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Immer wieder gibt es Triebwerke, die lange im Einsatz sind, oder die eingelagert und später "verbraucht" werden. So die H-1 die als RS-27 bis 1989 eingesetzt wurden. Doch die NK-33 ragen aus dieser Masse heraus, weil sie heute noch, 40 Jahre nach dem Produktionsende gefragt sind.
Dei NK-33 und NK-43 entstanden aus den NK-15 und NK-19. Diese beiden Triebwerke waren für die ersten drei Stufen der N-1 (30 NK-15 in der ersten und 8 in der zweiten Stufe und 4 NK-19 in der dritten Stufe) entwickelt worden.
Die Entwicklung des NK-15 erfolgte erst 1962, wesentlich später als die Entwicklung des F-1 der Saturn V. Ab
1963/64 gab es eine 1:2 Attrappe und erst zwischen Oktober und Dezember 1967 durchlief es die Testphase. Zu diesem Zeitpunkt waren
die UdSSR schon weit hinter den Amerikanern, die erste Saturn V hatte ihren Erstflug am 9.11.1967. Später verfuhr man mit den
Triebwerken wie bei der Serienbauweise von anderen Gütern: Anstatt jedes zu testen wurde aus einer Charge eines herausgegriffen
und intensiven Tests unterzogen welche die Einsatzbedingungen übertreffen und bis zur Zerstörung gingen. Die anderen
Triebwerke einer Charge wurden bei erfolgreichen Tests als qualifiziert angesehen, ansonsten die ganze Charge verworfen. Insgesamt
war das gesamte NK-15 Entwicklungsprogramm von Zeitdruck und Kostenproblemen geprägt, was auch zu dem Einsatz unausgereifter
Triebwerke führte.
Nachdem man bei den ersten beiden Flügen sah, dass die NK-15 und das Steuersystem KORD nicht den Vorgaben genügten entwickelte Kusnezov ab Juli 1970 auf Basis der NK-15 das NK-33 Triebwerk. Es war ein Triebwerk der zweiten Generation und nicht einfach nur ein verbessertes NK-15. Ziel war ein erheblich zuverlässigeres Triebwerk mit wesentlich längerer Sollbetriebszeit. Anders als das NK-15 war das NK-33 bis zu fünfzehnmal wiederzündbar. Es war so möglich jedes Triebwerk vor dem Start zu erproben. Die bisherige Überprüfung einer Charge wich nun einzelnen Tests jedes Triebwerks vor dem Einbau in der Rakete. Auch hier näherte man sich der Saturn V an, bei dem das F-1 Triebwerk wiederzündbar war und ausgelegt für die mehrfache Sollbetriebszeit, obwohl es bei der Saturn V nur einmal gezündet werden musste und lediglich 150 Sekunden lang brannte.
Analog verbesserte man auch die Triebwerke NK-19 der dritten Stufe und entwickelte aus Ihnen die Triebwerke NK-43. Die
Erprobung der NK-33 und NK-39 (Version des NK-33 für die zweite Stufe mit Anpassungen an den Betrieb in großer Höhe)
fanden bis zum September 1972 statt und bei den NK-39 war die Erprobung erst im November 1973 abgeschlossen. Zu diesem Zeitpunkt war
das Apollo Programm schon beendet. Weitere Tests der NK-33 und NK-43 fanden bis 1975 statt.
Geplant war eine Version der Mondrakete, welche die geforderten 95 t Nutzlast in einen Erdorbit transportieren konnte. Für heutige Verhältnisse wurde enorm viel getestet. Von den Triebwerken NK-15 / NK-15V die in der Mondrakete in den ersten beiden Stufen eingesetzt wurden nicht weniger als 199 Entwicklungsexemplare und 382 Serienexemplare gebaut. Diese absolvierten 832 Tests mit einer Gesamtbrenndauer von 86.000 Sekunden. Zum Vergleich die F-1 Triebwerke der Saturn V absolvierten sogar 2471 Tests bis zum ersten Flug und die Haupttriebwerke des Space Shuttle 730 Tests. Die Endung "V" für die Triebwerke der zweiten Stufe zeigt, dass diese für den Betrieb im Vakuum optimiert waren und eine viel längere Glockendüse hatten, als die NK-15 der ersten Stufe. Ansonsten waren die Triebwerke der ersten und zweiten Stufe identisch.
Dasselbe galt für dritte und vierte Stufe. Auch hier waren die Triebwerke identisch. Auch hier setzte die dritte Stufe 4 Triebwerke und die vierte nur eines ein. Technisch gesehen wurde der Mondlandekomplex L-3 zu dem die vierte Stufe schon gehörte von einem anderen Konstruktionsbüro entwickelt. Dieses griff für die fünfte Stufe auf ein Triebwerk des Typ RD-58 zurück, also keines der NK Serie von Kusnezow.
Die erste Version der Mondrakete setzte folgende Triebwerke ein:
Für spätere Versionen der Mondrakete wurden die moderneren Varianten NK-33 (Erststufe) und NK-43
(Zweitstufe) entwickelt. Diese kamen nicht mehr zum Einsatz. Ab Exemplar 8 sollten die NK-33 und NK-43 die NK-15 ersetzen. Die 250
Triebwerke, die dafür gebaut wurden, absolvierten sogar 677 Tests mit 108.000 Sekunden Brenndauer. Dabei gab es 35 Probleme.
Wobei die letzten 246 Tests des NK-33 und die letzten 86 des NK-43 ohne Probleme verliefen. Die Triebwerke gelten anders als die
NK-15/19 als ausgereift, leider wurde das Mondprogramm eingestellt, bevor ein NK-33 / NK-43 Triebwerk in einer Mondrakete eingesetzt
werden konnte.
Die Triebwerke waren noch leistungsfähiger, als ihre Vorgänger. Sowohl der Schub war höher als auch die Ausströmgeschwindigkeit der Gase. Der Brennkammerdruck wurde sogar verdoppelt. Es handelt sich um Hochdrucktriebwerke nach dem Prinzip des Hauptstromverfahrens, oder im englisch Sprachgebrauch "staged Combustion". Hier die Kerndaten des NK-33:
Die Reduzierung des Schubs macht das vorzeitige Abschalten von sechs Triebwerken zu Brennschluss der ersten Stufe nicht mehr notwendig und es erlaubt die Fähigkeit mit wechselnden Mischungsverhältnissen auszukommen, die Treibstoffe vollständig zu verbrauchen. Eine derartige Technik wurde in der Saturn S-I und S-IVB Stufe eingesetzt, war aber für die N-1 zumindest bei der ersten Generation nicht geplant.
Das NK-43 ist anders als das NK-15V wiederzündbar. Die Triebwerke können bis zu 16.000 Sekunden (oder maximal 17 Zündungen) ohne Überholung betrieben werden und haben eine Lebensdauer von maximal 25.000 Sekunden oder 25 Zündungen. Diese hohe Lebensdauer erlaubt es auch ein Triebwerk ausgiebig zu testen bevor man es in die Rakete einbaute. Viel spricht also dafür, dass man die Triebwerksprobleme mit dieser zweiten Generation gelöst hatte.
Sowohl NK-15 wie auch NK-33 verbrannten Sauerstoff und Kerosin im Verhältnis von 2.80:1. Im Vorbrenner wurde das Arbeitsgas für die Turbine erzeugt indem der Sauerstoff im Überschuss verbrannt wurde. Das Arbeitsgas wurde dann in die Brennkammer zur Nachverbrennung eingespritzt. Die Leistung der Turbine und damit des Triebwerks konnte variiert werden indem man den Sauerstoffüberschuss variierte. Bei dem NK-33 betrug das Regelungsverhältnis 50 bis 105 Prozent des Nominalschubs. Eine Erhöhung bis auf 135 Prozent des Nominalschubs ist möglich, wenn man Abstriche an der Gesamtbrenndauer macht. Sauerstoffreiche Vorbrenner werden auch in den Triebwerken RD-170/171, 180 und 191 eingesetzt, die noch etwas höhere Leistungsdaten als das NK-33 aufweisen. In den USA wurde dies Technologie nie eingesetzt, zahlreiche russische Triebwerke werden aber nach dem Prinzip des Staged Combustion betrieben und alle nutzen Kerosin/Sauerstoff. Die Düse besteht aus zwei Lagen Wellblech die verschweißt wurden, diese einfache Konstruktion hat eine sehr hohe Festigkeit und kann leicht von dem Kerosin zur Kühlung durchflossen werden. Das NK-43 setzt zur besseren Ausnutzung des Energiegehaltes eine längere Düse ein, unterscheidet sich sonst aber nicht von dem NK-33.
Ein Teil des Arbeitsgas diente nach Passage der Turbine zur Lageregelung der Rakete um die Rollachse indem es durch 8 Düsen freigesetzt wurde. Andere Teile des Arbeitsgases wurden mit Kerosin versetzt, damit abgekühlt und dienten zur Druckbeaufschlagung des Kerosintanks. Der überwiegende Teil wurde jedoch in die Brennkammer mit dem Treibstoff eingespritzt und diente so zur Druckerhöhung. Das Triebwerk verwandte als eines der ersten russischen Triebwerk also einen geschlossenen Kreislauf. Anders als bei vielen anderen russischen Treibwerken gab es auch nur eine Brennkammer pro Turbine.
Die Triebwerke der Herkules mussten an der Grenze des technisch möglichen arbeiten. Das lag daran dass man auf Wasserstoff als Treibstoff verzichtet hatte. Dieser Treibstoff war damals noch technisches Neuland und bereitete besondere Probleme wegen seiner niedrigen Temperatur. Durch die Verwendung von Wasserstoff bei der Saturn V in den oberen 2 Stufen konnte diese bei gleicher Startmasse jedoch erheblich mehr Nutzlast als die Herkules transportieren, obwohl Wernher von Braun bewusst bei allen Triebwerken konventionelle Ansätze wählte, der Sicherheit wegen.
Die Triebwerke der N-1 mussten dagegen das Maximum an Leistung herausholen, was man aus der Treibstoffmischung Kerosin/Sauerstoff gewinnen kann. So gab es einen geschlossenen Kreislauf, der die Treibstoffausnützung verbesserte. Das Mischungsverhältnis Sauerstoff zu Kerosin ist hoch (höhere Brennkammertemperaturen) und der Brennkammerdruck ist hoch. In der Tat gibt es bis heute kein Triebwerk für diese Treibstoffkombination mit einem höheren spezifischem Impuls - der wichtigsten Kenngröße für ein Triebwerk. In vielen Designmerkmalen ähneln die späteren NK-33/43 Triebwerke mehr dem Space Shuttle Triebwerk als dem F-1 der Saturn. Trotzdem ist die Treibstoffkombination der Wasserstoff unterlegen und die N-1 beförderte eine geringere Nutzlast als die Saturn V.
| Größe | NK-15 | NK-15V | NK-33 | NK-43 |
|---|---|---|---|---|
| eingesetzt in | 1 Stufe | 2 Stufe | 1 Stufe | 2 Stufe |
| interner Produktcode | 11D52 | 11D52V | 11D111 | 11D112 |
| Entwicklungszeitraum | 1962-1972 | 1962-1972 | 1970-1974 | 1969-1974 |
| Einsatz | N-1 Flug 1-7 | N-1 Flug 1-7 | N-1F Flug 8ff | N-1F Flug 8ff |
| Höhe | 2.70 m | 2.34 m | 3.71 m | |
| Breite | 1.50 m | 2.00 m | 1.50 m | 2.50 m |
| Gewicht | 1247 kg | 1345 kg | 1340 kg | 1396 kg |
| Schub Boden | 1510 kN | 1510 kN | ||
| Schub Vakuum | 1544 kN | 1648 kN | 1680 kN | 1755 kN |
| spez. Impuls Boden | 2913 m/s | 2923 m/s | . | |
| spez. Impuls Vakuum | 3118 m/s | 3393 m/s | 3247 m/s | 3404 m/s |
| Brennkammerdruck | 78.5 Bar | 78.5 Bar | 145.7 Bar | 145.7 Bar |
Sehr deutlich bei Gegenüberstellung der technischen Daten sieht man wie nicht nur die Zuverlässigkeit sondern auch Schub und Energieausbeute gesteigert wurden. Für das NK-43 wird eine Zuverlässigkeit von 99.85 % angegeben. Gilt diese auch für das NK-33 so wäre ein Ausfall eines der 30 Triebwerke der ersten beiden Stufen nur zu 5.6 % wahrscheinlich. Bei vielen anderen Raketen ist man zufrieden wenn ein Triebwerk eine Zuverlässigkeit von 99% hat. Dieser Wert ist zum Beispiel für die Ariane 5 die Designvorgabe.
Russland baute insgesamt 208 NK-33 und 42 NK-43 Triebwerke. Davon waren 107 für den Flugeinsatz vorgesehene Serienexemplare. Der Rest wurde für Tests gebaut.
1974 wurden alle Arbeiten an der N-1 eingestellt. Während viele Teile der Raketen sehr praktisch verwendet wurden (als Garagendächer, für Sandkästen etc.) oder verschrottet wurden, entging der Großteil der NK-33 Triebwerke diesem Schicksal. Sie wurden in einem Warenlager eingelagert. Wie viele Triebwerke überlebten, darüber gibt es keine zuverlässigen Zahlen. Es wird die Zahl 150 genannt. Heute (2011) existieren mit Sicherheit noch 66 Triebwerke (36 in den USA, 30 in Samara) die einsatzbereit sind. Ob es noch weitere gibt und in welchem Zustand sich diese befinden ist ungeklärt. Es gab in der Folge zahlreiche Ideen, die Triebwerke auch in russischen Raketen zu verwenden. Keiner dieser Vorschläge wurde jedoch umgesetzt, obwohl einige recht jung sind (Angara 5-SLK, Sojus 1, 2-3). Wie bei anderen Trägerprojekten Russlands fehlte das Geld für die dafür notwendigen Entwicklungsarbeiten. So kam Bewegung erst als sich die amerikanische Firma Kistler für die Triebwerke für ihre Kistler K-1 interessierte.
Da das Triebwerk einige Eigenschaften hat die ungewöhnlich sind, so die hohe Sollbetriebsdauer, die Fähigkeit mit unterschiedlichen Mischungsverhältnissen betrieben zu werden und ein sehr größer Bereich des Nennschubs, passte es in die Konzeption zahlreicher Raketen. Wichtig war dabei sicher die hohe Betriebsdauer: dies erlaubt es jedes Triebwerk vor dem Einbau mit der Sollbetriebsdauer erneut am Boden zu testen. Das ist bei den nun fast 40 Jahren alten Triebwerken nötig, um wirklich auf Nummer sicher zu gehen.
Auch in Russland überlegte man wie man das NK-33 einsetzen konnte. Dabei war vor allem interessant, dass ein NK-33 mehr Schub hatte als das RD-107/108 der Sojus, trotz vier Brennkammern beim RD-107. Es liefert 50% mehr Schub, ist fast gleich schwer und die Ausströmgeschwindigkeit der Gase als Maß für die Effizienz des Antriebs ist um 10% höher. So wurde überlegt das RD-107/8 zu ersetzen.
Da die Sojus eine viel höhere Flugrate als die US-Typen hat (2010: 13 Starts, davon 12 von Russland und einer von Starsem durchgeführt), wäre für den Einsatz in der Sojus eine Neuaufnahme der Produktion notwendig gewesen, da die bekannten flugfähigen Triebwerke sonst nur für (je nach Anzahl der eingesetzten Triebwerke) wenige Monate bis maximal 3 Jahre gereicht hätten.
Unter der Bezeichnung Yamal (oder Geos) wurde das Konzept der Rus als Sojus Nachfolger weiter verfolgt. Da die RUS als zuerst favorisierter Sojus Nachfolger zu teuer wurde, beschränkte man bei der Yamal die Änderungen und reduzierte die Zahl der neuen Elemente. So sollten die Tanks der Rakete nicht erweitert werden. Die vier Außenblocks wurden unverändert übernommen. Das zentrale Triebwerk in Block A aber durch wahlweise ein NK-33 oder ein RD-0120 ersetzt werden. Diese Idee wurde in der Folge bei verschiedenen Modifikationen wieder aufgegriffen. Neu war eine nicht genauer definierte Oberstufe namens „Taimyr“. Sie hätte den Block L der Molnija ersetzt und sollte das Triebwerk RD-0161 mit rund 20 kN Schub einsetzen.
Eine zweite Sojus Variante war die Aurora. In ihr wären die RD-107 des Außenblocks durch RD-107A und das Zentraltriebwerk durch ein NK-33 ersetzt worden. Da das NK-33 über einen höheren Schub als das RD-108 verfügt, wäre der Durchmesser des LOX-Tanks der Zentralstufe auf 3,40 m vergrößert worden. Dies war auch wegen des veränderten Mischungsverhältnis notwendig.
Die Aurora war als kommerzielle Rakete gedacht, und nicht primär für den Start russischer Nutzlasten. Die Ende der neunziger Jahre stark sinkenden Startzahlen bei Transporten in den GTO und die Möglichkeit die Sojus von Kourou aus zu starten, führten zum Einstellen des Projektes.
Eine neue Variation der Sojus ist die Sojus 1. Anders als die früheren Projekte handelt es sich nicht um eine leistungsstärkere Version, sondern um eine Trägerrakete im Nutzlastbereich der Rockot und Dnepr. Die Sojus 1 hat keine Booster. Der Block A wird von einem einzelnen NK-33 Triebwerk angetrieben. Der Durchmesser der unteren Sektion verjüngt sich auf 2,05 m. Die erste und zweite Stufe sind die gleichen wie bei der Sojus 2-1b. Dazu kommt eine Verkleidung des Typs „Yantar“, die auch für militärische Starts der Sojus eingesetzt wird. Die Sojus 1 wiegt beim Start 136 t, hat eine Höhe von 44,00 m und einen Startschub von 1.550 kN. Die Nutzlast soll 2.850 kg in einen 200 km hohen Orbit von Baikonur aus betragen. Die Sojus 1 existiert bisher nur auf dem Papier. Sie hat den Vorteil durch die weitgehende Übernahme der bisherigen Stufen kompatibel zu den Launchpads der Sojus 2 zu sein.
Ersetzt man dagegen in der Sojus 2-1b in der Zentralstufe das RD-108A durch ein NK-33, so erhält man die Sojus 2-3. Das schwenkbare NK-33-1 macht auch die vier Vernierdüsen überflüssig. Sein um rund 80 t höherer Schub erlaubt es, Block-A auf einen Durchmesser von durchgehend 2,66 m zu erweitern. Die Startmasse der Sojus 3 liegt bei rund 335,5 – 340 t. Dies sind rund 25 t mehr als bei der Sojus 2-1b. Bei einer Höhe von 47,00 m bringt die Sojus 2-3 zwischen 10 und 10,7 t in einen erdnahen Orbit (verglichen mit 8,3-9,2 t bei der Sojus 2) und 2,48-3,9 t in den GTO Orbit (mit der Fregat Oberstufe, Start von Baikonur aus: normale Sojus: 1.800 kg). Die Leistung liegt so um rund 20 % höher als bei der Sojus 2-1b.
Eine von RSC Energija vorgeschlagene neue Rakete hätte in der ersten Stufe ein NK-33 Triebwerk und als zweite Stufe einen Block DM in der Sealaunch Variante eingesetzt.
Da traf es gut, dass Russland durch das eingestellte N-1 Mondlandeprogramm über überzählige Triebwerke
der Mondrakete N-1 "Herkules" verfügte. Kistler sicherte sich die Vorkaufsrechte an 58 Triebwerken
des Typs NK-33 (verwendet in der ersten Stufe der Mondrakete) und 18 des Typs NK-43 (verwendet in der zweiten Stufe der
Mondrakete).
Aerojet, ein bekannter amerikanischer Entwickler von Triebwerken (unter anderem für die Titan und Delta) bekam den Auftrag diese zu testen und modernen Anforderungen anzupassen. Aerojet kaufte 36 Triebwerke und bezahlte für einen einen Betrag von 1,1 Millionen Dollar. Am 12.3.1998 fand der erste Test eines NK-33 Triebwerks bei Aerojet statt. Über 145 Sekunden wurde der Schub zwischen 803 und 1607 kN variiert.
Die Kistler K-1 sollte zuerst 3 NK-33 Triebwerke in der ersten Stufe und ein einzelnes NK-43 Triebwerk in der zweiten Stufe verwenden. Für den Landeanflug muss man aber ein Triebwerk nochmals zünden und die ursprünglichen NK-33 Triebwerke besaßen diese Fähigkeit nicht. Man hat daher ein NK-33 modifiziert, dass es wie das NK-43 wiederzündbar ist. Dieses zentrale Triebwerk muss den Abstieg durchführen. Nach einer Überarbeitung durch Aerojet heißen die Triebwerk nun AJ26-58 (NK-33), AJ26-59 (wiederzündbares NK-33) und AJ26-60 (NK-43). Weitere Modifikationen umfassten den Austausch von Teilen aus Gummi, Treibstoffleitungen und eine neue Elektronik. Kistler plante eine wiederverwendbare Trägerrakete. Jedes Triebwerk sollte sieben bis zehnmal eingesetzt werden. So hätten die 36 Triebwerke für mindestens 100 Starts gereicht.
Kistler kam in finanzielle Schwierigkeiten, als Investoren nach dem Einbruch der Aktienmärke beim Platzend er "Dot.com" Blase absprangen. Die Firma ging in Chapter 11, konnte sich aber nicht selbst daraus befreien und wurde 2006 von Rocketplane aufgekauft, die sich mit der Kistler K-1 um die COTS Aufträge bewarb und auch im September 2006 einen Auftrag über 207 Millionen Dollar bekam. Bis die NASA entdeckte, dass die Firma nicht über die Mittel für die Entwicklung verfügte und den Vertrag wieder kündigte waren 32 Millionen Dollar an Rocketplane gezahlt worden.
Auch Kelly Aerospace wollte diese Triebwerke im Astroliner LV einsetzen. Es kam jedoch niemals zu einer echten Entwicklung dieser Rakete. Hier die Daten von Aerojet von den NK-33 in der Kistler (etwas abweichend von den in der N-1F, da auch das Mischungsverhältnis erniedrigt wurde und sie beim 104% Schublevel betrieben wurden).
| AJ26-58 | AJ26-59 | AJ26-60 | |
|---|---|---|---|
| Schub Vakuum | 1720 kN | 1720 kN | 1791 kN |
| Schub Meereshöhe | 1543 kN | 1543 kN | - |
| Spezifischer Impuls Vakuum | 3249 m/s | 3249 m/s | 3386 m/s |
| Spezifischer Impuls Meereshöhe | 2914 m/s | 2914 m/s | - |
| Brennkammerdruck | 145.4 Bar | 145.4 Bar | 145.4 Bar |
| Mischungsverhältnis LOX:Kerosin | 2.586 | 2.586 | 2.592 |
| Länge | 371 cm | 371 cm | 400 cm |
| Durchmesser | 150 cm | 150 cm | 251 cm |
| Gewicht | 1408 kg | 1459 kg | 1525 kg |
| Entspannungsverhältnis | 27 | 27 | 80 |
| Schwenkbereich | ± 6 Grad | ± 6 Grad | ± 6 Grad |
| Drosselungsbereich | 50-114 % | 50-114 % | 55-114 % |
Schon vorher hatte sich Lockheed Martin für die NK-33 interessiert als antrieb für die Atlas IIAR - sie wurde später in Atlas III umbenannt. Schon 1995 wurden einige NK-33 bei Aerojet getestet - dies führte später dazu, dass man die Triebwerke für Kistler erwarb. Doch die Firma konnte Energomasch als Partner gewinnen, welche die RD-171 Triebwerke der Zenit von vier auf zwei Brennkammern reduzierten. Das daraus entstandene RD-180 hatte mehr als den doppelten Schub des NK-33, sodass nur eines anstatt zwei Triebwerke nötig waren und vor allem war es neu und noch in der Produktion. So verwarf Lockheed Martin diese Option.
Auch in der japanischen J-1 waren die Triebwerke vorgesehen. Da hier nur eines eingesetzt werden sollte und es nur wenige Starts dieser Trägerrakete geben sollte, war die begrenzte Anzahl kein Hindernis. Doch kam es nicht zu einem Entwicklungsbeginn. Später gründeten JAXA und Lockheed-Martin das Joint Venture Galaxy Expresss und die J-1A wurde in "GX" umbenannt. Nun war aber der Einsatz der Atlas III Erststufe vorgesehen und keine Rede mehr von dem NK-33. Mit dem NK-33 sollte die J-1A 3,5 t in einen LEO Orbit befördern.
Nasch so vielen Projekten überrascht es wirklich, dass es nun tatsächlich zu einem Einsatz der NK-33
Triebwerke kommen wird. Orbital Sciences Corporation (OSC) wird diese in ihrer Trägerrakete Taurus II einsetzen.
Die erste Stufe setzt zwei überholte NK-33 Triebwerke von Aerojet ein. Sie werden wegen der schweren Erststufe im 108% Schubniveau betrieben. Aerojet verfügt über 36 Triebwerke und in einer Lagerhalle in Samara sollen noch weitere 30 einsatzbereite Triebwerke stehen. Damit könnten 33 Flüge der Taurus II durchgeführt werden (nur mit den US-Triebwerken: 18). Aerojet verhandelt seit 2010 auch über eine Neuaufnahme der Produktion des Antriebs in Russland. Jedes der alten Triebwerke wird vor dem Einbau einem Akzeotanztest (Betrieb über die Dauer beim Taurus II Flug) im NASA Stennis Test Center unterzogen. Im März 2010 begannen Tests in Samara, Russland, wobei jedes Triebwerk insgesamt 600 s lang betrieben werden soll, also deutlich länger als später in der Taurus II. Im November 2010 begannen dann auch die ersten Tests bei Aerojet in den USA. Rechnet man die Tests dazu, die noch im N-1 Programm erfolgten, so werden die Triebwerke bis zum Jungfernflug über 1.500 Zündungen und 194.000 s Betriebszeit akkumuliert haben. Die Akzeptanztests verliefen so gut, dass der letzte (von drei) Tests über die volle Betriebsdauer ausgesetzt wurde.
Allerdings schlug der Flugerprobungstest, denn jedes Triebwerk vor dem Einbau durchläuft, im Juni 2011 bei einem Triebwerk fehl, als eine Treibstoffleitung leckte und sich ein Feuer bildete. Der Teststand muss repariert werden. Nun wird der Jungfernflug der Taurus II zumindest verschoben. Da die Treibstoffleitungen zu den Teilen gehört die von Aerojet ausgetauscht wurden, trifft die NK-33 keine Schuld. Nun müssen diese Teile bei etwa einem Drittel der Triebwerke ausgetauscht werden. der Jungfernflug der Taurus verschob sich so um zwei Monate von Oktober auf Dezember 2011.
Die Taurus II soll 5.2 t in einen Orbit befördern. Eine vergrößerte zweite Stufe soll die Nutzlast in einigen Jahren auf 6,0 t anheben. Pläne für eine noch leistungsfähigere zweite Stufe wurden inzwischen aufgegeben. Orbital rechnet mit mindestens 3 und hofft auf maximal 5-6 Flüge pro Jahr, vor allem zur ISS, aber auch für die wenigen Nutzlasten der NASA und anderer Kunden der Delta II Klasse die es noch gibt. Die Taurus II kann diese auch bei Tiefenraummissionen ersetzen, wenn sie eine zusätzliche dritte Stufe einsetzt. Hauptnutzlast wird aber die Cygnuskapsel sein. OSC hat einen Auftrag für 2 Erprobungsflühe und 8 Versorgungsflüge bis 2015. Dieser könnte dann verlängert werden, da derzeit auch diskutiert wird die ISS bis 2020 zu betreiben. Bei 4 Flügen pro Jahr würden die vorhandenen Triebwerke rund 8 Jahre riechen, das deckt sich mit den derzeitigen Plänen die ISS bis maximal 2020 zu betrieben.
Am 17.6.2011 gaben Aerojet und Teledyne Brown bekannt, dass sie sich um die Ausschreibung des Space Launch Systems - einer Schwerlastrakete mit einer Nutzlast von über 70 t bewerben. Sie wollen eine schubgesteigerte Variante des NK-33 in den USA produzieren (Aerojet erwarb auch die Konstruktionsunterlagen und die Lizenz zur Produktionsneuaufnahme), die aber einen höheren Schub von 500 klb (2224 kN) aufweist.
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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