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Die Versionen des Merlin-Triebwerks

Einleitung

Die Falcon ist eines der Projekte, welche versuchen, privat eine Trägerrakete zu entwickeln. Die vom Milliardär Elon Musk gegründete Firma SpaceX entwickelt zwei Trägerraketen, die Falcon I und die erheblich größere Falcon 9. Wie bei der Kistler-Rakete liegt ein Schlüssel für den niedrigen Startpreis der Rakete in der Wiederverwendbarkeit. Dabei setzt die Firma SpaceX das selbst entwickelte Merlin-Triebwerk ein. In der ersten Stufe der Falcon 1 und 1e je eines. Bei der Falcon 9 neun in der ersten und eines in der zweiten Stufe und bei der Falcon Heavy sogar 28 dieser Triebwerke.

Die Entwicklung des Merlin

Das Merlin der Falcon 1 wird auch in der Falcon 9 verwendet. Seine Entwicklungsgeschichte geht daher bis ins Jahr 2002 zurück. Geplant war zuerst ein Triebwerk mit einer ablativen Kühlung wie in der zweiten Stufe der Falcon 1.

Im Juni 2004 konnte Space X den ersten Test eines kompletten Merlin 1-Triebwerks nach 2 Jahren Entwicklungszeit durchführen.

Während der Entwicklung wurde das Merlin im Schub von 72.000 auf 77.000 Pfund (322,5 auf 345 kN) gesteigert, damit die Rakete schneller abhebt. Dabei sank jedoch der spezifische Impuls von 3.040 auf 2.981 m/s im Vakuum. Es gelang nicht, den angestrebten Brennkammerdruck von 54,8 bar zu erreichen. Damit sank auch die Verbrennungseffizienz von 96 auf 94 % - ein recht schlechter Wert. Die Triebwerke von Ariane 5 erreichen 98-99 %. So wurde aus dem Merlin 1, das man entsprechend den Spezifikationen nie bauen konnte, das Merlin 1A. Dieses Triebwerk wurde bei den ersten beiden Starts der Falcon 1 eingesetzt.

Die gesamte Testdauer des Merlin 1A bis zum Abschluss der Qualifikation umfasst mit 3.000 Sekunden etwa ein Zehntel bis Zwanzigstel des Wertes, der bei anderen neuen Entwicklungen wie dem RS-68 oder Vulcain 2 für Tests aufgewendet wurde. Auch bei den Nachfolgemustern hat sich dies nicht geändert. So absolvierte das Merlin 1C 20 Tests über die volle nominelle Brenndauer von 170 s, das sind 3.400 s.

Für die Falcon V wurde dann das Merlin 1B aus diesem Triebwerk heraus entwickelt. Die Turbine leistete 2.500 statt 2.000 PS und damit mehr Förderdruck. Durch Änderungen im Leitungssystem erlaubt es dann auch eine höhere Flussrate. Weiterhin wird von der Entzündung mit einer Fackel auf eine mit Triethylaluminat (TEA) und Triethyl-Boran (TEB) umgestellt. Diese hypergolische Zündung wird in den meisten Trägerraketen mit dieser Treibstoffkombination und auch beim Kestrel-Triebwerk der zweiten Stufe der Falcon 1 verwendet. Der Schub steigt dadurch zwar an, doch der spezifische Impuls sinkt weiter ab. Das erhöht den Treibstoffverbrauch bzw. senkt bei gleicher Stufengröße die Nutzlast ab. Weiterhin wurde beim Merlin 1B die Rollachsensteuerung vom Triebwerk entfernt, da geplant war, es in der Falcon V einzusetzen und da reicht eine Rollsteuerung für die ganze Stufe (Quelle).

Das Merlin 1B wurde ab 2005 entwickelt. Dieses Merlin 1B wurde jedoch dann auch bald vom Merlin 1C abgelöst und absolvierte keinen einzigen Start in einer Trägerrakete. Das Merlin 1C ersetzte ab dem dritten Testflug der Falcon 1 das Merlin 1A.

In der Endstufe sollte das Merlin 1C einen Schub von 557 kN erreichen, doch sind es Ende 2010 noch 420 kN am Boden und 480 kN im Vakuum. Eine Steigerung des Brennkammerdrucks durch eine um 20 % leistungsfähigere Turbopumpe sollte dieses Ziel ab Mitte 2009 ermöglichen, doch selbst beim zweiten Flug einer Falcon 9 wurde es noch nicht eingesetzt. Das Merlin 1C hat einen spezifischen Impuls von 2.981 m/s. Es wird regenerativ gekühlt mit 45,4 kg Kerosin pro Sekunde. Der Treibstoffverbrauch beträgt 159 kg/s. (2,5:1 LOX/Kerosin) Die regenerative Kühlung ist ein Unterschied zum Merlin 1, welches ablativ gekühlt wird. Das Merlin 1C-Triebwerk wiegt 522 kg.

Als Grund für diesen Wechsel der Technologie für die Kühlung der Düse nannte Musk, dass man ursprünglich annahm, die Entwicklungskosten so senken zu können und sich dies als falsch erweis. Ein zweiter Grund dürfte sein, dass ein ablativ gekühltes Triebwerk schwerer ist und je größer es ist, desto größer wird der Aufwand für die Kühlung. In der Tat räumte Elon Musk ein, die Entwicklung des Merlin 1 wäre unerwartet schwierig gewesen. Die ablative Kühlung des Triebwerks war nicht ausreichend, so dass man sich entschloss, den Brennkammerdruck zu senken und damit den spezifischen Impuls zu verringern. Auch dies dürfte ein Grund sein, warum die Falcon 1 nicht die geplanten 670 kg Nutzlast erreichte. Da durch die nach Brennschluss noch notwendige Kühlung ein kleiner Restschub von etwa 1% des Normalschubs resultiert und dies bei der Stufentrennung nicht berücksichtigt wurde, kollidierte die erste Stufe beim dritten Start der Falcon 1 mit der zweiten Stufe.

Es gibt auf der SpaceX-Website eine Diskrepanz in den Werten des Merlin IC (Block II) bei der Falcon 1e und 9. Beide Träger sollen das Block II-Triebwerk einsetzen, doch während bei der Falcon 1e der Schub 512 kN beim Start und 569 kN im Vakuum beträgt, sind es bei der Falcon 9 556 / 617 kN. Es spricht allerdings viel dafür, dass dieses schubstärkere Block II-Triebwerk niemals eingesetzt wird. Stattdessen wird ab dem siebten Flug der Falcon 9 gleich das Merlin 1D eingesetzt werden und die Falcon 1e wurde inzwischen eingestellt.

Das Zweitstufentriebwerk der Faclon 9 Merlin vacuum ist eine Variation des Erststufentriebwerks. Es erhält eine Düsenverlängerung aus Niob und das Abgas des Gasgenerators wird genutzt, um das Triebwerk zu schwenken. Weiterhin ist der Schub etwas geringer und regulierbar. Die Düsenglocke erreicht hier einen Durchmesser von 2,10 m. Beim zweiten Testflug gab es Risse in der Düse, weswegen diese gekürzt wurde. Dies soll auch bei den folgenden Flügen beibehalten werden.

2006 gab Elon Musk an, man entwickele ein Merlin 2, das größte Einkammertriebwerk, das derzeit in der Produktion ist. Obgleich kein Schub angegeben wurde, kann man diesen in etwa eingrenzen. Er muss kleiner sein als der des RD-170 (7.900 kN), weil es ein Vierkammertriebwerk ist und kleiner als 7.740 kN (F-1 Einkammertriebwerk, aber nicht in Produktion). Das größte Triebwerk mit einer Brennkammer, das heute in Produktion ist, ist das RS-68 mit 3.300 kN Schub. In einem Interview war von 1,5 Millionen Pfund Schub (6.670 kN) die Rede. Das Merlin 2 soll einfach eine "hochskalierte" Version des Merlin 1C sein. Nach Ansicht des Autors wird dies so nicht funktionieren, und in der Tat hat man in den letzten vier Jahren nichts mehr vom Merlin 2 gehört. Würde es existieren, so würde SpaceX sicher nicht 27 Triebwerke für die Delta 9 Heavy einsetzen, sondern nur drei Merlin 2. Nach Musks Ansicht sollte die Entwicklung des Merlin 2 im Jahre 2006 nur 100 Millionen Dollar kosten.

Die persönliche Ansicht des Autors wurde 2010 von SpaceX offiziell bestätigt, als Zeichnungen einer Falcon XX mit einer Nutzlast im Bereich der Saturn V auftauchten. Die Entwicklungskosten des in dieser Rakete eingesetzten Merlin 2 wurden nun nicht mehr mit 100 Millionen, sondern mit 1,5 Milliarden Dollar beziffert.

Die Falcon Heavy und die "V1.1"-Version der Falcon 9 setzen das Merlin 1D ein, welches einen wesentlich höheren Brennkammerdruck aufweist. Es ist wie das Merlin Vakuum im Schub auf 70 % drosselbar. Damit kann das bisher nötige Abschalten von zwei Triebwerken am Ende des Betriebs der ersten Stufe entfallen. Nach Berichten über das Merlin 1D scheint das Block II-Design des IC gestorben zu sein. SpaceX gibt an, das 1D ab dem siebten Start der Falcon 9 einzusetzen und bis zum sechsten Flug das bisher verfügbare 1C. Die technischen Daten des Merlin 1D stammen von der Falcon Heavy, sowie des RLV Grashopper, welches ebenfalls ein Merlin 1D einsetzt. Es erlaubt die Vergrößerung der Startmasse der Falcon 9 von 333 auf 480 t und der Falcon Heavy von 885 auf 1.400 t. Das Merlin 1C Block II ist damit gestorben.

Das Merlin 1D steht einen 50% höheren Brennkammerdruck von 97 bar ein, der in etwa beim Optimum für Gasgeneratortriebwerke liegt. Der Höhere Brennkammerdruck erlaubte es die Düsen bei den Versionen für die Erste Stufe leicht zu verlängern. Bedingt durch die längeren Düsen und den höheren Brennkammerdruck ist der spezifische Impuls im Vakuum und am Boden rund 100 m/s höher. Die Besonderheit soll sein sehr hohes Schub/Gewichtsverhältnis sein. Im Normalfall erreichen sehr große und nach dem Prinzip des geschlossenen Kreislaufs konstruierte Triebwerke hier Werte von 80 bis 100. Das Merlin 1D als nur mittelgroßes Triebwerk kommt auf 150:1. Es ist daher trotz des höheren Schubs leichter als ein Merlin 1C (dieses wiegt 630 kg, das Merlin 1D müsste dann nur 480 kg wiegen). Das Merlin 1D hat eine Turbine die über einen gemeinsamen Schaft beide Turbopumpen antreibt. Das Kerosin unter Druck von der Turbopumpe gefördert wird auch als Hydraulikflüssigkeit genutzt. Weiterhin soll es leichter zu fertigen sein, hat weniger Teile und kann mehr durch Roboter gefertigt werden. noch mehr Teile als beim Merlin 1C wurden von SpaceX selbst entwickelt.

Man kann vom Merlin !D zwei Versionen unterscheiden. Die ersten, die bis Juni 2015 und ein letztes Mal beim Jason 3 Start im Januar 2016 eingesetzt wurden und die zweiten die danach eingesetzt wurden. Nach SpaceX Angaben handelt es sich um dasselbe Triebwerk das zuerst nur mit 80% der Leistung arbeitete. Eine ähnliche Vorgehensweise kennt man auch bei anderen frühen Triebwerken wie den H-1 die nachdem man Erfahrungen mit den Triebwerken hat im Schub / Brennkammerduck gesteigert wurden, indem man auf Reserven verzichtete. Dieses in der Falcon 9 v1.2 eingesetzte Merlin soll noch leichter sein (nur 430 kg wiegen) bei noch höherem Schub und soll so ein Schub/Masse Verhältnis von 180 aufweisen, das bedeutet das es nur ungefähr die Hälfte eines vergleichbaren Triebwerks mit diesem Schub wiegt.

Von den (Stand Oktober 2012) insgesamt 45 Merlin-Triebwerken, die bisher bei fünf Falcon 1- und zwei Falcon 9-Starts eingesetzt wurden, gab es zwei Ausfälle/Probleme: Zum einen beim Erststart der Falcon 1 (Triebwerksausfall nach Feuer in der Hecksektion) und zum zweiten eine von SpaceX "Anomalie" genanntes sauerstoffreiches Treibstoffgemisch im Gasgenerator, das die Turbine  beschädigen könnte. Es trat zum Glück erst beim Abschalten auf und blieb so ohne Folgen für den Flug. Beim vierten Flug einer Falcon 9 musste ein Triebwerk nach 79 s abgeschaltete werden. Da die Nutzlast (eine Dragon mit 500 kg Fracht) verhältnismäßig leicht war, erreichte sie noch einen Orbit, doch der mitgeführte Satellit der danach in eine höhere Bahn transportiert werden sollte hatte Pech: für die zweite Zündung reichte der Resttreibstoff nicht mehr aus. Ursache war ein geringer Brennkammerdruck in dem Triebwerk.

Engine out capability

Die Falcon 9 hat eine engine-out capability, das heißt es kann ein Triebwerk ausfallen. Es gibt mehrere Systeme diese aufrecht zu erhalten. Man hat das der Saturn Träger adaptiert, hier werden die verbliebenden Triebwerke geschwenkt, um den Schubvektor weiter durch den Schwerpunkt gehen zu lassen. Zumindest wird das für die Falcon 9 "v1." angegeben. Ein zweites System ist es das gegenüberliegende Triebwerk auch abzuschalten, was Russland bei der N-1 anwandte. Dies scheint man bei der ersten Version der Falcon 9 (mit der Anordnung der Triebwerke in einer 3x3 Matrix) angewandt zu haben, denn dort stieg die Brenndauer nach dem Ausfall eines Triebwerks um 30 s an, anstatt 15 s wie bei dem Ausfall eines Triebwerk zu erwarten.

Damit sind von 50 geflogenen Merlin 1C schon zwei ausgefallen, was einer Zuverlässigkeit von 96% entspricht, was heute deutlich unter dem allgemeinen Standard ist (RS-68: 0,9982, Vulcain: 0,9942). Die "engine-out capability" scheint weniger eine Option als dringend nötig zu sein um zu verhindern, dass jeder dritte Start scheitert.

Ob das Merlin 1D daran etwas ändert wird sich noch zeigen. Nach SpaceX eigenen Angaben hat man nicht so viel getestet wie industrieüblich: Aus der Pressemitteilung:

" Merlin 1D engine has achieved flight qualification, a major milestone for the next generation Merlin engine. Through a 28 test qualification program, the Merlin 1D accumulated 1,970 seconds of total test time, the equivalent run time of over 10 full mission durations, and is now fully qualified to fly on the Falcon 9 rocket. The program included four tests at or above the power (147,000 pounds of thrust) and duration (185 seconds) required for a Falcon 9 rocket launch. The Merlin 1D engine was also tested at propellant inlet and operating conditions that were well outside the bounds of expected flight conditions. SpaceX's testing program demonstrated a ratio of 4:1 for critical engine life parameters such as firing duration and restart capacity to the engine's expected flight requirements. The industry standard is 2:1. "

Nun ja nicht ganz. Üblich ist die fünf bis zehnfache Betriebsdauer als Lebensdauer. 4:1 ist schon sehr niedrig und erklärt auch den Ausfall beim vierten Start, der auf "zu viel Testen" beruhen sollte. Hier der Vergleich zwischen Merlin 1D und dem letzten entwickelten US-Triebwerk, dem RS-68:

Auch bei anderen Triebwerken, wie dem Vulcain ist eine zehnfache Lebensdauer normal. Das Vulcain ist z.B. qualifiziert für 6000 s Betrieb und 20 Starts, obwohl es nur 540 s lang läuft und einmal gestartet wird. Die Testdauer von 90.000 s beim Vulcain 1 und weiteren 75.000 s beim Vulcain 2 ist auch kaum vergleichbar. Allerdings wurden diese ein Jahrzehnt früher entwickelt. Der Trend geht zu mehr Simulationen im Computer und weniger Tests am Prüfstand. Das RS-68 gilt schon als sehr schnell und zielstrebig entwickelt, aber verglichen mit dem Merlin 1D hat es ja die zehnfache Testdauer durchlaufen.

Die folgenden Tests klappten denn auch erst im vierten Anlauf nach 3,5 s, 15 s, 72 s und 110 s wurde der Test abgebrochen. Dabei soll es teilweise zu Beschädigungen der Stufe und des Teststands gekommen sein. erst der fünfte Test der von 180 auf 11 s verkürzt wurde klappte. Nur dieser wurde veröffentlicht. Über die Fehlschläge gab es nur inoffizielle Mitteilungen von SpaceX Mitarbeitern in Foren.

Wie vom Merlin 1C gibt es auch vom Merlin 1D eine Version für die zweite Stufe, die eine verlängerte Düse aufweist. Diese erhöht den Schub von 716 auf 801 kN. Diese Version wird länger betrieben, bis zu 375 s lang. Die Triebwerke der ersten Stufe sollen 180 s lang arbeiten, wobei nach 150 s zwei Triebwerke abgeschaltet werden um die Spitzenbeschleunigung zu senken. Zum Betriebsende werden die anderen sieben Triebwerke im Schub reduziert. Dies ist der erste Einsatz der Schubreduktion der Merlin, die mit dem verwendeten Pintle Injektor möglich ist bei den Falcon Trägerraketen.

Beim Jungfernflug scheiterten beide geplante Wiederzündungen von Merlin in der ersten und zweiten Stufe, wenn auch aus unterschiedlichen gründen. Bei der ersten Stufe bewirkten drei Triebwerke eine Rotation die vom Rollachsensteuerungssystem nicht mehr bewältigt werden konnte und zur Rotation führte. Als Folge sammelte sich der Treibstoff außen und der Treibstofffluss riss ab. Bei der zweiten Stufe kam der Ausfall nachdem ein Druck von 27,6 bar erreicht wurde noch in der Anlaufsequenz. Eine Ursache wurde nicht bekannt.

SpaceX reklamiert enorm hohe Schub/Trockenmassewerte, die jedoch bei diesem Brennkammerdruck physikalisch nicht erreichbar sind (werte über 100, maximal 120 erreichten nur sowjetische Hochdruck Triebwerke mit 200-250 Bar Brennkammerdurck, nicht 90 wie das Merlin - je höher der Brennkammerdruck desto kleiner ist das Triebwerk und desto höher ist das Schub/Gewichtsverhältnis).

Auch passt der rekordverdächte Wert eines spezifischen Impulses von 3413 m/s (348 s) nicht zum Schub. Bei gleichen Triebwerken in erster und zweiter Stufe müsste die verlängerte Düse den Schub parallel zum spezifischen Impuls verändern, da dieser wie folgt definiert ist:

Spezifischer Impuls = Schub / Treibstoffumsatz.

Ist also der Treibstoffumsatz konstant so folgt aus einem 914 kN Triebwerk mit spezifischem Impuls 3050 m/s (311 s) ein Schub von 1022 und nicht 934 kN. Wenn der erste spezifische Impuls stimmt, dann dürfte das Vakuumtriebwerk nur einen von 318 s = 3118 m/s haben.

Das die SpaceX Website nicht die Wahrheit sagt, zeigt such folgende Aussage:

"On a launch due east from Cape Canaveral into a geostationary transfer orbit stretching more than 22,000 miles above Earth, the Falcon 9 Block 5 rocket — which introduced an uptick in performance in addition to reusability improvements — can loft a payload of more than 14,330 pounds (6,500 kilograms) if SpaceX bypasses a landing opportunity and devotes all of the launcher’s propellant to the payload, Koenigsmann said during an October presentation at the International Astronautical Congress in Bremen, Germany." Quelle: https://spaceflightnow.com/2018/12/17/air-force-requirements-will-keep-spacex-from-recovering-falcon-9-booster-after-gps-launch/

Zum gleichen Zeitpunkt weist die SpaceX Homepage eine Nutzlast von 8.300 kg für den GTO aus. Der für Träger verantwortliche im Unternehmen (er sollte es wissen) nennt also 6.500 kg, die Website 8.300 kg. Überprüfbar ist es nicht, da anders als als bei allen anderen Anbietern auf dem Trägermarkt der Users Guide für potentielle Kunden keinerlei Nutzlasten für irgendeinen Orbit nennt.

*: Aus der Gesamtmenge des Treibstoffs berechnet. Der Gasgenerator verbrennt aber Kerosin im Überschuss, sodass in der Brennkammer das Gemisch reicher an Sauerstoff ist.

(Quelle SpaceX, 2016 sind leider nur noch die Daten der letzten Generation online)

Das aktuelle Merlin 1D ist in der ersten Stufe auf 119 klb (529,5 kN) im Schub reduzierbar, in der Oberstufe auf 81 klbf (360 kN)

Das man vielleicht länger testen sollte als genau eine Missionsdauer (2010 s wenn man die Brennzeiten aller 10 Merlins in der Falcon 9 v1.1 addiert) zeigte sich dann beim ersten Test aller vier Triebwerke. Vier Versuche, vier Abbrüche:

• Abbruch am 31.5.2013 nach 2 s durch den Computer: Ursache zu hohe Temperatur in einem Gasgenerator. im Ernstfall wäre das noch vor dem Abheben gewesen
• Abbruch am 1.6.2013 nach 10 s wegen zu hohen Temperaturen. Im Ernstfall wäre die Rakete abgestürzt, Sie hätte diesen Schubabfall zu diesem Zeitpunkt noch nicht abfangen können.
• Abbruch nach 112 s, ebenfalls wegen zu hoher Hitze unterhalb des Sauerstoffdoms, dabei flogen strukturelle Teile der Triebwerksverkleidung weg und es brach die Verankerung eines Triebwerks
• Abbruch am 13.6.2013 nach 70 s durch ein Feuer bei einem Triebwerk

Es gibt noch weitere Seltsamkeiten. So gibt SpaceX 2020 inzwischen 845 kN Schub und 934 kN Schub für beide Triebwerke an, bei Expansionsverhältnissen von 165 und 16. Damit kommt man aber nach Simulation mit dem NASA Programme CEA2 niemals auf diese Werte. Ich dachte zuerst es wären die Flächenverhältnisse (englischer begriff: area ratio anstatt expansion ratio) gemeint, doch dann sind die Düsen zu groß: Die Düse des Merlin Vac hätt 4,53 m Durchmesser es sollen aber nur 3,3 m sein. Die Düsen der Bodenerosion wären ebenso zu groß und es würden keine neun Triebwerke in den 3,6 m breiten Körper passen. Maximal sind bei 92 bzw. 330 cm Durchmesser ein Flächenverhältnis von  7,5 und 87 möglich. Damit kommt man auch bei einer Simulation auf die angegebenen spezifischen Impulse, aber nur für Hauptstromtriebwerke. Bei einem Nebenstromtriebwek mit diesem Brennkammerdruck werden aber 4 bis 5 Prozent des Treibstoffs für den Gasgenerator genutzt, dies senkt die spezifischen Impulse so um 4 bis 5 Prozent ab.

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Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant sowie die deutsche OTRAG), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

• Nationale Träger (Diamant, Black Arrow OTRAG)

• Europa-Rakete

• Ariane 1-4

• Vega (Neuauflage 2016 mit den schon erfolgten Flügen und den Plänen für Vega C und E), Das ist im obigen Gesamtband nicht enhalten.

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund ²/₃ des Buches ausmachen. Aber vielleicht erscheint ein eigener Band über die Ariane 6 wenn diese mal einsatzbereit ist und es mehr Informationen über sie gibt,

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiß. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: es ist das Buch "Fotosafari durch den Raketenwald". Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren. Etwa 70 TZrägerraketen die sich äußerlich voneinander unterscheiden werden in diesem Buch kurz vorgestellt - auf je einer Doppelseite.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.

© der Bilder: SpaceX

© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.

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