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Angara

Seit Mitte der neunziger Jahre gibt es Pläne in Russland, die meisten existierenden Trägerraketen durch neue Typen zu ersetzen. Die Pläne liefen unter unterschiedlichen Bezeichnungen wie RUS oder die Angara.

Triebfeder ist nicht wie im Westen, dass die Trägerraketen nicht mehr den Erfordernissen genügen oder eine neue Generation billiger sein muss. Russlands Raketen reichen vollauf für die eigenen Nutzlasten und sie werden seit Jahrzehnten sehr preiswert gefertigt. Darüber hinaus setzte das START-II Abkommen, zur Abrüstung von Atomwaffen, auch zahlreiche Interkontinentalraketen frei, auf die Russland zurückgreifen könnte. Diese werden heute aber vornehmlich kommerziell westlichen Kunden angeboten.

Mit dem Fluss von Devisen durch den Verkauf von Erdgas, Erdöl und Kohle ist auch wieder Bewegung in Russlands Weltraumprogramm gekommen und nun wird anscheinend die Angara entwickelt, die seit 1994 propagiert wurde und ihren Erstflug schon 20005/6 absolvieren sollte. Seit 2001 wurde die Rakete in der heutigen Form bei verschiedenen Fachausstellungen vorgestellt.

Die Triebfeder für den Bau der Angara

Nach dem Zusammenbruch der Sowjetunion 1991 änderte sich für Russland vieles, auch für das Weltraumprogramm. Das wichtigste Startgelände, Baikonur liegt in Kasachstan, welches nun ein unabhängiger Staat ist. Nach einigen Jahren, in denen es Konflikte um die Nutzung von Russlands größtem und südlich gelegensten Weltraumbahnhof gab, hat sich im neuen Jahrtausend die Lage entspannt. Es gibt nun für Baikonur und das Sternenstädtchen, wo Ingenieure und Arbeiter wohnen, einen eigenen Status mit zwei Währungen und zwei Bildungssystemen. Wenn ein Fehlstart einer Proton oder Dnepr Gebiet in der Steppe verseucht, gibt es die obligatorischen Proteste von Kasachstan, jedoch verstummen diese bald, wenn eine entsprechende Ausgleichszahlung für die Schäden geleistet wird. Das ab 1990 aufgebaute neue Kosmodrom Swobodny in Sibirien wird daher nach einigen Starts auch wieder eingemottet. Dies soll die Gefährlichkeit der Treibstoffe Hydrazin und Stickstofftetroxyd, um die sich der Streit dreht, nicht verharmlosen. Es ist jedoch sinnvoll, die Anzahl der heutigen Starts zu vergleichen, mit den zahlreichen Tests von Interkontinentalraketen, mit denselben Treibstoffen in den letzten Jahrzehnten. Dann wird klar, das das Risiko heute viel geringer als früher ist und sicher alleine nicht der Grund eine neue Trägerrakete zu entwickeln.

Komplizierter ist die Lage bei den verfügbaren Trägerraketen. Die Zyklon und Zenit werden von dem ukrainischen Hersteller KB Juschnoje gefertigt. Das gilt auch für die Dnepr, die eigentlich das Potential hätte, die Zyklon (die nicht mehr gefertigt wird) abzulösen. Damit gab es für Russland ein Problem: Es fehlte nun im Arsenal eine Rakete mit 3-4 t und mit etwa 13-14 t Nutzlast. Man muss dann die teurere Sojus und die Proton einsetzen, auch wenn die Nutzlast für diese eigentlich zu klein ist. Die Starts der ukrainischen Zenit und Zyklon gingen dadurch rapide zurück. Die Angara soll eine Rakete aus rein russischen Bauteilen sein, und so mehr Unabhängigkeit verschaffen.

Pläne für die Angara gab es seit 1992, seitdem hat sich das Konzept gewandelt. Auch wechselte der Hauptkontraktor von RKK Energija zu Khrunitschew. Die ersten Pläne sahen noch das RD-170 als Triebwerk für die erste Stufe und das RD-0120 in der zweiten Stufe vor. Dabei sollte eine komplett neue zweite Stufe entstehen. Dies wandelte sich nach und nach zu dem heutigen Konzept. Dabei leisteten die Amerikaner ungewollt Schützenhilfe, da sie die Entwicklung des RD-180 für ihre Atlas Trägerrakete finanzierten. Dies erlaubte es einen Teil der Entwicklungskosten für das RD-191 zu sparen. Als Oberstufen waren damals wie heute die Breeze KM und Breeze M vorgesehen. Die Nutzlastverkleidungen sollten von bestehenden Trägern (Rockot, Proton) übernommen werden. Seit etwa 2001 hat sich das Konzept der Angara kaum gewandelt.

Das Konzept

Basis der Angara ist es zum einen schon erprobte und verfügbare Technologie einzusetzen. Zum anderen durch Standardisierung mit wenigen Komponenten, einen breite Palette von Trägern ermöglichen. Weiterhin will man die nun 40-50 Jahre alten Triebwerke in der Sojus und Proton durch modernere ersetzen. Die Entwicklungskosten sollen dabei minimal sein, soweit es geht, greift man also auf bewährte, wenn möglich schon im Einsatz befindliche Hardware zurück. Dadurch soll auch die Übergangszeit, bei der man die alten Träger weiterhin einsetzt, möglichst kurz sein.

Alle Daten hier sind vorläufig, es gibt verschiedene Quellen mit unterschiedlichen Angaben. Das ganze Konzept ist auch noch im Fluss, so hob Khrunitschew z.B. 2006 die Nutzlast für die Angara A5 von 24.5 auf 26 t für Plesetsk an. Das Problem ist auch, dass man im Web bunt gemischt, die Spezifikationen von 2006 mit älteren findet.

Komplett wieder verwendet (ohne größere Änderungen) sollten nach dem 2000 veröffentlichten Plan von Khrunitschew  die Oberstufen Breeze KM (Rockot), Breeze-M (Proton) sowie die damals für die Proton in der Entwicklung befindliche KVRB Oberstufe. Bei den beiden neueren Stufen Breeze M und KVRM hat man bei der Entwicklung auf eine Komptabilität zur Proton und Angara geachtet. Ebenso sollte unverändert übernommen werden die Nutzlastverkleidungen der Rockot, Proton-K und Proton M. Das CRM und die zweite Stufe mit dem Triebwerk RD-0124A sind neu obwohl das RD-0124A auch im Block I eingesetzt wird.

Gemeinsam bei allen Versionen bis auf die kleinste (Angara 1.1) ist das die Zentralstufe und die zweite Stufe identisch sind: URM und Block I. Die Angara 1.1 setzt dagegen die Breeze KM ein. Auf Block I können dann mindestens zwei weitere stufen (Breeze M und eine neu zu entwickelnde kryogene Stufe) gesetzt werden und die Zahl der URM kann variiert werden.

Stufe 1 : CRM

Als einzige Stufe verwendet das CRM (auch URM: Universal Rocket Module) ein neues Triebwerk, das RD-191: Das RD-191 ist eine Einkammerversion des RD-171. Das RD-171 treibt die erste Stufe der Zenit an und wurde für die Booster der Energija entwickelt. Das RD-171 hat 4 Brennkammern, angetrieben von einem einzelnen Gasgenerator und einer einzelnen Turbopumpe für 2 Brennkammern. Es ist ein Treibwerk mit der Technologie des geschlossenen Brennstoffkreislaufs, wie sie auch beim Space Shuttle Triebwerk eingesetzt wird. Diese Technologie ermöglicht sehr hohe Brennkammerdrücke, und nutzt daher auch den Treibstoff sehr effektiv. Der spezifische Impuls des RD-171 ist daher auch einer der höchsten für die Kombination Kerosin und flüssiger Sauerstoff. Das RD-171 ist aber auch nicht besonders zuverlässig. Die Zenit weist eine Reihe von Fehlstarts auf, und die meisten gingen auf das RD-171 zurück.

Es gibt allerdings schon eine Zweikammerversion des RD-171, das RD-180. Dieses wird bei der amerikanischen Atlas eingesetzt und bislang gab es mit diesem Treibwerk keine Probleme. Das RD-191 hat einen Schub von 1922 kN am Boden und 2079 kN im Vakuum. Der spezifische Impuls beträgt 3030 m/s am Boden und 3304 m/s im Vakuum. Es ist zur Schubregelung hydraulisch schwenkbar. Es wurde erstmals Ende 2006 getestet. Es ist zu erwarten, dass das RD-191 zuverlässiger als das RD-171 ist. Dies liegt daran, dass man die Subsysteme von 6 auf 2 reduziert hat (4 Brennkammern und 2 Gasgeneratoren/Turbopumpen auf 1 Brennkammer mit einem Gasgenerator/Turbopumpe und das komplexe Leitungsnetz zur Teilung des Treibstoffs und des Gasgeneratorgases wegfällt. Eine ähnliche Reduktion hat ja schon das RD-180 zu einer erhöhten Zuverlässigkeit verholfen. Im Januar 2008 waren 67 von 100 geplanten Tests mit dem RD-191 durchgeführt. Abgeschlossen wurden die Tests am 23.5.2011.

Die Tanks von Sauerstoff (oben) und Kerosin (unten) sind getrennt, ohne gemeinsamen Zwischenboden. Die Leitungen des Sauerstofftanks führen an der Außenseite des Kerosintanks zum Triebwerk.

Die Daten über das CRM sind je nach Quelle unterschiedlich. Hier einige gefundene Daten:

  Khrunitschew 2006 Khrunitschew 2000 Launch Report 2002 deutsche Wikipedia
Vollmasse 141.500 kg (Differenzrechnung) bis 140.500 kg 143.100 kg (139.300 kg Angara 1.2)  
Leermasse   10.500 kg 10.500 kg 9.750 kg
Brennzeit     213.7 s / 325.5 s  
Länge   25,8 m 25.695 m 25,1 m
Durchmesser:     2.90 m 2,90 m
Schub Meereshöhe   1814-1922 kN    
Schub Vakuum   1978-2095 kN    
Spezifischer Impuls Meereshöhe   3035 m/s    
Spezifischer Impuls Vakuum   3309 m/s    

Aus den Daten der Angara gehen nicht die Stufenmassen hervor, man kann sie jedoch durch Differenzrechnung ermitteln. Die Startmasse des ersten Boosters (genannt Common Rocket Module CRM) müsste 140-143 t betragen. Als Leermasse sind 9,75-10.5 t angegeben, Der Durchmesser beträgt 2.9 m bei einer Länge von 25.7 m. Die Brennzeit müsste bei 210-213.7 Sekunden betragen. Bei der Kernstufe der Angara 3A oder 5A sind es 325.5 Sekunden, wenn der Schub nach dem Start gedrosselt wird. Bei rund 192 t Startschub, aber schon 143 t Eigengewicht muss bei der Angara 1 sogar Treibstoff weggelassen werden, damit die Rakete abheben kann.

Es wird vermutet, dass eine modifizierte Version des URM die erste Stufe der südkoreanischen Naro-1 ist. Das RD151 der Naro-1 ist ein Derivat des RD-191 mit etwas weniger Schub. Die erste Stufe der Naro-1 ist zu 80% identisch mit dem URM. Nachdem die ersten beiden Starts der Naro-1 scheiterten, transportierte der dritte Start einen Satelliten in den Orbit, was auch ein Test für das URM war.

Stufe 2: modifizierter Block I

Die zweite Stufe soll das RD-0124A einsetzen. Es ist eine Variation des neuen Block I der Sojus 2. Das Triebwerk ist schon entwickelt und wird in der dritten Stufe des Sojus 2-1B eingesetzt. Es 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 4 Brennkammern und erzeugt einen Schub von 294-297.7 kN bei einer Masse von 480 kg. Verbrannt wird Sauerstoff mit Kerosin im Verhältnis von 2.6:1.  17800 kg Sauerstoff und 7600 kg  Kerosin sind beim Block I an Bord. Die Version für die Angara ist schwerer und wiegt vollbetankt etwa 40 anstatt 30 t.

Anders als die Breeze KM ist dieses Stufe aber nicht wiederstartbar. Der Sauerstofftank und Kerosintank sind getrennt und bestehen aus je zwei identischen Kugelschnitten und einem unterschiedlich langen zylindrischen Zwischenstück.

der modifizierte Block I ist mit 3.6 m Durchmesser breiter als das CRM. Er hat eine Länge von 6.88 m. Die Masse ist nicht genau bekannt.  Der originale Block I der Sojus wog 27.7 t. Gefunden habe ich auch eine Startmasse von 29.7 t (weglassen von Treibstoff) für die Angara 1.3

  Khrunitschew 2000 Launch Report 2002 deutsche Wikipedia
Vollmasse 40000 kg 39800 kg  
Leermasse 4000 kg    
Brennzeit      
Länge 7.30 m   6,90 m
Durchmesser: 3.60 m   3,60 m
Schub Vakuum 294 kN 297,7 kN  
Spezifischer Impuls Vakuum 3501 m/s    

Stufe 3 : Breeze KM (Angara 1.1)

Breeze KMDie kleinste Version der Angara, die Angara 1.1 hat eine so kleine Nutzlast, dass der Block I zu groß wäre. Sie setzt daher die Breeze KM Oberstufe ein. Sie basiert schon auf älteren Entwicklungen: Ihr Triebwerk S5.92 wurde im Jahre 1978 entwickelt um zum ein sehr leistungsfähiges Triebwerk für verschiedene Oberstufen, wie auch Antriebe von Planetensonden zu haben. Es wurde zum Beispiel bei den Raumsonden Venera 15+16, Phobos 1+2 und Mars 96 eingesetzt. Neben der Stufe Breeze-KM wird es auch in der Stufe Breeze-M der Proton und der Oberstufe Fregat der Sojus eingesetzt. Der Schub ist wählbar zwischen 14 und 19.6 kN. Bei 19.6 kN Schub beträgt das Mischungsverhältnis NTO:UDMH 1.95-2.05, bei 14 kN liegt es mit 2.0-2.1 etwas höher. Der Brennkammerdruck wird dazu von 98 auf 68.5 Bar reduziert. Der spezifische Impuls ist bei beiden Betriebsarten fast gleich groß 3100 m/s bei 14 kN Schub und 3207 m/s bei 19.6 kN Schub. Auch der Schub der Steuerdüsen sinkt dann auf 186 N ab, wenn der Schub des Haupttriebwerks sinkt. Der Niedrigschubmodus wird vor allem eingesetzt, wenn eine Bahn mit sehr hoher Genauigkeit erreicht werden muss.

Angetrieben wird das S5.92 mit einer einzelnen Turbopumpe welche die Treibstoffe fördert. Die Umdrehungszahl beträgt 43000 upm bei 14 kN Schub und 58000 upm bei 19.6 KN Schub. Dies entspricht einem Fluss von 4.43 / 6.12 kg Treibstoff pro Sekunde. Für ein Triebwerk dieser Schubkategorie ist die Masse von S5.92 sehr gering. Sie beträgt lediglich 37.5 kg bei einem maximalen Durchmesser von 0.838 m und einer Länge von 1.028 m.

Die Oberstufe Breeze ist technisch sehr modern, erlaubt bis zu 8 Zündungen mit Freiflugzeiten von maximal 5 Stunden. Mit dieser Oberstufe wären auch kleine Nutzlasten in GTO oder MEO Orbits zu transportieren. Ebenso ist das Aussetzen mehrerer Satelliten auf unterschiedliche Bahnen möglich. Dies wurde beim fünften Start auf der Rockot demonstriert, als 9 Satelliten auf verschiedenen Bahnen ausgesetzt wurden. Die Oberstufe Breeze (Briz) KM wurde aus der Oberstufe Breeze K entwickelt, die bei den ersten 3 Flügen der Rockot eingesetzt wurde. Sie ist etwas flacher als die Breeze K und verfügt über eine neue Steuerung die auch einen Smart-Dispenser für mehrere Satelliten beinhaltet.

Das Triebwerk S5.92 wird von der lagerfähigen Kombination Stickstofftetroxyd / UDMH angetrieben. Diese befinden sich in einem gemeinsamen Tank mit einem Zwischenboden. Die Lage im Raum wird durch 12 kleine Vernierdüsen mit Schüben von 13 N geregelt. Für kleine Kurskorrekturen gibt es 4 größere Verniertriebwerke von jeweils 400 N Schub. Die Vernierdüsen verfügen über einen eigenen Treibstoffvorrat, unabhängig vom Haupttriebwerk. Die Brenndauer der Vernierdüsen beträgt minimal 1 Sekunde, maximal 1000 Sekunden. Ein Nachteil der Breeze KM ist ihre hohe Leermasse von 1600 kg bei einem Startgewicht von 6575 kg.

Optional kann die Breeze KM auch als dritte Stufe bei der Angara 3A und 5A eingesetzt werden z.B. um Raumsonden auf eine hohe Geschwindigkeit zu beschleunigen.

  Breeze KM
Vollmasse 6475 kg
Leermasse 1420 kg
Brennzeit 650 sec
Länge 2.90 m
Durchmesser: 2.50 m
Schub Vakuum 19.6 kN
Spezifischer Impuls Vakuum 3192 m/s

Stufe 2 : Breeze M (Angara 3,5)

Breeze MEine Alternative zu dem modifizierten Block I ist die Breeze M Oberstufe. Die Breeze M Oberstufe wird in der Proton M eingesetzt, und entstand aus der Breeze KM. Wesentlichste Änderung ist ein weiterer toroidaler Tank, der während des Flugs abgeworfen wird um Gewicht zu sparen. Er ist in der Mitte geteilt und nimmt so Treibstoff und Oxydator auf. Die Menge von 14.6 t Treibstoff ist wesentlich größer als die Zuladung der Breeze KM von etwa 5 t.

Das Triebwerk ist dasselbe wie bei der Breeze KM, wodurch nun eine sehr lange Brennzeit von 2400 Sekunden resultiert. Leistungsfähig ist die Breeze M Oberstufe dem Block I unterlegen. Sie ist kleiner, verfügt über weniger Treibstoff und die Energieausbeute ist kleiner. Sie ist aber wiederzündbar, bis zu 8 mal und qualifiziert bis zu 24 Stunden lange Missionen.  Ausgelegt war das S5.98 für eine maximale Brenndauer von 2000 Sekunden. Für den Betrieb in der Breeze M wurde Tests mit längeren Brennzeiten vorgenommen, so dass es auch deutliche größere Oberstufen antreiben kann. Als Folge hat sich auch der Name des Triebwerks auf S%.98 (von S5.92 ) geändert.

Die Fähigkeit zur Wiederzündung ist notwendig wenn man mit der Angara von Baikonur aus geostationäre Bahnen erreichen will. Dazu muss die Bahn mehrmals am Äquator angehoben werden. Das Triebwerk RD-124A ist nicht für mehrfache Zündungen qualifiziert und der flüssige Sauerstoff verdampft rasch. Allerdings liegt bei Verwendung der Breeze M dann die Nutzlast verhältnismäßig gering, verglichen mit der Nutzlast die Block I in einen erdnahen Orbit bringt: Bei einer Nutzlast von 24.5 t in einen erdnahen Orbit sind es nur 5.4 t in den geostationären Übergangsorbit. Eine Ariane 5 ECA transportiert mit 21.6 t eine geringere LEO Nutzlast, doch ihre GTO Nutzlast liegt mit 9.2 t erheblich höher. Auch die Proton liegt mit 6.0 t bei 21.6 t LEO Nutzlast besser.

Neue Veröffentlichungen seitens ILS Launch sprechen auch vvon dem Einsatz der Fregat SB, einer Modifikation der Fregat Oberstufe der Sojus mit einem Zusatztank für die Zenit. Wie die Breeze M hat sie einen abwerfbaren toroidalen Zusatztank. Diese Stufe ist allerdings erheblich kleiner und hat mit 11,6 t Startmasse nur die Hälfte der Treibstoffzuladung der Breeze M.

Stufe 2: KVRM / KVTK

Eine weitere Oberstufe ist die KVRB Stufe. Sie setzt das Triebwerk RD-56M (Erzeugniscode KVD1-M3) ein. Eines der wenigen Triebwerke Russlands, welches mit der Treibstoffkombination flüssiger Wasserstoff und flüssiger Sauerstoff arbeitet. Es wird derzeit noch als Antrieb der letzten Stufe der indischen GSLV eingesetzt (7 Exemplare wurden an Indien verkauft, die Inder arbeiten nun an einer eigenen Lösung). Es wurde seit 1994 entwickelt und besitzt einen Schub von 102,9 kN. Der spezifische Impuls beträgt 4520 m/s. Durch diese höhere Leistung steigt  bei der Angara vor allem die Nutzlast für Orbits mit höherem Geschwindigkeitsanforderungen, wie geostationäre Bahnen. RD-56M hat gegenüber dem älteren RD-56 einen höheren Schub von 102.9 zu 73.8 kN. Die KVRM kann fünfmal wiedergezündet werden und die Stufe kann über 9 Stunden betrieben werden, wodurch auch GEO Orbits ohne zusätzlichen Antrieb möglich sind. Sie verfügt über eine Schaumisolation, um die Treibstoffe solange kühl zu halten. Wasserstoff und Sauerstofftanks sind getrennt und die gesamte Stufe wird zusätzlich von der Nutzlasthülle umgeben um das Aufheizen beim Start zu reduzieren. Bei dem Einsatz der KVRB kommt daher eine 21.94 m lange Nutzlastverkleidung von 5.0 m Durchmesser zum Einsatz

Acht kleine Triebwerke des Typs 11D428A-20 mit jeweils 120 N Schub dienen der Stabilisierung der Düse, und der Steuerung um die Rollachse. Vier Triebwerke des Typs S5.142A werden vor dem Start des Haupttriebwerks gezündet um den Treibstoff zu sammeln.

Die Startmasse soll bei maximal 22.7 t liegen, bei einer Leermasse von 3.7 t. Die Länge beträgt 9 m bei einem Durchmesser von 4.5 m. Bislang setzte Russland Wasserstoff nur zweimal ein, bei den beiden Teststarts der Energija, obwohl man einige Triebwerke entwickelt hat, die flüssigen Wasserstoff (LH2) als Treibstoff nutzen.

Im Jahre 2011 hatte sich die Situation dahin gehend gewandelt das bei Chrunitschew nun vier Varianten aufgeführt werden. Drei Varianten mit je einem RD-0146 für die Angara 3,5 und 7, die sich in der Treibstoffzuladung unterscheiden. Je mehr Schubkraft die Rakete hat, desto größere Oberstufen kann sie transportieren. Dann gibt es noch zwei Varianten mit zwei Triebwerken für die Angara 7. Eine in der Bauweise der bisherigen Versionen, mit einem Gitterrohradapter zwischen dem unteren LOX und einem oberen LH2 Tank und einer zweiten Version, die ganz verkleidet ist, wahrscheinlich für längere Missionen um das Verdampfen von Treibstoffen zu verringern.

Name

KVSK

KVTK (Basis)

KVTK-A7

KVTK-2

KVTK-2M

Triebwerke

1

1

1

2

2

Vollmasse

13.840 kg

23.530 kg

31.250 kg

43.310 kg

48.560 kg

Nutzbarer Treibstoff:

10.760 kg

19.600 kg

26.500 kg

36.750 kg

40.500 kg

Trockengewicht:

2.630 kg

3.330 kg

3.880 kg

5.750 kg

6.240 kg

Nutzlast GTO

3.600 kg

7.500 kg

12.500 kg

19.000 kg

19.000 kg

Nutzlast GSO

2.000 kg

4.500 kg

7.200 kg

 11.400 kg

 

Nutzlast Mondtransferbahn



14.300 kg

20.000 kg


Einsatz auf der

Angara 3

Angara 5

Angara 7

Angara 7

Angara 7

Startort:

Plessezk

Plessezk

Plessezk

Wostotschny

Wostotschny

Es existieren bisher nur konkrete Entwicklungen für die Basisvariante. Die anderen sind projektierte Ausbaupläne der KVRM. Der Ersteinsatz der KVRM war für 2015 geplant. 2016 ist noch nicht mal die Finanzierung der KVRM gesichert und es gab kaum Fortschritte seit ich diesen Aufsatz 2009 zum ersten Mal begann.

Durch Kombination dieser Stufen kann man eine ganze Familie von Raketen bauen. Derzeit sind 5 Familienmitglieder geplant. Die maximale Beschleunigung beträgt bei diesen 4.5 g.  Die Angara 1 Serie wird als leichte Trägerrakete eingestuft. Die Angara A3 als mittlere und die Angara A5 als schwere Trägerrakete. Da man um ein CRM maximal 6 weitere gruppieren kann, wäre auch eine Version mit 7 Boostern denkbar, die dann etwa bei 34 t Nutzlast für einen erdnahen Orbit liegen würde.

Oberstufe Startgewicht Trockengewicht Länge Durchmesser Triebwerk:
Breeze KM 6.575 kg 1.420 kg 2,50 m 2,65 m S5.92
Breeze M 22.600 kg 2.650 kg 2,50 m 4,00 m S5.98
Fregat SB 11.600 kg 1.350 kg 2,30 m 3,44 m S5.92M
KVRM Basis 23.530 kg 3.300 kg 10,00 m 3,60 m RD-56M

Bodenanlagen, sonstiges

Die Elektronik zur Steuerung ist vollständig digital, und anders als bei den älteren Trägerraketen Russlands auch völlig autonom nach dem Start.

Die Rakete nutzt weitgehend die für die Zenit gebauten Startkomplexe und Anlagen. So wird die Rakete in der "Fabrik 1, Nummer 142" in Baikonur zusammengebaut, die früher für die Zenit genutzt wurde. Auch die Startrampe der Zenit (Nach einer Explosion einer Zenit am Boden steht nur noch Startrampe 1 zur Verfügung) wird genutzt. Für polare Starts, vor allem von den kleineren Angara Modellen wird man auf Plesetsk zurückgreifen. Hier nutzt man die Gebäude für die Zyklon und Rockot errichtet wurden.

In früheren Verlautbarungen war auch vom Aufbau einer Startanlage in Swobodny die Rede, doch dies dürfte nach einer Einigung mit Kasachstan unwahrscheinlicher sein. Swobodny hat zwar einige Vorteile, so liegt es südlicher als Baikonur und durch die Lage am Meer, gibt es mehr mögliche Flugpfade. (Baikonur hat nur wenige erlaubte Bahnneigungen, bei denen die Rakete auch bei einem Unfall, garantiert nicht auf bewohntes Gebiet fällt) Doch scheut man offensichtlich die Investitionen in einen neuen Startkomplex.

Der Startturm aus 16 Elementen, die jeweils 50 t wiegen, ist neu. Die Rakete wird horizontal zum Startplatz gefahren, dort aufgerichtet und betankt. Bei Verwendung der Breeze Oberstufen mit ihren lagerfähigen Treibstoffen werden diese schon in der Integrationshalle betankt.

Der Startkomplex in Plesetsk wird als erstes nach mehreren Jahren Verzögerung 2013 fertiggestellt werden. Baikonur wird danach folgen.

Angara 1.1

Das kleinste Familienmitglied verwendet nur einen CRM Booster und die Breeze KM Oberstufe. Die Nutzlast ist relativ bescheiden und beträgt nur 2.0 t, dies ist für eine Rakete mit modernen Triebwerken und dieser Startmasse kein guter Wert und liegt an der zu kleinen und schweren Breeze Stufe. Allerdings dürfte diese Rakete die einzige Alternative darstellen, wenn man nur kleine Nutzlasten befördern will, da Russland ja dafür nicht auf die schon verfügbaren Rockot und Dnepr Raketen zurückgreifen will. Die Kosmos mit einer Nutzlast von etwa 1 t wird nicht mehr gefertigt. Sowohl die Breeze KM Oberstufe wie auch die Nutzlastverkleidung wurden von der Rockot übernommen. Die Nutzlastverkleidung umgibt dabei sowohl die Breeze KM Oberstufe, wie auch die Nutzlast. Sie hat einen maximalen Durchmesser von 2.62 m. Davon sind 2.20 m nutzbar. Die nutzbare Länge beträgt 6.735 m.

Die Nutzlast würde auf 2450 kg steigen, wenn die Rakete von einem äquatornahen Standort (Inklination 7 Grad) aus gestartet wird. Für einen 800 km hohen polaren Orbit beträgt die Nutzlast noch 1450 kg. Gegenüber anderen Modellen nimmt die Nutzlast mit steigender Bahnhöhe langsamer ab. Wie bei der Angara 1.2 wird das CRM nicht voll betankt. Es werden 125 t anstatt der maximal möglichen 131 t Treibstoff zugeladen.

Die Entwicklung der Angara wurde inzwischen zugunsten der Sojus 2.1v aufggeben.

 

Angara 1.1

Startmasse: 149 t
Länge 34,91 m
Nutzlast 200 km LEO Orbit 65° Neigung: 2.0 t

Stufe 1: 1 x CRM
Startmasse 142 t
Leermasse: 9.75 t
1 Triebwerk RD-191 mit 1922 / 2080 kN Schub
spezifischer Impuls am Boden: 3030 m/s
spezifischer Impuls im Vakuum: 33904 m/s
Brennzeit: 207 Sekunden
Durchmesser: 2.90 m
Länge: 25.9 m

Stufe 2:: Breeze KM
Vollmasse: 6.475 t
Leermasse: 1.420 t
1 Triebwerk S5.98 20 kN Schub
Brennzeit: 1000 sec.
Spezifischer Impuls: 3192 m/s im Vakuum
Länge: 2.65 m
Durchmesser: 2.5 m

Nutzlastverkleidung:
2.5 - 2.62 m Durchmesser
6.74 m Länge
Gewicht: 500 kg (geschätzt)

Angara 1.2

Angara 1.2Die Angara 1.2 setzt nun erstmals die zweite Stufe mit dem RD-0124A Triebwerk ein. In älteren Präsentationen findet man auch die Breeze-KM Oberstufe als weitere dritte Stufe. Diese dürfte aber nur sinnvoll sein, wenn sehr kleine Nutzlasten auf sehr hohe Geschwindigkeiten (Fluchtgeschwindigkeit) beschleunigt werden sollen. In den neueren Tabellen findet man daher keine Angaben mehr über die Verwendung der Breeze KM Oberstufe. Damit die Rakete mit der schweren Oberstufe überhaupt abheben kann, muss Treibstoff weggelassen werden. Das CRM nutzt 125 t Treibstoff, die zweite Stufe nur 25 t. Dies macht eine weitere Stufe, die ja weitere 6.5 t wiegt nicht besonders sinnvoll, da man dann noch mehr Treibstoff aus den beiden unteren Stufen entfernen muss. Bei nur leicht gestiegener Startmasse ist die Nutzlast mit 3.70 t fast doppelt so große wie bei der Angara 1.1.

Die Angara 1.2 verwendet die Nutzlastverkleidung der Sojus von 3.70 m Durchmesser, davon sind 3.3 m für den Satelliten nutzbares Volumen. Die nutzbare Länge beträgt 9.83 m.

Eine geflügelte Version des Angara URM ist unter der Bezeichnung "Baikal" veröffentlicht worden. Das CRM 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 5,64 km und kehrt dann nach einem 384 km Flug mithilfe eines Düsentriebwerks in der Nase mit 5 t Schub wieder zum Startort zurück und landet dort mit 280 km/h.

Die erste Stufe wiegt 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 44,0 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 die Baikal jemals gebaut wird ist derzeit noch offen.

Die Angara 1.2 gewann auch im Juli 2016 den ersten kommerziellen Start, ausgeführt durch ILS. Er wird 2020 erfolgen

Angara 1.2

Startmasse: 171.5 t
Länge 42.73 m
Nutzlast 200 km LEO Orbit 65° Neigung: 3.70 t

Stufe 1: 1 x CRM
Startmasse 142 t
Leermasse: 9.75 t
1 Triebwerk RD-191 mit 1922 / 2080 kN Schub
spezifischer Impuls am Boden: 3030 m/s
spezifischer Impuls im Vakuum: 33904 m/s
Brennzeit: 209 Sekunden
Durchmesser: 2.90 m
Länge: 25.9 m

Stufe 2: Block I
Vollmasse: 27.755 t
Leermasse: 2.355 t
Durchmesser: 2.66 m
Länge 6.7 m
Triebwerk RD-0124B
Schub 294.3 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3521 m/s
Brennzeit: 270 sec.

Nutzlastverkleidung:
2.5 - 2.62 m Durchmesser
6.74 m Länge
Gewicht: 500 kg (geschätzt)
Eine Verkleidung von 3.70 m Durchmesser und 9.83 m Länge (812 kg Gewicht) steht ebenfalls zur Verfügung.

Angara A3

Die Angara A3 besteht aus 3 CRM, die gleichzeitig gezündet werden, analog der Delta IV Heavy. Dies ist notwendig, da der Startschub von 2 Boostern nur 390 t beträgt, die Rakete aber beim Start 480 t wiegt. Dadurch ist das Stufenverhältnis recht ungünstig, auch wenn das zentrale CRM bald nach dem Start mit niedrigerem Schub betrieben wird. Das RD-171 von dem das RD-191 abstammt, kann auf fast den halben Startschub herunter geregelt werden. Das ermöglicht eine längere Brennzeit und geringere Spitzenbeschleunigung der Nutzlast. Das mittlere CRM arbeitet so 89 Sekunden länger als die beiden äußeren.

Nach älteren Angaben gibt es zwei mögliche dritte Stufen. Zum einen die von der Angara 1.1 bekannte Breeze KM, wie auch die Breeze M der Proton. Zum Einsatz kommen diese für höherenergetische Orbits.

Verfügbar sind 2 mögliche Nutzlastverkleidungen. Sie stammen von der Proton ab. Der Durchmesser beträgt 4.35 m, davon 3.865 m für die Nutzlast verfügbar. Die Länge beträgt 10.0 oder 13.2 m. Bei Verwendung der Breeze M und Breeze KM Oberstufen geht deren Höhe von der Nutzlast ab.

Die Nutzlast der Angara A3 mit 3 Stufen beträgt schon 14.-6 t für erdnahe Orbits (ohne die Breeze M) und 2.4 t in einen geostationären Übergangsorbit. Die Nutzlast für den GTO Orbit ist relativ gering (die Zenit schafft bei gleicher LEO Nutzlast 5.0 t und in einer etwas verbesserten Version sogar 56.0 t). Dies liegt am stark nördlichen Startplatz Plesetsk mit 63 Grad nördlicher Breite. Gestartet mit 7 Grad Inklination sollte die Angara A3 eine GTO Nutzlast von 5.2 t und eine GEO Nutzlast von 2.6-2.8 t erreichen. Dies ist deutlich mehr als bei dem Start von Plesetsk aus mit 2.0-2.5 und 0.9-1.1 t (je nach Oberstufenkombination).

Die 14.6 t Nutzlast der Angara A3 erlauben es aber den geplanten Raumgleiter Kliper zu starten. Da die Angara 3 die Nutzlast der Zenit hat, diese aber nach Beginn der Ukrainekrise nicht mehr verwendet wird, ist davon auszugehen, dass auch die Angara A3 eingestellt wird.

Angara A3

Startmasse: 478 t
Nutzlast 200 km LEO Orbit 65° Neigung: 14.6 t
Nutzlast GTO Orbit (mit Breeze M Oberstufe): 2.4 t

Stufe 1: 3 x CRM
Startmasse 3 x 140.5 t
Leermasse: 3 x 10.5 t
1 Triebwerk RD-191 mit 1922 / 2080 kN Schub
spezifischer Impuls am Boden: 3030 m/s
spezifischer Impuls im Vakuum: 33904 m/s
Brennzeit: 207 Sekunden
Durchmesser: 2.90 m
Länge: 25.1 m

Stufe 2: Block I
Vollmasse: 40.0 t
Leermasse: 4.0 t
Durchmesser: 3.60 m
Länge 7.3 m
Triebwerk RD-0124A
Schub 294.3 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3521 m/s
Brennzeit: 270 sec.

Stufe 3: Breeze M (GTO/GEO Orbits)
Vollmasse: 22.47 t
Leermasse: 2.67 t
Durchmesser: 4.00 m
Länge 2.65 m
Triebwerk S5.98
Schub 19.6 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3192 m/s
Brennzeit: 3200 sec.

Nutzlastverkleidung:
4.35 m Durchmesser
13.035 und 15.255 m Länge
Gewicht:1500 kg (geschätzt)

Die Angara A5

Die Angara A5 verwendet 5 Booster, aber ansonsten das gleiche Konzept wie die A3. das heißt alle 5 CRM werden beim Start gezündet. Das mittlere wird noch etwas früher als bei der Angara A3 heruntergefahren und brennt so 111 Sekunden länger als die 4 äußeren Booster.

Die Nutzlast erreicht mit 24.5 t in den Leo Orbit das Niveau von der Proton. Die Rakete ist allerdings mit 773 t Startgewicht deutlich schwerer - her wirkt es sich aus, dass bei steigender Anzahl an CRM das Verhältnis von erster zu zweiter stufe immer ungünstiger ist. Die GTO Nutzlast der Angara A5 mit der Breeze M Oberstufe bei 5.4 t. Eine optionale KVRB Stufe hebt sie leicht auf 6.6-7.315 t ab - Eine Ariane 5 ECB mit vergleichbarer Startmasse liegt mit 12 t deutlich besser. (Die Daten differieren zwischen verschiedenen Quellen. Die ESA Angabe von 7.315 t entspricht einem Ariane 5 kompatiblen Orbit). Die Nutzlast für einen GEO Orbit soll bei 2.8 t mit der Breeze KM und 4.0 t mit der KVRM liegen. Da russische Satelliten direkt in den geostationären Orbit gebracht werden ist dies wichtig.- Beide Werte liegen über denen einer Proton (2.4 t).

Wie die Angara 7 wird auch die Angara 5 als bemannter Träger vorgeschlagen. Welche der beiden Varianten umgesetzt wird scheint 2013 noch offen. Mit der Einstellung der Rus-M im Jahre 2011 fehlt ein bemannter Träger als Nachfolge für die Sojus. Es gab auch Pläne für die Nutzung der Angara 3, doch wurden diese wegen der zu geringen Nutzlast nicht umgesetzt. Die Angara 5P (das „P“ steht für „pilotiruemaya“ = bemannt) setzt keine Oberstufe ein. In dieser Version sollen die vier Booster nicht voll betankt sein (129 anstatt 131,25 t Treibstoff), auch die zentrale Stufe hat nur 227,5 t Treibstoff. Sie wird aber im Schub gedrosselt. Eine Schubdrosselung auf 185 t (1814 kN) Startschub zur Erhöhung der Sicherheitsmargen ist auch erwogen worden. Dies würde die Nutzlast leicht absenken. Von Vorteil gegenüber allen anderen eingesetzten Trägern ist, dass alle 5 Triebwerke vor dem Start geprüft werden können und dann noch abgeschaltet werden können. Da eine Reihe von Problemen sich schon beim Start in abweichenden Parametern zeigen steigt so die Sicherheit.

Datenblatt Angara A5

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:





Nutzlastverkleidung (4 m)

 

Nutzlastverkleidung (5 m)

ab 2014?

-

-

55,40 m Höhe (mit Breeze M) / 64,00 m Höhe (mit KVRB)
8,86 m maximaler Durchmesser

773.000 kg (mit Breeze M) / 790.000 kg (mit KVRB)

24.700 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit (mit Block I, Pletzesk)
25.400 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit (mit Block I, Baikonur)
6.400 kg in einen GTO-Orbit (mit Breeze-M)
8.100 kg in einen GTO-Orbit (mit KVRB)
3.400 kg in einen GEO-Orbit (mit Breeze-M)
4.300 kg in einen GEO-Orbit (mit KVRB)

11,60 m Länge (für Breeze-M Missionen)
15,25 m Länge (für KVRB Missionen)
4,35 m Durchmesser
Gewicht:1500 kg (geschätzt)

16.371 m und 19.65 m Länge
5.10 m Durchmesser
Gewicht 2000 und 2500 kg (geschätzt)

 

5 × URM

Block I

Breeze M

KVRB

Länge:

25,90 m

7,30 m

2,65 m

10,00 m

Durchmesser:

2,90 m

3,60 m

4,10 m

3,60 m

Startgewicht:

5 × 143.100 kg

39.800 kg

22.470 kg

22,700 kg

Trockengewicht:

5 × 10.500 kg

3.700 kg

2.370 kg

3,700 kg

Schub Meereshöhe:

5 × 1.922 kN

-

-

-

Schub Vakuum:

5 × 2.080 kN

294 kN

19,62 kN

98,1 kN

Triebwerke:

5 × RD-191

1 × RD-0124A

1 × S5.98

1 × RD-0146D

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

3030 m/s

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

3304 m/s

3521 m/s

3192 m/s

4541 m/s

Brenndauer:

213,7 s / 325,5 s

424 s

2.400 s

879 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

NTO / UDMH

LOX / LH2

Datenblatt Angara 5P

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

ab 2015 - 2020

-

-


8,70 m maximaler Durchmesser

714.000 - 716.000 kg

19,100 kg in einen 185 km hohen 63° Orbit
20.200 kg in einen 185 km hohen 51° Orbit

 

4 × URM

1 x URM

Länge:

25,90 m

25,90 m

Durchmesser:

2,90 m

2,90 m

Startgewicht:

4 × 149.500 kg

138.000 kg

Trockengewicht:

3 × 10.500 kg

10.500 kg

Schub Meereshöhe:

4 × 1.814 kN

?

Schub Vakuum:

5 × 1.901 kN

2022 kN

Triebwerke:

5 × RD-191

1 × RD-191

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

3030 m/s

3030 m/s

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

3304 m/s

3304 m/s

Brenndauer:

224,2 s

?

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Angara 7

Seit 2006 gibt es auch Pläne für eine Angara mit sieben URM. (Eine Zentralstufe und sechs Booster). Erstmals wurde bei der Pariser Air Show 2009 ein Modell dieser Rakete vorgestellt. Von der Angara 5 unterscheidet sie aber nicht nur die größere Zahl an Boostern. Es gibt diese Rakete als „Angara 7P“ auch in einer Version für bemannte Einsätze.

Der höhere Schub erlaubt den Einsatz einer größeren Zentralstufe mit 4,10 m Durchmesser. Die höhere Treibstoffzuladung lässt eine verlängerte Betriebszeit zu. Die RD-191 Triebwerke scheinen bei dem Modell auch verlängerte Düsen zu besitzen. Damit kann der spezifische Impuls und Schub gesteigert werden. Es soll zwei Versionen geben – Angara 7P und 7V. Das „P“ steht für „pilotiruemaya“ (bemannt) und „V“ steht für „vodorod“ (Wasserstoff).

Die Angara 7P ist eineinhalbstufig. Die sieben Booster bilden die erste Stufe, die Zentralstufe, die gleichzeitig mit ihnen gezündet wird, die zweite Stufe. Durch die erhöhte Treibstoffzuladung brennt sie aber fast doppelt so lange und hat bei Brennschluss der Booster erst die Hälfte ihres Treibstoffs verbraucht. Dadurch resultiert ein günstiges Stufenverhältnis und eine dritte Stufe ist für LEO-Missionen nicht notwendig. Durch Zündung aller Stufen am Boden wird die Zuverlässigkeit gesteigert, ein Punkt, der für bemannte Einsätze wichtig ist.

Die Angara 7V ist zweieinhalbstufig. Die Oberstufe setzt das RD-0146 Triebwerk ein. Dabei handelt es sich um einen alten Bekannten. Es ist eine verbesserte Version des RL-10A-4-1 Triebwerks von Pratt & Whitney. P&W vergab im Jahre 1998 einen Auftrag an KB KhimAutomatiki für die Verbesserung des RL-10. Am 7.4.2000 wurde ein entsprechender Vertrag unterzeichnet, der P&W die internationalen Vermarktungsrechte an dem Triebwerk sicherte. Die technischen Daten entsprechen in etwa dem RL-10B2. Wie dieses hat es einen Schub von rund 100 kN und eine ausfahrbare Düse.

In der bemannten Version transportiert die Angara 7P rund 35 t in einen Orbit. Unbemannt sind es sogar 40,6 t. Die Nutzlast in den GTO-Orbit liegt bei 13,5 t und bis zu 7,5 t können in den GEO-Orbit gebracht werden. Es steht eine voluminöse Nutzlasthülle von 5,50 m Durchmesser und 26,00 m Höhe zur Verfügung.

Bisher ist die Angara 7 aber noch eine Projektstudie. Sie taucht noch nicht auf den offiziellen Webseiten von Chrunitschew auf. Ob sie jemals gebaut wird, ist angesichts der langsamen Entwicklung der Angara bisher und den Problemen, die Russland bei der Finanzierung seines Weltraumprogramms hat, sehr zweifelhaft. Zumindest gibt es kein bemanntes Programm das sie benötigt. Bis 2020, wahrscheinlich sogar bis 2028 wird die ISS mit Sojus Raumschiffen versorgt werden, die 8 t wiegen und für die die Angara 7 eine Nummer zu groß ist. Andere neue Raumschiffe oder -fähren tauchen zwar in Präsentationen immer wieder auf, jedoch wird keines davon entwickelt.

Weitere Varianten werden diskutiert, wie eine Angara 100, bei der die Zentralstufe deutlich größer ist und RD-180 Triebwerke einsetzt, also mindestens die doppelte Treibstoffmenge aufnimmt.

Datenblatt Angara 7

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

 

Nutzlasthülle:

?

-
-

59,40 m Höhe
9,90 m Durchmesser

1.125.000-1.154.000 kg

40.600 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit (mit KVTK-A7).
35.000 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit (ohne KVTK-A7).
12.500 kg in einen GTO-Orbit (mit KVTK-A7).
7.500 kg in einen GEO-Orbit (mit KVTK-A7).

26 m Länge, 5,50 m Durchmesser, 4.600 kg Gewicht

 

6 × URM

Zentralstufe

KVTK-A7

Länge:

25,90 m

25,90 m

10,00 m

Durchmesser:

2,90 m

4,10 m

3,60 m

Startgewicht:

6 × 138.150 kg

255.000 kg

23.300 kg

Trockengewicht:

6 × 10.500 kg

15.000 kg?

3,700 kg

Schub Meereshöhe:

6 × 1.922 kN

1.922 kN

-

Schub Vakuum:

6 × 2.080 kN

2.080 kN

2 × 98,1 kN

Triebwerke:

6 × RD-191

1 × RD-191

2 × RD-0146

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

3030 m/s

3030 m/s

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

3304 m/s

3304 m/s

4611 m/s

Brenndauer:

202 s

381

460 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

LOX / LH2

Eine Beurteilung der Angara

Die Triebkraft hinter der Angara ist nicht der Wunsch nach leistungsfähigeren Raketen. Es ist auch nicht das Bedürfnis die alten Raketen abzulösen. Die Sojus und Proton ist verlässliche und preiswerte Träger. Es ist der Wunsch vor allem unabhängig zu sein von der Ukraine, wo die Zenit, Dnepr und Zyklon gebaut werden.

Ob die Standardisierung der Typen eine Rolle spielt ist schwer zu sagen. Zum einen ersetzt natürlich die Angara mit 4 verschiedenen Stufen bislang 3 Stufen in der Sojus, 4 der Proton, 2 der Zenit und 2 der Dnepr. Aber die Auswahl ist schlecht getroffen worden. Das Masseverhältnis von erster zur zweiten Stufe ist hoch. Noch höher ist es bei der Verwendung der Breeze KM - hätte man die Fregat genommen, so wäre die Nutzlast deutlich höher gewesen, denn deren Leermasse ist bei gleichen Leistungen um 600 kg niedriger. Insgesamt hat die erste Stufe für ihre Masse zu wenig Schub und die zweite Stufe ist daher zu klein. Alle Angara Trägerraketen haben für moderne Träger ihrer Größe relativ geringe Nutzlasten.

Ein Grund für die Entwicklung könnte Klipper liefern. Kliper, eine russische Raumfähre im Prototypstadium. Kliper wäre mit etwa 14 t Startmasse für eine Sojus deutlich zu schwer. Eine Zenit könnte ihn starten, doch auf diesen Träger will man nicht zurückgreifen, weil zwar die Triebwerke russischen Ursprungs sind, die Rakete selbst aber in der Ukraine gebaut wird.

Ende 2004 wurde ein Vertrag zwischen dem Premierminister Michael Fradkov und dem Premierminister von Kasachstan Daniel Akhmetov unterzeichnet, der den Bau einer Startrampe auf Baikonur erlaubt und regelt. Ein Vorteil dürfte sein, dass bei einem Fehlstart anders als bei der Proton und Dnepr nur geringe Mengen des toxischen Hydrazins freigesetzt werden .- Bislang immer ein Punkt der zu hohen Schadensersatzforderungen seitens Kasachstans führte. Das entspanntere Verhältnis zwischen beiden Nationen zeigt sich auch das man nicht mehr Swobodny ausbaut. Natürlich spielen dabei auch finanzielle Erwägungen eine Rolle. Der Startkomplex der Sojus kostet rund 300 Millionen Euro. Da die gesamte Angara Entwicklung insgesamt auf maximale Kosteneffizienz getrimmt ist (auch auf Kosten der zukünftigen Leistung der Rakete) ist die Nutzung schon bestehender Infrastruktur, errichtet für andere Trägerraketen natürlich ein wichtiger Bestandteil um die Kosten zu begrenzen.

Der Start einer leichten Version Angara 1.1 soll nun 2009 stattfinden, den einer Angara 3 oder 5 nicht vor 2011/12. Die Angara ist zwar das am weitesten entwickelte Programm Russlands, jedoch nicht das einzige für eine neue Trägerrakete. In den neunziger Jahren gab es die Pläne für einen Ersatz der Sojus durch die RUS, auch eine Rakete mit einem breiteren Nutzlastspektrum. Die RUS verwandte noch die originalen Triebwerke der Zenit. Heute gibt es andere Pläne die teilweise auf die alten NK-33 Triebwerke zurückgreifen für einen Sojus Ersatz mit 11-14 t Nutzlast. Auch die Bergung der CRM mittels kleinen Flügeln und einem Düsentriebwerk unter der Bezeichnung "Baikal" wird diskutiert.

ILS - International Launch System führte einen Mission Planer Guide für die Angara auf der Website, dies ist heute nicht mehr der Fall. Stattdessen wird bei ILS (hinter der unter anderem auch Khrunitschew steht, welches die Rakete produziert) die Proton weiter angeboten. Dies, und das dauernde Verschieben des Erststarts von 2006 auf inzwischen 2011/12, zeigt, dass durchaus noch nicht klar is,t ob es die Angara jemals geben wird. Die Proton wird auf jeden Fall mindestens bis zum Jahr 2015 eingesetzt werden.

Startanlagen sind in Plesetsk und Baikonur geplant. Ende 2005 waren die in Plesetsk  zu 80 % fertiggestellt. Anders als alle bisherigen russischen Trägerraketen wird die Angara wie westliche Modelle vertikal zusammengebaut. In Baikonur begann man ab 2005 mit der Umrüstung des Startkomplexes 200, einem früheren Startkomplex einer Proton Trägerrakete. Dies wird mindestens 5 Jahre dauern. Die Planungen von 1991 sahen noch einen Erststart der Angara 1.1 für 2002, gefolgt von 2003 für die Angara A3 und 2005 von der Angara A5 vor.

Die Angara im Vergleich zu vorhandenen russischen Trägerraketen. Es zeigt sich, dass die Angara im Verhältnis zu existierenden Typen in der Regel größer sein muss um dieselbe Nutzlast zu transportieren (eine Ausnahme ist die Dnepr, dies liegt jedoch an dem relativ schweren MIRV Bus der mit in den Orbit gelangt).

  Angara 1.1 Rockot Angara 1.2 Dnepr Angara 3A Zenit Angara 5A Proton M
Startmasse: 149 t 107 t 171.5 t 211 t 478 t 472 t 773 t 690 t
Nutzlast LEO 2.0 t 1.9 t 3.7 t 3.8 t 14.6 t 13.7 t 24.5 t 21 t
Nutzlast GTO         2.4 t 6.0 t 5.4 t 6.3 t

Kommerzielle Vermarktung

Schon 1999 zahlte Lockheed Martin 68 Millionen Dollar für die Rechte der Vermarktung der Angara. International Launch Systems kündigte 2005 die Vermarktung der Angara an. Zu diesem Zeitpunkt bestand das Unternehmen zu 50 % aus Beteiligungen von Lockheed Martin und Khrunitschew. Im Laufe der Jahre wuchsen die Spannungen zwischen den Partnern. Die Proton, gebaut von Khrunitschew, verzeichnete viel mehr Starts als die Atlas 3 und Atlas V. Insbesondere das neue Modell Atlas V, bei dem Lockheed die Triebwerke auch in Russland kaufte, hatte weitaus weniger Aufträge zu verzeichnen, als dies geplant war. Ein Vorstoß von Lockheed, die Startpreise der Proton um 15 % anzuheben um die Atlas alterativer zu machen, wurde von Khrunitschew abgelehnt und dies führte zum Zerbrechen des Joint Ventures. Ende 2006 verkaufte Lockheed Martin seine Anteile und ILS bietet nun nur noch die Proton an. Als weiterer Grund für den Ausstieg wurde auch die Verzögerung der Einführung der Angara genannt.

Seltsamerweise ist zum gleichen Zeitpunkt sowohl der Mission Planer Guide, wie auch jegliche Webseite über die Angara bei ILS vom Web verschwunden. Dabei wird ja die Angara, genauso wie die Proton, von Khrunitschew gebaut. Die Angara für kommerzielle Transporte sollte die 4,35 m breite und 13 m lange Nutzlastverkleidung der Proton übernehmen. Noch 2007 ging man davon aus, dass ab 2012 die Produktion der Proton von 6 Stück über 3 Stück 2013 auf 2 Stück 2014 abnehmen würde und ab 2014 keine Starts mehr stattfinden. Seitdem wurde das Produktionsende der Proton laufend nach hinten verschoeben. 2014 ist von 2025 die Rede, also einer Zehnjahresfrist des Transists.

Die Angara sollte deutlich günstigere Transporte ermöglichen. Der Preis pro Kilogramm in einen GTO Orbit, energetisch äquivalent mit einem Ariane 5  Start sollte von 17000 $/kg bei der Proton K auf 15000 $/kg bei der Proton M auf unter 10000 Dollar/kg bei der Angara sinken, entsprechend einem Startpreis von 54-66 Millionen Dollar für die Angara 5A. Für kommerzielle Transporte zählt nicht nur der Preis, sondern auch die Zuverlässigkeit. So bewirkte das Versagen der Proton 2004 und 2007 zu einem Abwandern von Kunden zu Arianespace, dasselbe passierte auch der Zenit nach einer Explosion beim Start 2007. Kommerzielle Kunden sind hier sehr konservativ. Der Verlust eines Satelliten kann zwar von der Versicherung ersetzt werden, nicht jedoch der Einnahmeausfall oder das Abwandern von Kunden die man nicht bedienen kann. Ein neuer Träger, wie die Angara hat es hier besonders schwer, denn er muss erst beweisen, dass er zuverlässig ist. Hat die Angara erst einmal 10 oder 20 erfolgreiche Flüge hinter sich, so ist dies der Fall, doch bis dahin wird sie es schwer haben sich gegen die eigene Konkurrenz in Form der Proton durchzusetzen.

Entwicklung

Die Entwicklung der Angara machte in den letzten Jahren nur geringe Fortschritte. Im Juni 2011 wurde die Entwicklung des RD-191 abgeschlossen. Es absolvierte 120 Tests, davon drei eines kompletten URM mit insgesamt 24.797 s Brennzeit. Das RD-0124 hat inzwischen 50.000 s Brennzeit erreicht. Dazu kommen vier Starts der Sojus 2-1B, welche dasselbe Triebwerk in der dritten Stufe einsetzt. Damit soll die Entwicklung zu 99% abgeschlossen sein.

Der Erstflug wird sich weiter verzögern, nachdem die zweite südkoreanische Naro 1 136 s nach dem Start explodierte. Sie setzt ein modifiziertes RD-191 ein und die erste Stufe ist an das URM angelegt. Eine Untersuchung seitens Khrunitschew konnte aber nicht die Fehlerursache fixieren. Trotzdem verschob man den Erstflug der kleinsten Angara Version von 2012 auf das erste Quartal 2013. Die nächst größere Version könnte im vierten Quartal desselben Jahres folgen.

Ende 2011 ist der Erststart der Angara immer noch zwei Jahre in der Zukunft, derzeit (Oktober 2011) geplant für die zweite Hälfte 2013. Immerhin wird an der Angara festgehalten, während ein zweites neues russisches Trägerraketenprojekt, die Rus-M schon wieder eingestellt wurde. Es gibt nach einigen Jahren Pause auch wieder Verlautbarungen seitens ILS die Angara einzusetzen, allerdings erst wenn sie durch genügend viele erfolgreiche Flüge ihre kommerzielle Reife unter Beweis gestellt hat. Weder wie viele dies seien, noch einen Zeitpunkt wollte McKenna von ILS nennen.

Erst im Juni 2013 wurde der Start der kleinsten Version Angara 1.2 für Ende 2013 angekündigt, die Angara 5 soll Ende 2014 folgen. Die Proton soll ab 2020 stufenweise ausgemustert werden, aber noch mindestens bis 2025, eventuell 2030 im Dienst bleiben. Vor 2015 soll der Erstflug nun erfolgen. Zwischen 2015 und 2020 wird Baikonur als Startbasis folgen und die erste kryogene Oberstufe, noch von Pletzesk aus. Erst zwischen 2020 und 2030 sind die Angara 7 und der Einsatz kryogener Oberstufen von Baikonur on Voschody aus zu erwarten.

JungfernflugAm 9.7.2014 erfolgte der Jungfernflug einer Angara 1.2 allerdings noch suborbital. Dieser war nach russischen Angaben erfolgreich. Russland hat bisher 2,9 Milliarden Dollar für die Angaraentwicklung ausgegeben, das ist gemessen an den Preisen die man sonst für russische Raumfahrtprojekte genannt bekommt (und diese liegen um den Faktor 3 niedriger als im Westen für ähnliche Träger oder Satelliten) sehr teuer. Der Jungfernflug stand vom Startplatz 35 statt, einem ehemaligen Startplatz der Zenit in Plessezk.  Brennzeiten waren 3 Min 42 s und 4 Min 29 s.

Der Transit zur Angara wird langsam erfolgen. So gab einen Tag vorher Russland an, ab 2016 die Sojus 2 ab 2016 ausschließlich einzusetzen, also dann die alte Sojus U Linie (die noch für alle Starts zur ISS eingesetzt wird) auslaufen zu lassen. Wann die Angara die Rolle der Sojus 2 übernimmt ist offen, wahrscheinlich wird es dauern, denn zum einen wird Russland an der Versorgung der ISS nichts ändern die bis 2020 mindestens gemeinsam betrieben wird und zum zweiten startet die Sojus auch vom CSG in Französisch Guyana aus und dort dürfte der Einsatz nicht vor Indienststellung der Ariane 6 enden,  wenn überhaupt (Arianespace sprach von 20 Jahren um die Investitionskosten für die Startanlagen zu decken, dass wäre also noch mindestens bis 2030).

Insgesamt scheint die Entwicklung und Produktion der Angara deutlich teurer geworden zu sein. Ein RD-191 kostet z.B. 240 bis 250 Millionen Rubel in der Produktion Das sind 5,37 Millionen Euro. Bis 2025 sollen die Herstellungskosten der Triebwerke auf 135 bis 140 Millionen Rubel und die der Rakete um den Faktor 1,8 sinken.

Bis 2016 hat Russland umgerechnet rund 3 Milliarden Dollar für die Entwicklung der Angara ausgegeben und auch das neue Kosmodrom Wostotschny  mit einem Sojusstart eibgeweiht,

Links

Khrunichev Center Status Report.

Space Launch Report: Angara

Russian Space Web: Angara

http://www.spaceflightnow.com/news/n1407/09angara/#.U74zGfnNRjU

Artikel aktualisiert am 10.7.2014

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), 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.

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: 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.

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.




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