Die Athena-Trägerraketen

Athena 1

Athena Der Erfolg von OSC Anfang der neunziger Jahre brachte auch den etablierten Raumfahrtkonzern Lockheed auf die Idee, eine neue Trägerrakete einzuführen. Der Anbieter der Titan und Atlas arbeitete seit Januar 1993 an einer Raketenfamilie. Sie sollte 1.000 kg bis 4.000 kg in den LEO-Orbit bringen. Dies entspricht der bis dahin nicht abgedeckten Lücke zwischen der Pegasus und der Delta 2.

Zuerst hießen die Raketen noch LLV – Lockheed Launch Vehicle. Dieser Name wurde nach der Fusion von Lockheed mit Martin-Marietta auf LMLV (Lockheed Medium Launch Vehicle) geändert. Später übernahm Lockheed, wie bei anderen US-Raketen, eine Gestalt aus der griechischen Mythologie. Nun bekamen die Träger die Bezeichnung „Athena“ nach der griechischen Göttin Pallas-Athene. Die ersten Starts fanden aber noch unter der Bezeichnung LLV/LMLV statt.

Lockheed Martin nutzte in dieser Rakete schon existierende Stufen. Als erste Stufe wurde der Castor 120-Booster verwendet, welcher einer Weiterentwicklung der ersten Stufe der MX Peacekeeper-ICBM entsprach. Der Castor 120 -Booster wurde auch in der Taurus und Taurus XL eingesetzt (zur Beschreibung siehe S.409).

Die zweite Stufe stammte aus dem IUS-Programm. Der Orbus 21D-Motor war die erste Stufe der zweistufigen IUS. Er wurde als TOS-Oberstufe mit der Titan III Commercial für den Start des Mars Observers eingesetzt (siehe S.547). Da Lockheed die Titan vermarktet war es logisch, auf vorhandene Stufen aus diesem Programm zurückzugreifen. Die dritte Stufe stellte ein OAM (Orbit and Adjustment Module) genanntes Modul dar, welches Hydrazin als monergolen flüssigen Treibstoff nutzte. Es führte Feinkorrekturen des Orbits durch und erlaubte, trotz der kurzen Brennzeiten der unteren Stufen, höhere Bahnen zu erreichen. Es setzte vier MR-107-Triebwerke ein, die auch in der Delta und Titan zur Rollachsenkorrektur eingesetzt werden. Der Schub war daher gering und die Leermasse recht hoch. Es gab zwei Ausführungen, die sich in der mitgeführten Treibstoffmenge (vier oder sechs Tanks) unterschieden. Das OAM enthielt auch die gesamte Elektronik und Steuerung für die Athena. Dieses Modul konnte auch weggelassen werden, wenn die Nutzlast in einer niedrigen Erdumlaufbahn ausgesetzt wurde.

Die Nutzlastverkleidung war mit 5,94 m Länge und 2,36 m Durchmesser recht geräumig für eine Rakete dieser Größe. Die Athena startete zuerst von Cape Canaveral, später dann von Vandenberg. Der letzte Start fand von Kodiak Island bei Alaska aus statt. Der Startpreis von 16 Millionen Dollar war jedoch für eine Rakete mit weniger als 800 kg Nutzlast sehr hoch. Deshalb fanden sich nur wenige Kunden für diesen Träger.

Lockheed-Martin entwickelt seit 2009 eine neue Version mit der Bezeichnung Athena Ic. Sie unterscheidet sich durch die Verwendung des Castor-30-Antriebs statt des Orbus 21D als zweiter Stufe. Weiterhin erhält der Träger eine neue Elektronik. Die Verwendung des Castor 30-Antriebs, der auch in der Antares eingesetzt wird, soll die Trägerrakete deutlich preiswerter machen, da die Produktion der IUS schon vor mehr als einem Jahrzehnt ausgelaufen ist. Die Verwendung der ersten IUS-Stufe ist daher erheblich teuer als die eines neuen Antriebs, der auch in einer zweiten Trägerrakete eingesetzt wird. Weiterhin erlaubt die höhere Performance der neuen zweiten Stufe einen Verzicht auf das OAMS. Der Erststart dieser Version ist für 2012 angekündigt.

Sowohl die Athena Ic wie auch die Athena IIc werden ausschließlich vom Launchpad 46 in Cape Canaveral aus starten. Dort gibt es zwei Startrampen für die Athena.

Datenblatt Athena I

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Startkosten:

1995 – 2001

4, davon ein Fehlstart

75 % erfolgreich

18,90 m Höhe
2,36 m Durchmesser

66.300 kg

820 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination
360 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit

16 Millionen Dollar

Castor 120

Orbus 21D

OAM

Länge:

8,81 m

3,15 m

1,00 m

Durchmesser:

2,36 m

2,32 m

2,30 m

Startgewicht:

53.020 kg

10.841 kg

596/715 kg

Trockengewicht:

4.211 kg

1.135 kg

360 kg

Schub (Mittel):

1.607 kN

189,2 kN

0,889 kN

Schub (Maximum):

1.975 kN

198,5 kN

0,889 kN

Triebwerke:

1 × SR-118

1 × SRM 1

4 × MR-107

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.245 m/s

1.128 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.805 m/s

2.902 m/s

2.177 m/s

Brenndauer:

83 s

150 s

< 1.500 s

Treibstoff:

HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat

HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat

Hydrazin

Datenblatt Athena I
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast: Startkosten:	1995 – 2001 4, davon ein Fehlstart 75 % erfolgreich 18,90 m Höhe 2,36 m Durchmesser 66.300 kg 820 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination 360 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit 16 Millionen Dollar
	Castor 120	Orbus 21D	OAM
Länge:	8,81 m	3,15 m	1,00 m
Durchmesser:	2,36 m	2,32 m	2,30 m
Startgewicht:	53.020 kg	10.841 kg	596/715 kg
Trockengewicht:	4.211 kg	1.135 kg	360 kg
Schub (Mittel):	1.607 kN	189,2 kN	0,889 kN
Schub (Maximum):	1.975 kN	198,5 kN	0,889 kN
Triebwerke:	1 × SR-118	1 × SRM 1	4 × MR-107
spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2.245 m/s	1.128 m/s	-
spezifischer Impuls (Vakuum):	2.805 m/s	2.902 m/s	2.177 m/s
Brenndauer:	83 s	150 s	< 1.500 s
Treibstoff:	HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat	HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat	Hydrazin

Datenblatt Athena Ic

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

ab 2012

0

-

19,40 m Höhe
2,36 m Durchmesser

68.000 kg

820 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination
360 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit

Castor 120

Castor 30

Länge:

8,81 m

3,50 m

Durchmesser:

2,36 m

2,34 m

Startgewicht:

53.020 kg

14.000 kg

Trockengewicht:

4.211 kg

1.185 kg

Schub (Mittel):

1.607 kN

258,9 kN

Schub (Maximum):

1.975 kN

351,6 kN

Triebwerke:

1 × SR-118

1 × Castor-30

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.245 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.805 m/s

2.900 m/s

Brenndauer:

83 s

143 s

Treibstoff:

HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat

HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat

Datenblatt Athena Ic
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast:	ab 2012 0 - 19,40 m Höhe 2,36 m Durchmesser 68.000 kg 820 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination 360 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit
	Castor 120	Castor 30
Länge:	8,81 m	3,50 m
Durchmesser:	2,36 m	2,34 m
Startgewicht:	53.020 kg	14.000 kg
Trockengewicht:	4.211 kg	1.185 kg
Schub (Mittel):	1.607 kN	258,9 kN
Schub (Maximum):	1.975 kN	351,6 kN
Triebwerke:	1 × SR-118	1 × Castor-30
spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2.245 m/s	-
spezifischer Impuls (Vakuum):	2.805 m/s	2.900 m/s
Brenndauer:	83 s	143 s
Treibstoff:	HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat	HTPB/Aluminium/Ammoniumperchlorat

Athena 2

Der große Nachteil der Athena 1 ist die nur zweistufige Bauweise mit einem relativ großen Gewichtsverhältnis zwischen zweiter Stufe und dem OAM. Die Nutzlast ist daher gering und liegt bei nur 800 kg – bei einer Startmasse von 66,7 t. Bei höheren Orbits nimmt diese noch dazu rasch ab.

Um die Nutzlast zu steigern, setzt Lockheed die Athena I einfach auf einen weiteren Castor 120-Booster. Dies ist ohne weiteres möglich, da der Booster einen Startschub von 190 t hat. So kann diese eigenwillige Konstruktion die Nutzlast auf 1.896 kg steigern. Eine ähnliche Vorgehensweise findet sich auch bei der russischen Start-Rakete (siehe Band 2: Internationale Trägerraketen). Hier wurde die zweite Stufe der Start-1 nochmals als dritte Stufe verwendet.

Die Athena ist eine dreistufige Rakete mit dem OAM für Feinkorrekturen. Damit sind wesentlich höhere Orbits erreichbar. So kann die Rakete sogar eine kleine Nutzlast in den GTO-Orbit transportieren. Die Athena 2 brachte auch die Mondsonde Lunar Prospector auf ihren Kurs. Dieser verwendete aber eine eigene Oberstufe und wurde nur in einen niedrigen Erdorbit ausgesetzt. Die bisher prominenteste Nutzlast war der private Himmelsspäher Ikonos. Gerade dieser Start scheiterte aber und erst mit einem zweiten Start konnte ein Reserveexemplar von Ikonos in den Orbit gebracht werden.

Der Startpreis stieg gegenüber der Athena I nur leicht an, obgleich sich die Nutzlast mehr als verdoppelte. Damit war die Athena II preislich attraktiver als die Athena I. Die Athena I konkurrierte mit der Taurus (mit vergleichbarer Nutzlast, aber niedrigeren Startkosten). Die Athena II konkurriert wiederum mit der Minotaur IV. Es gelang Lockheed-Martin in den letzten Jahren nicht, weitere Kunden zu gewinnen.

Pläne für eine noch leistungsstärkere Athena 3 wurden daher fallengelassen. Die Athena 3 hätte zwischen zwei und sechs Castor IV-Booster als Starthilfe eingesetzt. Je nach Anzahl der Booster wäre die Nutzlast auf 3.040 kg bis 4.060 kg in einen niedrigen Orbit angestiegen.

Ab 2012 soll die Athena IIc einsatzbereit sein. Sie unterscheidet sich wie die Athena Ic von der alten Athena II durch Ersatz der dritten Stufe durch den Castor 30-Antrieb, eine neue Elektronik und Wegfall des OAMS.

Die folgende Tabelle informiert über alle Starts der Athena 1+2:

Datum	Nutzlast	Trägerrakete	Trägernummer	Startplatz	Erfolg
15.08.1995	Gemstar DSS-1	LLV-1	DLV	V SLC6	─
23.08.1997	Lewis	LMLV-1	LM-002	V SLC6	√
07.01.1998	Lunar Prospector + Celestis-02	Athena-2	LM-004	SPFL SLC46	√
27.01.1999	Formosat-1	Athena-1	LM-006	SPFL SLC46	√
27.04.1999	Ikonos 1	Athena-2	LM-005	V SLC6	─
24.09.1999	Ikonos	Athena-2	LM-007	V SLC6	√
30.09.2001	Starshine 3 + Picosat + PCSat + SAPPHIRE	Athena-1	LM-001	KLC	√

Datenblatt Athena 2

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

1998 – 1999

3, davon ein Fehlstart

66% erfolgreich

28,20 m Höhe
2,36 m Durchmesser

120.700 kg

1.896 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination
1.195 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit.
520 kg in eine GTO-Transferbahn

Castor 120

Castor 120

Orbus 21D

OAM

Länge:

8,81 m

8,81 m

3,15 m

1,00 m

Durchmesser:

2,36 m

2,36 m

2,32 m

2,30 m

Startgewicht:

53.100 kg

53.020 kg

10.810 kg

596 / 715 kg

Trockengewicht:

4.375 kg

4.211 kg

1.030 kg

360 kg

Schub (Mittel)

1.450 kN

1.607 kN

187 kN

0,889 kN

Schub (Maximum):

1.670 kN

1.975 kN

198,5 kN

0,889 kN

Triebwerke:

1 × SR-118

1 × SR-118

1 × SRM 1

4 × MR-107

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.245 m/s

2.245 m/s

1.128 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.805 m/s

2.805 m/s

2.902 m/s

2.177 m/s

Brenndauer:

83,4 s

83,4 s

150 s

< 1.500 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

Hydrazin

Datenblatt Athena 2
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast:	1998 – 1999 3, davon ein Fehlstart 66% erfolgreich 28,20 m Höhe 2,36 m Durchmesser 120.700 kg 1.896 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28,5 Grad Inklination 1.195 kg in einen 800 km hohen SSO-Orbit. 520 kg in eine GTO-Transferbahn
	Castor 120	Castor 120	Orbus 21D	OAM
Länge:	8,81 m	8,81 m	3,15 m	1,00 m
Durchmesser:	2,36 m	2,36 m	2,32 m	2,30 m
Startgewicht:	53.100 kg	53.020 kg	10.810 kg	596 / 715 kg
Trockengewicht:	4.375 kg	4.211 kg	1.030 kg	360 kg
Schub (Mittel)	1.450 kN	1.607 kN	187 kN	0,889 kN
Schub (Maximum):	1.670 kN	1.975 kN	198,5 kN	0,889 kN
Triebwerke:	1 × SR-118	1 × SR-118	1 × SRM 1	4 × MR-107
spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2.245 m/s	2.245 m/s	1.128 m/s	-
spezifischer Impuls (Vakuum):	2.805 m/s	2.805 m/s	2.902 m/s	2.177 m/s
Brenndauer:	83,4 s	83,4 s	150 s	< 1.500 s
Treibstoff:	HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat	HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat	HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat	Hydrazin

Athena 3 und Athena III

Athena III Bei der Athena 3 handelte es sich um eine Reihe von Raketen. An die Athena 2 werden 2,3,4 oder 6 Castor 4A-Booster, wie sie auch bei der Delta oder Atlas 2 als Starthilfe eingesetzt werden, angebaut. Sie erhöhen den Startschub und verbessern das Stufenverhältnis. Die Nutzlast steigt dabei je nach Anzahl der Booster auf 3,04 - 4,06 t für einen niedrigen Orbit. Diese Raketen wurden von Lockheed propagiert als Weiterentwicklungen der Athena 2, jedoch nie gebaut.

Die Athena III ist nicht zu verwechseln mit der Athena 3. Sie ist zwar auch eine Feststoff-Trägerrakete, verwendet jedoch andere Stufen. Danach wurde der Name neu verwendet für eine Rakete im Bereich von 5 t Nutzlast.

Die erste Stufe ist ein Space Shuttle-SRB, der auf 2,5 Segmente reduziert wurde und so etwa die Hälfte eines Space-Shuttle SRB wiegt, der 4 Segmente hat. Die zweite Stufe ist ein Castor 120-Booster, bekannt von der Athena I+II und Taurus. Verbunden ist er mit der ersten Stufe mit einem 2,70 m langen Stufenadapter. Die dritte Stufe ist der von der Taurus II bekannte Castor 30-Booster. Die Athena III (mit römischen Buchstaben) soll 6.725 kg in einen erdnahen Orbit bringen können, 2.800 kg in den GTO-Orbit, 1.885 kg zum Mond und 1.360 kg zum Mars. Weitere 709 kg Nutzlast soll ein leichteres Gehäuse beim RSRM (der ersten Stufe) und eine andere Treibstoffmixtur bringen. Ein OAM (Orbit Adjustement Modul) unbekannter Größe ist als dritte Stufe vorgesehen. Eine Nutzlasthülle von 11,00 m Länge und 3,80 m Durchmesser lässt auch den Start großer Nutzlasten zu.

Die Athena III wird nicht mehr von Lockheed alleine entwickelt, sondern von PlanetSpace, einem Joint Venture von Boeing, Lockheed und ATK. PlanetSpace offeriert sie als Alternative zur Delta II und weist auf die höhere GTO-Performance (+40 %) und Mond/Mars-Performance (+25 %) hin. Die Athena wird aber Konkurrenz durch die Taurus II bekommen, die seitens der NASA auch Unterstützung durch das COTS-Programm bekam und nun 10 Starts sicher hat. PlanetSpace hat sich ebenfalls um diesen Kontrakt beworben, der nicht nur vom Start weg 8-10 Starts der Athene III bedeutet, sondern auch noch die Entwicklung eines Frachtraumschiffs zur Versorgung der ISS (wie das ATV, HTV oder die Progress) umfasst hätte. Für jede Raumfahrtfirma ist ein derartiger Kontrakt sehr wichtig, da bei Erfolg weitere Aufträge zur Versorgung der ISS praktisch garantiert sind.

PlanetSpace hat gegen die Vergabe der COTS-Kontrakte an die Taurus und SpaceX förmlichen Protest eingelegt. Seitdem ist es allerdings still um die Firma geworden. Sollte die Firma damit keinen Erfolg haben, so wird die Athena wohl kaum gebaut werden. Eine neue Trägerrakete in einem Segment zu platzieren, in dem es schon die Taurus II und Delta 2 gibt, ohne über Aufträge zu verfügen, ist sehr riskant. Da es bislang keine konkreten Angaben zur Athena III gibt, beruht das folgende Datenblatt auf den Angaben der Booster bei anderen Trägern.

Typenblatt Athena III

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlasthülle:

?

Bislang keiner

-

51,00 m Höhe
3,81 m Durchmesser

424.000 kg

6.725 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28.5 Grad Inklination
2.800 kg in einen GTO-Orbit
1.885 kg zum Mond
1.360 kg zum Mars

11,00 m Länge, 3,80 m Durchmesser

RSRB

Castor 120

Orbus 21D

OAM

Länge

28,40 m

8,81 m

3,50 m

1,00 m

Durchmesser:

3,81 m

2,36 m

2,34 m

2,30 m

Startgewicht:

355.800 kg

53.020 kg

14.000 kg

808 kg

Trockengewicht:

43.000 kg

4.211 kg

1.185 kg

372 kg

Schub (Mittel):

7.800 kN

1.607 kN

258,9 kN

0,889 kN

Schub (Maximum):

8.625 kN

1.975 kN

351,6 kN

0,889 kN

Triebwerke:

1 × RSRM

1 × SR-118

1 × Castor-30

4 × MR-107

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.304 m/s

2.245 m/s

-

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.638 m/s

2.805 m/s

2.900 m/s

2.177 m/s

Brenndauer:

123 s

83 s

143 s

1.067 s

Treibstoff:

PBAA/Ammoniumperchlorat

HTPB/Ammoniumperchlorat

HTPB/Ammoniumperchlorat

Hydrazin

Typenblatt Athena III
Einsatzzeitraum: Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen: Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle:	? Bislang keiner - 51,00 m Höhe 3,81 m Durchmesser 424.000 kg 6.725 kg in einen 200 km hohen LEO-Orbit mit 28.5 Grad Inklination 2.800 kg in einen GTO-Orbit 1.885 kg zum Mond 1.360 kg zum Mars 11,00 m Länge, 3,80 m Durchmesser
	RSRB	Castor 120	Orbus 21D	OAM
Länge	28,40 m	8,81 m	3,50 m	1,00 m
Durchmesser:	3,81 m	2,36 m	2,34 m	2,30 m
Startgewicht:	355.800 kg	53.020 kg	14.000 kg	808 kg
Trockengewicht:	43.000 kg	4.211 kg	1.185 kg	372 kg
Schub (Mittel):	7.800 kN	1.607 kN	258,9 kN	0,889 kN
Schub (Maximum):	8.625 kN	1.975 kN	351,6 kN	0,889 kN
Triebwerke:	1 × RSRM	1 × SR-118	1 × Castor-30	4 × MR-107
spezifischer Impuls (Meereshöhe):	2.304 m/s	2.245 m/s	-	-
spezifischer Impuls (Vakuum):	2.638 m/s	2.805 m/s	2.900 m/s	2.177 m/s
Brenndauer:	123 s	83 s	143 s	1.067 s
Treibstoff:	PBAA/Ammoniumperchlorat	HTPB/Ammoniumperchlorat	HTPB/Ammoniumperchlorat	Hydrazin

Bücher des Autors über Trägerraketen

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:

US-Trägerraketen

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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