Home Raumfahrt Trägeraketen Russische Raketen Site Map counter

Die Semjorka Trägerrakete

Dieser Artikel schreibt die historische und technische Entwicklung der R-7 Trägerrakete, die in Russland Semjorka genannt wird und im Westen als Sputnik, Wostok, Molnija, Sojus und Luna Trägerrakete bekannt ist. (Semjorka : frei übersetzt die "gute alte Sieben" von russisch sem = sieben)

Da die R-7 auf eine 50 jährige Geschichte zurückblicken kann, ist diese sehr umfangreich und ich habe sie in zwei Teile aufgeteilt. Dieser erste Teil behandelt die Geschichte der R-7 bis zur Molnija Version und der zweite Teil die der am meisten eingesetzten Version, der Sojus.

Am Anfang stand die A4...

No Text 1945, nach Ende des Zweiten Weltkriegs begangen beide Supermächte mit der Entwicklung von Großraketen. Basis war sowohl bei den USA, wie auch der UdSSR die in Deutschland entwickelte A4. Diese Rakete war die erste Großrakete der Welt. Gegenüber dem Entwicklungsstand der Siegermächte war diese Rakete erheblich fortschrittlicher und moderner. Während die USA den Kern der Entwicklungsmannschaft und etwa hundert fertig montierte A4 übernahmen, baute die Sowjetunion die Trägerrakete mit dem Rest der Entwickler nach. In der Folge wurde dann sowohl in der Sowjetunion, wie auch in den USA die A4 gestartet, so das die Siegermächte nun Erfahrungen mit der Rakete und der in ihr steckenden Technologie bekamen. Auch der nächste Schritt vollzog sich auf beiden Seiten des Atlantiks ähnlich. Die Technologie in der A4 wurden schrittweise verbessert, indem z.B. die Tanks leichter und der Treibstoff durch das energiereichere Kerosin ausgetauscht wurde. Die Fortentwicklungen der A4 waren bei beiden Staaten dann Grundlage der ersten Mittelstreckenraketen. Bei der Sowjetunion war dies die Entwicklung von der R-1 und R-2 (A-4 Nachbauten) zur R-5. In Amerika entstanden die Redstone und die Jupiter aus der A-4. Alle Typen waren Mittelstreckenraketen mit Reichweiten von 300 bis 2000 km.

Doch es gab auch in Unterschiede zwischen den beiden Staaten. Der wichtigste Unterschied lag in der strategischen Lage der Sowjetunion. Während die USA die größeren Städte Westrusslands mit Mittelstreckenraketen von Militärstützpunkten rund um die Sowjetunion und Westeuropa erreichen konnten, hatte die Sowjetunion keine Möglichkeit die USA ohne Interkontinentalraketen zu erreichen. Weiterhin verfügte die Sowjetunion nicht über eine schlagkräftige strategische Luftwaffe die Wasserstoffbomben oder Atomwaffen in die USA transportieren konnten. Dadurch war die Sowjetunion in einer prekären Lage. Man setzte erheblich mehr Mittel ein, um frühzeitig eine Rakete zur Verfügung zu haben, welche Atomwaffen über interkontinentale Distanzen befördern konnte. Daher verfügte die Sowjetunion wesentlich früher über eine Trägerrakete, die auch größere Satelliten in einem Orbit transportieren konnte. Wodurch die Sowjetunion Ende der fünfziger Jahre die technologische Führung im Raketenbau hatte

Zuerst versuchten beide Staaten die kostenintensive Entwicklung einer Interkontinentalrakete zu vermeiden. Auf Seiten der USA wurde zuerst die Snark und die Navaho entwickelt. Die Snark war ein Vorläufer der heutigen Marschflugkörper, eine unbemannte kleinere Version eines Flugzeuges, welches eine Atomwaffe mit etwas unter 1000 Stundenkilometer ins Ziel gebracht hätte. Gestartet wäre das Flugzeug mit einem kleinen Raketentriebwerk vom Boden aus worden. Etwas fortschrittlicher und nicht so anfällig gegen Luftabwehr war die Navaho: ein Raketentriebwerk brachte ein unbemanntes Flugzeug auf 20-25 Kilometer Höhe, sowie auf Geschwindigkeiten von über 3000 Stundenkilometer. Dann zündete ein Staustrahl Triebwerk. Dieses Triebwerk verdichtet die Luft, gibt Benzin dazu und zündet das Gemisch, wodurch ein Rückstoß entsteht. Gegenüber einer Rakete ist das Flugzeug ca. 3 bis 4 mal kleiner und erheblich preiswerter. Beide Lösungen haben aber ein prinzipiellen Nachteil: Sie sind anfällig gegenüber Luftabwehr und haben Reisezeiten von drei bis zwölf Stunden, wodurch ein unmittelbarer Gegenschlag ohne Vorwarnung des Gegners unmöglich ist. Auch in der UdSSR wurden solche Lösungen diskutiert, es kaum jedoch hier in Gegensatz zu den USA zu keiner Verwirklichung eines Projektes, stattdessen wurde relativ rasch der Plan gefasst, eine Interkontinentalrakete zu bauen.

Die R-7 als Interkontinentalrakete

Sputnik trägerversionDie R-7 (Raketa - 7) war die siebte militärische Rakete welche die Sowjetunion nach dem Krieg entwickelte und die erste Interkontinentalrakete. Am 17.2.1953 wurde die Entwicklung einer Interkontinentalrakete beschlossen, die einen 3000 kg schweren Sprengkopf 8000 km weit transportieren wurde. Die Rakete sollte 170 t wiegen. Später wurden die Anforderungen erhöht: Der Sprengkopf sollte nun 5500 kg schwer sein. Die R-7 wurde von 1954-1957 entwickelt. Koroljow als Chefkonstrukteur hatte das Konzept im Jahre 1953 entwickelt und schlug es am 25.5.1954 vor. Schon am 9.7.1954 wurde es genehmigt und Koroljow wurde verantwortlicher Leiter. Schon am 15.5.1957, also nur drei Jahre später fand der erste Start statt. Die Sowjets hatten am 12.8.1953 ihre erste Wasserstoffbombe gezündet. Wie bei den Amerikanern war das erste Modell noch verhältnismäßig schwer und so wurde die R-7 für den Transport eines 5500 kg schweren Sprengkopfes über eine Distanz von 8000 km ausgelegt. Der Sprengkopf war damit fast vier mal schwerer als der 1.5 t schwere Sprengkopf der ersten amerikanischen Interkontinentalrakete, der Atlas.

Wie bei der ersten amerikanischen Interkontinentalrakete, der Atlas, kam auch der Semjorka keine operationelle Rolle als Atomwaffenträger zu. Für einen Einsatz als Interkontinentalrakete war die Rakete mit 250 Tonnen flüssigen Treibstoff, davon der größte Teil bei -183 Grad siedenden flüssigen Sauerstoffs, einfach zu impraktikabel. Trotzdem glaubten die USA mangels Aufklärungsfotos, dass die Sowjetunion über eine beträchtliche Atomstreitkraft verfügte. Das Gegenteil war aber der Fall. Nur wenige Semjorka wurden stationiert. Dagegen verfügten die USA schon bald durch die Atlas Trägerrakete über wesentlich mehr Interkontinentalraketen als die Sowjetunion. Diese Fehleinschätzung führte schließlich auch zum Kuba Konflikt 1962, als die Sowjetunion diesen Mangel durch Stationierung von Raketen auf Kuba ausgleichen wollten.

Trotzdem wurde die R-7 noch bis zum Jahr 1961 verbessert, indem der Schub leicht gesteigert wurde und die Treibstoffmasse angehoben wurde. Die Leermasse war auch etwas günstiger. Dazu kam ein neues Lenksystem ohne einen Radioleitstrahl. Diese Version R-7A transportierte einen 3 t schweren Sprengkopf über eine Distanz von 12100 km. Dies war nötig, da die drei Abschussbasen der Rakete in Plesetsk, Baikonur und Tjuratam weit im westen der Sowjetunion lagen und so die Westküste der USA nicht erreichen konnte. Diese Version wurde vom 31.12.1959 bis 1968 stationiert. Nur einmal während dieser Zeit war eine R-7 während der Kubakrise auch mit einem nuklearen Sprengkopf ausgerüstet. Sie hätte innerhalb von 8-12 Stunden gestartet werden können. Dies zeigt, dass die Rakete nur als Erstschlagswaffe brauchbar war.

Die Weiterentwicklung der R-7 ist in etwa vergleichbar mit der Entwicklung der Atlas von der C zur F Version. Die Tabellen führen beide Versionen auf: Die erste Version die 1957 startete, wie auch die 1959-1961 stationierte.

R7 Inrerkontinentalrakete

R-7 Interkontinentalrakete (erste Version, 1957)

23 Flüge vom 15.5.1957 - 27.2.1961, davon 5 Fehlstarts
Nutzlast 5327 kg über 8000 km Distanz
Stufe 1:. 4 × R-7 8K71-0
Vollmasse 4 × 43,100 kg. Leermasse 4 × 3,500 kg.
Schub 4 × 790 kN , Brennzeit 120 sec,
Spezifischer Impuls 2452 m/s (Meereshöhe), spez. Impuls: 3003 m/s (Vakuum)
Durchmesser 2.7 m, Länge 19 m
Triebwerk: 4 × RD-107-8D74

Stufe 2: R-7 8K71-1
Vollmasse 95,300 kg. Leermasse 7,500 kg.
Schub 745 kN Boden, 912 kN Vakuum
Spezifischer Impuls 2364 m/s Boden, 3021 m/s (Vakuum)
Brennzeit 330 Sekunden
Durchmesser 2.95 m, Länge 28 m.
Triebwerk 1 × RD-108-8D75

R-7A Interkontinentalrakete (zweite Version, 1961)

21 Flüge vom 23.12.1959 - 25.5.1967, davon 3 Fehlstarts
Nutzlast 3300 kg über 12100 km Distanz
Stufe 1:. 4 × R-7A 8K71-0
Vollmasse 4 × 42800 kg. Leermasse 4 × 3200 kg.
Schub 4 × 790 kN Boden 996 kN Vakuum
Brennzeit 120 sec,
Spezifischer Impuls 2511 m/s (Meereshöhe), spez. Impuls: 3070 m/s (Vakuum)
Durchmesser 2.7 m, Länge 19 m
Triebwerk: 4 × RD-107-8D74K

Stufe 2: R-7A 8K71-1
Vollmasse 101700 kg. Leermasse 7300 kg.
Schub 745 kN Boden, 941 kN Vakuum
Spezifischer Impuls 2432 m/s Boden, 3090 m/s (Vakuum)
Brennzeit 325 Sekunden
Durchmesser 2.95 m, Länge 28 m.
Triebwerk 1 × RD-108-8D75K

Die Sowjetunion hatte einen weiteren Nachteil bei der Entwicklung ihrer ersten Interkontinentalrakete hinzunehmen. Die ersten Sprengköpfe waren sehr groß und sehr schwer. Dadurch war die Rakete mehr als doppelt so schwer, wie ihr erstes amerikanisches Gegenstück. Die russische R-7, die allgemein Semjorka genannt wurde, musste einen Sprengkopf von 5.5 Tonnen transportieren können. Während der Entwicklung des Sprengkopfes konnte diese Masse nach unten auf 3 t korrigiert werden. Koroljow - der Konstrukteur der Rakete - blieb jedoch bei dem ursprünglichen Konzept. Zum einen traute er den Konstrukteuren der Wasserstoffbombe nicht, vielleicht würde dieser ja wieder schwerer werden. Zum anderen plante er schon den Einsatz für die Raumfahrt. Hier war ein großer Träger vorteilhafter. Damit stand der Sowjetunion ein Träger zur Verfügung, der auch schwere Nutzlasten in den Orbit transportieren konnte. Weiterhin konnte man natürlich den leichteren Sprengkopf in der Version R-7A über eine größere Distanz transportieren.

Für die Semjorka wurde in Baikonur ein neues Startgelände gebaut, das anders als das bisherige Startgelände in Kapustin Yar nicht von amerikanischen Radaranlagen in der Türkei nicht überwacht werden konnte. Vom Mai 1955 an wurde hier die Startanlage 1 für die R-7 gebaut: 150.000 m³ Boden wurden wegplaniert, 30000 m³ Beton verbaut. Bis zu 1000 Güterwagen rollten jeden Tag mit Material an. Alleine das 8 km von der Startrampe entfernte Monategebäude ist 100 m lang, 50 m breit und 20 m hoch. Dort wird die Semjorka wie die deutsche A-4 horizontal zusammengebaut, anders als westliche Träger die vertikal zusammengebaut werden. Eine Lokomotive zieht dann die Rakete zum Startplatz.

Dort steht die R-7 nicht über der Rampe auf einer Startplattform sondern hängt über dem Flammenschacht. 4 Streben die an Blütenblätter erinnern (daher auch die russische Bezeichnung "Tjulpan" = Tulpe für die Konstruktion) halten die Rakete 20 m über den Triebwerken. Wenn die Triebwerke genügend Schub aufgebaut haben, dass die Rakete abheben kann, so werden die Aufleger entlastet. Sie schwenken zurück und zwar durch einfache Gegengewichte gezogen, ohne jede Hydraulik. Dieses einfache, aber geniale System ist so zuverlässig, dass bei den mehr als 1000 Starts der R-7 in ihren Varianten hier noch nie ein Problem oder einen Ausfall gab.

Die Technik der R-7

Zentralblock und Außenblock der R-7 Bei dem Bau der neuen Trägerrakete gingen sowohl die UdSSR wie auch die USA ähnliche Lösungswege. Klar war, das für eine Interkontinentalrakete zwei Stufen notwendig sein würden, da anders die hohe Endgeschwindigkeit von 6.000-8.000 Metern pro Sekunde nicht erreicht werden kann. Bisher lagen jedoch nur Erfahrungen mit einer Stufe vor, die man am Boden zündete. Niemand hatte bisher eine Stufe mit flüssigen Treibstoffen nicht am Boden, sondern während des Fluges gezündet. Insbesondere hatte man keine Erfahrungen wie sich der Treibstoff unter Schwerelosigkeit verhalten würde. Von der Theorie her wusste man, dass nach Ausbrennen der ersten Stufe in der Schwerelosigkeit sich der Treibstoff zu einer Kugel formen würde. Da man die Tanks nicht randvoll machen kann (zum einen weil beim Sauerstoff dauernd Treibstoff verdampft, zum anderen weil man Gas zur Druckbeaufschlagung (Stabilität und Förderung des Treibstoffs bei der Zündung) verwendete) war dies ein echtes Problem. Denn wenn der Treibstoff nicht an den Leitungen anliegt kann es bei der Zündung zum Aussetzen oder unregelmäßigen Verbrennungen führen, die im Extremfall zur Explosion der Brennkammer führen können.

Beide Staaten griffen daher zu einer Kompromisslösung: erste und zweite Stufe wurden gleichzeitig am Boden gezündet. Vor dem Abheben konnte man so beide Stufen überprüfen und zugleich die Zündung während des Fluges vermeiden.

Mindestens eine R-7 zeigte z.B. bei der Zündung Probleme. Der Start konnte gestoppt werden und die Rakete zur Überprüfung an den Hersteller geschickt werden. Die zweite Stufe verfügt jedoch über eine erheblich längere Brennzeit, so dass die erste Stufe vorzeitig abgesprengt wird. Diese Technologie wird daher oft auch als "eineinhalbstufig" bezeichnet. Es ist eine Form der Bündelrakete oder Parallelstufenrakete.

Im Detail unterschieden sich jedoch beide Lösungen: Bei dem amerikanischen Gegenstück der Semjorka, der Atlas war der Tank von 1. und 2. Stufe gemeinsam. Die Triebwerke der ersten Stufe wurden dagegen nach einiger Zeit abgesprengt. Dadurch war der Tank bei Abtrennen der ersten Stufe schon zu 80% leer und die Leermasse der Rakete trotz extremer Leichtbauweise ungünstig.

Bei der Semjorka wurde dagegen die erste Stufe in Form von 4 Zusatzraketen an die zweite Stufe, den Zentralblock angeflanscht. Bei Abtrennung der ersten Stufe war dadurch der Tank der zweiten Stufe erst zu 30-40 Prozent leer. Weiterhin gab es Unterschiede in der Triebwerkstechnologie. Die Atlas verwendete für die erste Stufe zwei erheblich leistungsstärkere Triebwerke als es die A4 hatte. Die Semjorka dagegen bündelte sowohl bei der zentralen Stufe, wie auch bei den vier Außenblocks jeweils vier Brennkammern zu einem Triebwerk zusammen. Der Schub jeder einzelnen Brennkammer war dadurch nicht höher als bei der A4. Größere Neuentwicklungen und Probleme durch höhere Drücke und Hitze unterblieben dadurch. Einzig die Förderung des Treibstoffes musste für den vierfachen Umsatz ausgelegt sein. Die Semjorka verwandte die gleichen Treibstoffe wie die Atlas: Kerosin und Sauerstoff in flüssiges Form.

Der erste Flug einer R-7 fand im Mai 1957 statt. Der Start am 15.5.1957 endete nach 98 Sekunden, als Block D losbrach. Beim nächsten Versuch im Juni kam es dreimal nicht zur Zündung weil jemand ein Stickstoffventil falsch eingebaut hatte. Der dritte Versuch am 12.7.1957 endete mit der Explosion der Rakete durch Versagen der Steueranlage. Doch am 27.8.1957 klappte zum ersten Mal ein Start. Obwohl dieser von der russischen Nachrichtenagentur verbreitet wurde, fand er im Westen keinerlei Beachtung. Dabei reklamierte man sogar einen neuen Weltrekord für die erreichte Reichweite. Nach dem zweiten Testflug über interkontinentale Distanzen am 7.9.1957 erfolgte schon der Start von Sputnik 1. Bis Ende 1960 wurden weitere Entwicklungsflüge unternommen.

Block B,W,G und D

RD-107 TriebwerkDie 4 Außenblocks haben die Bezeichnung Block B,W,G und D. Dies sind die ersten 4 Buchstaben im russischen Alphabet. Sie haben die Form einer kreisförmigen Pyramide. Die Länge beträgt jeweils 19.80 m. Der maximale Durchmesser 2.68 m. Jeder Block wird von einem Triebwerk des Typs RD-107 angetrieben. Dieses besteht aus 4 Brennkammern mit einer gemeinsamen Förderturbine und einem gemeinsamen Gasgenerator. Der Schub beträgt 790 kN am Boden 812 kN im Vakuum. Dazu kommen an der Außenseite noch zwei Steuertriebwerke von je 25 kN Schub. Diese Blocks sind nach 120 Sekunden ausgebrannt. Sie werden in 50 km Höhe abgetrennt und schlagen 100 km vom Startplatz entfernt auf. Obgleich die Blöcke sehr riesig wirken ist ihre Masse nicht höher als ein Ariane 4 Booster. Jeder wiegt voll betankt 43 t und leer 3.4 t. Durch ihre spitzkegelige Form ist das Tankvolumen gering und die Blöcke sind so groß.

Block A

Der Zentrale Block A hat die Form eines Zylinders der sich allerdings nach 19.80 m Höhe von 2.05 auf 2.95 m Durchmesser vergrößert und dann wieder auf 2.60 m abnimmt. Der maximale Durchmesser mit Stabilisierungsfinnen beträgt 2.95 m, die Länge 26.0 m. Er wiegt mit 94 t Startmasse und 7.5 t Leermasse mehr als doppelt so viel wie ein Außenblock.

Sein Triebwerk RD-108 unterscheidet sich nur geringfügig von dem RD-107, welches in den Außenblocks verwendet wird. Der Schub ist mit 745 kN am Boden etwas geringer, aber im Vakuum mit 912 kN größer. Das Triebwerk ist besser für den Betrieb im Vakuum angepasst und besitzt hier einen höheren spezifischen Impuls und geringfügig höheren Brennkammerdruck.

Die Turbopumpen mussten dagegen im Vergleich zu den bisherigen Modellen stark in der Leistung gesteigert werden, da sie alle 4 Brennkammern gemeinsam versorgen. Jede Turbopumpe hat eine Leistung von 4000 kW, fördert pro Sekunde 91 kg Kerosin und 227 kg flüssigen Sauerstoff. Der Treibstoff wird mit 51 Bar (RD-107) bzw. 58.5 Bar (RD-108) in die Brennkammer eingespritzt. Die Brennkammern haben Zylinderform und bei den Düsen ist man von der konischen auf eine parabolische Form übergegangen. An die A-4 erinnert allerdings noch der Gasgenerator: Er zersetzt Wasserstoffperoxid katalytisch. Dieses muss mitgeführt werden. Moderne Konstruktionen nutzen dazu einen Teil des Treibstoffes.

Die Stabilisierung erfolgt durch weitere kleinere Steuertriebwerke. In den Außenblocks gibt es 2 Triebwerke und im Zentralblock A 4 Triebwerke. Sie haben jeweils 25 kN Schub. Alle sind in 2 Raumrichtungen schwenkbar. Damit wird die Bewegung um die Nick- und Gierachse gesteuert, also die Bewegung in den Achsen senkrecht zur Längsachse der Rakete. Die Stabilisierung in der Rollachse erfolgt mit Finnen, das sind kleine Flügel an den Außen- und dem Zentralblock. Diese Verhindern ein Rollen um die Längsachse während die Rakete in der Atmosphäre ist. Später ist die Rakete so schnell, dass eine Stabilisierung durch die Geschwindigkeit erfolgt. Eine Möglichkeit zur Ausrichtung der Längsachse vor der Abtrennung der Nutzlast gibt es nicht. Diese ist jedoch für einen Atomsprengkopf unnötig, da dieser nicht präzise im Raum ausgerichtet werden muss, sondern wieder auf der Erde einschlägt.

Die Verniertriebwerke werden von der Turbopumpe des Haupttriebwerks gespeist und gehören mit zu dem Triebwerk RD-107/8. Im Westen erfuhr man erst R7 A Version (Triebwerke)bei der Ausstellung einer Sojus Trägerrakete im Jahre 1967 bei der Pariser Luft und Raumfahrtausstellung von den technischen Details der Rakete. Vorher kannte man nur die Leistung von 20 Millionen PS, die man in Unkenntnis der Brennzeit mit einem Startschub von 5000 kN (tatsächlich 3940 kN) assoziierte. Die R-7 schien also 3 mal leistungsstärker als ihr Gegenstück aus den USA, die Atlas. Lange Zeit meinte man die Sowjets verfügten daher über leistungsstarke Triebwerke von mind. 800 kN Bodenschub. Als man die Konstruktion dann kannte schlug die Meinung ins Gegenteil um: Die Rakete wäre primitiv, man hätte nicht einmal den Schub des A-4 Triebwerks pro Brennkammer erreicht und müsste beim Start 32 Triebwerke zünden, während die Atlas mit 5 Triebwerken auskommt. (Haupttriebwerke und Steuertriebwerke zusammengefasst) Mit Sicherheit ist die Lösung komplexer als die der Atlas. Doch die Erfahrung zeigte, dass sie trotzdem zuverlässig ist. Die Semjorka zählt heute zu den zuverlässigsten Trägerraketen der Welt.

Beim Start zünden alle 20 Haupt und 12 Steuertriebwerke gleichzeitig. Die Testphase vor dem Start ist sehr lang: Sie beträgt 20 Sekunden. (Bei anderen Trägerraketen dauert es nur 2-7 Sekunden bis die Triebwerke auf Funktion geprüft sind und ihren Nennschub erreicht haben)Bei Sojus Starts die im Fernsehen übertragen werden fällt auch diese lange Überprüfungszeit auf. Die 4 Außenblocks haben ihren Treibstoff nach 120 Sekunden verbraucht und werden bei einer Geschwindigkeit von 2170 m/s abgetrennt. Dazu wird ein Band, dass jeden Block an der Rakete unten fixierte gesprengt. Durch den Restschub der Triebwerke dreht sich der Außenblock dann nach außen. Er löst dabei die Verbindung oben an der Rakete, die aus einem Kugelgelenk besteht. Dieses löst einen Elektrokontakt aus, der Ventile an der Oberseite der Außenblocks öffnet. Der Restsauerstoff strömt aus und der Schub drückt die Außenblocks von dem Zentralblock weg. Diese einfache Konstruktion ohne Trennraketen hat sich bewährt und es gab nur wenige Fälle, bei denen ein Außenblock nicht abgetrennt wurde. Zu diesem Zeitpunkt hat der Zentralblock Block A erst etwas mehr als ein Drittel seines Treibstoffs verbraucht.

Die Zentralstufe arbeitet noch weitere 200 Sekunden. Sie wird in 170 km Höhe, 700 km vom Startplatz entfernt bei einer Geschwindigkeit von 6340 m/s abgetrennt. Danach fliegt der 5500 kg schwere Sprengkopf auf einer ballistischen Bahn zu seinem 8000 km entfernten Ziel.

Sputnik - der erste Satellitenträger

Schon 1956 hatte die Sowjetunion angekündigt, dass sie während des geophysikalischen Jahres vom Juli 1957 bis Dezember 1958 einen Erdsatelliten starten würde. Im Westen wurde dies als Propaganda abgetan. Koroljow arbeitete jedoch daran die Führung von der Notwendigkeit eines Satelliten zu überzeugen. Er schaffte es, und konnte schon nach dem zweiten Testflug einer R-7 einen Satellitenstart ansetzen. Frühzeitig hatte man schon an einem anspruchsvollen Erdsatelliten gearbeitet. Dieser verzögerte sich jedoch im Bau sehr lange und es war abzusehen, dass die Amerikaner vorher einem Satelliten starten würden. Um den Amerikanern zu vorzukommen entschied sich Koroljow dafür einen abgespeckten und schnell zu bauenden Satelliten zu starten. Der am 4. Oktober 1957 gestartete Sputnik 1 war daher nichts weiter als ein Sender in einer hermetisch verschlossenen Kugel, wodurch der Satellit über Radio geortet werden konnte. Trotzdem schlug der Start wie eine Bombe ein. Nicht nur das der Satellit mit 83.6 Kilogramm erheblich schwerer als die projektierten Satelliten der USA war, sondern man hatte auch der Sowjetunion nicht zugetraut, dass sie einen Satelliten starten können würde. Verstärkt wurde dies noch als kurz darauf der erste amerikanische Satellitenstart mit der Explosion der Trägerrakete noch auf der Startrampe misslang. Kurz danach starteten die Sowjets als weitere propagandistische Erstleistung mit Sputnik 2 das erste Lebewesen in den Weltraum: die Hündin Laika. Nicht nur diese Erstleistung, sondern auch das nun mit 502 Kilogramm angegebene Gewicht, erstaunte die Experten im Westen. Klar war nun, dass die Sowjetunion über eine Rakete verfügen musste, die auch Atomwaffen bis in die USA transportieren konnte. Im Mai 1958 war schlussendlich der schwere angekündigte Satellit zum Start bereit. Mit 1328 Kilogramm war Sputnik 3 noch schwerer als Sputnik 2 damit war jedoch auch die Grenze der Kapazität der Semjorka ohne eine dritte Oberstufe erreicht.

Für die Starts der ersten 3 Sputniks wurden unveränderte R-7 verwendet, nur der Sprengkopf durch den Satelliten ergänzt. Ein Start eines Sputniks 3 schlug fehl. Das System die Rakete nach einer Nutzlast ("Sputnik, russisch für "Weggefährte") zu benennen übernahm man bei den folgenden Versionen der Semjorka.

Sputnik Trägerrakete

Sputnik

4 Starts vom 4.10.1957 - 15.5.1958, 1 Fehlstart
genutzt zum Start von Sputnik 1-3
Nutzlast 1500 kg in einen 200 km Orbit mit 65° Neigung

Stufe 1:. 4 × R-7 8K71-0 (Block B,W,G,D)
Vollmasse 4 × 43,000 kg. Leermasse 4 × 3,400 kg.
Schub 4 × 790 kN , Brennzeit 120 sec,
Spezifischer Impuls 2452 (Meereshöhe), spez. Impuls: 3003 (Vakuum)
Durchmesser 2.7 m, Länge 19 m
Triebwerk: 4 × RD-107-8D74

Stufe 2: R-7 8K71-1 (Block A)
Vollmasse 94,000 kg. Leermasse 7,495 kg.
Schub 745 kN Boden, 912 kN Vakuum
Spezifischer Impuls 2364 Boden, 3021 (Vakuum)
Brennzeit 330 Sekunden
Durchmesser 2.95 m, Länge 28 m.
Triebwerk 1 × RD-108-8D75

Die Luna

Block E mit Luna SondeDie Semjorka konnte ohne Oberstufe maximal 1.3-1.5 Tonnen Nutzlast in eine nahe Erdumlaufbahn transportieren. Schuld daran war die relativ große Leermasse von Block A von 7500 kg. Die Nutzlast machte nur ein Fünftel der Gesamtmasse aus, die in den Orbit gelangte. Nun ging man nun daran, durch eine dritte Stufe die Nutzlastkapazität weiter zu steigern. Eine zusätzliche Oberstufe bringt einen weiteren Geschwindigkeitsgewinn und besitzt eine geringere Leermasse als Block A. Das als Wostok bezeichnete Modell benutzte eine relativ kleine Oberstufe. Russland verwirrte die Weltöffentlichkeit indem sie die Rakete zuerst als "Luna" bezeichnete, als diese Sonden gestartet wurden, dann als die bemannten Missionen zwei Jahre später stattfanden als "Wostok". Suggeriert sollte die Indienststellung einer neuen Rakete werden, während es sich in Wirklichkeit nur um die R-7 mit einer Oberstufe handelte. Dagegen war bei den westlichen Modellen leicht an der Namensgebung eine evolutionäre Entwicklung zu erkennen.

Die Genehmigung für die Entwicklung einer dritten Stufe erfolgte am 20.3.1958. Schon am 23.9.1958 erfolgte der erste Start. Die Forderung nach einer weiteren propagandistisch nutzbaren Erstleistung führte zu einem beträchtlichen Zeitdruck. Die Oberstufe sollte es erlauben ein bemanntes Raumschiff zu starten. Daneben wäre bei der Reduktion der Nutzlast auch eine etwa 400 kg schwere Sonde zum Mond startbar. Das bemannte Raumschiff wäre nicht vor Ende 1960 fertig, doch eine Mondsonde wäre viel schneller fertig zu stellen. Die ersten Mondsonden Luna 1+2 waren nichts weiter als größere Sputnik 1: Kugeln mit Mittelwellensendern, die von Batterien angetrieben werden, ohne aktive Steuerung.

Es galt nun möglichst schnell eine Oberstufe zu entwickeln, die eine Sonde zum Mond transportieren konnte. Der Zeitdruck ergab zwei wesentliche Einschränkungen. Zum einen war die ursprüngliche R-7 nicht für eine massive Oberstufe ausgelegt. Die Oberstufe musste also klein sein und weil man die R-7 nicht veränderte wollte, musste auch der Schwerpunkt der Stufe tief liegen.

Die Oberstufe Block E

Koroljew ging auf Nummer Sicher und beauftrage gleich zwei Konstrukteure mit ihren Kombinaten mit der Lieferung eines geeigneten Triebwerks. Gluschko offerierte das RD-109, es war ein Triebwerk mit der Treibstoffkombination NTO/UDMH und einem hohen Schub von 100 kN. Damit wäre eine relativ große Stufe (11-12 t Gewicht möglich gewesen. Kosberg arbeitet an dem RD-0105, das für die ICBM R-9 entwickelt wurde. Dieses arbeitet wie die Unterstufen mit LOX/Kerosin und war aus den Steuertriebwerken des RD-107 entwickelt wurden. Obwohl der Schub verdoppelt wurde, war das RD-0105 doch wesentlich schubschwächer als das RD.109 und auch der spezifische Impuls war mit 3100 m/s auch kleiner als die des RD-109 mit 3250 m/s. Koroljow lehnte dieses aber wegen des toxischen und hypergolen Treibstoffes ab. Aus dem RD-109 sollte Ausgangsbasis für das RD-119 werden, das in der Kosmos B-1 eingesetzt wurde.

Da man immer noch keine Erfahrung über die Zündung in der Schwerelosigkeit hatte, versuchte man auch hier diese zu vermeiden. Dies geschah indem die dritte Stufe kurz vor Ausbrennen der zweiten Stufe gezündet wurde. Dadurch wurde auch gleichzeitig die dritte Stufe stabilisiert und die zweite Stufe von der dritten durch den Rückstoß abgetrennt. Die Abgase der Oberstufe treffen auf einen Ablenkkonus aus Titan auf dem Zentralblock. Dieser verhindert eine Explosion des Sauerstofftanks des Zentralblocks durch die Abgase der Oberstufe. Die Flammen können durch einen Gitterrohradapater zur Seite entweichen.

Die Oberstufe Block E verwendet wie die ersten beiden Stufen die Treibstoffkombination flüssiger Sauerstoff und Kerosin. Sein Triebwerk RD-109 hat einen Schub von 49 kN. Es verfügt nur über eine Brennkammer. Es ist nicht bewegbar. Die Stabilisierung der Stufe geschieht durch die Abgase des Gasgenerators die durch spezielle Düsen ins Freie geleitet werden. Der Treibstofftank umgibt in einer ringförmigen (torusförmigen) Konstruktion das Triebwerk, der Sauerstofftank ebenfalls ringförmig liegt darüber. Die Luna Sonden ragen zum Teil in die Öffnung des Oberstufentanks. Da bei einem sehr flachen Tank die Gefahr von POGO Schwingungen sehr groß ist ragen durchlöcherte Prallbleche in die Tanks. Zusammen mit der ungünstigen, nicht tragenden Tankform ergibt sich eine relativ hohe Leermasse von Block E.

RD-109Die Oberstufe Block E ist bei einem Durchmesser von 2.58 m nur 2.98 m lang. Mit Nutzlastverkleidung beträgt die Länge 4.75 m. Block E brennt etwa 400 Sekunden lang und beförderte die Luna Sonden direkt zum Mond, d.h. ohne vorher eine Parkbahn einzuschlagen. Dies erfordert eine sehr hohe Genauigkeit und so verpasste auch Luna 1 den Mond und verließ das Erde-Mond System. Block E wurde in Rekordzeit entwickelt und stand schon Ende 1958, also nur ein Jahr nach dem Start von Sputnik 1 zur Verfügung.

Diese Rakete wurde zuerst eingesetzt, um als weitere propagandistisch nutzbare Erstleistung eine Luna Sonde auf den Mond aufschlagen zu lassen. (Luna: russisch für "Mond"). Mehrere Starts der ersten Luna Sonden missglückten aber. Trotzdem gelang es der Sowjetunion sowohl als erste Nation eine Nutzlast auf den Mond aufschlagen zu lassen, wie auch die ersten Bilder von der Rückseite des Mondes zu gewinnen. Nach nur 9 Einsätzen, von denen lediglich 3 keine Fehlstarts waren, wurde die "Luna" Trägerrakete nicht mehr eingesetzt. Grund war auch hier die relativ geringe Nutzlastmasse. Einer Stufenleermasse von 1100 kg stand eine Nutzlast von nur 400 kg gegenüber.

Luna

Vostok (Luna Version) (8K72)

Nutzlast 4730 kg in eine 200 km Bahn mit 65° Neigung.
400 kg auf Fluchtgeschwindigkeit
Erststart 23.12.1958, letzter Start 12.5.1967
76 Flüge, davon 14 Fehlstarts (81.5 % Zuverlässigkeit)

Stufe 1: Block B,D,G,W: 4 × 8A92-0
Vollmasse 4 × 43,300 kg. Leermasse 3,700 kg
Schub 4 × 821 kN
Spezifischer Impuls 2521 (Meereshöhe) 3060 (Vakuum)
Durchmesser 2.68 m, Höhe 19.8 m
4 Triebwerke RD-107-8D74K

Stufe 2: Block A 8A92-1
Vollmasse 100,400 kg. Leermasse 6,800 kg.
Schub 940 kN (Vakuum), 745 kN Boden
Spezifischer Impuls 3080 (Vakuum)
Brennzeit 301 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.75 m
1 Triebwerk RD-108-8D75K

Stufe 3: Block E 8A92-2
Vollmasse 7,775 kg. Leermasse 1,440 kg.
Schub 49,4 kN über 379 sec.
Spezifischer Impuls 3099 (Vakuum)
Durchmesser 2.58 m, Länge 2.98 m
1 Triebwerk RD-0105

VostokDie Wostok - für bemannte Einsätze

Später wurde die Wostok/Luna Trägerrakete in einer leicht verbesserten Form als Rakete für die ersten bemannten Starts der Wostok Kapsel genutzt. Die Wostok ist nur eine andere Bezeichnung für die Luna Rakete, wenn diese Nutzlasten in eine Erdumlaufbahn transportiert. Hier konnte die Rakete die Nutzlast von 1500 auf 4730 kg glatt verdreifachen. In Deutschland ist die Bezeichnung Wostok gängiger, im Englischen dagegen Vostok. Der russische Begriff bedeutet "Osten". Schon vor dem ersten bemannten Einsatz der Vostok am 12.4.1961 mit dem Flug Gagarins auf Wostok 1 gab es Einsätze der Vostok. Sie transportieren die "Wostok Kapsel" zuerst unbemannt um diese zu testen. Dabei wurden die Nutzlasten als Sputniks klassifiziert um zu verschleiern, dass es Testflüge der Vostokkapsel waren.

Auch später wurden noch mit dieser Rakete Nutzlasten gestartet. Ihre Bedeutung schwand jedoch mit der Zeit. Problematisch ist vor allem, das durch die Zündung direkt während der Brenndauer der zweiten Stufe nur Direkteinschüsse in einem Orbit möglich sind. Die Orbits die dadurch möglich sind oder auch planetare Flugbahnen sind dadurch stark eingeschränkt. Trotzdem wurden von dieser Rakete zahlreiche Nutzlasten befördert, solange kein anderer Träger verfügbar war. Neben zwei Hauptversionen (frühe für bemannte Raumfahrzeuge des Typs Wostok und unbemannte Satelliten des Typs Zenit in niedere Umlaufbahnen bis 1967 und eine spätere für polare Starts der Meteor Wettersatelliten in höhere Orbits) gab es zahlreiche Variationen. Diese Variationen beruhten vor allem, das die Satelliten direkt in einen Orbit eingeschossen wurden und dadurch jeweils Modifikationen an der Oberstufe Block E nötig wurden, da sonst die Nutzlastmasse bei höheren Orbits rasch abnimmt. (Die Brenndauer der dritten Stufe musste so ausgelegt sein, das sie noch brennt, wenn der gewünschte Orbit erreicht ist).

In der Wostokversion wurde der Schub des Triebwerks RD-0105 von 49 auf 55 kN Erhöht. Die Brenndauer verringerte sich von 400 auf 376 Sekunden. Der spezifische Impuls stieg von 3090 auf 3178 m/s. Die Stufe hatte vor allem aber eine größere Leermasse von 1.4 anstatt 1.1 t. Die Verstärkung der Struktur erlaubte es schwerere Nutzlasten von bis zu 4.73 t in eine Erdumlaufbahn zu transportieren. Dafür nimmt die Stufe nur 6.4 anstatt 7.0 t Treibstoff auf.

WostokkapselWeitere Verbesserungen betreffen die Grundstufe die nun über einen etwas höheren Startschub von 4060 kN anstatt 3904 kN verfügte. Auch hier wurden die Triebwerkskenndaten verbessert und die Struktur verstärkt um größere Nutzlasten zu starten.

Die Wostok transportierte im wesentlichen zwei Nutzlasten:

Die Sowjetunion betrieb damals ein Verwirrspiel mit dem Westen, indem mehrere neue Namen für ein und dieselbe Rakete präsentierte. So nahm man damals an die Sowjetunion hätte von 1957-1961 innerhalb von 4 Jahren drei verschiedene Raketentypen mit den Bezeichnungen Sputnik, Luna und Vostok in Dienst gestellt. Dies legten auch die unterschiedlichen Nutzlastmassen (Sputnik 1.3 t in erdnahe Bahnen, Luna 400 kg zum Mond, Vostok (Wostok) 4.73 t in erdnahe Bahnen) nahe.

Erst als mit der Einführung der Sojus mehr Details über die Rakete bekannt wurden, klärte sich dies auf.

Wostok

Vostok (späte Version) (8A92M)

3800 kg Nutzlast in 850 km Höhe bei 99.8° Neigung
Erststart 28.2.1967, letzter Start 29.8.1991
89 Flüge, davon 1 Fehlstart (98.8 % Zuverlässigkeit)

Stufe 1: Block B,D,G,W: 4 × 8A92M-0
Vollmasse 4 × 43,300 kg. Leermasse 3,700 kg
Schub 4 × 821 kN Brennzeit 120 sec.
Spezifischer Impuls 2521 (Meereshöhe) 3060 (Vakuum)
Durchmesser 2.68 m, Höhe 19.8 m
4 Triebwerke RD-107-8D74K

Stufe 2: Block A 8A92M-1
Vollmasse 101,000 kg. Leermasse 6,500 kg.
Schub 1000 kN (Vakuum), 745 kN Boden
Spezifischer Impuls 3090 (Vakuum)
Brennzeit 305 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.75 m
1 Triebwerk RD-108-8D75K

Stufe 3: Block E 8A92-2
Vollmasse 8.100 kg. Leermasse 1,100 kg.
Schub 55 kN über 400 sec.
Spezifischer Impuls 3198 (Vakuum)
Durchmesser 2.58 m, Länge 2.98 m
1 Triebwerk RO-7

Die Molnija - Träger für Planetensonden und Nachrichtensatelliten

Sojus VersionHistorisch gesehen wurde die Molnija vor der Sojus in Dienst gestellt. Daher wird sie in dieser Reihe auch vor der Sojus besprochen, obgleich sie eine vierstufige Rakete ist, die auf der dreistufigen Sojus aufbaut. Der erste Einsatz einer Molnija erfolgte schon früh, um als weitere Erstleistung Flüge zu den nächsten Planeten Venus und Mars durchzuführen. Da zuerst die Starts der Venera Raumsonden gelangen, bezeichnete man ab 1961 diese Rakete auch als Venera. Später stellte sich heraus dass es dieselbe Rakete wie die Molnija war. Die Bezeichnung "Venera" ist daher heute weitgehend vergessen auch weil es nicht wie bei Luna eine frühe Version der Wostok war sondern ein und dieselbe Rakete wie die Molnija.

Erst 1965 bekam die Molnija ihren Namen, nach den wichtigsten Nutzlasten: die Nachrichtensatelliten des Typs Molnija die in einer exzentrischen Umlaufbahn von 500-40000 Kilometer Höhe die Erde umlaufen. Am Beispiel dieser Nachrichtensatelliten zeigt sich auch die Auslegung der Molnija auf diese Nutzlasten. Die Oberstufe ist in ihrer Größe so gewählt, dass sie mitsamt der Nutzlast von einer Sojus Trägerrakete in den Erdorbit befördert werden kann.

Die Molnija (englisch: Molnija) Entwicklung begann offiziell am 4.6.1960 mit der Verabschiedung eines Plans zur Erforschung der Planeten mit Raumsonden. Diese waren auch die ersten Nutzlasten der Rakete. Bis Ende der sechziger Jahre wurden die Planetensonden der UdSSR mit dieser Rakete gestartet.

Zwar hätte auch eine Luna Raumsonden zu Mars oder Venus transportieren können, doch hatte man hier das gleiche Problem wie bei dem Sputnik: Die Nutzlast von 400 kg zum Mond war im Vergleich zu den 1440 kg Leermasse des Block E sehr klein. Für Venus und Mars braucht man noch mehr Geschwindigkeit, so dass diese rapide abnimmt. Die Lösung war eine vierstufige Rakete, bestehend aus der 25 t schweren Stufe Block L (Siehe Beschreibung der Sojus in Teil 2) und einer neuen Oberstufe Block I mit besseren Leistungsdaten als Block L.

Eine Sojus Trägerrakete (mit der Oberstufe Block I) transportiert die Oberstufe Block L in einen 200 / 500 Kilometer Orbit. Der erdfernste Punkt dieses Orbits liegt auf der südlichen Halbkugel. Bei Erreichen dieses Punktes wird ein Feststofftriebwerk gezündet, welches den Treibstoff der Oberstufe Block L sammelt, so dass die Oberstufe gezündet werden kann, wie als würde sie nicht unter Schwerelosigkeit arbeiten. Nach der Zündung der Oberstufe wird dieses Hilfstriebwerk BOZ abgeworfen. Es ist auch verantwortlich für die Stabilisierung der Stufe in ihrem etwa 90 minütigen Flug, bis sie den Punkt erreicht an dem Block L gezündet wird. Die Oberstufe beschleunigt dann die Nutzlast um 2500 Meter pro Sekunde, und erreicht dabei den endgültigen Orbit von 500 × 40000 Kilometer. Damit haben die Sowjets gezeigt, dass man auch durch einfache Auslegungen von Stufen, ohne Wiederzündbarkeit und Auslegung auf Arbeiten in der Schwerelosigkeit, Bahnen erreichen kann, die im Westen nur wiederzündbare Stufen erreicht werden können.

Die Nutzlast der Molnija ist allerdings so beschränkt, denn sie erreicht immer zusammen mit dem Block L einen Orbit. Als man z.B. von den 12 Stunden Bahnen der Molnija Satelliten (500 x 40000 km) auf 24 Stundenbahnen überging (500 × 65000 km), konnte man den Block L vergrößern, denn nun wurden die Satelliten um 600 kg leichter.

Block L

Die Block L genannte 4.te Stufe kam in zwei Versionen vor. Die erste frühe Version war im Einsatz von 1960-1970, die zweite Version von 1964 bis heute. Die erste Version orientierte sich an dem schon existierenden Block E. Er verfügte über zwei toroidale Tanks von je 600 mm Durchmesser. Ein schwenkbares Triebwerk des Typs S1.5400 mit 66.7 kN Schub und 192 Brennzeit treibt es an. Die Startmasse beträgt 5.1 t und die Leermasse 1.08 t. Treibstoffe sind flüssiger Sauerstoff als Oxydator und Kerosin als Brennstoff. Der spezifische Impuls beträgt beträchtliche 3334 m/s. Ein für diese Treibstoffkombination sehr hoher Wert. Die Stabilisierung in der Nick- und Gierachse geschieht durch Schwenken des Triebwerks. Es kann um 3 Grad aus der Ausgangsposition gedreht werden. In der Rollachse sorgen 2 Düsen mit je 100 N Schub für die Stabilisierung.

Das Problem des Zündens im Vakuum wurde gelöst, indem ein weiterer Triebwerksblock (BOZ) zuerst gezündet wird. Er sammelt mit vier Triebwerken die Treibstoffe am Boden. Danach zündet das Haupttriebwerk. Danach wird das 900 kg schwere BOZ abgeworfen. Während der Freiflugphase sorgt ein Stabilisierungssystem namens SOIS für eine korrekte Ausrichtung von Stufe und Nutzlast. Da BOZ nur einmal eingesetzt werden kann ist Block L zwar im Vakuum zündbar, jedoch nicht wiederzündbar.

Diese frühe Version von Block L wurde von 1960-1970 genutzt. Die Nutzlast betrug 900 kg zum Mars. Die Erfolgsquote war bei 15 Fehlstarts von 27 Starts sehr niedrig (44.4 %). Oft war hier Block L schuld und viele Planetensonden strandeten in einem Erdorbit. Es kam vor allem zu Problemen bei der Zündung. Des Block L, die ausblieb oder die Brennzeit war zu kurz. Mit der Molnija wurden die Raumsonden Luna 4-14, Mars 1-3,Venera 1-8 gestartet. Es zeigte sich das alle Block L die vom Oktober 1960 bis März 1964 unter einem Designfehler litten. Vor Zündung des Block L musste ein Schalter die Stromversorgung vom BOZ auf die eigentliche Steuerung des Block L umschalten. Dies unterblieb. Als Folge war die Stufe nicht mehr Kontrollierbar für das Steuersystem "70s". Eine Zündung war erfolgreich, wenn die Stufe ihre räumliche Auslegung nicht veränderte. Gab es eine solche, so stoppten die Gyroskope, wenn sie blockierten Block L und die Nutzlast strandete im Regelfall in einem nutzlosen Erdorbit. Es dauerte mehrere Jahre bis man die Ursache fand, da die Zündungen über dem Atlantik stattfanden und man so keine Realzeitdaten hatte sondern warten musste bis die Bahnverfolgungsschiffe diese übermittelt hatten. Hinzukam, dass die Stufe nicht die Daten in Realzeit übermittelte sondern regelmäßig in Form von "Dumps". So konnte es sein dass sie verloren ging und im Dump der letzten Übertragung das Problem noch nicht erkennbar war.

Der Designfehler in Block L führte dazu, dass man ab 1964 eine verbesserte Version von Block L eingesetzt wurde. Die Rakete wurde dann auch in "8K78M" umbenannt. Die Startmasse stieg auf 6.660 kg. Ein Großteil davon entfiel auf den Treibstoff, denn die Leermasse stiegt nur leicht auf 1160 kg. Das BOZ wiegt nur noch 700 kg. Das OKB-1 setzte ein neues Triebwerk ein, dass je nach Autor als 11D33 oder S.15400A bezeichnet wurde. Der Schub des Triebwerks S1.5400A wurde von 66.7 auf 69 kN erhöht. Der spezifische Impuls konnte auf 3355 m/s erhöht werden. Vor allem wurde aber die Zuverlässigkeit beträchtlich gesteigert. Der nun 3.2 m lange Block L transportierte bis zu 1200 kg zur Venus und 1100 kg zum Mars. Seit 1964 fanden 288 Starts mit nur 19 Fehlstarts statt. Auch beim Block I der auch in der Sojus eingesetzt wurde gab es Verbesserungen. Auch er erhielt ein neues Triebwerk mit etwas höherer Leistung. Die 8K78M Version wurde dann von der Sowjetunion auch als "Molnija2 nach den gleichnamigen Satelliten benannt.

Trotz der einfachen Konstruktion von Block L hat bis heute die Molnija die schlechteste Zuverlässigkeit innerhalb der R-7 Familie. Grund dafür sind vor allem Fehler der Oberstufe Block L. Vor allem zahlreiche Sonden zu den Planeten versagten, weil diese Oberstufe nicht zündete oder nur kurz. Block L war an 23 der 53 Fehlstarts bis 1995 verantwortlich. Da sie nicht wiederzündbar war, nützte es auch nichts, dass die Rakete in einem stabilen Erdorbit war. Dieses Manko hat dazu geführt, das heute die Molnija seltener eingesetzt wird. Mit der Sojus Fregat steht eine neue vierstufige Version der Semjorka zur Verfügung mit höherer Nutzlast und der Fähigkeit der Wiederzündung.

Die Molnija wird nicht mehr produziert. Wie viele Exemplare noch verfügbar sind ist unbekannt. Der letzte Start fand 2010 statt.

Molnja

Molnija (frühe Version): 8K78

Im Einsatz vom 10.10.1960 bis 22.10.1967.
40 Flüge, davon 20 Fehlstarts (50 % Zuverlässigkeit).
Nutzlast 890 kg zum Mars, 1150 kg zur Venus, 1550 kg zum Mond.

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G:8K78-0
Vollmasse: 4 × 43,400 kg
Leermasse: 4 × 3,800 kg.
Schub: 995 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2520 Boden, 3060 Vakuum).
Brennzeit 119 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.8 m
Triebwerke: 4 × RD-107-8D74K

Stufe 2:
Block A: 8K78-1
Vollmasse 100500 kg Leermasse 6800 kg
Schub 941 kN (Vakuum). 765 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3090 (Vakuum) 2432 (Meereshöhe)
Brennzeit 301 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.75 m
Triebwerk: RD-108-8D75K

Stufe 3: Block I: 8K78-2
Vollmasse 24300 kg Leermasse 2000 kg
Schub 294 kN, spezifischer Impuls 3236
Brennzeit 200 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 8.1
Triebwerk RD-0108

Stufe 4: Block L: 8K78-3
Vollmasse 5100 kg Leermasse 1080 kg
Schub 67 kN
Spezifischer Impuls 3334
Brennzeit: 192 sec.
Durchmesser 2.8 m, Länge 5.1 m
Triebwerk: S1.5400

Molnija (späte Version): 8K78M

Im Einsatz seit 4.10.1965. Bis zum 30.9.2010 280 Starts,
13 Fehlstarts (93.5% Zuverlässigkeit).
Nutzlast 1000 kg in den Molnija Orbit. (500 × 65000, 65°), 980 kg zum Mars, 1600 kg zum Mond.

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G:8K78-0
Vollmasse: 4 × 43,400 kg
Leermasse: 4 × 3,770 kg.
Schub: 996 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2520 Boden, 3080 Vakuum).
Brennzeit 119 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.8 m
Triebwerke: 4 × RD1078D74

Stufe 2:
Block A: 8K78-1
Vollmasse 100600 kg Leermasse 6798 kg
Schub 977 kN (Vakuum). 765 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3090 (Vakuum) 2432 (Meereshöhe)
Brennzeit 291 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.75 m
Triebwerk: RD-108-8D75K

Stufe 3: Block I: 8K78-2
Vollmasse 24800 kg Leermasse 1976 kg
Schub 298 kN, spezifischer Impuls 3237
Brennzeit 200 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 8.1
Triebwerk RD-0110

Stufe 4: Block L: 8K78-3
Vollmasse 7000 kg Leermasse 1200 kg
Schub 69 kN
Spezifischer Impuls 3334
Brennzeit: 285 sec.
Durchmesser 2.8 m, Länge 5.1 m
Triebwerk: S1.5400A

Alles über die Sojus erfahren Sie in Teil 2.

Artikel zuletzt aktualisiert am 19.1.2013


© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
Sitemap Kontakt Neues Bücher vom Autor Buchempfehlungen Top 99