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Trägerraketen anderer Nationen

Einleitung

Als Abschluss meiner Serie über die Trägerraketen wird in diesem Artikel über die Trägerraketen berichtet, mit denen Frankreich, England und Israel ihren ersten Satelliten in einen Orbit gebracht haben. Weiterhin werden die Trägerraketen von Brasilien, Südafrika und Nordkorea beschrieben, die bislang noch nicht erfolgreich geflogen sind. Mit diesem Artikel sind auf meiner Website alle Raketen besprochen die jemals Satelliten in einen Orbit getragen haben.

Shavit / Leolink

Das Bestreben, eine eigene militärisch genutzte Mittelstreckenrakete oder Kurzstreckenrakete zu besitzen, führte zu einigen seltsamen Kooperationen. So lieferte das kommunistische Nordkorea Raketen an den Gottesstaat Iran und den Verbündeten der USA, Pakistan. Es führte auch zur Zusammenarbeit von Südafrika und Israel. Südafrika entwickelte in den siebziger und achtziger Jahren die Mittelstreckenrakete RSA-3. Diese war 15,40 m lang, 23,5 t schwer und hatte einen Durchmesser von 1,35 m. Jedoch wurde die Entwicklung zusammen mit dem größeren Modell RSA-4, das Basis für eine Trägerrakete sein sollte, wieder eingestellt. Einige Exemplare wurden an Israel ge­liefert. Auf dieser Grundlage entwickelte Israel die Mittelstreckenrakete Jericho 2 und aus dieser wiederum entstand die Shavit.

Erste und zweite Stufe der Shavit waren identisch. Es handelte sich eine um mit Feststoff angetriebene Stufe, stabilisiert durch Finnen und Strahlruder in einem CFK-Gehäuse. Die zweite Stufe unterschied sich von der Ersten durch eine längere Düse und eine Schubvektorkontrolleinheit. Die dritte Stufe hatte ein Titangehäuse. Der Start erfolgte vom israelischen Militärstandort Palmachim. Als einzige Trägerrakete im Ein­satz startete die Shavit westwärts über das Mittelmeer. Zum einen wegen der politischen Spannungen mit den Nachbarländern und den daraus bei einem Start ent­stehenden Problemen. Zum anderen, weil sonst die ausgebrannten Stufen geborgen werden könnten. Der Start nach Westen verlangte eine um 800 m/s höhere Startgeschwindigkeit und entsprechend verringert sich die Nutzlast. Starts in sonnensynchrone Bahnen (nach Norden oder Süden) waren so nicht möglich. Als zukünftiges Startgelände war Wallops Island vorgesehen.

Die Shavit-1 unterschied sich von der Shavit durch eine 2,27 m längere erste Stufe mit höherem Startschub. Sie wurde fünfmal von 1995-2007 eingesetzt. Auch sie trans­portierte als einzige Nutzlast israelische Aufklärungssatelliten des Typs Ofeq.

Die Shavit-2 oder Leolink LK-1 war als Nachfolgemodell gedacht und sollte kommerziell angeboten werden. Dazu sollten die vorhandenen Stufen durch in den USA gefertigte Stufen wie den Castor 120 Antrieb oder den Star 48 Antrieb ersetzt werden. Eine mit Hydrazin betriebene Oberstufe stand optional als vierte Stufe zur Verfügung. Die Shavit 2 hätte eine Nutzlast von 350 – 800 kg in einen SSO-Orbit aufgewiesen.

Nach dem Verlust von Ofeq-6 beim letzten Start einer Shavit 1 und damit dem zweiten Fehlstart bei sieben Starts und zusätzlichen Kosten von 100 Millionen Dollar kündigte Israel an, künftige Satelliten der Ofeq Reihe mit der indischen PSLV zu starten. Inzwischen startet selbst Frankreich seine Plejades Spionagesatelliten mit der Sojus und die Bundeswehr ihre SARLupe Satelliten auf Kosmos 3M Trägern. Eine eigene Trägerrakete nur für nationale Aufklärungssatelliten weiter zu unterhalten machte daher keinen Sinn mehr. Dies muss man später revidiert haben, denn es blieb bei einem Start von 'Ofeq-8 auf einer PSLV.

Datenblatt Shavit

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:


Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlasthülle:

1988 – 1990

2, davon kein Fehlstart
100 % erfolgreich

15,43 m Höhe
2,30 m Durchmesser

23.390 kg

160 kg in einen LEO-Orbit

3,36 m Länge, 1,56 m Durchmesser, 57 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

Länge:

6,30 m

6,50 m

2,08 m

Durchmesser:

1,35 m

1,35 m

1,30 m

Startgewicht:

10.215 kg

10.338 kg

2.048 kg

Trockengewicht:

1.115 kg

1.238 kg

170 kg

Schub Meereshöhe:

413 kN

-

-

Schub Vakuum:

456 kN

477 kN

58,8 kN

Triebwerke:

1 × ATSM-9

1 × ATSM-9

1 × AUS-51

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2351 m/s

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2598 m/s

2598 m/s

2864 m/s

Brenndauer:

52 s

52 s

92 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat



Datenblatt Shavit 1

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:


Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlasthülle:

1995 – 2007

5, davon 2 Fehlstarts
60 % erfolgreich

17,21 m Höhe
2,30 m Durchmesser

27.250 kg

225 kg in einen LEO-Orbit

3,36 m Länge, 1,56 m Durchmesser, 57 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

Länge:

8,00 m

6,50 m

2,08 m

Durchmesser:

1,35 m

1,35 m

1,30 m

Startgewicht:

13.990 kg

10.338 kg

2.048 kg

Trockengewicht:

1.240 kg

1.238 kg

170 kg

Schub Meereshöhe:

564 kN

-

-

Schub Vakuum:

774 kN

477 kN

60,4 kN

Triebwerke:

1 × ATSM-13

1 × ATSM-9

1 × AUS-51

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2452 m/s

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2598 m/s

2598 m/s

2897 m/s

Brenndauer:

55,4 s

52 s

90,5 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat


Datenblatt Shavit 2 / LeoLink LK-1

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

-

-
-

19,51 m Höhe
2,30 m Durchmesser

31.500 kg

300 kg in einen LEO-Orbit
3,86 m Höhe, 1,35 m Durchmesser, 65 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

Stufe 4

Länge:

8,00 m

6,50 m

2,08 m

1,30 m

Durchmesser:

1,35 m

1,35 m

1,30 m

1,56 m

Startgewicht:

13.990 kg

14.126 kg

2.048 kg

237 kg

Trockengewicht:

1.240 kg

1.376 kg

170 kg

71 kg

Schub Meereshöhe:

564 kN

-

-

-

Schub Vakuum:

774 kN

628,3 kN

60,4 kN

0,4 kN

Triebwerke:

1 × ATSM-13

1 × ATSM-13

1 × AUS-51

?

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2452 m/s

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2598 m/s

2736 m/s

2897 m/s

1961 m/s

Brenndauer:

55,4 s

52 s

90,5 s

800 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

Hydrazin

Datenblatt LeoLink LK-2

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:


-

-
-

26,41 m Höhe
2,36 m Durchmesser

72.530 kg

800 kg in einen LEO-Orbit
5,40 m Höhe, 1,56 m Durchmesser, 108 kg Gewicht


Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

Stufe 4

Länge:

11,56 m

6,50 m

2,08 m

1,30 m

Durchmesser:

2,36 m

1,35 m

1,30 m

1,56 m

Startgewicht:

53.900 kg

14.126 kg

2.048 kg

237 kg

Trockengewicht:

4.876 kg

1.376 kg

170 kg

71 kg

Schub Meeres­höhe:

1483 kN

-

-

-

Schub Vakuum:

1652 kN

628,3 kN

60,4 kN

0,4 kN

Triebwerke:

1 × Castor 120

1 × ATSM-13

1 × AUS-51

?

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2481 m/s

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2745 m/s

2736 m/s

2897 m/s

1961 m/s

Brenndauer:

82 s

52 s

90,5 s

800 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumperchlorat

Hydrazin

Datum Uhrzeit Nutzlast Trägerrakete Umlaufbahn Umlaufdauer Rückkehr Erfolg
19.09.1988 09:31 'Ofeq-1 Shavit 242 x 1033 x 142.85 97.46 14.01.1989
03.04.1990 12:02 'Ofeq-2 Shavit 200 x 1369 x 143.20 100.54 09.07.1990
05.04.1995 11:16 'Ofeq-3 Shavit 1 365 x 724 x 143.37 95.54 24.10.2000
22.01.1998 12:56 'Ofeq-4 Shavit 1
28.05.2002 15:25 'Ofeq-5 Shavit 1 367 x 763 x 143.46 95.97
06.09.2004 10:53 'Ofeq-6 Shavit 1
10.06.2007 23:40 'Ofeq-7 Shavit 2 340 x 574 x 141.76 93.74
22.06.2010 19:00 'Ofeq-9 Shavit 2 343 x 586 x 141.78 93.88
09.04.2014 19:06 'Ofeq-10 Shavit 2 384 x 609 x 140.95 94.54
13.09.2016 14:38 'Ofeq-11 Shavit 2 341 x 594 x 142.53 93.94
06.07.2020 01:00 'Ofeq-16 Shavit 2 329 x 602 x 140.64 93.90
Gesamt Nutzlasten Erfolge Erfolgreich [%]
Gesamt 11 9

Datum der Starttabelle: 29.12.2020

Raketenbasis vor dem Fehlstart. VLS

Erfolg Datum Nutzlast Typ Träger Nr.
- 02.11.1997 SCD-2A VLS-1 V01
- 11.12.1999 SACI-2 VLS-1 V02
- 22.08.2003 VLS-1 V03
x 24.10.2004 VSV-30 V05

VLSDie VLS (Veículo Lançador de Satélites) ist Brasiliens erste und einzige Trägerrakete. Sie ist aus einer Höhenforschungsrakete abgeleitet worden. Die INPE (Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais: Nationales Institut für Weltraumforschung) verwendete vier Sonda-4 Höhenforschungsraketen als Booster der ersten Stufe der VLS. Eine modifizierte Version der Sonda-4 bildet die zweite Stufe. Sie hat eine Düse mit einem höheren Expansionsverhältnis von 37,2 anstatt 12,9 bei den Boostern. Jede Sonda-4 Rakete wiegt 7,3 t. Ein Feststofftriebwerke bildet die dritte Stufe. Auch sie stammt von einer Höhenforschungsrakete ab.

Brasilien investierte über 300 Millionen US Dollar in die Entwicklung und Aufbau des Startgeländes. Die INPE hoffte, mit dieser Trägerrakete Mitglied im exklusiven Klub derer Nationen zu werden, die einen Satelliten mit einer eigenen Trägerrakete gestartet haben.

Ähnlich wie bei der japanischen H-II fanden Testflüge mit einem auf ein Drittel der Größe verkleinerten Modell von 1985 bis 1989 statt. 1990 wurden Tests mit zwei Stufen erfolgreich absolviert. Der erste orbitale Versuch 1997 scheiterte allerdings, da einer der Booster nicht zündete. Beim zweiten Test 1999 wurde die Rakete gesprengt, als sie vom Kurs abkam, nachdem die zweite Stufe nicht zündete. Zwei Tage vor dem geplanten dritten Start zündete bei Arbeiten am Träger einer der Booster und die Rakete explodierte. Es gab 21 Tote und 20 Verletzte. Daraufhin wurde das Programm unterbrochen und erst 2008 wieder aufgenommen. Brasilien plante damals den ersten Satellitenstart für 2011. Seitdem wurde er immer wieder verschoben. Am 16.4.2016 gab man die Einstellung des VLS-Programmes bekannt. Die Trägerrakete entspreche in ihrer Technologie den Achtziger Jahren und sei veraltet. Stattdessen will man nun zusammen mit dem DLR eine kleinere Trägerrakete mit der Bezeichnung VS-43 entwickeln.

Eine verkleinerte Version der VLS-1, ohne die Booster, mit einer kleinen Feststoffoberstufe, die VLM (Veiculo Lancador de Microsatellites), wurde inzwischen eingestellt. Mit russischer Hilfe soll eine größere Rakete, zuerst als VLS-2 bezeichnet, mit einer mit flüssigen Treibstoffen angetriebenen Oberstufe entstehen. Sie soll schwerere Satelliten transportieren können. Mittlerweile wurde sie in „Alfa“ umbenannt.

Von allen Weltraumzentren an Land liegt das Centro de Lançamento de Alcântara am nächsten am Äquator. Es liegt nur 2 Grad südlich des Äquators. Es gab zahlreiche Pläne, es für Starts größerer Träger zu nutzen, wie der Zyklon, Proton und Langer Marsch und Shavit. Bisher blieben die Starts der VLS aber die Einzigen von diesem Startkomplex aus. Langfristige Pläne, die bis 2025 gehen, sehen weiterhin Starts der Zyklon und mit VLS-Boostern verstärkten Zyklon aus. Booster mit flüssigen Treibstoffen sollen die Nutzlast dann auf 4 t in den GTO anheben.

Über zehn Jahre sollen 802,5 Millionen Dollar in nationale Trägerraketen, 233,8 Millionen Dollar in die Zyklonentwicklung und 970 Millionen Dollar in Infrastruktur für die Raumfahrt investiert werden. Später wurde die Zusammenarbeit mit der Ukraine eingestellt. Das ambitionierte nationale Raketenprogramm ist damit weitestgehend Geschichte.

Datenblatt VLS-1

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlastverkleidung

1997 – heute

3, davon 3 Fehlstarts

0 % erfolgreich

Länge 19,46 m
Durchmesser: 3,10 m

49.900 kg

380 kg in eine 5 Grad Bahn in 200 km Höhe
200 kg in eine 750 km hohe 25 Grad Bahn
80 kg in eine 800 km hohen SSO-Orbit

3,25 m Länge, 1,20 m Durchmesser, 105 kg Gewicht


Booster

Stufe 1

Stufe 2

Stufe 3

Länge:

9,00 m

8,10 m

8,10 m

5,60 m

Durchmesser:

1,00 m

1,00 m

1,00 m

1,00 m

Startgewicht:

4 × 8.550 kg

8,720 kg

5.664 kg

1.025 kg

Trockengewicht:

4 × 1.328 kg

1.536 kg

1,212 kg

190 kg

Schub Meereshöhe:

4 × 257,6 kN

Schub Vakuum:

4 × 309 kN

320,6 kN

208,39 kN

33,24 kN

Triebwerke:

4 × S-43

1 × S-43

1 × S-40TM

1 × S-44

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2207 m/s

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2550 m/s

2720 m/s

2700 m/s

2766 m/s

Brenndauer:

60 s

59 s

58 s

68 s

Treibstoff:

HTPB / Aluminium / Ammoniumper­chlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumper­chlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumper­chlorat

HTPB / Aluminium / Ammoniumper­chlorat

 

RSA-3+4

Während der siebziger und achtziger Jahre hat Südafrika in Zeiten weltweiter Isolation an einer eigenen Trägerrakete gearbeitet. Die Rakete RSA-3 wurde mit israelischer Unterstützung fertig gestellt, so das einige Quellen davon ausgehen das die israelische Shavit der RSA-3 ähnelt. Von dieser liegen Daten vor, im Gegensatz zur Shavit. Die RSA-3 war sowohl gedacht als Trägerrakete wie als ICBM. Als ICBM läge die Nutzlast bei 340 kg - 400 kg, je nachdem ob man auf Washington oder Moskau zielt.

Mit dem politischen Wechsel in Südafrika wurde die Entwicklung der RSA-3 eingestellt, da sie kommerziell nicht konkurrenzfähig gewesen wäre und mit Ende der Apartheid fiel auch die politische Isolation weg. Neben der RSA-3 war auch eine größere Version die RSA-4 in der Entwicklung. Bei ihr kam der Stopp schon in der Planungsphase. Südafrikas Aufklärungssatelliten sollen nun von amerikanischen Trägerraketen gestartet werden.

RSA 3+4

RSA-3

Startmasse 23630 kg,
Breite max. 2.3 m, Höhe 15.0 m
Nutzlast 330 kg ihn einen 210 km Orbit.

Stufe 1
Vollmasse 10215 kg. Leermasse 1100 kg.
Schub 456 kN, Brennzeit 52 sec
spezifischer Impuls 2334 m/s (Meereshöhe), 2580 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.3 m, Länge 5.4 m

Stufe 2
Vollmasse 10971 kg. Leermasse 1771 kg.
Schub 467 kN, Brennzeit 52 sec
spezifischer Impuls 2698 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.3 m, Länge 4.9 m

Stufe 3
Vollmasse 2048 kg. Leermasse 170 kg.
Schub 59 kN, Brennzeit 04 sec
spezifischer Impuls 2923 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.3 m, Länge 2.1 m

RSA-4

Startmasse 52180 m
Breite max. 3.4 m, Höhe 20.0 m
Nutzlast 780 kg in einen 210 × 460 km Orbit

Stufe 1
Vollmasse 34000 kg. Leermasse 3200 kg.
Schub 1520 kN, Brennzeit 52 sec
spezifischer Impuls 2334 m/s (Meereshöhe), 2580 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.9 m, Länge 8.5 m

Stufe 2
Vollmasse 15200 kg. Leermasse 2170 kg.
Schub 676 kN, Brennzeit 52 sec
spezifischer Impuls 2698 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.3 m, Länge 6.4 m

Stufe 3
Vollmasse 2048 kg. Leermasse 170 kg.
Schub 59 kN, Brennzeit 04 sec
spezifischer Impuls 2923 m/s (Vakuum).
Durchmesser 1.3 m, Länge 2.1 m

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:

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.



Weitere Trägerraketenprojekte

Den Abschluss dieser Serie bildet eine kleine Zusammenfassung aller Trägerraketen, von denen es nicht genug Daten für ein einigermaßen komplettes Datenblatt gibt oder die sich erst im frühen Projektstadium befinden.

Tronador LSA / VEX

Argentinien arbeitet an der Tronador LSA Trägerrakete. Sie basiert auf dem 1993 ein­gestellten Condor-II-Raketenprogramm. Sie besteht aus zwei Stufen, wobei die erste Stufe noch durch vier Booster unterstützt wird. Alle Stufen setzten feste Treibstoffe ein. Die Schubvektorkontrolle und Lageregelung geschieht durch ein Kaltgassystem. Die Tronador hat eine Höhe von 16 m, einen Durchmesser von 0,80 m und wiegt etwa 31 t. Sie soll Nutzlasten von 200 kg in einen Orbit befördern oder als Höhenforschungs­rakete 500 kg auf 1.000 km Höhe bringen. Die Tronador soll ab 2012 zur Verfügung stehen. 2015 ist der Erststart in weite Ferne gerückt. Nun arbeitet Argentinien nur noch an den VEX-Höhenforschungsraketen, die schrittweise größer werden sollen und irgendwann einmal zur Tronador überleiten sollen. Die bisher gestartete VEX 1 hat eine Masse von 2,8 t und eine Höhe von 14,5 m. Ein zweites Projekt über das noch weniger bekannt ist, ist die Aquila LSA.

Orion

Ein brasilianisch-russisches Joint Venture namens OrionSpace plante den Start einer in Russland gebauten Rakete von Brasilien aus. Dadurch wird die geografisch günstige Lage am Äquator kombiniert mit russischem Raketen-Know-how. Die Orion Rakete sollte vier Booster als erste Stufe einsetzen, jeder angetrieben mit einem NK-33-1 Triebwerk. Gleichzeitig mit den Boostern wäre die zweite Stufe mit einem NK-33-1 ge­zündet worden. Sie sollte mehr Treibstoff als die Booster aufnehmen und länger brennen. Die dritte Stufe sollte von einem RD‑0124E Triebwerk, einer Weiterentwicklung des Antriebs der Sojus 2 Drittstufe, angetrieben werden. Die Orion sollte 14 t in einen LEO-Orbit und 6 t in den GTO-Orbit befördern. Auch der Transport in den GSO sollte möglich sein. Inzwischen wurde OrionSpace aufgelöst.

Taimur

Im Jahre 2002 zeigte Pakistan auf der „IDEAS 2002 Defense Exhibition“ ein Modell einer Trägerrakete Taimur auf Basis der Shaheen-2 Kurzstreckenrakete. Diese zweistufige Rakete wurde um eine weitere Stufe ergänzt – dabei kam die erste Stufe nochmals zum Einsatz, analog wie bei der Shavit. Die Taimur war circa 15 m lang und hatte einen Durchmesser von 1,40 m. Sie sollte etwa 80 kg in einen 450 km hohen Orbit befördern. Die Taimur wurde dann aber nicht entwickelt. Inzwischen verfügt Pakistan über die Shaheen-3 Mittelstreckenrakete mit einer vergrößerten Reichweite von 4.500 anstatt 2.500 km. Die Shaheen-3 ist eine zweistufige Feststoffrakete. Die ersten Exemplare wurden am 9.3.2015 in den Truppendienst übernommen. Eventuell wagt Pakistan einen neuen Versuch auf Basis der Shaheen-3.

RPS-01

Indonesien ist bisher die letzte Nation, die eine eigene Trägerrakete entwickeln will. Die RPS-01 basiert auf der RX-420 Höhenforschungsrakete. Die RX-420 ist eine 6,20 m lange Rakete mit 0,42 m Durchmesser und rund 1.000 kg Gewicht. Ihr Schub beträgt 100 kN bei einer Brennzeit von 12,29 Sekunden. Vier dieser Raketen, ohne ihre Nutzlastspitze noch 6,20 m lang, bilden drei Booster und eine Zentralstufe. Die zweite Stufe ist RS-320 Höhenforschungsrakete von 0,32 m Durchmesser und 4,732 m Länge. Sie wiegt 532 kg, brennt 13 s lang mit 530 kN Schub. Diese etwa 4,6 t schwere Rakete soll fähig sein, einen 5 kg schweren Minisatelliten in einen 250 bis 300 km hohen Orbit zu be­fördern. Sie ist damit die bisher kleinste entwickelte Trägerrakete. Ab 2014 will Indonesien damit den ersten Orbitalversuch durchführen. Ihr soll eine RPS-02 folgen, die bis zu 100 kg in den Orbit transportieren soll.

Al Abid

Die Verwendung von Scud-Kurzstreckenraketen als Trägerraketen ist nicht neu. Schon 1989 startete der Irak eine suborbitale Version einer Trägerrakete, gebündelt aus ver­längerten Scud-B Kurzstreckenraketen. Diese wurden vom Irak als „Al Hussein“ be­zeichnet und auch militärisch im Golfkrieg eingesetzt. Vier bis sechs Scud-B fungierten als Booster. Eine zentrale Scud-B bildete die erste Stufe der Al Abid, eine weitere Scud-B mit verlängerten Düsen die zweite Stufe und ein Feststoffantrieb die dritte Stufe. Die zweite Stufe setzte Düsen mit einem Expansionsverhältnis von 30 anstatt 10 ein. Der Treibstoff der zweiten Stufe wurde umgestellt auf Diethylentriamin und UDMH. Bei Bodentests ohne Kühlung um die Höhenbedingungen zu simulieren schmolzen die Düsen aber nach 14 s.

Bei 30 t Startmasse und 19 m Höhe hätte die Al Abid einen kleinen Satelliten von 75 kg Ge­wicht in den Orbit befördern können. Die Nutzlast sollte auf 100 bis 300 kg steigerbar sein. Der Test am 5.12.1989 erfolgte mit nicht funktionsfähigen Oberstufen. Nach 45 Sekunden explodierte die Rakete beim Erreichen von Mach 1. Irakische Ingenieure vermuteten eine vorzeitige Auslösung der Stufen­trennungsraketen. Eventuell kollabierte die Rakete aber auch bei der maximalen aero­dynamischen Belastung. Dies soll auch bei zahlreichen, vom Irak zur Verlängerung der Reichweite modifizierten Scud-B im Golfkrieg der Fall gewesen sein.

AUSROC

Von 1990 an führte Australien eine Studie für die AUSROC-IV durch. Diese sollte 30 bis 50 kg Nutzlast in einen 300 km hohen Orbit befördern. Sie bestand in der ersten Stufe aus vier gebündelten AUSROC-III Höhenforschungsraketen von 9,20 m Länge, 0,75 m Durchmesser und jeweils 1.500 kg Gewicht. Ihr LOX / Kerosin Antrieb mit 35 kN Schub arbeitet 80 Sekunden lang. Die zweite Stufe bestand aus einer weiteren AUSROC-III Stufe, die von den Boostern umgeben wird. Die dritte Stufe sollte ein Feststoffantrieb oder ein Satellitenmotor sein. Eine Variante ist eine AUSROC-III als erste Stufe, eine gekürzte AUSROCK-III mit gemeinsamem Zwischenboden als zweite und ein Feststoffantrieb als dritte Stufe, die AUSROC Nano. Sie transportiert 10 kg in einen Orbit. 1996 kaufte Australien eine Reihe dieser Feststoff­antriebe für Testzwecke. 2008 wurde ein Start für 2013 angekündigt. Seitdem gibt es keine Neuigkeiten von Australiens erster selbst entwickelter Trägerrakete.

CHEETAH-1

Die von der südafrikanischen Firma Marcom Aeronautics & Space 2002 vorgestellte CHEETAH-1 ist eine zweistufige Trägerrakete, die ab 2016 zum Einsatz kommen könnte. Die erste Stufe wird von einem Triebwerk mit 860 kN Schub angetrieben, die Zweite von einem Antrieb mit 58 kN Schub. Beide Triebwerke setzen LOX/Kerosin und Turbopumpen ein. Die Triebwerke werden elektromechanisch geschwenkt. Die maximale Nutzlast beträgt 1000 kg in einen 200 km hohen, 34 Grad geneigten Orbit. In einen 800 km hohen SSO sind es noch 439 kg. Die Rakete soll 31,7 m hoch sein bei einem Durchmesser von 1,6 m. Geplanter Startort ist die Air Force Base Overberg in Südafrika.

Bisher hat Marcom aber nur Tests eines 10-kN-LOX/Ethanol Triebwerks das nicht zum Einsatz kommen soll vorzuweisen. Es fehlt an Finanzmitteln, um das Konzept umzusetzen.

Weitere Projekte

Noch mehr Projekte gibt es von denen noch weniger bekannt ist:

TSLV: Taiwans Trägerrakete basierend auf dem Clustern von Höhenforschungsraketen. Vier Stufen und zwei Booster sollen eine Nutzlast von 50 kg in den Orbit befördern.

UFS: Eine zweitstufige türkische Rakete von 14,7 m Höhe und 5,95 t Gewicht. Die vier Triebwerke der ersten Stufe haben einen Schub von 74,8 kN die mit flüssigen (kryogenen?) Treibstoffen angetriebene weite Stufe einen von 2,7 kN. Der Gesamtimpuls beträgt 15,9 MNs. Die Nutzlast beträgt 50 kg.



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