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Die Baikal ist eine von GKNPZ Chrunitschew vorgeschlagene
wiederverwendbare Version der Angara 1.2. Baikal ist 28,10 m lang, hat eine Spannweite von 17,10 m und eine Höhe von 8,50 m. Es wiegt
beim Start 168,9 t, bei der Landung noch 17,9 t. Es bringt die Nutzlast mit der Oberstufe auf eine Geschwindigkeit von 5640 m/s und kehrt
dann nach einem 384 km Flug wieder zum Startort zurück und landet dort mit 280 km/h. Dazu nutzt er ein Düsentriebwerk in der Nase mit 5 t
Schub.
Die erste Stufe, ein geflügeltes URM wiegt beim Start 130,4 t. Davon sind 109,7 t nutzbarer Treibstoff. Sie bringt die zweite Stufe (einen Block I der Angara) in 75 km Höhe, wo er zündet und eine Nutzlast von 1,9 t in einen LEO-Orbit befördert. Der Block I wiegt 35,9 t betankt und 3,7 t ohne Treibstoffe. Zusammen mit Nutzlastverkleidung und Block I hat Baikal eine Gesamtlänge von 44,00 m. Für Baikal muss das RD-191 wiederverwendbar sein. Das ist derzeit nicht der Fall. Angestrebt wird ein zehnmaliger Einsatz, eventuell steigerbar auf 25 Flüge. Ob Baikal jemals gebaut wird, ist derzeit noch offen.
Alle Angara Trägerraketen verwenden eine gemeinsame
erste Stufe, das englisch URM (Universal Rocket Module) oder russisch CCBU abgekürzt wird. Die verschiedenen Versionen unterscheiden
sich in der Anzahl der gebündelten URM und unterschiedlichen Oberstufen. In der Baikalversion ist dieses URM mit Flügeln versehen, besitzt
ein Triebwerk mit eigenem Treibstoff und hat rund die doppelte Leermasse wie ein normales URM (20,7 anstatt 10,5 t). Davon sind 2,8 t Treibstoff
für das Düsentriebwerk, das rund 500 km von der Abtrennung zur Basis zurücklegen muss.
Als einzige Stufe der Angara Familie verwendet das URM ein neues Triebwerk, das RD-191: Das RD-191 ist eine Einkammerversion des RD-171, das die erste Stufe der Zenit antreibt. Das RD-171 hat vier Brennkammern, angetrieben von einem einzelnen Gasgenerator und jeweils zwei Turbopumpen. Aus dem RD-171 wurde im Auftrag von Lockheed-Martin eine Zweikammerversion entwickelt, das RD-180. Dieses wird bei der amerikanischen Atlas eingesetzt und bisher gab es mit diesem Triebwerk keine Probleme. Es verfügt durch zwei Brennkammern nur über den halben Schub des RD-171. Bei dem RD-191 ist nun erneut eine Brennkammer eingespart worden. Es ist nun ein Triebwerk mit einer Brennkammer und einer Turbopumpe und einem Gasgenerator. Der Schub beträgt nun nur noch die Hälfte eines RD-180 oder ein Viertel des RD-171. Da die Anforderungen an die Turbopumpe so viel geringer sind, stehen die Chancen gut, dass das RD-191 ein sehr zuverlässiges Triebwerk ist.
Das RD-191 ist zur Schubregelung hydraulisch schwenkbar. Es wurde seit 2001 entwickelt und erstmals Ende 2006 getestet. Es arbeitet bei einem Brennkammerdruck von 253 bar. Es ist im Schub regelbar von 70 auf 105 % (kurzzeitig). Auch diese Anforderungen sind geringer als beim RD-171, das auf 56 % Schub heruntergefahren werden konnte. Jedes RD-191 ist 4,00 m hoch, hat einen maximalen Durchmesser von 1,46 m und wiegt 2.200 kg. Es weist ein Entspannungsverhältnis von 64,56 auf und verbrennt LOX und Kerosin im Verhältnis 2,6 zu 1.
Das RD-191 hat noch zwei weitere Funktionen: An ihm befindet sich ein Wärmeaustauscher, der das flüssige Helium verdampft und dadurch Heliumgas für die Druckbeaufschlagung der Tanks erzeugt. Ein Teil der Turbinenabgase wird benutzt, um die Hydraulik unter Druck zu setzen und damit auch die aerodynamischen Ruder zu betätigen.
Neu ist auch eine Überwachung des Triebwerks durch einen direkt am Triebwerk angebrachten Mikrocontroller, wie dies auch vom SSME bekannt ist. Die Daten werden an den Boden gesandt. Sie können aber auch von einem Notfallsystem genutzt werden, um rechtzeitig vor einem kritischen Zustand bei einer bemannten Mission die Besatzung in Sicherheit zu bringen.
Im Dezember 2008 wurde die Entwicklung des Triebwerks durch NPO Energomasch abgeschlossen. Im Januar begannen die
Tests eines URM. Im Juli 2009 konnte der Abschluss der ersten Testserie gemeldet werden. Jedes URM ist 25,80 m hoch, bei einem durchgehenden
Durchmesser von 2,90 m. Die beiden Tanks sind getrennt. Der Kerosintank befindet sich unten, der Tank für den flüssigen Sauerstofftank oben.
Die Treibstoffleitungen des Sauerstofftanks führen an der Außenseite des Kerosintanks zum Triebwerk.
Die zweite Stufe soll das RD-0124A einsetzen. Es ist eine Variation des neuen Block I der Sojus 2. (Siehe S.40). Auch hier konnte Russland auf Vorentwicklungen zurückgreifen, da schon bei der Sojus 2 das RD-0124A das alte RD-0124 ersetzt hat. Das RD-0124A wurde seit 1993 entwickelt und ist eine Fortentwicklung des alten RD-110 Triebwerks. Der Brennkammerdruck wurde von 70 auf 160 bar erhöht, wodurch ein spezifischer Impuls von 3520 m/s resultiert. Seit 2001 ist dieses Triebwerk im Einsatz. Es besitzt vier Brennkammern und erzeugt einen Schub von 294-297,7 kN bei einer Masse von 480 kg. Das RD-0124A ist nur einmal zündbar. Verbrannt wird Sauerstoff mit Kerosin im Verhältnis von 2.6:1. Die Block I Version für die Angara ist schwerer als bei der Sojus und wiegt vollbetankt etwa 40 anstatt 30 t. Bei der Baikal kann diese Treibstoffmenge nicht ausgenützt werden. Weiterhin beträgt der Durchmesser 3,60 anstatt 2,66 m. Der Sauerstofftank und Kerosintank sind getrennt und bestehen aus je zwei identischen Kugelschnitten und einem unterschiedlich langen zylindrischen Zwischenstück.
Die Angara 1.2 setzt die gleiche Konfiguration wie Baikal ein, transportiert aber 3.700 kg anstatt 1.900 kg Nutzlast in einen Orbit. Die verdoppelte Leermasse der ersten Stufe, zusammen mit einem nicht so stark gefüllten Block I kosten also rund 50 % Nutzlast. Da Block I immer verloren geht müssen die Einsparungen durch Wiederverwendung der ersten Stufe sehr hoch sein, muss diesen Verlust an Nutzlast zu kompensieren. Dies dürfte nur gegeben sein, wenn keine oder nur wenige Wartungsarbeiten an dem gelandeten Baikal Booster notwendig sind.
Ein einzelner Booster macht keinen großen Sinn. So schlägt GPNZ Chrunitschew auch vor, die Baikal Erststufe anstatt den URM der Angara 3 und 5 zu verwenden. Eine einzelne Angara Stufe bildet dann die Zentralstufe (nicht wiederverwendbar) und sie kann mit den entsprechenden Oberstufen der Angara ausgestattet werden (Block I / Breeze M und KVRD). Folgende Familienmitglieder wären möglich:
| Boosterzahl | 0 | 2 | 3 |
|---|---|---|---|
| Startgewicht: | 168,9 | 446 | 709 |
| Nutzlast LEO | 1,9 t | 9,3 t | 18,4-22 t je nach Oberstufe |
| Nutzlast GTO | - | 1,0 | 4,4-5,65 t je nach Oberstufe |
Datenblatt Baikal Booster |
|||
|
Einsatzzeitraum: |
? |
||
URM |
Block I |
Breeze KM (optional) |
|
|---|---|---|---|
Länge |
28,10 m |
7,30 m |
2,68 m |
Durchmesser: |
2,90 m |
2,90 m |
2,50 m |
Startgewicht: |
130.400 kg |
35.900 kg |
6.300 kg |
Trockengewicht: |
20.700 kg |
3.700 kg |
1.100 kg |
Schub Meereshöhe: |
1.922 kN |
- |
- |
Schub Vakuum: |
2.080 kN |
294 kN |
19,6 kN |
Triebwerke: |
1 × RD-191 |
1 × RD-0124A |
1 × S5.98 |
Spezifischer Impuls |
3030 m/s |
- |
- |
Spezifischer Impuls |
3304 m/s |
3521 m/s |
3192 m/s |
Brenndauer: |
181 s |
300 s |
800 s |
Treibstoff: |
LOX/Kerosin |
LOX/Kerosin |
NTO/UDMH |
Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher
umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils
rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands,
Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel,
Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
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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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