuarbeiten. Beide Stufen sollten gemeinsam von der Startrampe starten und sich in ca. 40 km Höhe trennen. Die erste Stufe sollte wie ein Flugzeug wieder auf der Landebahn landen und die zweite Stufe in den Orbit gelangen. Nach Abschluss der Mission würde auch der Orbiter wieder im Gleitflug zur Erde schweben. Nach eingehenden Studien hätten die Entwicklungskosten für ein komplett wiederverwertbares System ca. 10-12 Milliarden Dollar betragen. Deswegen entschied sich die NASA für ein nur teilweise wiederverwertbares System, das mit Entwicklungskosten von ca. 6 Milliarden Dollar, zu dem heutigen Space Shuttle führte. Da die Kosten auch von der Air Force und dem CIA mitgetragen wurden, musste auch deren Forderungen Rechnung getragen werden. Das war hauptsächlich eine möglichst hohe Nutzlast, um auch große Spionagesatelliten in den Orbit transportieren zu können. So entwickelte sich aus dem vorher geplanten relativ kleinen Shuttle mit kleinen Tragflächen die heutige Version mit großer Ladebucht und den charakteristischen dreieckigen Deltaflügeln am Heck. Das erste Space Shuttle mit dem Namen „Enterprise“, Kennzeichnung „OV-101“, kam zum ersten Mal am 17. September 1976 für Testzwecke zum Einsatz. Es war nur für System- und Landetests und nicht für Flüge in den Orbit ausgestattet. Zuerst sollte das Space Shuttle „Constitution“ heißen, nach einer Briefkampagne von Fans der Serie „Star Trek“ (dt. Raumschiff Enterprise) wurde die Raumfähre jedoch umbenannt. Die „Enterprise“ steht heute im „National Air and Space Museum“. Der zweite Orbiter „Columbia“, Kennzeichnung „OV-102“, hatte sein Roll-Out am 8. März 1979. Am 12. April 1981 startete Columbia zum ersten Flug (STS-01) eines Space Shuttles in den Orbit und landete zwei Tage später erfolgreich auf der Edwards Airforce Base. Am 1. Februar 2003 verglühte der Orbiter beim Landeanflug. Alle 7 Astronauten fanden dabei den Tod.

Liste der Space Shuttles

Siehe Liste der Space-Shuttle-Missionen für eine chronologische Auflistung aller Space Shuttle-Missionen.

Statistiken

Stand 25. August 2005
- STS-80 STS-80

Weitere Entwicklung

Nach dem Verlust der Columbia wurde den verbleibenden Shuttles ein 2,5-jähriges Startverbot erteilt. Die Raumfähren haben mit dem Start der Discovery am 26. Juli 2005 ihren Dienst in verbesserter Version wieder aufgenommen. Da jedoch bei dem Start mehrere, mitunter auch größere, Stücke der Isolierschaumabdeckung des externen Tanks sich gelöst haben und somit den Hitzeschild der Discovery beschädigen könnten, setzte die NASA alle weiteren Shuttle-Start bis zur Behebung der Problematik aus. Wie der NASA-Administrator Michael Griffin am 29. Juli erklärte, sollte das Startverbot nicht lange dauern, so dass ab dem Frühjahr 2006 mit dem Start des nächsten Shuttles zu rechnen ist. Auch wurden bei den Untersuchungen im Orbit bisher nur geringfügige Beschädigungen am Hitzeschild der Discovery gefunden, die keine Gefahr bei dem Atmosphärenwiedereintritt darstellen. Nach der Bekanntgabe des neuen Weltraumprogramms von US-Präsident George W. Bush am 14. Januar 2004 wird das Space Shuttle-Programm jedoch nur noch bis zum Jahr 2010 weiterbetrieben. Ob die USA somit ihre Transportaufgaben zur Fertigstellung der ISS überhaupt leisten werden, ist unklar. Der Nachfolger der Space Shuttles sollte der Venture Star werden. Da die Kosten jedoch bereits beim Bau des Prototypen X-33 weit über dem Plan lagen, wurde das Projekt im Jahre 2001 gestoppt. 2001 Im oben erwähnten Weltraumprogramm Vision for Space Exploration wird ein Crew Exploration Vehicle (CEV) angekündigt, dessen Entwicklung derzeit angegangen wird. Bis zum 2. Mai 2005 lief die Bewerbungsphase, seitdem liegen vermutlich zwei Konzepte vor: ein Kapsel-basiertes von Northrop Grumman/Boeing und ein Lifting Body-basiertes von Lockheed Martin, wobei NASA ein Kapsel-basiertes Design bevorzugt. Zudem gibt es Pläne für das Shuttle Derived Launch Vehicle (SDLV) - eine Trägerfamilie, die Elemente des heutigen Shuttles, wie den Außentank, die Feststoffbooster und die Haupttriebwerke SSME verwendet. Ein „leichter“ Träger (etwa in der Größenordnung einer Delta IV Heavy) soll für den Transport des CEV verwendet werden, ein schwerer soll Schwerlasttransporte für das bemannte Mond- und Marsprogramm übernehmen.

Kritik

Die Untersuchung des Columbia-Unglücks hat innerhalb der NASA schwere technische und organisatorische Mängel aufgezeigt, ähnlich wie früher bei der Challenger-Katastrophe. Allgemein ist das gesamte Space Shuttle-Programm durch den niederschmetternden Untersuchungsbericht bei der Öffentlichkeit als veraltet und anfällig in Misskredit geraten. In einer BBC-Dokumentation über die Entwicklung des Space Shuttles (dt.: „Der Traum, der vom Himmel fiel“) wurde dieses System mit einem „Ritt auf einer Dynamitstange, begleitet von zwei Feuerwerkskörpern“, verglichen, um Mängel bei der Konzeption darzustellen. Mit zwei Totalverlusten (14 Tote) bei 114 Flügen ist der Shuttle im Vergleich zu anderen Trägersystemen dennoch sehr zuverlässig, allerdings verfügt es nicht, wie z.B. die Apollo- oder Sojusmissionen, über ein nennenswertes Rettungssystem für die Mannschaft. Ein weiterer Kritikpunkt ist, dass die erhofften Transportpreise für „Weltraumgüter“ nie die angestrebten 200 US-$ pro Kilogramm erreicht haben - der Preis liegt bei rund 16.000 US-$. Die heutige Raumfähre sei technisch überzüchtet, anstelle sich in erster Linie auf den Materialtransport in den Weltraum zu konzentrieren. Als immer größeres Manko stellte sich der Hitzeschild heraus, welcher aus vielen kleinen Keramikkacheln besteht. Immer wieder fanden NASA-Ingenieure nach der Landung beschädigte Kacheln, jedoch betrafen die Schäden bis zum Verlust der Columbia 2003 nie einen lebenswichtigen Teil des Raumschiffes. Hitzeschild Einige Kritiker bemängeln auch, der Space Shuttle sei im Vergleich zur russischen Buran von minderem Wert. Der auffälligste Unterschied: Die Buran wird von einer separaten Rakete (Energija) hochgetragen, während das Space Shuttle mit seinen SSME-Haupttriebwerken selbst die Rakete darstellt, aber dafür den externen Treibstofftank mitschleppt. Das Space Shuttle besitzt also aufwändige bordinterne Treibstoffpumpen und zusätzliche Technik, auf die die Buran verzichtet. Zudem muss das Space Shuttle das Gewicht der drei Haupttriebwerke, die nur beim Aufstieg verwendet werden, mit in den Orbit und zurück zur Erde tragen. Da die Triebwerke des Shuttles mehrfach einsetzbar sind, sind sie sehr aufwändig und teuer, damit aber auch sehr leistungsfähig und effizient. Auch die „RD-0120“ Haupttriebwerke der Energija-Rakete sollten wiederverwendbar sein (Rückkehr des Triebwerkblocks zur Erde), doch wurde dies niemals umgesetzt. Die Buran hat eine etwa um fünf Tonnen höhere Nutzlastkapazität als der Space Shuttle und sie besitzt eine optimierte Anordnung der Hitzeschutzkacheln - die Fugen zwischen den Kacheln verlaufen fast immer rechtwinklig zur Strömungsrichtung der Luft. Insgesamt kann man sagen, dass das Energija-Buran-System flexibler als der Shuttle im Einsatz ist, so kann Buran z. B. auch unbemannt fliegen oder die Energija ohne Buran als ein Schwerlasttransporter verwendet werden. Ein weiteres kleines Übel ist, dass die Wartungsarbeiten und die Herstellung von Ersatzteilen fast völlig von einer Firma bzw. deren Tochterfirmen übernommen wird - nämlich Boeing. Da deshalb Zehntausende von Menschen vom Space Shuttle-Programm abhängen, so die Kritiker, erscheine es in politischer Hinsicht als nicht opportun, das Programm zugunsten einer besseren Technologie ganz einzustellen. Des Weiteren kann das Space Shuttle teilweise als Fehlplanung erachtet werden: Der Kongress beschloss, sowohl für die Air Force als auch für die NASA ein gemeinsames Trägersystem zu entwickeln, welches alle bisherigen Trägerraketen ersetzen sollte. Weil das Space Shuttle jedem Partner genügen sollte, stelle die Raumfähre für den heute einzigen Betreiber, die NASA, ein suboptimales Produkt dar.

Siehe auch

- X-38
- Raumfahrt, Geschichte der Raumfahrt
- Crew Exploration Vehicle
- Liste der Space-Shuttle-Missionen, Shuttle-Mir-Programm, PNEO
- Space Shuttle Pathfinder

Weblinks

- [http://spaceflight.nasa.gov/shuttle/index.html NASA Space Shuttle Homepage] (englisch)
- [http://www.nasa-statistik.de NASA-Statistik: Informationen über alle bemannten NASA-Missionen] (dt.)
- [http://www.extrasolar-planets.com/raumfahrt/space_shuttle.php Informationen zum Space Shuttle (extrasolar-planets.com)]
- [http://www.raumfahrer.net/raumfahrt/spaceshuttle/home.shtml Informationen zum Space Shuttle (raumfahrer.net)]
- [http://www.geocities.com/CapeCanaveral/4411/faq-e.htm Infos zu den Shuttles einschließlich Prototypen] (englisch)
- [http://bernd-leitenberger.de/space-shuttle.html Space Shuttle bei Bernd Leitenberger] (dt.)
- Photos der NASA zum Space Shuttle [http://spaceflight1.nasa.gov/gallery/images/shuttle/index.html] (bemerkenswert: sehr hohe Auflösung)

! ja:スペースシャトル th:กระสวยอวกาศ

Salpetersäure

Salpetersäure ist die bekannteste und stabilste Sauerstoffsäure des Stickstoffs. Die chemische Formel lautet HNO₃. Salpetersäure liegt in wässriger Lösung weitgehend dissoziiert vor. Ihre Salze heißen Nitrate. Als starke anorganische Säure zählt sie zu den Mineralsäuren.

Eigenschaften

Salpetersäure ist in reinem Zustand farblos. Konzentrierte Salpetersäure jedoch, zersetzt sich leicht (besonders unter Lichteinwirkung) und hat aufgrund des in ihr gelösten Stickstoffdioxids (NO₂) oft einen gelblichen oder rötlichen Farbton. Reine 99%ige Salpetersäure, die freies Stickstoffdioxid enthält, wird rauchende Salpetersäure genannt. Sie wirkt stark oxidierend und kann manche leicht brennbare Stoffe entzünden. Salpetersäure löst die meisten Metalle auf. Ausnahmen sind die Edelmetalle Gold, Platin und Iridium. Auch Titan, Zirkonium, Hafnium, Niob, Tantal und Wolfram widerstehen in Folge Ihrer Passivität der Salpetersäure. Da man somit Gold und Silber trennen konnte, wurde sie früher Scheidewasser genannt. Gemischt mit Salzsäure (Königswasser) kann sie auch diese Edelmetalle auflösen. Weiter sind Aluminium und Eisen infolge Passivierung resistent gegenüber kalter, Chrom gegenüber heißer Salpetersäure. Physikalische Eigenschaften von HNO₃/H₂O-Mischungen
in Abhängigkeit von der Konzentration bei 20 °C und 1,013 bar
Herstellung
Salpetersäure wird technisch seit 1908 nach dem Ostwaldverfahren hergestellt. Es handelt sich dabei um die katalytische Oxidation von Ammoniak. Das Ammoniak-Luft-Gemisch wird rasch (1/5000s Berührungszeit) durch heiße Platin-Rhodium-Netze (Katalysator) geleitet. Bei 800 °C entsteht Stickstoffmonoxid, das beim Abkühlen mit überschüssigem Sauerstoff zu Stickstoffdioxid und dann in Rieseltürmen mit Wasser zu etwa 60%iger Salpetersäure reagiert. Die 60%ige Salpetersäure kann durch Destillation bis 68 % konzentriert werden, was einem Azeotrop mit Siedepunktmaximum (122 °C) entspricht. Höhere Konzentrationen lassen sich durch Entwässerung mit Magnesiumnitrat (Mg(NO₃)₂) oder durch Behandlung von Distickstofftetroxid (N₂O₄) mit der stöchiometrisch nötigen Menge von Luft und Wasser erreichen. Eine leichtere Weise ist es indem man hochkonzentrierte Schwefelsäure (H₂SO₄) und ein Nitrat (XNO₃) verwendet, man könnte ein recht billiges wie Ammoniumnitrat (NH₄NO₃) nehmen, doch bei diesem Nitrat ist der Nachteil, das der Stoff sehr hygroskopisch ist. Daher sollte man am besten Kaliumnitrat (KNO₃) nehmen. Man gibt langsam den Salpeter zur Schwefelsäure, welche man in einen Rundkolben eingefüllt hat und wartet bis die Reaktion abgeschlossen ist. Nun kann man anfangen das ganze in einer Normschliff-Destille abzudestillieren. Nach dem alles destilliert ist, sollte die enstandene hochkonzentrierte Salpetersäure (100 %) luftdicht verschlossen werden, bis sie zu Gebrauch kommt.
Verwendung

- Salpetersäure wurde bis in die späten 1980er Jahre in der Raketentechnik als Oxidator verwendet (z. B. in der Agena Oberstufe) Salpetersäure ist einer der wichtigsten Grundstoffe der chemischen Industrie.
- Neutralisiert mit Basen zu Nitraten als Düngesalz und Explosivstoffe
- Mit Silber zu Silbernitrat für die Photoindustrie und zum Versilbern
- Mit Salzsäure als Königwasser und Gold zu Goldsalzen zum Vergolden
- Zum Beizen und Brennen von Metallen (grafische und galvanische Technik)
- Zur Nitrierung von organischen Stoffen bei der Herstellung von Farbstoffen, Heilmitteln, Explosivstoffen und Desinfektionsmitteln
- Über die Veresterung zur Herstellung von Explosivstoffen (Sprengöl), Celluloid, Nitro- und Zaponlacke
- Über die Oxidation zu Polyester- und Polyamidherstellung (beispielsweise Nylon) Gemische mit Schwefelsäure (zwei Teile Schwefelsäure und ein Teil Salpetersäure) werden Nitriersäure genannt und zur Nitrierung von organischen Verbindungen verwendet.
Geschichte
Bereits im 9. Jahrhundert gewann der arabische Alchimist Geber rohe Salpetersäure („Aqua dissolutiva“) durch trockenes Erhitzen von Salpeter (lat. sal petrae = Felsensalz; KNO₃), Cyprischem Vitriol (CuSO₄.5H₂O) und Alaun (KAl(SO₄)₂.12H₂O; erwähnt in De inventione veritatis aus dem 12. Jahrhundert. Im 13. Jahrhundert benutzte Albertus Magnus die Salpetersäure, um Gold und Silber zu trennen („Scheidewasser“). Schon 1225 stellte Raymund von Lullius sie fabrikmäßig durch Glühen von Salpeter mit Ton her. Später wurde Salpeter mit Eisenvitriol (FeSO₄.7H₂O) erhitzt, was höhere Ausbeuten bei niedrigerer Temperatur lieferte. J. R. Glauber gewann Mitte des 17. Jahrhunderts reinen spiritus nitri durch Umsetzung und Destillation von Salpeter mit Schwefelsäure, einem bis heute gebräuchlichen Laborverfahren zur Herstellung der Salpetersäure, die im Mittelalter auch aqua fortis oder aqua valens und im englischen Sprachraum strong water genannt wurde. Als Bestandteile der Salpetersäure erkannte A. L. Lavoisier Mitte des 18. Jahrhunderts die chemischen Elemente Stickstoff und Sauerstoff. Die genaue Zusammensetzung wurde von Henry Cavendish bestimmt, dem auch die Synthese aus dem Stickstoff der Luft durch elektrische Entladung gelang. Eine rationelle Fabrikation begann erst Anfang des 19. Jahrhunderts, als billige Schwefelsäure und Chilesalpeter in ausreichenden Mengen verfügbar waren. Auch die „Luftverbrennung“ in einem elektrischen Lichbogen wurde zu einem großtechnischen Verfahren entwickelt (Birkeland – Eyde), das jedoch nur in Ländern mit billigem Strom konkurrenzfähig war. Die Katalytische Oxidation von Ammoniak über Platin wurde von C. F. Kuhlmann (1838) entdeckt. Bis zur Erfindung der Ammoniaksynthese durch Haber und Bosch blieb jedoch Ammoniak zu teuer im Vergleich zu Chilesalpeter. Zu Beginn des 20. Jahrhunderts entwickelte Wilhelm Ostwald die Herstellung von Salpetersäure aus Ammoniak zur industriellen Reife. Die billige Ammoniak-Oxidation hat heute alle anderen großtechnischen Verfahren verdrängt. Kategorie:Chemische Verbindung ja:硝酸

Salpetersäure

Eigenschaften

Wasserstoffperoxid

Wasserstoffperoxid H₂O₂ (früher auch Wasserstoffsuperoxid) ist eine farblose, flüssige Verbindung aus Wasserstoff und Sauerstoff. Wasserstoffperoxid reagiert (heftig) mit vielen verschiedenen Stoffen, wie z.B. mit Kupfer, Messing, Kaliumjodid.

Physikalische Eigenschaften

Das H₂O₂-Molekül ist gewinkelt (Diederwinkel = 111°). Wegen der starken Vernetzung durch Wasserstoffbrücken ist reines Wasserstoffperoxid sehr viskos. Da reines (=wasserfreies) H₂O₂ instabil ist und spontan explodieren kann, kommt es normalerweise als maximal siebzigprozentige Lösung in Wasser in den Handel.

Herstellung

Früher wurde Wasserstoffperoxid hauptsächlich durch Elektrolyse von Schwefelsäure hergestellt. Dabei bildet sich Peroxodischwefelsäure, die dann wieder zu Schwefelsäure und Wasserstoffperoxid hydrolisiert wird. Heute wird Wasserstoffperoxid durch das Anthrachinon-Verfahren hergestellt. Dazu wird Anthrahydrochinon mit Luftsauerstoff unter Druck zu Wasserstoffperoxid und Anthrachinon umgesetzt.

Chemische Eigenschaften

Wasserstoffperoxid neigt dazu, zu Wasser und Sauerstoff zu zerfallen:

2H_2O_2 \rightarrow 2H_2O + O_2

Diese Zersetzungsreaktion wird unter anderem durch Mn²⁺- (siehe Nachweis), I^-- und OH^--Ionen katalysiert. In der Praxis werden deswegen sämtliche H₂O₂-Lösungen mit Stabilisatoren (unter anderem Phosphorsäure) versetzt. Wegen der intermediären Bildung von atomarem Sauerstoff ist es ein gutes Oxidationsmittel. Weil dabei nur Wasser entsteht, ist es auch im Labor beliebt. Gegenüber anderen Oxidationsmitteln (beispielsweise Kaliumpermanganat) kann es auch als Reduktionsmittel wirken. Wasserstoffperoxid ist eine sehr schwache Säure, seine Salze sind die Peroxide.

Nachweis

Qualitativer Nachweis: Zur neutralen Probelösung Mn²⁺-Ionen (beispielsweise MnSO₄) zugeben. Entwickelt sich Gas, mit der Glimmspanprobe auf Sauerstoff prüfen. Fällt diese positiv aus (Glimmspan glüht auf), war H₂O₂ zugegen. Nachweis als Chromperoxid (CrO(O₂)₂) Aus der Festprobe machen. Chromtrioxid (CrO₃ ergibt mit Wasserstoffperoxid im stark sauren Bereich (pH<0) das intensiv blau gefärbte Chromperoxid, welches sich in Ether löst). Hierzu Kaliumdichromat mit verd. H₂SO₄ ansäuern und 1 cm hoch mit Ether überschichten (Abzug!), Probe dazu geben und schütteln. Die Ether-Phase färbt sich bläulich. Nachweis als Peroxotitanyl(IV)-Ion ([Ti(O₂)OH⁺ ]) Dies ist ein sehr empfindlicher Nachweis auf Wasserstoffperoxid. (Farblose) Titan(IV)ionen ergeben schon mit Spuren von Wasserstoffperoxid das intensiv orangegelb gefärbte Peroxotitanyl-Ion. Umgekehrt kann man daher auch mit Wasserstoffperoxid eine Substanz auf Titan(IV) prüfen.

Verwendung

Wasserstoffperoxid ist ein Bleichmittel. Außerdem wirkt es desinfizierend (3%ige Lösung für Mund- und Rachenraum), daher wird es in Kosmetik (Blondieren von Haaren), Medizin (Zahnarzt), zur Desinfektion von Kontaktlinsen in Kontaktlinsenreinigern und zur Entkeimung von Packstoffen benutzt. Weltweit ist die größte Anwendung in der umweltfreundlichen Bleiche von Zellstoff (engl. pulp) zu sehen. Zellstoff wird aus Holz gewonnen und das darin enthaltene Lignin mit H₂O₂ gebleicht. Hauptverwendung von Zellstoff ist zur Herstellung von Papier, Servietten, Taschentücher etc. In der Mikrosystemtechnik nutzt man die sog. Knallgasreaktion zur Bildung von H₂O für die thermische Oxidation (nasse Oxidation) der Silizium-Waferoberflächen (SiO₂). Es spielt eine Rolle in industriellen Prozessen, besonders bei der Herstellung von Epoxidharzen und bei der Reinigung von Abwässern. In Verbindung mit Salzsäure kann es zur Herstellung von gedruckten Leiterplatten (Platinen) zum Entfernen des Kupfers verwendet werden. Als Energie- beziehungsweise Sauerstofflieferant (Zersetzung etwa über Braunstein) kam es in konzentrierter Form bei Raketenantrieben (etwa: Max Valier, Messerschmitt Me 163) und U-Boot-Antrieben (Walter-U-Boot) zum Einsatz. Auch wurde Wasserstoffperoxid, das mit Hilfe von Kaliumpermanganat zersetzt wurde, als Treibstoff für die Treibstoffpumpen der A4 verwendet. Unzersetztes Wasserstoffperoxid wurde als, bei Normaltemperaturen, flüssiger Sauerstoffträger in britischen Raketen (z.B. Black Arrow) benutzt und verbrannte dort mit Kerosin. Wasserstoffperoxid neigt zu unkontrollierter Zersetzung. So starben am 16. Juli 1934 Dr. Kurt Wahmke und 2 Techniker in Kummersdorf bei der Explosion eines mit Wasserstoffperoxid betriebenen Triebwerkes. Aufgrund der Gefährlichkeit in Einsatz und Handhabung (Ätzwirkung, unkontrollierte Zersetzung, Explosion bei Verunreinigungen in Tank und Leitungssystem) ist der Gebrauch heute auf Kleinraketentriebwerke (Rekordversuche, Steuertriebwerke) beschränkt. Der Untergang des russischen Atom-U-Boots Kursk 2000 wurde Gerüchten zufolge verursacht durch das Auslaufen von Wasserstoffperoxid aus einem Tank in einem Torpedo und die anschließende Reaktion mit Kupferteilen, die zum Zerbersten des Torpedos führte. Es wird in Aquarien zum Zuführen von Sauerstoff benutzt, dies geschieht in einem Oxidator. In der Kriminologie kann es als Nachweis für bspw. herausgewaschenes Blut genutzt werden.

Physiologie

Wasserstoffperoxid wirkt stark ätzend, besonders als Dampf. Es entsteht bei zahlreichen biochemischen Prozessen, ist jedoch ein Zellgift. Deswegen baut in Zellen das Enzym Katalase H₂O₂ ab. Auf viele idotischen prokaryontische Kleinstlebewesen wirkt H₂O₂ stark toxisch (daher auch die desinfizierende Wirkung). In der Biologie wird es experimentell zur Herbeiführung des programmierten Zelltodes von isolierten eukaryontischen Zellen genutzt.

Biologische Bedeutung

Die weibliche Eizelle produziert nach der Befruchtung durch ein Spermium kurzzeitig Wasserstoffperoxid in geringer Konzentration um andere Spermien abzutöten.

Literatur

- Werner R. Thiel: Neue Wege zu Wasserstoffperoxid: Alternativen zu etablierten Prozessen? Angewandte Chemie 111(21), S. 3349 - 3351 (1999)
- Heribert Offermanns, Gunther Dittrich, Norbert Steiner: Wasserstoffperoxid in Umweltschutz und Synthese. Chemie in unserer Zeit 34(3), S. 150 - 159 (2000), ISSN 0009-2851 Kategorie:Chemische Verbindung Kategorie:Gift ja:過酸化水素

Anilin

Anilin [] (von arabisch an-nil „Indigopflanze“) ist eine farblose, leicht ölige Flüssigkeit mit süßlichem Geruch, die an der Luft leicht bräunlich wird. Es dient in der chemischen Industrie in erster Linie als Ausgangsstoff für die Synthese von Farben und Kunstfasern, aber auch zur Herstellung von Kautschuk und Medikamenten. Anilin wurde 1826 von Otto Unverdorben erstmals durch Kalkdestillation aus Indigo – einem blauen Farbstoff – hergestellt. Daher war es früher auch unter dem Namen Blauöl bekannt. Seit 1897 wird Anilin von der Badischen Anilin- und Soda-Fabrik (BASF) zur Synthese des vorher nur aus pflanzlichen Rohstoffen gewonnenen Farbstoffs Indigo eingesetzt (Heumann-Synthese). Schon vorher wurde Anilin in großem Maßstab hergestellt, etwa von der AGFA (Aktien-Gesellschaft für Anilin-Fabrikation) ab 1873. Es handelt sich um einen Benzolring mit einem NH₂-Rest und damit um eine aromatische Verbindung. Mit Säuren versetzt bildet es Anilinsalze. Anilin ist ein blutveränderndes Gift, welches Hämolyse auslösen kann und im Verdacht steht, krebsverursachend (kanzerogen) zu sein. Da es ein Kontaktgift ist, kann es über die Haut aufgenommen werden. Die basische Wirkung von Anilin wird durch den mesomeren Effekt verringert, da dieser zu einer geringeren Elektronendichte am sonst Protonen aufnehmenden NH₂-Rest führt. Kategorie:Chemische Verbindung Kategorie:Gift ja:アニリン

1,1-Dimethylhydrazin

Geschichte

1,1-Dimethylhydrazin wird seit den 1950ern aufgrund seiner Lagerfähigkeit zusammen mit Distickstofftetroxid als Raketentreibstoff verwendet.

Vorkommen und Verhalten in der Umwelt

Es sind keine natürlichen Quellen von 1,1-Dimethylhydrazin bekannt. Aufgrund seines niedrigen Dampfdrucks und seiner hohen Reakativität (insbesondere gegenüber Ozon) ist eine weiträumige Verteilung bei Eintrag in die Umwelt nicht zu erwarten, und es erfolgt ein schneller Abbau.

Gewinnung/Darstellung

1,1-Dimethylhydrazin kann aus einer katalysierten Reaktion zwischen Dimethylamin und Ammoniak hergestellt werden. In Deutschland wird es nicht mehr hergestellt.

Eigenschaften

Physikalisch/Chemische Eigenschaften

Ammoniak Farblose, fischartig riechende Flüssigkeit, die an der Luft raucht. Die Dämpfe von 1,1-Dimethylhydrazin können die Haut und die Schleimhäute (Augen, Atemwege) reizen bzw. bei starker Belastung verätzen.

Verwendung

- Zur Herstellung von Farbstoffen, Arzneimitteln und Chemiefasern.
- Als Gasabsorptionsmittel für Kohlendioxid und Schwefeldioxid.
- Als brennbare Komponente (Heptyl, russ.) von flüssigen Raketentreibstoffen in Kombination mit Distickstofftetroxid (Amyl, russ.) oder RFNA (AK-27I oder Mélange, russ.) als Oxidationsmittel. Im 1.Golfkrieg eingesetzte sowjetische Scud-Raketen enthielten je 1000 kg UDMH und 3500 kg RFNA. Infolge zahlreicher Raketenstarts über dem Festland sind ca. 2% des russischen Gebiets mit UDMH verseucht, was zu zahlreichen schweren Erkrankungen in der Bevölkerung geführt hat.

Physiologie

1,1-Dimethylhydrazin wird leicht über die Haut aufgenommen und hat sich im Tierversuch als eindeutig krebserzeugend erwiesen.

Wiki-/Weblinks

Siehe auch:
- Monomethylhydrazin
- Hydrazin
- Distickstofftetroxid
- Chemikalienliste
- WikiProjekt Chemikalien
- Portal:Chemie Kategorie:Chemische Verbindung Kategorie:Gift ja:非対称ジメチルヒドラジン

Distickstofftetroxid

Ariane 5

Die Ariane 5 ist eine Trägerrakete aus der Ariane-Serie, die im Auftrag der ESA entwickelt wurde und seit 1996 im Einsatz ist. Sie ist die leistungsfähigste europäische Trägerrakete und ermöglicht es, schwere Nutzlasten in die Erdumlaufbahn zu befördern.

Konzept und Anwendungen

Während der Konferenz in Den Haag im November 1987 bewilligte der ESA-Ministerrat die Entwicklung eines ersten europäischen Schwerlastträgers, um für die immer größer werdenden Telekommunikationssatelliten gewappnet zu sein. Zu diesem Zeitpunkt konnte die ESA bereits auf einen langen, erfolgreichen Einsatz der Ariane-Reihe zurückblicken. Das Ziel bei der Entwicklung der Ariane 5 war eine mit einem Gesamtgewicht von bis zu 6,8 Tonnen 60 Prozent höhere Nutzlast für die geostationäre Transferbahn (GTO) bei nur 90% der Kosten einer Ariane-44L. Dies entspricht einer Verringerung der Kosten pro Masse um 44 Prozent. Einen weiteren Anwendungsbereich der Ariane 5 sollte der europäische Raumgleiter Hermes darstellen, um diesen so preiswert wie möglich zu starten. Hermes wäre von der Rakete auf einer Parabelbahn ausgesetzt worden, die die Raumfähre mit ihrem eigenen Antrieb in eine erdnahe Umlaufbahn umgewandelt hätte. Dieses europäische Projekt wurde jedoch nie verwirklicht. Durch den Aufbau der Ariane 5 mit einer bewusst sehr niedrig gehaltenen Anzahl von Triebwerken sollte eine sehr hohe Zuverlässigkeit erreicht werden. Obwohl Hermes nie gebaut wurde, wurde eine bemannte Nutzung der Ariane 5 nicht ausgeschlossen. Die angestrebte Zuverlässigkeit der Rakete lag mit 99% für die einstufige Variante eine Größenordnung höher als bei der Ariane 4, die nur für Satellitenstarts entwickelt worden war und viele Triebwerke besaß. Für die zweistufige Variante waren 98,5% anvisiert. Entsprechend groß war die Enttäuschung, als die Ariane 5 gleich beim Erstflug einen Fehlstart hinlegte, während ihr Vorgänger erfolgreich weiterflog. Heute werden mit der Ariane 5 hauptsächlich Kommunikationssatelliten in den GTO-Orbit gestartet.

Entwicklung und Vertrieb

Die Ariane 5 wurde von Raumfahrtunternehmen aus den ESA-Mitgliedstaaten im Auftrag der ESA entwickelt. Dabei stellte jeder Mitgliedsstaat, der sich an dem Projekt beteiligen wollte, Geld zu Verfügung. Die Industrie des jeweiligen Staates bekam dann Entwicklungsaufträge im Wert des von dem Staat gezahlten Entwicklungsbeitrages von der ESA. Die ESA ließ das Projekt von der französischen Raumfahrtbehörde CNES durchführen, die die technische Leitung, das Finanzmanagement und die Verteilung der Aufträge an die einzelnen Unternehmen in den Partnerstaaten übernahm. Die Startgesellschaft Arianespace musste deshalb die Einzelteile der Rakete bei den von der ESA ausgewählten Unternehmen bestellen und auch von den dafür ausgewählten Unternehmen montieren lassen. Nach dem Fehlstart beim ersten Flug der Ariane 5 ECA im Jahr 2002 wurde dieses komplizierte System abgeschafft und die EADS Space Transportation zum Hauptauftragnehmer ernannt. Die EADS baut nun die Raketen komplett aus den von ihr und den Partnerfirmen hergestellten Einzelteilen zusammen und ist für die Funktionsfähigkeit der kompletten Raketen verantwortlich. Sie liefert die Raketen nach der Endabnahme an ihren Kunden Arianespace. Für die ersten drei Starts waren ESA und CNES direkt verantwortlich, später übernahm Arianespace die Vermarktung. Die Rakete wird auch internationalen Kunden zum Start ihrer Satelliten gegen Entgelt angeboten. Die Entwicklungskosten der Ariane 5 betrugen etwa 5,8 Milliarden Euro (7 Milliarden US-Dollar).

Technik

Die auf Hermes optimierte Grundausführung der Ariane 5 heißt Ariane 5G (générique). Sie besteht aus:
- zwei Feststoffboostern (Bezeichnung EAP P238). Diese Booster sind etwa 30 m lang, haben einen Durchmesser von 3,05 m und fassen jeweils 238 Tonnen Festtreibstoff. Sie liefern etwa 5000 kN Schub über 130 Sekunden bevor sie abgeworfen werden. Die Boostergehäuse werden von der Firma MT Aerospace AG in Augsburg produziert.
- einer sehr großen Hauptstufe (Bezeichnung EPC H158). Ihr Leergewicht beträgt dank extremer Aluminium-Leichtbauweise nur 12,5 Tonnen. Das Material ist so dünn, dass sie unter ihrem eigenen Gewicht zusammen brechen würde, wenn man die Stufe leer aufrichten würde. Stabilität erlangt sie erst durch den eingefüllten Treibstoff bzw. Druckgas. Sie ist 30,5 m hoch, hat 5,4 m Durchmesser und fasst 158 Tonnen Treibstoff. Diese Stufe hat nur ein Triebwerk, das durch die Verbrennung von flüssigen Wasserstoff und Sauerstoff 605 Sekunden lang einen Schub von 1180 kN liefert und damit nicht genug Schub erzeugt, um die Rakete ohne die Schubkraft der Booster abheben zu lassen. Beim Starten der Rakete zündet das Haupttriebwerk zuerst. Nachdem die Computer es auf Funktionsfähigkeit überprüft haben und das Triebwerk auf volle Leistung hochgefahren wird, werden auch die Feststoffbooster gezündet und die Rakete hebt ab. Sollten vor dem Abheben Probleme mit dem Haupttriebwerk festgestellt werden, kann es ohne jeglichen Schaden abgeschaltet werden. Dagegen können die Feststoffbooster nach dem Zünden nicht mehr abgeschaltet werden, was auch diese Zündungssequenz erklärt.
- Auf der Hauptstufe sitzt die in einem Ring untergebrachte Steuerungseinheit, die den Flug der Ariane 5 steuert und überwacht. Auf diesem Ring sollte der Raumgleiter Hermes sitzen und nach der Abtrennung von der Hauptstufe mit Hilfe seiner eigenen Triebwerke die Umlaufbahn erreichen.
- Damit die Ariane 5 auch Satelliten in den GTO bringen kann, wurde eine sehr kleine Oberstufe (Bezeichnung EPS L9.7) entwickelt, die im Ring der Steuerungseinheit angebracht wird. Diese Stufe fasst 9,7 Tonnen Treibstoff, der in vier kugelförmigen Tanks untergebracht ist. Sie besitzt ein druckgasgefördertes Triebwerk, das während einer Brennzeit von bis zu 1.100 Sekunden Monomethylhydrazin mit Distickstofftetroxid verbrennt.

Nutzlastverkleidungen

Es stehen drei verschiedenlange Nutzlastverkleidungen (engl.: Fairings) zur Verfügung, die von Contraves Space in der Schweiz hergestellt werden. Die Nutzlastverkleidungen spalten sich längs auf und werden abgeworfen, wenn der Luftwiderstand in ca. 110 km Höhe den Satelliten nicht mehr beschädigen kann.
- Die kurze Nutzlastverkleidung ist 12,7 m lang. Ihr nutzbares Volumen beträgt 125 m³ und ist zusammen mit allen Doppelstartvorrichtungen einsetzbar.
- Die mittellange Nutzlastverkleidung ist 13,8 m lang. Ihr nutzbares Volumen beträgt 145 m³. Sie ist zusammen mit der Doppelstartvorrichtung Sylda 5 einsetzbar.
- Die lange Nutzlastverkleidung ist 17 m lang. Ihr nutzbares Volumen beträgt 200 m³. Sie ist zusammen mit allen Doppelstartvorrichtungen einsetzbar.

Doppelstartvorrichtungen

Um zwei größere Satelliten bei einem Start in die Umlaufbahn befördern zu können, setzt Ariane 5 Doppelstartvorrichtungen ein. Dabei werden zwei verschiedene Typen von Doppelstartvorrichtungen verwendet. Jeder der beiden Typen ist in mehreren Versionen erhältlich. Sie werden von EADS Astrium in Bremen hergestellt. Der erste Typ namens Speltra ist ein unten offener Zylinder, der mit 5,4 m Durchmesser denselben Durchmesser wie die Rakete selbst hat. Die Speltra wird über den bereits zuvor auf der Oberstufe der Ariane 5 befestigten Satelliten gestülpt. Danach wird auf der Speltra der zweite Satellit befestigt, über den wiederum die Nutzlastverkleidung gestülpt wird. Die Nutzlastverkleidung sitzt damit auf der Speltra. Die Speltra ist für unterschiedlich große Satelliten in zwei verschiedenen längen erhältlich.
- Die kurze Speltra ist 5,7 m lang und hat ein nutzbares Volumen von 75 m³.
- Die lange Speltra ist 7 m lang und hat ein nutzbares Volumen von 100 m³. Der Vorteil der Speltra ist, dass die in ihr transportierten Satelliten dieselbe maximale Breite besitzen dürfen wie die Satelliten, die direkt unter der Nutzlastverkleidung transportiert werden. Der zweite Typ namens Sylda 5 ist ein unten offener Zylinder mit 4,6 m Innendurchmesser, der sich innerhalb der Nutzlastverkleidung befindet. Er ist in sechs unterschiedlich langen Versionen erhältlich, die 4,9 bis 6,4 m lang sind und 50 bis 65 m³ nutzbares Volumen bieten. Der zweite Satellit wird auf der Sylda 5 montiert und kann nur noch den restlichen in der Nutzlastverkleidung zur Verfügung stehenden Raum ausfüllen. Die Sylda 5 wurde von einer ähnlichen Struktur in der Ariane 4 abgeleitet und eingeführt, weil die meisten Satelliten nicht so breit sind, dass die Speltra benötigt wird. Das gegenüber der Speltra eingesparte Gewicht kommt voll der Nutzlast zugute, weil die Doppelstartvorrichtung erst nach dem Aussetzen des oberen Satelliten abgestoßen wird. Daneben gibt es noch Distanzringe, die ebenfalls von Contraves Space gefertigt werden und zur Verlängerung aller zur Verfügung stehenden Verkleidungen eingesetzt werden können. Die Verlängerung beträgt 50 bis 200 cm, was einem Volumen von 8 bis 33 m³ entspricht. Zuletzt gibt es noch die ASAP Vorrichtung (Ariane Structure for Auxiliary Payloads) für Mini- oder Mikrosatelliten. Sie stammt ebenfalls von der Ariane 4 wird aber eher selten benutzt (V135, V138, V165). Die Montage erfolgt bei Doppelstarts in oder über der Speltra/Sylda ansonsten unterhalb der Primärnutzlast.

Folgeversionen

Schon vor dem Erstflug stand fest, dass die Ariane 5 nur Satelliten starten würde. Die Ariane 4 beherrschte zu dem Zeitpunkt etwa die Hälfte des weltweiten kommerziellen Satellitenstartmarktes und man wollte diese Position mit der Ariane 5 weiter ausbauen. Daneben stieg die Masse der kommerziellen Kommunikationssatelliten kontinuierlich an, sodass man befürchtete, Ariane 5 werde bald nach ihrer Markteinführung keine Doppelstarts mehr durchführen können. Deshalb beschloss die ESA noch vor dem ersten Start ein Leistungssteigerungsprogramm. Zuerst war eine deutliche Vergrößerung der EPS-Oberstufe geplant, damit sie mehr Treibstoff aufnehmen konnte. Auch ein neues turbopumpengefördertes Triebwerk sollte diese veränderte Stufe erhalten. Jedoch scheiterte dieser Vorschlag. Während der ESA-Ministerratskonferenz im Oktober 1995 in Toulouse wurde das Erweiterungsprogramm Ariane-5E (Evolution) gebilligt, um den Markt für die größer werdenden Nutzlasten im Telekommunikationsbereich zu sichern. Die darin langfristig geplanten leistungsfähigeren Träger sind die Ariane 5 ECA, Ariane 5 ECB und die Ariane 5 ESV. Bis diese zur Verfügung standen wurden mit der Ariane 5G+ und Ariane 5GS zwei leicht modifizierte Versionen Entwickelt die eine leicht gesteigerte Nutzlastkapazität haben und stärker auf die Anforderungen von Raumsonden- und Satellitenstarts optimiert sind.

Ariane 5G+

Die Ariane 5G+ unterschied sich von der Ariane 5G nur dadurch, dass die EPS-Stufe leicht modifiziert wurde, um die Treibstoffmenge um 250 kg zu erhöhen. Außerdem wurden weitere Veränderungen vorgenommen, um die Stufe wiederzündbar zu machen und längere Freiflugphasen zu ermöglichen. Während der Freiflugphasen rotiert die neue, EPS L10 genannte Oberstufe mit der darauf befindlichen Nutzlast um ihre Längsachse, und verteilt so die Sonnenstrahlung gleichmäßig auf der ganzen Oberfläche. Dadurch wird die Überhitzung einer Seite der Stufe und der Nutzlast und das auskühlen ihrer anderen Seite verhindert, da sonst ein Temperaturunterschied zwischen den beiden Seiten von 200°C auftreten kann. Dieses Verfahren wird in der Raumfahrt als Barbecue-mode bezeichnet (Am. engl.: Grillen).

Ariane 5GS

Die Ariane 5GS hat neben der wiederzündbaren EPS L10-Oberstufe auch neue Feststoffbooster, die ursprünglich für die Ariane 5ECA entwickelt wurden und jetzt in allen Varianten der Rakete Verwendung finden. Diese EAP P241-Booster haben eine um 3 Tonnen erhöhte Treibstoffzuladung im obersten der drei Segmente und eine verlängerte Schubdüse aus leichterem Material, um die Schuberzeugung in großen Höhen zu verbessern und das Gewicht zu senken. Die ebenfalls aus dem Evolution Programm adaptierte Hauptstufe verwendet ein modifiziertes Vulcain 1B Triebwerk. Diese Kombination liefert allerdings so viel weniger Leistung als das Vulcain 1 mit alter EPC, dass die verstärkten Booster diesen Leistungsverlust nicht voll auffangen können. Nach wirtschaftlichen Aspekten scheint dies jedoch die „bessere“ Lösung zu sein, als weiterhin die alte Hauptstufe zu fertigen.

Ariane 5 ECA

Die Ariane 5 ECA, kann mit 10 Tonnen eine deutlich größere Nutzlast als ihre Vorläuferversionen befördern. Der Zusatz ECA steht für Evolution Cryotechnique Type A. Sie verfügt über eine modernisierte erste Stufe mit dem neuen Vulcain 2-Triebwerk und der neuen kryogenen Oberstufe ESC-A (Etage Supérieur Cryotechnique Type A – kryogene Oberstufe Typ A). Die modernisierte Hauptstufe enthält durch eine Verschiebung des Tankzwischenbodens nun 173 Tonnen Treibstoff und heißt EPC H173. Die neue Oberstufe ESC-A H14,4 verwendet das in der Ariane-4-Oberstufe eingesetzte Triebwerk HM-7B, das einen höheren Schub als die bisherige Oberstufe liefert. Dadurch können schwerere Nutzlasten und mehr Treibstoff mitgeführt werden. Die Treibstoffzuladung liegt jetzt bei 14,4 Tonnen. Durch die Verwendung von Wasserstoff als Verbrennungsträger liegt die Nutzlastkapazität der Ariane 5 ECA mit 10 Tonnen Nutzlast bei einem Einzelstart und 9,1 Tonnen bei einem Doppelstart erheblich höher als die der bisherigen Ariane 5, bei nur leicht angestiegenen Herstellungskosten. Der ebenfalls nahezu unverändert von der Ariane 4 übernommene Tank für den Oxidator (Sauerstoff) wird vom neuen, nahezu halbkugelförmigen Treibstofftank für den Wasserstoff umgeben. Beide Tanks werden aus Gewichtsgründen nur durch einen gemeinsamen Zwischenboden getrennt. Die Stufe hat einen Durchmesser von 5,4 Metern. Die Steuerungseinheit sitzt jetzt auf der Oberstufe und ist strukturell leichter als die bei den EPS-Oberstufen eingesetzte Version, weil sie nicht mehr die in ihr sitzende Stufe tragen muss. Auch der Erstflug der Ariane 5 ECA am 11. Dezember 2002 scheiterte. Als Ursache wurde das strukturelle Versagen der Düse des Vulcain-2-Triebwerks festgestellt. Eine Folge des Fehlschlags war, dass der für den 13. Januar 2003 geplante Start der Rosetta-Mission verschoben werden musste, da das Risiko eines Totalverlustes nun als zu hoch eingeschätzt wurde. In der nach dem Fehlstart modifizierten Ariane 5 ECA wird nun ein verbessertes Vulcain-2-Triebwerk verwendet, bei dem die Düse verstärkt und etwas verkürzt worden ist. Zusätzlich wurde der Kühlmitteldurchsatz erhöht und sie erhielt einen speziellen Wärmeschutz aus Zirkoniumoxid. Die verbesserten Triebwerke wurden, auch wegen der Fehlfunktion beim Erstflug, in einer neuen Vakuumkammer des DLR in Lampoldshausen getestet. Ein Rahmenvertrag über 30 Ariane 5 im Gesamtwert von drei Milliarden Euro wurde am 10. Mai 2004 abgeschlossen. Er soll es ermöglichen, die Produktion zu rationalisieren und die Ariane 5 ECA gegenüber der russischen Konkurrenz zu stärken. Der erfolgreiche zweite Start der Ariane 5 ECA erfolgte am 12. Februar 2005.

Ariane 5 ECB

Die Kosten für einen zweiten Testflug der Ariane 5 ECA und die Nachbesserung der Trägerrakete führten dazu, dass die Entwicklung der noch stärkeren Oberstufe ESC-B die für die Version Ariane 5 ECB im Jahr 2003 vorerst auf Eis gelegt wurde. Nach dem erfolgreichen zweiten Testflug der Ariane 5 ECA Im Februar 2005 will EADS die Entwicklung der Ariane 5 ECB aufgeben, da man schätzt, dass die bei 12 Tonnen liegende GTO-Nutzlastkapazität der Ariane 5 ECB die Anforderungen des kommerziellen Satellitenstartmarktes übersteigt und deshalb die relativ hohen Entwicklungskosten wirtschaftlich nicht zu rechtfertigen sind. Da die Entwicklung der Ariane 5 jedoch von der ESA finanziert wird, muss über diesen Vorschlag beim Treffen des Ministerrates im Dezember 2005 entschieden werden. Erst die neue Oberstufe ESC-B ist für die H173-Hauptstufe der Ariane 5 von adäquater Größe und Leistungsfähigkeit. Die ECB-Oberstufe hat einen Durchmesser von 5,4 Metern und ineinander liegende Tanks für den Oxidator (Sauerstoff) sowie den Treibstoff (Wasserstoff). Der Wasserstofftank ist deutlich größer als der Sauerstofftank und umgibt diesen. Beide Tanks werden durch einen gemeinsamen Zwischenboden getrennt. Die Treibstoffzuladung der ESC-B-Oberstufe soll 28,2 Tonnen betragen. Sie erhält ein völlig neu entwickeltes Triebwerk namens Vinci, das 150 Kilonewton Schub erzeugen kann und eine ausfahrbare Schubdüse hat, um den Treibstoff so effizient wie noch nie zuvor auszunutzen. Die Ariane 5 ECB soll eine Nutzlast von zwölf Tonnen in einen Geotransferorbit bringen können. Das neue Vinci-Oberstufentriebwerk hat inzwischen seinen ersten Härtetest in Lampoldshausen erfolgreich absolviert, so dass der Flug einer aufgerüstete Ariane 5 ECB zukünftig nicht ausgeschlossen ist. ([http://www.dlr.de/dlr/News/pi_030805_vinci.html], [http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Home/SEMVRI808BE_0.html]).

Ariane 5 ESV mit ATV

Diese Version der Ariane 5 soll das zukünftige europäische Versorgungsschiff Automated Transfer Vehicle (ATV) zur ISS transportieren. Das unter Druck stehende ATV liefert Fracht, Wasser, Luft, Stickstoff, Sauerstoff und Treibstoff. Außerdem soll das ATV Abfall von der ISS abtransportieren und die ISS in einen höheren Orbit heben, um dem Sinkflug durch den Bremseffekt der Atmosphäre entgegenzuwirken. Insgesamt soll die Ariane 5 ESV bis zu 21 Tonnen Nutzlast in einen erdnahen Orbit transportieren, was einer Nutzlast von 8 Tonnen für den GTO entspricht. Sie besteht aus der ersten Stufe mit dem verbesserten Vulcain 2-Antrieb und der zweiten wiederzündbaren Antriebsstufe EPS-V, an der die Nutzlast angebracht wird. Die obere Stufe wird bei einem typischen Flug insgesamt dreimal gezündet. Die erste Zündung erfolgt nach dem Ausbrennen der unteren Stufe. Danach wird sie abgeschaltet und beginnt einen ballistischen Flug, bevor eine zweite Zündung sie in einen niedrigen Erdorbit bringt. Das dritte Mal wird sie gezündet, um sie wieder in die oberen Schichten der Erdatmosphäre zu bringen, wo sie dann verglüht. Der Jungfernflug der Ariane 5 ESV mit ihrer ersten ISS-Versorgungsmission soll etwa Mitte 2007 erfolgen.

Vergleichstabelle

- Sitzt in der Instrumenteneinheit von 5,4 m Durchmesser ----
- ELA-3 = L'Ensemble de Lancement Ariane = Dritter Startplatz der Ariane
- EAP = Étage d'Accélération à Poudre = Feststoffbooster
- EPC = Étage Principal Cryogénique = Kryogene Hauptstufe
- EPS = Étage à Propergols Stockables = Oberstufe mit lagerbarem Treibstoff
- ESC-A = Étage Supérieur Cryogénique de type A = Kryogene Oberstufe des Typs A
- ESC-B = Étage Supérieur Cryogénique de type B = Kryogene Oberstufe des Typs B

Starteinrichtungen

2007 Alle Starts der Ariane 5 finden vom Centre Spatial Guyanais in Kourou, Französisch-Guayana, statt. Für den Start der Ariane 5 wurde ein eigener Startplatz, ELA-3, mit dazugehörigen Einrichtungen für die Startvorbereitungen eingerichtet, um bis zu zehn Starts pro Jahr zu ermöglichen. Die gesamten Startvorbereitungen dauern 21 Tage. Um den Aufwand am Startplatz gering zu halten, wird – im Gegensatz zur Ariane 4 – die Nutzlast bereits sechs Tage vor dem Start in die Rakete eingebaut. Die Rakete wird acht Stunden vor dem Start zur Rampe befördert. Durch das vereinfachte Startkonzept werden große Startrampen, die die Rakete mit Treibstoff versorgen, überflüssig. Daneben verringert sich die Anfälligkeit für Störungen vor dem Start. Im für die Startvorbereitungen vorgesehenen Bereich befinden sich vier Hauptgebäude:
- Im Bâtiment d’Intégration Propulseur (BIP) werden die Feststoffbooster montiert und überprüft;
- im Bâtiment d’Intégration Lanceur (BIL) wird die Hauptstufe auf dem beweglichen Starttisch aufgerichtet und die Booster angebracht;
- im Bâtiment d’Assemblage Final (BAF) werden die Nutzlastvorrichtungen montiert und aufgerichtet, die Tanks der Oberstufe befüllt und die letzten elektrischen Überprüfungen durchgeführt;
- im Startzentrum Centre de Lancement n°3 (CDL-3) finden Startoperationen mit zwei Trägern gleichzeitig statt. Im Jahr 2000 wurde ein zweiter beweglicher Starttisch dem Startkomplex hinzugefügt. 2001 wurde auf 3.000 m² eine neue Anlage (S5) zur Abfertigung von bis zu vier Nutzlasten gleichzeitig errichtet. Envisat war der erste Satellit, der sie nutzte.

Startvorbereitungen und Start

Die Startvorbereitungen beginnen damit, dass etwa 1 Monat vor dem geplanten Start die Hauptstufe, die Oberstufe und die Nutzlastverkleidung, in übergroße Container verpackt, per Schiff im Hafen von Kourou ankommen. Von dort werden sie in ihren Transportcontainern auf Tiefladern in den Weltraumbahnhof gebracht. Am nächsten Tag beginnt die Montage. Die Hauptstufe wird aus ihren Transportcontainer gehoben. Vertikal am Kran hängend wird sie über den Starttisch gefahren. Am nächsten Tag werden die bereits montierten Feststoffbooster herangefahren und links und rechts an der Hauptstufe befestigt. Die beiden in Transportcontainer verpackten Satelliten, die bei diesem Start transportiert werden sollen, werden jeweils in einem eigenem Großraum Transportflugzeug ( meistens Antonow An-124) auf dem Flughafen von Cayenne angeliefert. Von dort werden sie zum Weltraumbahnhof gebracht. Hier werden die Satelliten entladen, technisch überprüft und zum Schluss meistens mit Treibstoff betankt. Währenddessen gehen die Montagearbeiten an der Rakete weiter. Bei der Ariane 5GS wird als nächster Schritt der Ring mit der Steuerungseinheit auf der Hauptstufe montiert. Am nächsten Tag folgt die EPS Oberstufe, die im Instrumentenring befestigt wird. Dann wird die Rakete vom BIL ins BAF überführt, wo die kombinierten Vorbereitungen von Rakete und Nutzlast beginnen. Der erste Satellit wird auf der Doppelstartvorrichtung montiert. Über ihn wird die Nutzlastverkleidung gestülpt. Danach wird der zweite Satellit auf der Oberstufe montiert. Über ihn wird die Kombination aus Nutzlastverkleidung, Satellit und Doppelstartvorrichtung gestülpt. Nun wird noch die EPS Oberstufe mit 10 Tonnen lagerfähigem Treibstoff betankt. Anschließend rollt die Rakete aus dem BAF zur Startrampe, und der ca. 11 Stunden dauernde Countdown kann beginnen. Der Countdown dient hauptsächlich dazu, die Hauptstufe mit flüssigem Sauerstoff und Wasserstoff zu betanken und alle wichtigen Systeme nochmals zu testen. 7 Minuten vor dem Start übernimmt der Computer die Kontrolle. Wenn der Countdown Null erreicht, zündet das Triebwerk der Hauptstufe und wird auf maximalen Schub hochgefahren. Nachdem es die volle Schubkraft erreicht hat, wird es vom Computersystem auf korrekte Funktion überprüft. Wenn alles OK ist, zünden die Feststoffbooster und erreichen innerhalb von 0,3 Sek. volle Schubkraft. Die Rakete hebt ab. Wenige Sekunden nach dem Abheben geht die Rakete vom senkrechten Aufstieg in einen schrägen Aufstieg Richtung Atlantik über. Etwa 120 Sekunden nach dem Abheben sind die Feststoffbooster ausgebrannt und werden abgesprengt. Ca. 180 Sekunden nach dem Start ist die Rakete über 100 km hoch und die Nutzlastverkleidung wird abgeworfen. Sie fällt in den Atlantik. Die Rakete steigt durch den Schwung, den sie durch ihre starken Feststoffbooster erfahren hat, weiter auf eine Gipfelhöhe von etwa 130 km. Nun sinkt sie (parallel zur Erdoberfläche fliegend) wieder auf etwa 115 km ab, bevor ihr Triebwerk mehr Schub liefert, als sie selbst wiegt. Anschließend steigt sie wieder mit steigender Steigrate, während sie weiter beschleunigt. Nach 605 Sek. ist die Hauptstufe ausgebrannt und wird abgetrennt. (Diese umkreist fast einmal die Erde, tritt vor der Westküste Südamerikas wieder in die Erdatmosphäre ein und verglüht.) Nach der Abtrennung der Hauptstufe zündet die EPS Oberstufe und beschleunigt weiter. Nach weiteren über 1100 Sekunden Brennzeit ereicht sie in etwa 1000 km Höhe mit ihrer Nutzlast die Geostationäre Transferbahn, und ihr Triebwerk wird von ihrem Navigationssystem abgeschaltet. Nun wird die Oberstufe mit der auf ihr sitzenden Nutzlast neu ausgerichtet, und der oben auf der Doppelstartvorrichtung sitzende Satellit sanft abgestoßen. Nach einigen Minuten, wenn sich der Satellit aus dem Schwenkbereich der Oberstufe entfernt hat, wird sie wiederum anders ausgerichtet und stößt die Doppelstartvorrichtung ab. Einige Minuten später wird die Oberstufe erneut ausgerichtet und stößt den zweiten Satelliten (der normalerweise sowohl gewichts- wie auch volumenmäßig kleiner als der erste ist) sanft ab. Die erreichte GTO Bahn hat normalerweise bei der Ariane 5GS eine geplante Höhe von etwa 570 - 35890 km und eine Bahnneigung von 7°. Jedoch ist auch eine Abweichung von +- 10 km beim Pärigäum und +- ca.80 - 100 km im Apogäum und +- 0,5° Bahnneigung noch erlaubt. Die Ariane 5 schafft es meistens, die geplanten Bahnhöhen bis auf wenige km genau zu erreichen und die Bahnneigung zum Äquator auf nur wenige hundertstel bis zehntel Grad.

Bisherige Starts

Seit 1996 ist die Ariane 5 im Einsatz. Die ersten Jahre wurde die Ariane 5 parallel zu der älteren Ariane 4 verwendet. Nach dem letzten Start der Ariane 4 am 15. Februar 2003 wurde die Ariane 5 die einzige aktive Trägerrakete Europas. Die meisten Nutzlasten sind Kommunikationssatelliten, die in GTO-Bahnen abgesetzt werden. Für eine komplette Liste aller erfolgten und einiger geplanten Ariane 5-Starts siehe den Artikel Liste der Ariane-5-Starts.

Fehlgeschlagener Erstflug

Die Ariane 5 startete am 4. Juni 1996 zu ihrem Erstflug. Nach genau 36,7 Sekunden sprengte sich die Rakete selbst mitsamt ihrer Nutzlast, den vier Cluster-Satelliten, nachdem sie durch die aerodynamischen Belastungen eines extremen Kurswechsels begann, auseinander zu brechen. Es stellte sich heraus, dass die in Teilen von der Ariane 4 übernommene Software nicht den nötigen Anforderungen entsprach. Die Ariane 5 beschleunigte schneller als die Ariane 4. Dies führte zu einem Überlauf einer Variablen des Lenksystems. Dieser erfolgte bei der Umwandlung einer 64-Bit-Gleitpunktzahl für die horizontale Geschwindigkeit in eine vorzeichenbehaftete 16-Bit-Ganzzahl. Das Ergebnis war ein Absturz des Lenksystems, was dazu führte, dass die Navigationsanlage nur noch Statusdaten an den Navigationscomputer sandte. Dieser interpretierte die Daten als echte Fluglage, die beträchtlich vom geplanten Kurs abwich, und ließ die Schubdüsen der Booster bis zum Anschlag schwenken. Dadurch begann die Rakete auseinander zu brechen und das bordeigene Neutralisationssystem löste die Selbstzerstörung aus, bevor die Bodenkontrolle eingreifen konnte. Unglücklich daran war, dass dieser Teil der Software für die Ariane 5 nicht notwendig war und nur zu Beherrschung eines Startabbruchs in letzter Sekunde bei der Ariane 4 diente. Bemerkenswert war, dass die Laufzeitumgebung der verwendeten Programmiersprache Ada - im Gegensatz zu den anderen relevanten Sprachen - den Überlauf der Ganzzahl-Variablen hätte feststellen und eine angemessene Fehlerroutine starten können. Gerade diese besondere Funktionalität von Ada-Programmen wurde aber seitens der Verantwortlichen für die Ariane-Software als unangemessener Ballast angesehen - und abgeschaltet. Glücklicherweise kamen keine Menschen ums Leben, doch der materielle Schaden belief sich auf etwa 500 Millionen US-Dollar. Der erste erfolgreiche Start erfolgte am 30. Oktober 1997.

Wichtige Nutzlasten

Die bisher massereichste Nutzlast war der Umweltsatellit Envisat der ESA, der am 28. Februar 2002 mit 8,2 Tonnen Gewicht erfolgreich in eine erdnahe Umlaufbahn transportiert wurde. Am 11. August 2005 wurde der mit 6,5 Tonnen bis dahin schwerste zivile Kommunikationssatellit, Thaicom 4 (iPSTAR 1), erfolgreich gestartet. Der GTO Rekord (Gesamtmasse pro Flug) liegt im Übrigen bei 8,1 Tonnen und wurde von einer Ariane 5ECA am 16. November 2005 aufgestellt. Zwei interplanetare Raumsonden – SMART-1 zum Mond und Rosetta zum Kometen Tschurjumow-Gerasimenko – wurden mit der Ariane 5 gestartet. Die nach den Planungen schwerste Nutzlast für die Rakete wird das Versorgungsraumschiff Automated Transfer Vehicle für die Internationale Raumstation sein, dessen Erststart für 2007 geplant ist.

Ariane 5 als Prestigeobjekt

In Frankreich wird die Ariane angesichts einer nationalen Beteiligung von über 50 Prozent als vorwiegend französisches Projekt betrachtet. Ähnlich wie der Airbus A380 gilt daher die Ariane 5, weit mehr als in Deutschland, als Prestigeobjekt. Nicht selten steht die Ariane 5 als Metapher für technologische Spitzenleistungen, wovon etwa eine Abbildung der Rakete in den französischen Reisepässen zeugt. Im Museum Cité de l’espace in Toulouse, das sich der Weltraumfahrt und -forschung widmet, befindet sich ein Modell der Ariane 5 in Originalgröße.

Literatur

- Andrew Wilson: ESA Achievements, 2nd Edition. ESA Publications Division 2001, ISBN 92-9092-782-8

Weblinks

- [http://www.esa.int/SPECIALS/Launchers_Access_to_Space/SEM9UD67ESD_0.html ESA: Ariane 5] (engl.)
- [http://www.arianespace.com/site/launcher/future_sub_index.html Arianespace: Ariane 5] (engl.)
- [http://www.arianespace.com/site/launchstatus/status_sub_index.html Der nächste und der letzte Start auf der Seite von Arianespace] (engl.)
- [http://www.extrasolar-planets.com/raumfahrt/ariane5.php extrasolar-planets.com - Ariane V (dt.)]
- [http://www.astronews.com/news/artikel/2002/12/0212-009.shtml Bericht über den misslungenen ersten Start der neuen Ariane 5 ECA] (dt.)
- [http://www.bernd-leitenberger.de/ariane5.html Die Ariane 5] (dt.)
- [http://www.bernd-leitenberger.de/ariane-5-evolution.html Ausbau der Ariane 5]
- [http://www.space.eads.net/press-center/launch-kits Ariane Launch kits der Herstellerfirma EADS Space Transportation] (engl.)
- [http://www.dlr.de/dlr/News/Ariane5Versionen.pdf Versionen der Ariane 5 - DLR Tabelle] (pdf)
- [http://www.arianespace.com/site/news/espace/e.space153.all.pdf Arianepace e-space Newsletter April 2000: Enthält u.a. eine Beschreibung der Verschiedenen Nutzlastverkleidungen und Doppelstartvorrichtungen.] (pdf in Deutsch) Kategorie:Raketentyp

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