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Immer wieder gibt es Triebwerke, die lange im Einsatz sind, oder die eingelagert und später "verbraucht" werden. So die H-1 die als RS-27 bis 1989 eingesetzt wurden. Doch die NK-33 ragen aus dieser Masse heraus, weil sie heute noch, 40 Jahre nach dem Produktionsende gefragt sind.
Dei NK-33 und NK-43 entstanden aus den NK-15 und NK-19. Diese beiden Triebwerke waren für die ersten drei Stufen der N-1 (30 NK-15 in der ersten und 8 in der zweiten Stufe und 4 NK-19 in der dritten Stufe) entwickelt worden.
Die Entwicklung des NK-15 erfolgte erst 1962, wesentlich später als die Entwicklung des F-1 der Saturn V. Ab
1963/64 gab es eine 1:2 Attrappe und erst zwischen Oktober und Dezember 1967 durchlief es die Testphase. Zu diesem Zeitpunkt waren
die UdSSR schon weit hinter den Amerikanern, die erste Saturn V hatte ihren Erstflug am 9.11.1967. Später verfuhr man mit den
Triebwerken wie bei der Serienbauweise von anderen Gütern: Anstatt jedes zu testen wurde aus einer Charge eines herausgegriffen
und intensiven Tests unterzogen welche die Einsatzbedingungen übertreffen und bis zur Zerstörung gingen. Die anderen
Triebwerke einer Charge wurden bei erfolgreichen Tests als qualifiziert angesehen, ansonsten die ganze Charge verworfen. Insgesamt
war das gesamte NK-15 Entwicklungsprogramm von Zeitdruck und Kostenproblemen geprägt, was auch zu dem Einsatz unausgereifter
Triebwerke führte.
Nachdem man bei den ersten beiden Flügen sah, dass die NK-15 und das Steuersystem KORD nicht den Vorgaben genügten entwickelte Kusnezov ab Juli 1970 auf Basis der NK-15 das NK-33 Triebwerk. Es war ein Triebwerk der zweiten Generation und nicht einfach nur ein verbessertes NK-15. Ziel war ein erheblich zuverlässigeres Triebwerk mit wesentlich längerer Sollbetriebszeit. Anders als das NK-15 war das NK-33 bis zu fünfzehnmal wiederzündbar. Es war so möglich jedes Triebwerk vor dem Start zu erproben. Die bisherige Überprüfung einer Charge wich nun einzelnen Tests jedes Triebwerks vor dem Einbau in der Rakete. Auch hier näherte man sich der Saturn V an, bei dem das F-1 Triebwerk wiederzündbar war und ausgelegt für die mehrfache Sollbetriebszeit, obwohl es bei der Saturn V nur einmal gezündet werden musste und lediglich 150 Sekunden lang brannte.
Analog verbesserte man auch die Triebwerke NK-19 der dritten Stufe und entwickelte aus Ihnen die Triebwerke NK-43. Die
Erprobung der NK-33 und NK-39 (Version des NK-33 für die zweite Stufe mit Anpassungen an den Betrieb in großer Höhe)
fanden bis zum September 1972 statt und bei den NK-39 war die Erprobung erst im November 1973 abgeschlossen. Zu diesem Zeitpunkt war
das Apollo Programm schon beendet. Weitere Tests der NK-33 und NK-43 fanden bis 1975 statt.
Geplant war eine Version der Mondrakete, welche die geforderten 95 t Nutzlast in einen Erdorbit transportieren konnte. Für heutige Verhältnisse wurde enorm viel getestet. Von den Triebwerken NK-15 / NK-15V die in der Mondrakete in den ersten beiden Stufen eingesetzt wurden nicht weniger als 199 Entwicklungsexemplare und 382 Serienexemplare gebaut. Diese absolvierten 832 Tests mit einer Gesamtbrenndauer von 86.000 Sekunden. Zum Vergleich die F-1 Triebwerke der Saturn V absolvierten sogar 2471 Tests bis zum ersten Flug und die Haupttriebwerke des Space Shuttle 730 Tests. Die Endung "V" für die Triebwerke der zweiten Stufe zeigt, dass diese für den Betrieb im Vakuum optimiert waren und eine viel längere Glockendüse hatten, als die NK-15 der ersten Stufe. Ansonsten waren die Triebwerke der ersten und zweiten Stufe identisch.
Dasselbe galt für dritte und vierte Stufe. Auch hier waren die Triebwerke identisch. Auch hier setzte die dritte Stufe 4 Triebwerke und die vierte nur eines ein. Technisch gesehen wurde der Mondlandekomplex L-3 zu dem die vierte Stufe schon gehörte von einem anderen Konstruktionsbüro entwickelt. Dieses griff für die fünfte Stufe auf ein Triebwerk des Typ RD-58 zurück, also keines der NK Serie von Kusnezow.
Die erste Version der Mondrakete setzte folgende Triebwerke ein:
Für spätere Versionen der Mondrakete wurden die moderneren Varianten NK-33 (Erststufe) und NK-43
(Zweitstufe) entwickelt. Diese kamen nicht mehr zum Einsatz. Ab Exemplar 8 sollten die NK-33 und NK-43 die NK-15 ersetzen. Die 250
Triebwerke, die dafür gebaut wurden, absolvierten sogar 677 Tests mit 108.000 Sekunden Brenndauer. Dabei gab es 35 Probleme.
Wobei die letzten 246 Tests des NK-33 und die letzten 86 des NK-43 ohne Probleme verliefen. Die Triebwerke gelten anders als die
NK-15/19 als ausgereift, leider wurde das Mondprogramm eingestellt, bevor ein NK-33 / NK-43 Triebwerk in einer Mondrakete eingesetzt
werden konnte.
Die Triebwerke waren noch leistungsfähiger, als ihre Vorgänger. Sowohl der Schub war höher als auch die Ausströmgeschwindigkeit der Gase. Der Brennkammerdruck wurde sogar verdoppelt. Es handelt sich um Hochdrucktriebwerke nach dem Prinzip des Hauptstromverfahrens, oder im englisch Sprachgebrauch "staged Combustion". Hier die Kerndaten des NK-33:
Die Reduzierung des Schubs macht das vorzeitige Abschalten von sechs Triebwerken zu Brennschluss der ersten Stufe nicht mehr notwendig und es erlaubt die Fähigkeit mit wechselnden Mischungsverhältnissen auszukommen, die Treibstoffe vollständig zu verbrauchen. Eine derartige Technik wurde in der Saturn S-I und S-IVB Stufe eingesetzt, war aber für die N-1 zumindest bei der ersten Generation nicht geplant.
Das NK-43 ist anders als das NK-15V wiederzündbar. Die Triebwerke können bis zu 16.000 Sekunden (oder maximal 17 Zündungen) ohne Überholung betrieben werden und haben eine Lebensdauer von maximal 25.000 Sekunden oder 25 Zündungen. Diese hohe Lebensdauer erlaubt es auch ein Triebwerk ausgiebig zu testen bevor man es in die Rakete einbaute. Viel spricht also dafür, dass man die Triebwerksprobleme mit dieser zweiten Generation gelöst hatte.
Sowohl NK-15 wie auch NK-33 verbrannten Sauerstoff und Kerosin im Verhältnis von 2.80:1. Im Vorbrenner wurde das Arbeitsgas für die Turbine erzeugt indem der Sauerstoff im Überschuss verbrannt wurde. Das Arbeitsgas wurde dann in die Brennkammer zur Nachverbrennung eingespritzt. Die Leistung der Turbine und damit des Triebwerks konnte variiert werden indem man den Sauerstoffüberschuss variierte. Bei dem NK-33 betrug das Regelungsverhältnis 50 bis 105 Prozent des Nominalschubs. Eine Erhöhung bis auf 135 Prozent des Nominalschubs ist möglich, wenn man Abstriche an der Gesamtbrenndauer macht. Sauerstoffreiche Vorbrenner werden auch in den Triebwerken RD-170/171, 180 und 191 eingesetzt, die noch etwas höhere Leistungsdaten als das NK-33 aufweisen. In den USA wurde dies Technologie nie eingesetzt, zahlreiche russische Triebwerke werden aber nach dem Prinzip des Staged Combustion betrieben und alle nutzen Kerosin/Sauerstoff. Die Düse besteht aus zwei Lagen Wellblech die verschweißt wurden, diese einfache Konstruktion hat eine sehr hohe Festigkeit und kann leicht von dem Kerosin zur Kühlung durchflossen werden. Das NK-43 setzt zur besseren Ausnutzung des Energiegehaltes eine längere Düse ein, unterscheidet sich sonst aber nicht von dem NK-33.
Ein Teil des Arbeitsgas diente nach Passage der Turbine zur Lageregelung der Rakete um die Rollachse indem es durch 8 Düsen freigesetzt wurde. Andere Teile des Arbeitsgases wurden mit Kerosin versetzt, damit abgekühlt und dienten zur Druckbeaufschlagung des Kerosintanks. Der überwiegende Teil wurde jedoch in die Brennkammer mit dem Treibstoff eingespritzt und diente so zur Druckerhöhung. Das Triebwerk verwandte als eines der ersten russischen Triebwerk also einen geschlossenen Kreislauf. Anders als bei vielen anderen russischen Treibwerken gab es auch nur eine Brennkammer pro Turbine.
Die Triebwerke der Herkules mussten an der Grenze des technisch möglichen arbeiten. Das lag daran dass man auf Wasserstoff als Treibstoff verzichtet hatte. Dieser Treibstoff war damals noch technisches Neuland und bereitete besondere Probleme wegen seiner niedrigen Temperatur. Durch die Verwendung von Wasserstoff bei der Saturn V in den oberen 2 Stufen konnte diese bei gleicher Startmasse jedoch erheblich mehr Nutzlast als die Herkules transportieren, obwohl Wernher von Braun bewusst bei allen Triebwerken konventionelle Ansätze wählte, der Sicherheit wegen.
Die Triebwerke der N-1 mussten dagegen das Maximum an Leistung herausholen, was man aus der Treibstoffmischung Kerosin/Sauerstoff gewinnen kann. So gab es einen geschlossenen Kreislauf, der die Treibstoffausnützung verbesserte. Das Mischungsverhältnis Sauerstoff zu Kerosin ist hoch (höhere Brennkammertemperaturen) und der Brennkammerdruck ist hoch. In der Tat gibt es bis heute kein Triebwerk für diese Treibstoffkombination mit einem höheren spezifischem Impuls - der wichtigsten Kenngröße für ein Triebwerk. In vielen Designmerkmalen ähneln die späteren NK-33/43 Triebwerke mehr dem Space Shuttle Triebwerk als dem F-1 der Saturn. Trotzdem ist die Treibstoffkombination der Wasserstoff unterlegen und die N-1 beförderte eine geringere Nutzlast als die Saturn V.
| Größe | NK-15 | NK-15V | NK-33 | NK-43 |
|---|---|---|---|---|
| eingesetzt in | 1 Stufe | 2 Stufe | 1 Stufe | 2 Stufe |
| interner Produktcode | 11D51 | 11D52 | 11D111 | 11D112 |
| Entwicklungszeitraum | 1962-1972 | 1962-1972 | 1970-1974 | 1969-1974 |
| Einsatz | N-1 Flug 1-7 | N-1 Flug 1-7 | N-1F Flug 8ff Antares |
N-1F Flug 8ff |
| Höhe | 2.34 m | 2,70 m | 3.71 m | |
| Breite | 1.50 m | 2.00 m | 1.50 m | 2.50 m |
| Gewicht | 1247 kg | 1345 kg | 1354 kg | 1471 kg |
| Schub Boden | 1510 kN | 1510 kN | ||
| Schub Vakuum | 1544 kN | 1648 kN | 1690 kN | 1770 kN |
| spez. Impuls Boden | 2913 m/s | 2923 m/s | . | |
| spez. Impuls Vakuum | 3118 m/s | 3334 m/s | 3247 m/s | 3404 m/s |
| Brennkammerdruck | 78.5 Bar | 78.5 Bar | 145.7 Bar | 145.7 Bar |
Sehr deutlich bei Gegenüberstellung der technischen Daten sieht man wie nicht nur die Zuverlässigkeit sondern auch Schub und Energieausbeute gesteigert wurden. Für das NK-43 wird eine Zuverlässigkeit von 99.85 % angegeben. Gilt diese auch für das NK-33 so wäre ein Ausfall eines der 30 Triebwerke der ersten beiden Stufen nur zu 5.6 Prozent wahrscheinlich. Bei vielen anderen Raketen ist man zufrieden wenn ein Triebwerk eine Zuverlässigkeit von 99 Prozent hat. Dieser Wert ist zum Beispiel für die Ariane 5 die Designvorgabe.
Russland baute insgesamt 208 NK-33 und 42 NK-43 Triebwerke. Davon waren 107 für den Flugeinsatz vorgesehene Serienexemplare. Der Rest wurde für Tests gebaut.
1974 wurden alle Arbeiten an der N-1 eingestellt. Während viele Teile der Raketen sehr praktisch verwendet wurden (als Garagendächer, für Sandkästen etc.) oder verschrottet wurden, entging der Großteil der NK-33 Triebwerke diesem Schicksal. Sie wurden in einem Warenlager eingelagert. Wie viele Triebwerke überlebten, darüber gibt es keine zuverlässigen Zahlen. Es wird die Zahl 150 genannt. Heute (2011) existieren mit Sicherheit noch 66 Triebwerke (36 in den USA, 30 in Samara) die einsatzbereit sind. Ob es noch weitere gibt und in welchem Zustand sich diese befinden ist ungeklärt. Es gab in der Folge zahlreiche Ideen, die Triebwerke auch in russischen Raketen zu verwenden. Keiner dieser Vorschläge wurde jedoch umgesetzt, obwohl einige recht jung sind (Angara 5-SLK, Sojus 1, 2-3). Wie bei anderen Trägerprojekten Russlands fehlte das Geld für die dafür notwendigen Entwicklungsarbeiten. So kam Bewegung erst als sich die amerikanische Firma Kistler für die Triebwerke für ihre Kistler K-1 interessierte.
Da das Triebwerk einige Eigenschaften hat die ungewöhnlich sind, so die hohe Sollbetriebsdauer, die Fähigkeit mit unterschiedlichen Mischungsverhältnissen betrieben zu werden und ein sehr größer Bereich des Nennschubs, passte es in die Konzeption zahlreicher Raketen. Wichtig war dabei sicher die hohe Betriebsdauer: dies erlaubt es jedes Triebwerk vor dem Einbau mit der Sollbetriebsdauer erneut am Boden zu testen. Das ist bei den nun fast 40 Jahren alten Triebwerken nötig, um wirklich auf Nummer sicher zu gehen.
Auch in Russland überlegte man wie man das NK-33 einsetzen konnte. Dabei war vor allem interessant, dass ein NK-33 mehr Schub hatte als das RD-107/108 der Sojus, trotz vier Brennkammern beim RD-107. Es liefert 50% mehr Schub, ist fast gleich schwer und die Ausströmgeschwindigkeit der Gase als Maß für die Effizienz des Antriebs ist um 10% höher. So wurde überlegt das RD-107/8 zu ersetzen.
Da die Sojus eine viel höhere Flugrate als die US-Typen hat (2010: 13 Starts, davon 12 von Russland und einer von Starsem durchgeführt), wäre für den Einsatz in der Sojus eine Neuaufnahme der Produktion notwendig gewesen, da die bekannten flugfähigen Triebwerke sonst nur für (je nach Anzahl der eingesetzten Triebwerke) wenige Monate bis maximal 3 Jahre gereicht hätten.
Unter der Bezeichnung Yamal (oder Geos) wurde das Konzept der Rus als Sojus Nachfolger weiter verfolgt. Da die RUS als zuerst favorisierter Sojus Nachfolger zu teuer wurde, beschränkte man bei der Yamal die Änderungen und reduzierte die Zahl der neuen Elemente. So sollten die Tanks der Rakete nicht erweitert werden. Die vier Außenblocks wurden unverändert übernommen. Das zentrale Triebwerk in Block A aber durch wahlweise ein NK-33 oder ein RD-0120 ersetzt werden. Diese Idee wurde in der Folge bei verschiedenen Modifikationen wieder aufgegriffen. Neu war eine nicht genauer definierte Oberstufe namens „Taimyr“. Sie hätte den Block L der Molnija ersetzt und sollte das Triebwerk RD-0161 mit rund 20 kN Schub einsetzen.
Eine zweite Sojus Variante war die Aurora. In ihr wären die RD-107 des Außenblocks durch RD-107A und das Zentraltriebwerk durch ein NK-33 ersetzt worden. Da das NK-33 über einen höheren Schub als das RD-108 verfügt, wäre der Durchmesser des LOX-Tanks der Zentralstufe auf 3,40 m vergrößert worden. Dies war auch wegen des veränderten Mischungsverhältnis notwendig.
Die Aurora war als kommerzielle Rakete gedacht, und nicht primär für den Start russischer Nutzlasten. Die Ende der neunziger Jahre stark sinkenden Startzahlen bei Transporten in den GTO und die Möglichkeit die Sojus von Kourou aus zu starten, führten zum Einstellen des Projektes.
Eine neue Variation der Sojus ist die Sojus 1. Anders als die früheren Projekte handelt es sich nicht um eine leistungsstärkere Version, sondern um eine Trägerrakete im Nutzlastbereich der Rockot und Dnepr. Die Sojus 1 hat keine Booster. Der Block A wird von einem einzelnen NK-33 Triebwerk angetrieben. Der Durchmesser der unteren Sektion verjüngt sich auf 2,05 m. Die erste und zweite Stufe sind die gleichen wie bei der Sojus 2-1b. Dazu kommt eine Verkleidung des Typs „Yantar“, die auch für militärische Starts der Sojus eingesetzt wird. Die Sojus 1 wiegt beim Start 136 t, hat eine Höhe von 44,00 m und einen Startschub von 1.550 kN. Die Nutzlast soll 2.850 kg in einen 200 km hohen Orbit von Baikonur aus betragen. Die Sojus 1 existierte lange Zeit nur auf dem Papier. Sie hat den Vorteil durch die weitgehende Übernahme der bisherigen Stufen kompatibel zu den Launchpads der Sojus 2 zu sein. Ab 2011 kam Bewegung in die Entwicklung. Tests des Triebwerksblockes erfolgten. Eine neue Stufe anstatt der Fregat ("Volga") soll eingesetzt werden. Das NK-33 wird starr eingebaut und Verniertriebwerke dienen zum Schwenken. Über eine Neuaufnahme der Produktion wird verhandelt, doch wird auch diskutiert eine Variante des RD-191 einzusetzen, dass die Angara antreibt.
Ersetzt man dagegen in der Sojus 2-1b in der Zentralstufe das RD-108A durch ein NK-33, so erhält man die Sojus 2-3. Das schwenkbare NK-33-1 macht auch die vier Vernierdüsen überflüssig. Sein um rund 80 t höherer Schub erlaubt es, Block-A auf einen Durchmesser von durchgehend 2,66 m zu erweitern. Die Startmasse der Sojus 3 liegt bei rund 335,5 – 340 t. Dies sind rund 25 t mehr als bei der Sojus 2-1b. Bei einer Höhe von 47,00 m bringt die Sojus 2-3 zwischen 10 und 10,7 t in einen erdnahen Orbit (verglichen mit 8,3-9,2 t bei der Sojus 2) und 2,48-3,9 t in den GTO Orbit (mit der Fregat Oberstufe, Start von Baikonur aus: normale Sojus: 1.800 kg). Die Leistung liegt so um rund 20 % höher als bei der Sojus 2-1b.
Eine von RSC Energija vorgeschlagene neue Rakete hätte in der ersten Stufe ein NK-33 Triebwerk und als zweite Stufe einen Block DM in der Sealaunch Variante eingesetzt.
Da traf es gut, dass Russland durch das eingestellte N-1 Mondlandeprogramm über überzählige Triebwerke
der Mondrakete N-1 "Herkules" verfügte. Kistler sicherte sich die Vorkaufsrechte an 58 Triebwerken
des Typs NK-33 (verwendet in der ersten Stufe der Mondrakete) und 18 des Typs NK-43 (verwendet in der zweiten Stufe der
Mondrakete).
Aerojet, ein bekannter amerikanischer Entwickler von Triebwerken (unter anderem für die Titan und Delta) bekam den Auftrag diese zu testen und modernen Anforderungen anzupassen. Aerojet kaufte 36 (es werden auch 43 genannt) Triebwerke und bezahlte für ein Triebwerk einen Betrag von 1,1 Millionen Dollar. Am 12.3.1998 fand der erste Test eines NK-33 Triebwerks bei Aerojet statt. Über 145 Sekunden wurde der Schub zwischen 803 und 1607 kN variiert.
Die Kistler K-1 sollte zuerst drei NK-33 Triebwerke in der ersten Stufe und ein einzelnes NK-43 Triebwerk in der zweiten Stufe verwenden. Für den Landeanflug muss man aber ein Triebwerk nochmals zünden und die ursprünglichen NK-33 Triebwerke besaßen diese Fähigkeit nicht. Man hat daher ein NK-33 modifiziert, dass es wie das NK-43 wiederzündbar ist. Dieses zentrale Triebwerk muss den Abstieg durchführen. Nach einer Überarbeitung durch Aerojet heißen die Triebwerk nun AJ26-58 (NK-33), AJ26-59 (wiederzündbares NK-33) und AJ26-60 (NK-43). Weitere Modifikationen umfassten den Austausch von Teilen aus Gummi, Treibstoffleitungen und eine neue Elektronik. Kistler plante eine wiederverwendbare Trägerrakete. Jedes Triebwerk sollte sieben bis zehnmal eingesetzt werden. So hätten die 36 Triebwerke für mindestens 100 Starts gereicht.
Kistler kam in finanzielle Schwierigkeiten, als Investoren nach dem Einbruch der Aktienmärke beim Platzen der "Dot.com" Blase absprangen. Die Firma ging in Chapter 11, konnte sich aber nicht selbst daraus befreien und wurde 2006 von Rocketplane aufgekauft, die sich mit der Kistler K-1 um die COTS Aufträge bewarb und auch im September 2006 einen Auftrag über 207 Millionen Dollar bekam. Bis die NASA entdeckte, dass die Firma nicht über die Mittel für die Entwicklung verfügte und den Vertrag wieder kündigte waren 32 Millionen Dollar an Rocketplane gezahlt worden.
Auch Kelly Aerospace wollte diese Triebwerke im Astroliner LV einsetzen. Es kam jedoch niemals zu einer echten Entwicklung dieser Rakete. Hier die Daten von Aerojet von den NK-33 in der Kistler (etwas abweichend von den in der N-1F, da auch das Mischungsverhältnis erniedrigt wurde und sie beim 104% Schublevel betrieben wurden).
| AJ26-58 | AJ26-59 | AJ26-60 | |
|---|---|---|---|
| Schub Vakuum | 1720 kN | 1720 kN | 1791 kN |
| Schub Meereshöhe | 1543 kN | 1543 kN | - |
| Spezifischer Impuls Vakuum | 3249 m/s | 3249 m/s | 3386 m/s |
| Spezifischer Impuls Meereshöhe | 2914 m/s | 2914 m/s | - |
| Brennkammerdruck | 145.4 Bar | 145.4 Bar | 145.4 Bar |
| Mischungsverhältnis LOX:Kerosin | 2.586 | 2.586 | 2.592 |
| Länge | 371 cm | 371 cm | 400 cm |
| Durchmesser | 150 cm | 150 cm | 251 cm |
| Gewicht | 1408 kg | 1459 kg | 1525 kg |
| Entspannungsverhältnis | 27 | 27 | 80 |
| Schwenkbereich | ± 6 Grad | ± 6 Grad | ± 6 Grad |
| Drosselungsbereich | 50-114 % | 50-114 % | 55-114 % |
Schon vorher hatte sich Lockheed Martin für die NK-33 interessiert als antrieb für die Atlas IIAR - sie wurde später in Atlas III umbenannt. Schon 1995 wurden einige NK-33 bei Aerojet getestet - dies führte später dazu, dass man die Triebwerke für Kistler erwarb. Doch die Firma konnte Energomasch als Partner gewinnen, welche die RD-171 Triebwerke der Zenit von vier auf zwei Brennkammern reduzierten. Das daraus entstandene RD-180 hatte mehr als den doppelten Schub des NK-33, sodass nur eines anstatt zwei Triebwerke nötig waren und vor allem war es neu und noch in der Produktion. So verwarf Lockheed Martin diese Option.
Auch in der japanischen J-1 waren die Triebwerke vorgesehen. Da hier nur eines eingesetzt werden sollte und es nur wenige Starts dieser Trägerrakete geben sollte, war die begrenzte Anzahl kein Hindernis. Doch kam es nicht zu einem Entwicklungsbeginn. Später gründeten JAXA und Lockheed-Martin das Joint Venture Galaxy Express und die J-1A wurde in "GX" umbenannt. Nun war aber der Einsatz der Atlas III Erststufe vorgesehen und keine Rede mehr von dem NK-33. Mit dem NK-33 sollte die J-1A 3,5 t in einen LEO Orbit befördern.
Nasch so vielen Projekten überrascht es wirklich, dass es nun tatsächlich zu einem Einsatz der NK-33
Triebwerke kommen wird. Orbital Sciences Corporation (OSC) wird diese in ihrer Trägerrakete Taurus II einsetzen. Später wurde die Rakete in Antares umbenannt.
Die erste Stufe setzt zwei überholte NK-33 Triebwerke von Aerojet ein. Sie werden wegen der schweren Erststufe im 108% Schubniveau betrieben. Aerojet verfügt über 36 Triebwerke und in einer Lagerhalle in Samara sollen noch weitere 30 einsatzbereite Triebwerke stehen. Damit könnten 33 Flüge der Taurus II durchgeführt werden (nur mit den US-Triebwerken: 18). Aerojet verhandelt seit 2010 auch über eine Neuaufnahme der Produktion des Antriebs in Russland. Jedes der alten Triebwerke wird vor dem Einbau einem Akzeptanztest (Betrieb über die Dauer beim Taurus II Flug) im NASA Stennis Test Center unterzogen. Im März 2010 begannen Tests in Samara, Russland, wobei jedes Triebwerk insgesamt 600 s lang betrieben werden soll, also deutlich länger als später in der Taurus II. Im November 2010 begannen dann auch die ersten Tests bei Aerojet in den USA. Rechnet man die Tests dazu, die noch im N-1 Programm erfolgten, so werden die Triebwerke bis zum Jungfernflug über 1.500 Zündungen und 194.000 s Betriebszeit akkumuliert haben. Die Akzeptanztests verliefen so gut, dass der letzte (von drei) Tests über die volle Betriebsdauer ausgesetzt wurde.
Allerdings schlug der Flugerprobungstest, denn jedes Triebwerk vor dem Einbau durchläuft, im Juni 2011 bei einem Triebwerk fehl, als eine Treibstoffleitung leckte und sich ein Feuer bildete. Der Teststand muss repariert werden. Nun wird der Jungfernflug der Taurus II zumindest verschoben. Da die Treibstoffleitungen zu den Teilen gehört die von Aerojet ausgetauscht wurden, trifft die NK-33 keine Schuld. Nun müssen diese Teile bei etwa einem Drittel der Triebwerke ausgetauscht werden. der Jungfernflug der Taurus verschob sich so um zwei Monate von Oktober auf Dezember 2011.
Die Taurus II soll 5.2 t in einen Orbit befördern. Eine vergrößerte zweite Stufe soll die Nutzlast in einigen Jahren auf 6,0 t anheben. Pläne für eine noch leistungsfähigere zweite Stufe wurden inzwischen aufgegeben. Orbital rechnet mit mindestens 3 und hofft auf maximal 5-6 Flüge pro Jahr, vor allem zur ISS, aber auch für die wenigen Nutzlasten der NASA und anderer Kunden der Delta II Klasse die es noch gibt. Die Taurus II kann diese auch bei Tiefenraummissionen ersetzen, wenn sie eine zusätzliche dritte Stufe einsetzt. Hauptnutzlast wird aber die Cygnuskapsel sein. OSC hat einen Auftrag für 2 Erprobungsflühe und 8 Versorgungsflüge bis 2015. Dieser könnte dann verlängert werden, da derzeit auch diskutiert wird die ISS bis 2020 zu betreiben. Bei 4 Flügen pro Jahr würden die vorhandenen Triebwerke rund 8 Jahre riechen, das deckt sich mit den derzeitigen Plänen die ISS bis maximal 2020 zu betrieben.
Am 21.4.2013 hob die erste Antares ab und die NK-33 konnten erfolgreich beweisen, dass sie zuverlässig sind - ganz im Gegensatz zu ihren Vorgängern des Typs NK-33. Allerdings scheiterte dann der fünfte Start einer Antares am 28.10.2014. 15 Sekunden nach dem Start verlor die Stufe an Schub, es gab eine kleine Explosion am Heck und eine größere kurz vor dem Aufschlag auf dem Boden, als die Rakete durch den Range Safety Officier der USAF gesprengt wurde. Trotz der Explosion nahe des Launchpads sind bei diesem die Schäden gering.
Schon vorher gab es Bei Tests Probleme: Im Juni 2011 fing ein Triebwerk im Stennis Testcenter Feuer. Eine Kerosinleitung war undicht. Dies konnte auf Stresskorrosion in dem Metall zurückgeführt werden. Am 22.5.2014 fiel erneut ein Triebwerk nach 30 Sekunden aus. Der Test war auf 54 s Dauer angesetzt. Dieses Mal gab es beträchtlichen Schaden an dem Triebwerk, wahrscheinlich ist es explodiert. Im NASDA Stennis Testcenter lief seit November 2010 sowohl das Qualifikationsprogramm für die Triebwerke. Dort wird jedes Triebwerk aber auch vor einem Einbau in der Rakete "heiß getestet" (Hot Fire". Diese 54 s spielen bei der Lebensdauer des Triebwerks keine Rolle.
Ob dies nun an dem Alter der Triebwerke und Schäden während der Lagerung (unter welchen Bedingungen wurden sie Baikonur gelagert? Da man sie vor der Verschrottung versteckt hat, sicher nicht unter idealen oder klimatisierten Bedingungen. In Baikonur kann es im Winter -30°C kalt und im Sommer bis über 40°C heiß werden. So was setzt auch Metall über die Jahre zu. Bei den ausgemusterten ICBM die Russland inzwischen für Satellitenstarts einsetzet, wie die Rockot oder Dnepr rechnet man mit einer Einsatzdauer von 30 Jahren. Da diese nun auch bei den letzten Exemplaren näher rückt sind die Startkosten deutlich angestiegen für diese Träger. Nun weiß man nicht was limitierend ist (schließlich lagern in den Tanks auch aggressive Chemikalien, sodass auch die Tanks die Ursache sein können. Es mehren sich aber die Anzeichen, dass die 40 Jahre Lagerung wahrscheinlich den Triebwerken schadeten.
Schon vor dem Fehlstart suchte Orbital nach einem Ersatz, da die noch verfügbaren Triebwerke nicht ausreichen werden, wenn Orbital beim CRS-2 Kontrakt einen Auftrag erhält. Er sieht fast die doppelte Frachtmenge des ersten Kontraktes vor.
Nach einem Jahr wurde bekannt, das NASA und Orbital/ATK unterschiedliche Ursachen in ihren Abschlussberichten angaben. Die primäre Ursache war, dass ein Rotor innerhalb der Turbopumpe aus der Rotationsachse verschoben wurde und so mit anderen Teilen (dem Hydraulic Ballance Assembly, HBA) der Sauerstoff-Turbopumpe in Kontakt geriet. Die Reibungshitze entzündete dann ein Feuer, das durch den flüssigen Sauerstoff zu einer Explosion des Triebwerks E15 führte. Wie es aber zu dem Versagen des Rotors kam, darüber gab es keine Einigkeit. Der NASA Untersuchungsbericht kam auf drei Ursachen. Jede, oder eine Kombination mehrerer kann die Explosion verursacht haben.
Die erste war "mangelnde Robustheit des Triebwerks". Die Auslegung des Triebwerks machte die HBA empfänglich für das Auftreten von Feuern. Weiterhin war das Akzeptanz-Testprogramm nicht ausreichend, um das Auftreten von Feuern zu erkennen und notfalls durch Maßnahmen zu verhindern.
Fremdkörper in der Turbopumpe. Man fand in forensischen Untersuchungen Silikate und Titan in der Turbopumpe. Diese Elemente kommen dort nicht vor. Allerdings waren es nur Spuren und es gab keine Anzeichen von Beschädigungen durch größere Bruchstücke. Daher ist offen ob Fremdkörper ein Versagen verursacht haben.
Fehler in der Fertigung des Gehäuses: Man entdeckte einen "Defekt" (im Sinne einer Abweichung) in der Fertigung der Schmierung des Turbinengehäuses, der nicht mit den Vorgaben übereinstimmt. Dieser wurde schon vor dem Start entdeckt. Es war kein Einzelfall war, man entdeckte diese Abweichungen in einem Testtriebwerk 1998 und den Triebwerken E16, E17. Daneben fand man die Abweichung bei einigen Turbopumpen, die es als Reserve gab. Während E16 und das Testtriebwerk erfolgreich ihr Testprogramm durchliefen bzw. eingesetzt wurden, gab es bei E17 im Mai 2014 ein Feuer bei einem Akzeptanztest. Es konnte nicht geklärt werden, ob die Abweichung schon immer da war, oder eine Folge der Alterung nach 40 Jahren Lagerung war.
Weiterhin befand die NASA, dass sowohl die Instrumentierung nicht ausreichend war, um Fehler genau zu benennen, wie auch das Testprogramm der Triebwerke vor einem Einbau und die Tests, ob das bei der Antares vorliegende Missionsprofil (das von dem in der N-1F abwich) keine Probleme bereitete, nicht ausreichend war.
Die NASA gab dann Empfehlungen, so nicht mehr die AJ-26 einzusetzen, ohne dass sie ein ausreichendes Testprogramm durchlaufen hatten, wie auch die Tests bei den neuen RD-181 zu intensivieren und nicht den Fehler zu wiederholen.
Orbital/ATK kam zu dem Schluss es gäbe nur einen Fehler, der höchstwahrscheinlich die Ursache war. Dies sei ein Fertigungsdefekt, der schon vor 40 Jahren bei der Fertigung passierte. Ein Teil dass geborgen wurde, zeige "klar" dass es hier einen Fehler in der Herstellung der Turbopumpe gab.
Es verwundert nicht, dass Orbital/ATK den Fehler auf früher verschieben, außerhalb ihrer Verantwortung. Die NASA fand allerdings auch programmatische Versäumnisse. Insgesamt habe man zu wenig Einblick in die Testhistorie zu Sowjetzeiten gehabt und auch die Tests in den USA seien unzureichend gewesen.
Wahrscheinlich wird sich so eine Streitfrage nie klären lassen: Wäre mit den NK-33 die N-1F erfolgreich geflogen? Einige NASA-Statements gehen in die Richtung, dass auch die NK-33 schon beim Design Fehler hatten. Mangelnde Robustheit ist hier das Stichwort. Die NASA legte bei den Saturn V großen Wert auf Robustheit, dazu gehörte auch, dass sich das Triebwerk von Abweichungen erholen konnte. So testete man die Einspritzung des Treibstoffs solange, bis man eine Lösung fand, die damals bei der Zündung auftretende Druckschwankungen, die sich in einer ungleichmäßigen Verbrennung niederschlugen, im Griff hatte. Das waren damals Ursachen für Schubabfall bis hin zu Triebwerksausfällen.
Die erste Generation der Triebwerke der N-1 wurden selbst von Verantwortlichen als "faule Triebwerke" mit einer erschreckend niedrigen Zuverlässigkeit beschrieben. Sollten die NK-33 dieses Schicksal teilen? Russland wies eine intensive Testhistorie vor, aber die NASA stellte fest, dass Aerojet darin nur unzureichend Einblick hatte. Aerojet (bzw. später Orbital) setzten nach Ansicht der NASA zu wenige Tests an, um sicher zu sein, dass die Triebwerke heute noch in Ordnung sind. Schlussendlich kann niemand sagen, ob die Probleme nicht durch die 40 Jahre Lagerung entstanden. Besonders der Fund von "Fremdkörpern" in der Turbopumpe erinnert an einen Fehlstart der N-1. Flug 5L scheiterte, weil kurz nach dem Start Metallteile in die Oxydatorpumpe von Triebwerk 8 gelangten und diese zur Explosion brachten. Also genau die gleiche Ursache, wie eine der Möglichkeiten nach NASA-Meinung. Offensichtlich scheint damals die Fertigung so schlecht gewesen zu sein, dass man in den Triebwerken mit Fremdteilen rechnen musste.
Die Möglichkeit die Triebwerke intensiv zu testen hatten Aerojet und Orbital, denn die NK-33 hatten eine Lebensdauer von 25.000 s, 17 Zündungen ohne Überholung. Weitaus länger als die Triebwerke später betrieben werden. Aerojet und Orbital prozessierten dann gegeneinander wegen der durch den Unfall verursachten Kosten. Bevor es zu einem Urteil kam, einigte man sich über eine Zahlung von 50 Millionen Dollar seitens Aerojet an Orbital. Weitere Details wurden nicht veröffentlicht.
Da auch für die Sojus 2-1 inzwischen an einen Ersatz der NK-33 gedacht wird, wird man wohl die Qualität der NK-33/43 nicht mehr beurteilen können.
Am 17.6.2011 gaben Aerojet und Teledyne Brown bekannt, dass sie sich um die Ausschreibung des Space Launch Systems - einer Schwerlastrakete mit einer Nutzlast von über 70 t bewerben. Sie wollen eine schubgesteigerte Variante des NK-33 in den USA produzieren (Aerojet erwarb auch die Konstruktionsunterlagen und die Lizenz zur Produktionsneuaufnahme), die aber einen höheren Schub von 500 klb (2224 kN) aufweist.
Artikel aktualisiert am 2.11.2015
http://spacenews.com/nasa-orbital-differ-on-root-cause-of-antares-launch-failure/
http://www.nasa.gov/sites/default/files/atoms/files/orb3_irt_execsumm_0.pdf
http://spaceflightnow.com/2015/11/01/two-antares-failure-probes-produce-different-results/
Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.
Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:
Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.
Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.
Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.
Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:
und
Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)
Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:
US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)
US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie
2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.
Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.
Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.
Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.
Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu 2/3 des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.
Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.
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