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Es gab und gibt zahlreiche russische Trägerraketenprojekte, über die es zu wenige Informationen gibt um einen eigenen Aufsatz über die Rakete zu schreiben. Diese sollen hier summarisch zusammengefasst werden. Die meisten von Ihnen kamen nach dem Zusammenbruch der Sowjetunion auf und wurden mittlerweile eingestellt.
Die KWANT-1 besteht aus zwei Elementen der Zenit 3L, jedoch unter Verwendung der Sojus Fertigungsanlagen. So verwendet die erste Stufe eine Variante des RD-0120 der zweiten Stufe der Zenit. Allerdings hat sie nur 2,70 m Durchmesser, wie bei der Sojus. Die zweite Stufe ist die Oberstufe der Zenit 3L, Block DM. Die Elektronik stammt von den Yamal Satelliten. Bei einem Gewicht von 83 t hätte die KWANT-1 je nach Startort (Plessezk, Baikonur, Sea Launch Plattform) zwischen 1,70 und 1.950 kg in einen 200 km hohe Bahn befördern können.
Der große Bruder der KWANT-1 war die KWANT. Sie hat aber den gleichen durchgängigen Durchmesser von 3,90 m wie die Zenit und ist mehr als dreimal so schwer. Die erste Stufe setzt vier RD-0120 Triebwerke ein, die zweite Stufe ist der normale Block DM der Zenit 3SL. Auch sie setzt die neue Elektronik der militärischen Yamal Satelliten ein. Bei einer Startmasse von 275 befördert sie je nach geografischen Breitengrad des Startorts zwischen 4.700 und 5.800 kg in einen 200 km LEO Orbit.
Ein russisches Gegenstück zur Pegasus sollte die Diana-Burlak sein. Die geflügelte Rakete wird von einer Tu-160SC (Space Carrier) in 13.500 m Höhe bei Mach 1,7 abgeworfen. Sie hat nur zwei Stufen, bei angetrieben von flüssigen Treibstoffen. Der Start wird von einer IL-76 aus gesteuert und überwacht. Die Rakete hat eine Länge von 22,50 m und einen Durchmesser von 1,60 m (ohne Flügel). Die Nutzlastverkleidung hat eine Länge von 3,50 m und einen Durchmesser von 1,40 m. Die erste Stufe hat rund 450 kN Schub und eine Brenndauer von 140 Sekunden Die Zweite einen Schub von 98 kN. Sie wird nach der Mission wieder deorbitiert. Die Startmasse beträgt rund 28,5 t. Von einem äquatorialen Startplatz aus können rund 1.100 kg in einen 2o0 km hohen Orbit gebracht werden. In einen polaren Orbit in derselben Höhe sind es noch 770 kg. Selbst in einen 1000 km hohen SSO Orbit beträgt die Nutzlast noch 550 kg. Dies sind sehr gute Leistungen für eine so kleine, zweistufige Rakete.
Die Diana-Burlak sollte 1997/98 erstmals starten. Westlicher Partner war OHB System. Russische Partner war ein Konsortium unter der Führung des RADUGA Mechanical Design Bureaus. Es wurde ein sehr attraktiver Startpreis von 5 Millionen Dollar angegeben. Es fehlte jedoch an den 50 Millionen DM, um das Projekt umzusetzen.
Die Berkut ist eine fünfstufige Rakete. Sie besteht aus der ersten Stufe der U-Boot ICBM RSM-52 (SS-N 20) als erste Stufe und einer RSM-54 (SS-N 22) als zweiter und dritter Stufe. Dazu sollten nun zwei weitere feste Oberstufen kommen.
Daraus entstand eine sehr lang gestreckte Rakete mit einem maximalen Durchmesser von 2,40 m und einer Länge von 27,50 m. Die Startmasse beträgt 104 t. Die maximale Nutzlast 2.400 kg. Es gab zwei Nutzlastverkleidungen von 1,65 m Durchmesser und 2,28 und 4,28 m Länge. Die Erstere ist geeignet für maximal 1.200 kg schwere Satelliten, die Zweite nutzte die volle Kapazität von 2.400 kg.
Beide Nutzlastverkleidungen sind wasserfest, da dieselbe Rakete unter der Bezeichnung Priboj von einem auf dem Wasser schwimmenden Container gestartet werden sollte. 1995 wurde noch ein Erststart für 1997 angekündigt, danach wurde das Projekt eingestellt.
Eine weitere Nutzung von U-Boot Raketen ist die RIF/MA. Auch hier wird die RSM-52 eingesetzt, jedoch in unveränderter Form. Das Volumen für die Nutzlast ist dadurch beschränkt. So stehen nur 4 m³ zur Verfügung. Geplant war ein Start von einem An-124 Transportflugzeug aus. Die Nutzlast der zweistufigen Feststoffrakete sollte dann 950 kg in einen niedrigen Erdorbit transportieren bei einer Startmasse von 79.000 kg. Auch dieses Projekt GRZKB Makejew kam nicht über die Projektphase hinaus.
Das Unternehmen KompoMasch, dem unter anderem Makejew und Energomasch angehören, plante eine leistungsfähige Rakete, die bei lediglich 64 t Startmasse eine Nutzlast von 1.700 kg aufweisen sollte. Beide Stufen werden mit LOX/Flüssigmethan angetrieben. Die Erste mit sechs RD-190 Triebwerken, die Zweite mit einem RD-185. Bei einem maximalen Durchmesser von 2,40 m ist die Rikscha 24,30 m lang. Die Entwicklungskosten wurden auf 135 Millionen Dollar geschätzt. Ein Start sollte rund 10-15 Millionen Dollar kosten. Auch dieses Projekt verließ niemals die Zeichenbretter.
Die Rus-M ist das letzte bisher gestrichene Projekt. Obgleich der Name Rus schon benutzt wurde für eine Sojus-Variante hat er mit diesem Projekt nichts zu tun. Es handelt sich wei bei der angara um eine modulare Rakete, die unterschiedlich große Nutzlasten durch die Wahl der Booster transportieren kann. Allerdings liegt die Rus-M mit 23 bis 50 t über der Angara.
Die erste Stufe setzt das RD-180 Triebwerk ein, das gleiche gilt für die Booster. Es sind zwei Booster (23 t Nutzlast) oder vier Booster (35 t Nutzlast) geplant. Eine Version mit einer verlängerten ersten Stufe (da die vier Booster nun über genügend Schub verfügen) würde sogar 50 t in den Erdorbit bringen. Die zweite Stufe setzt das Triebwerk RD-0146 ein, das auch in der KVRM Oberstufe der Angara eingesetzt werden soll. Es nutzt die Treibstoffkombination Wasserstoff/Sauerstoff. Da sein Schub nur rund 75 kN beträgt und es sich um eine echte Schwerlastrakete handelt werden davon 4 Triebwerke eingesetzt.
De Durchmesser der Rakete bzw. der Booster beträgt 3,80 m. Damit sind die kompletten Stufen noch über das Schienennetz transportierbar. Es ist der gleiche Durchmesser wie bei dr Atlas V, eventuell kann hier auf Erfahrungen mit dieser Rakete zurückgegriffen werden. Es ist nicht bekannt wie viel Energomasch über den Bau der Stufe weiß, doch diese Firma fertigt auch die RD-180 Triebwerke für Lockheed Martins Atlas V. Das ganze Projekt wird geleitet von dem Kombinat Progress.
Starten sollte die Rus-M von dem ebenfalls neu errichteten Kosmodrom Wostochny. An die Ordentlichkeit kamen Pläne im Laufe des Jahres 2009. Seitdem gab es auch Entwicklungsarbeiten an der Rakete, so für eine Version des RD-180, das RD-180V mit zusätzlichen Sensoren die genügend Zeit verschaffen Anomalien rechtzeitig zu entdecken und die Besatzung zu retten, denn die Rus-M war von Anfang an als Träger für bemannte Missionen wie zum Mond konzipiert. Zwar erlaubt auch die größte Version keine Mondlandung, aber zumindest eine Mondumrundung und weitere Versionen wären denkbar. Damit einher gingen Forderungen von 15 bis 25 Starts pro Jahr, eine solche Startrate benötigt man eigentlich nur wenn man z.B. eine Mondmission erst im Erdorbit aus verschiedenen Einzelelementen zusammenstellt.
Auf der anderen Seite machte stutzig, dass bisher Russland schon Probleme hat seine Module für die ISS fertigzustellen und auch die Angara mehrere Jahre hinter dem Zeitplan hinterherhinkt. Ein russisches Mondprogramm gibt es schon gar nicht und auch ein neues bemanntes Raumfahrzeug für den Erdorbit ist nicht im Bau. Das letzte geplante, der Raumgleiter Kliper wurde eingestellt, weil die ESA nicht die Finanzierung zu großen Teilen übernehmen wollte, ohne technisch genauso weitgehend in das Projekt involviert zu sein.
So verwundert es nicht, dass am 7.11.2011 Vladimir Ppopvkin, Leiter der Raumfahrtagentur Roskosmos im russischen Parlament, der Duma ankündigte die Rus-M werde eingestellt. Ob Wostochny gebaut wird ist offen, eventuell wird dort eine Startanlage für die Angara entstehen. Die Rus-M war in der kleinsten Version eine Doppelentwicklung zur Angara und die größeren Versionen brauchte man noch nicht.
Die kleinste Version der Rus-M hätte eine Startmasse von 665-688 t aufgewiesen und wäre rund 60 m lange gewesen. davon wären bis zu 19 m für die Nutzlast verfügbar. Die Maximalnutzlast sollte 23,8 t in LEO und 7 t in GTO betragen. Bei bemannten Einsätzen (mit Rettungsturm) wären es noch mindestens 18 t gewesen. Stufe 1 und die Booster hätten jeweils etwa 200 t gewogen, die zweite Stufe wahrscheinlich etwa 55 t, davon 46,5 t Treibstoff.
Trotz Namensähnlichkeit handelt es sich bei der Sojus 5 nicht um eine Modifikation der Sojus, sondern um eine komplett neue Trägerrakete. Die Sojus 5 entstand als Projekt des Raumfahrtkonzern ZSKB Progress und soll die Sojus und Zenit ablösen. Dabei wurde auf eine weitestgehende Kompatibilität zu den Startanlagen der Sojus in Baikonur und dem CSG geachtet. Damit hat Progress aus der Pleite mit der Rus-M gelernt.
Die Sojus 5 verwendet Methan als Treibstoff. Methan ist nicht nur in Russland in den letzten Jahren als Kerosinersatz ins Zentrum der Forschung gerückt. Auch einige US-Firmen entwickeln neue Methantriebwerke. Für die Sojus 5 soll verflüssigtes Erdgas verwendet werden. Dies enthält zwischen 92 und 97 % Methan. Der Oxidator ist LOX. Triebkraft war, dass Progress nicht damit rechnet, dass die Sojus mit dem günstigen Preis der Falcon 9 mithalten kann. 2013 wurde das Konzept vorgestellt, bis 2015 wurden wichtige Parameter geändert. Vor 2016 ist nicht mit einer Entscheidung zu rechnen. Der Erstflug wäre frühestens 2022. Wenn die Rakete entwickelt wird, dann zuerst die kleine Variante Sojus 5-1. Die Sojus 5 soll 50 % weniger Bauteile als die Sojus 2 verwenden und in der kleinsten Variante für 45 bis 50 Millionen Dollar pro Start kommerziell angeboten werden.
Es gibt zwei Stufen, angetrieben von den Triebwerken RD‑0162 oder RD‑0164 (noch keine Entscheidung gefallen, meist wird aber das RD‑0164 genannt) mit 203,9 bzw. 280 bis 340 t Schub auf Meereshöhe. Die Oberstufe könnte ein modifiziertes RD‑124 Triebwerk (RD‑124M) verwenden, das Methan anstatt Kerosin nutzt. Auch ein neues Triebwerk RD‑0169 wird diskutiert, das hätte fast den dreifachen Schub des RD-124 (700 kN). Drei Versionen sind geplant:
Sojus 5-1: Eine Stufe mit RD‑0164 + eine mit RD‑124M/RD‑0169: 8,8 t Nutzlast in LEO bei 268,7 t Startmasse, 50,1 m Länge.
Sojus 5: Drei Stufen mit RD‑0164, davon eine mit längerer Betriebszeit: 16,5 t Nutzlast in LEO, 575 t Startmasse 46,7 m Höhe.
Sojus 5-2: Drei Stufen mit RD‑0164, davon eine mit längerer Betriebszeit + eine mit dem RD‑124M/RD‑0169: 22,4 t Nutzlast in LEO, 690,2 t Startmasse 56,7 m Höhe.
Der Durchmesser jedes Moduls beträgt 3,6 m, die der Nutzlastverkleidungen 4,11 und 4,35 m. Wie man leicht sieht, überlappen sich die Nutzlasten mit denen der Angara. Eventuell kommt es wegen der Kompatibilität zur Sojus zur Entwicklung der Sojus 5-1 da man damit die Sojus und Progressraumschiffe zur ISS starten kann, das garantiert etwa acht Starts pro Jahr. Ab 2021 dürfte die Ariane 6, wenn sie vom CSG aus startet, die Starts der Sojus durch Arianespace abnehmen lassen, sodass aber auch hier ein Fragezeichen angebracht ist. Auf der anderen Seite erfordert die Sojus 5 komplett neue Triebwerke. Selbst bei der Angara hat man keine neuen Triebwerke entwickelt, sondern mit dem RD‑191 nur ein Derivat des RD‑171/180 eingesetzt. So dürfte angesichts der finanziellen Situation Russlands auch die Sojus 5 nicht umgesetzt werden. Inoffiziellen Angaben zufolge scheint die Sojus 5 aber genügend Fürsprecher für eine Anschubfinanzierung zu haben.
KB Juschnoje, stellte schon 2005 Entwürfe für eine Trägerfamilie Mayak vor. Als 2013 Studien für eine Schwerlastträgerrakete in Russland liefen, wurde die Majak-Familie um einige Varianten für schwere Nutzlasten erweitert.
Die kleinen Mitglieder setzen in der ersten Stufe das RD‑801 von Juschnoje ein, ein noch zu entwickelndes Triebwerk auf Basis der Technologien der Zenit. Es hat einen Bodenschub von 1.200 kN. Der spezifische Impuls von 2950 m/s (Meereshöhe) bzw. 3296 m/s (Vakuum) sind fast so hoch, wie die ded RD‑17x/RD‑18x und RD‑19x Reihe. Vier RD‑801 können zu einem Block mit 492 t Schub kombiniert werden.
In der zweiten Stufe wird das RD‑809K eingesetzt. Es basiert auf dem RD‑869 der dritten Stufe der Zyklon, aber höherem Schub von 98,1 kN. Es ist in zwei Achsen schwenkbar und hat einen spezifischen Impuls von 3453 m/s. Bis zu 600 s Betriebszeit und vier Zündungen sind möglich.
Die großen Mitglieder der Serie verwenden das RD‑810. Es hat 50 % mehr Schub als das RD‑801 (1.876 kN Boden und 2.105 kN Vakuumschub). Der spezifische Impuls ist fast gleich hoch. Alle drei Triebwerke sind Einzelkammertriebwerke die LOX/Kerosin im Staged-Combustion Verfahren verbrennen.
Die Basismitglieder sind die Majak-12 (auch Majak-L1) mit einem RD‑801 in der ersten Stufe, und einem RD‑809K in der zweiten Stufe. Sie hat einen Durchmesser von 2,70 m bei 27,30 m Höhe und soll 1,5 t in den LEO bei 90 t Startmasse transportieren.
Das nächst größere Modell Majak-22 (Majak L2) hat je zwei Triebwerke des gleichen Typs in beiden Stufen. Der Durchmesser beträgt 3,00 m bei 36,90 m Höhe. Ihre Nutzlast beträgt 3.000 kg in den LEO bei 165 t Startmasse.
Die mittlere Größenklasse beginnt mit dem Majak-32 oder Majak M1. Es hat zwei RD‑810 in der ersten Stufe und vier RD‑809K in der Zweiten. Der Durchmesser von 3,90 m entspricht der Zenit. Die Rakete ist 47,40 m hoch bei einer Startmasse von 370 t. Sie transportiert 8,2 t in einen LEO-Orbit von Baikonur aus und von Alcantara aus 2,2 t in den GTO. Das entspricht der Leistung der Sojus 2.
Die Majak M2 setzt nun vier RD‑810 in der ersten Stufe ein. Die zweite Stufe ein RD‑801 und eine optionale dritte Stufe ein RD‑809K. Der Durchmesser von 3,90 m entspricht dem der Majak-M1. Bei 61 m Höhe hat sie ein Startgewicht von 495 t mit zwei und 515 t mit drei Stufen. Mit 15,1 t in den LEO oder 6,5 t in den GTO hat sie die Nutzlast der Zenit.
Die beiden Heavy-Versionen Majak-H1 und H2 entstehen aus der Majak M2, indem man einfach die erste Stufe zweimal oder viermal als Booster hinzunimmt. Bei einer Startmasse von bis zu 1.236 t transportiert die Majak H1 45,5 t in den LEO-Orbit und 16 t ohne und 19 t mit dritter Stufe in den GTO. Die Majak H2 mit fünf gleichzeitig gezündeten ersten Stufen setzt 20 Triebwerke in der ersten Stufe ein, hat eine Startmasse von 2.015 t und transportiert 70,1 t in den LEO und bis zu 30,2 t in den GTO.
Das Konzept der Majak ist weitaus näher dem Ansatz der Angara, alle bisherigen Typen zu ersetzen. Die Familie kommt mit drei Triebwerken aus, sieben Stufen und deckt einen Nutzlastbereich von 1,5 bis 70 t ab. Die Angara dagegen mit fünf Triebwerken und neun Stufen bei maximal 40 t Nutzlast. Da Juschnoje aber in der Ukraine liegt, war spätestens mit dem Beginn der Ukrainekrise 2014 das Projekt gestorben.
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:
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.
© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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