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

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