Energijas versäumte Chancen

Derzeit arbeite ich an einer Erweiterung des Energija Aufsatzes, nachdem ich letzte Woche einen neuen Aufsatz über die Buran ins Web gestellt habe. Was mir dabei auffällt ist die geringe Nutzlast von Energija. Das Datenmaterial ist nicht sehr gut. Es gibt weitaus mehr Infos über Buran als über Energija, und so liegen Nutzlastangaben zwischen 88 und 105 t. Das verwunderte mich etwas, denn se gibt einige Gründe warum sie höher ein sollte:

  • Das Space Shuttle als Vergleich, hat eine maximale Startmasse von 115 t
  • Das Space Shuttle System wiegt aber mit 2022 t weniger als die Energija mit 2400 t
  • Dabei hat die Energija leistungsfähigere Triebwerke in den Boostern und diese haben eine geringere Leermasse
  • Die Leistungsdaten der Haupttriebwerke sind vergleichbar.

Nach diesen Fakten sollte die Nutzlast höher liegen, auch wenn man die Rakete z.B. mit der Saturn V vergleicht, die in etwa dieselbe Technologie einsetzt, allerdings mit noch schlechteren Werten bei den spezifischen Impulsen, also der Energieausbeute.

Der Schlüssel liegt in der Leermasse die in den Orbit befördert wird. Bei den Space Shuttles sind dies (LWT Version):

  • Space Shuttle 115 t + Tank 29 t = 144 t.
  • Energija: Buran 105 t + Zentralstufe 85 t = 190 t

In Wirklichkeit ist also Energija, wie zu erwarten leistungsfähiger. Das Problem liegt in der Leermasse des Zentralblocks (Block A)  und die ist bei etwa 905 t Vollmasse zu hoch. Man kann es mit dem Space Shuttle als direktem Gegenstück vergleichen: 29 t für den LWT und 14.2 t für die Triebwerke (die Treibstoffmenge ist fast dieselbe). Selbst wenn man sie S-II als Gegenstück nimmt, ist die Zentralstufe sehr "massiv".

Daher sehe ich sehr große Entwicklungsmöglichkeiten. Die Zentralstufe der Energija ist so etwas, wie die erste Ausgabe mit einer neuen Technologie. Für die sowjetische Raumfahrt war der Einsatz von Wasserstoff als Treibstoff neu und es gab auch nicht wenige Probleme eine Stufe zu bauen, welche den Treibstoff kühl hält. Das auch die USA nicht aus dem Stand so etwas entwickelt haben, zeigt recht deutlich die Entwicklung der S-II und des Space Shuttle Systems. Die S-II Stufe wurde nach der S-IVB entwickelt und bei Apollo war sie der Hauptangelpunkt bei den Bemühungen die Nutzlast zu steigern. Das zeigt der Vergleich von der Saturn V von Apollo 8 und der von Apollo 15..

Das STS unterscheidet sich natürlich von der S-II. Schon alleine die Unterbringung der Triebwerke im Orbiter und das veränderte Mischungsverhältnis von Wasserstoff und Sauerstoff ergeben eine andere Massenbilanz. Doch auch hier sieht man die Tendenz zur Gewichtsreduktion, in den Schritten normaler Tank, Leichtgewichtiger Tank (ab STS-7) und Superleichtgewichtiger Tank. Die Tabelle informiert über die Verbesserungen des Masseverhältnisses bei beiden Trägern und stellt Energija als Vergleich an die Seite

  S-II Apollo 8 S-II Apollo 15 STS normaler Tank STS LWT STS SLWT Energija Block A
Vollmasse 469,686 kg 499,413 768000  kg 761175 kg 768180 kg 905000
Leermasse 40188 kg 35381 kg 46.600  kg 43795 kg 40660 kg 85000
Sauerstoff: Wasserstoff 5.2:1 5.2:1 6.0:1 6.0:1 6.0:1 6.0:1
Schub/Gewicht 1.09 1.05 0.823 0.839 0.823 0.882
Voll/Leermasse 11.86 14.11 16,45 17,47 18,89 10,64

In ihrer technischen Auslegung ist der Block A mit dem Space Shuttle vergleichbar, er wiegt jedoch 40-45 t mehr als der externe Tank und Triebwerke. Es sollte möglich sein, davon 30-40 t einzusparen, was voll der Nutzlast für einen Orbit zu gute käme, die dann auf 130-140 t ansteigen würde. Was würde dies an Nutzen bringen?

Nun für Buran primär nicht so viel. Es ist davon auszugehen, dass Buran wie das Space Shuttle ausgelegt ist eine bestimmte Nutzlast zu transportieren und man nicht einfach diese beliebig steigern kann. Beim Space Shuttle sind etwa 5 t mehr möglich, nimmt man dies auch bei Buran an, so kann man Energija nur dazu nutzen die Bahn anzuheben. Die MIR befand sich auf einer erdnahen Bahn um die Nutzlast für die Sojus Raumschiffe zu maximieren. Bei der ISS war es eher die rasch absinkende Nutzlast des Space Shuttles. Sobald man eine Raumstation aber aufgebaut hat, ist diese niedrige Bahn von Nachteil, man muss laufend Treibstoff zur Station befördern um sie anzuheben. ohne sie würde die ISS in einem Jahr 100 km an Bahnhöhe verlieren und nach 2 Jahren wieder in die Atmosphäre eintreten. Nur 100 km mehr Höhe hebt die "Überlebenszeit" auf 5 Jahre an, und weitere 100 km steigert sie auf mehr als ein Jahrzehnt. Man kann die zusätzliche Nutzlast von Energija nutzen um Buran  in eine elliptische Bahn zu bringen die in der gewünschten Höhe liegt. Die Treibstoffreserven des Orbiters werden dann nicht benötigt um die Bahn auf diese Höhe anzuheben. Eine 500 km hohe Bahn mit 35 t Nutzlast wäre so möglich. Die zweite Möglichkeit wäre es die Anzahl der Booster zu reduzieren. Mit 2 Boostern wäre die heutige Nutzlast startbar. Das würde die Kosten natürlich senken.

Viel mehr Sinn würde die Energija als Schwerlastrakete für Marsunternehmen machen. In der Tat gab es in NASA Plänen von 1997 auch die Idee, sie dazu einzusetzen. Heute ist davon keine Rede mehr. Nicht nur weil die NASA mit der Ares V selbst eine Rakete in diesem Nutzlastbereich entwickelt. Sondern auch weil es heute illusorisch ist die Produktion der Energija wieder aufzunehmen. 20 Jahre Produktionsstipp haben ausgereicht, um die Fertigungsanlagen zu demontieren und die Startanlagen verfallen zu lassen. Vor allem haben sich die Russen in den letzten Jahren als sehr wackeliger Bündnispartner erwiesen. Die ersten zwei russischen Module – von der NASA bezahlt – wurden zu spät geliefert und mussten bald gewartet werden, weil Teile schlecht gefertigt waren. Eigene Module Russlands wurden gestrichen und stattdessen nutzte man die Sojus Kapseln um Touristen oder Astronauten von Drittnationen wie jetzt die südkoreanische Astronautin gegen Bares zu starten.

Eine andere Frage ist es, wie es mit der Zuverlässigkeit der Energija aussieht. Schließlich werden beim Start 8 Triebwerke mit 12 Brennkammern gezündet. Da es nur zwei Starts gab, kann man darüber nur spekulieren. Zum einen zeigte das geplante Buran Testprogramm mit zahlreichen unbemannten Testflügen die sowjetische vorsichte Haltung. Zum anderen sind leicht modifizierte Triebwerke der Booster bis heute im Einsatz bei der Zenit Trägerrakete und dort die Ursache zahlreicher Fehlstarts. doch auch dies ist nicht 1:1 übertragbar, denn wiederum modifizierte Triebwerke der Zenit trieben seit einigen Jahren die amerikanische Atlas an – bislang ohne einen Fehlstart, Aufgrund meiner Erfahrungen mit Triebwerkstechnologien würde ich dazu tendieren die Zuverlässigkeit niedriger anzusetzen als beim Space Shuttle. Feststofftriebwerke sind nach dem Start nicht mehr abschaltbar, aber sie sind recht zuverlässig. Viel häufiger gab es das Versagen der komplizierten Maschinerie von Gasgeneratoren, Turbinen, Turbopumpen, Brennkammern bei Trägern mit flüssigen Treibstoffen. Oftmals kann man rechtzeitig reagieren – das war auch der Hintergrundgedanke bei der Konzeption der Energija, aber nicht immer. Man denke nur an die Explosion einer Zenit auf der Startrampe im Januar letzten Jahres.

Energija konnte nicht zeigen wozu sie fähig ist, positiv oder negativ. Schade eigentlich.

9 thoughts on “Energijas versäumte Chancen

  1. @ Bernd

    Einige Daten zu Energija sind nicht ganz korrekt, da ich mehrere Bände mit Dokumenten verfüge, kleine Korrektur:

    Die Buran Startmasse beim ersten Flug war 79,5 Tonnen, sonst 105 Tonnen mit Besatzung. Buran war auch ausgelegt mit Nutzlasten bis 20 Tonnen auf die Erde zu landen. Es war auch vorgesehen die Mir Orbitalstation (20 Tonnen) als auch andere Module nach dem Ende der Arbeit mit Buran auf die Erde zurückzuholen.

    Startmasse der Energija- Buran (MKS 1K11K25) 2375 Tonnen.

    Startmasse der Trägerrakete 2270 Tonnen, also ohne Nutzlast. Der Träger war ausgelegt bis 200 Tonnen, konnte Nutzlasten auf eine Bahnneigung von 51-83, 97, 101-104 und 110 Grad befördern.

    Die erste Stufe (Blok A, 4 Stück) war 1490,4 Tonnen, die zweite (Block C) war 776,2 Tonnen schwer. Die Angaben von 905 t Vollmasse sind nicht korrekt.

    Es war geplant die erste Stufe mit Triebwerken mehrmals wiederverwenden. Auf der ersten Etappe waren 6 Flüge pro Jahr vorgesehen.

  2. Zu Buran (11F35) gibt es eigentlich keine Geheimnisse mehr, noch einige Daten:

    Startmasse mit Treibstoff (Sauerstoff und Cycilin, 10,4 und 4,1 Tonn), um 105 Tonnen.
    Nominale Landemasse = 82 Tonnen, max. = 87 Tonnen.
    Trockenmasse um 65-62 Tonnen

    Nutzlasten auf eine 200 km Bahn mit einer Bahnneigung von
    – 50,7 Grad = 30 Tonnen
    – 97 Grad = 16 Tonnen
    Max. Bahnhöhe = 1000 km, mögliche Bahnneigung von 50,7 bis 110 Grad
    Haupttriebwerk, 17D12, hatte einen Schub von 8800kg, Impuls =363s

    Vorgesehene Wiederverwendung des Buran = bis zu 100 mal
    Die minimale Zeit zur Vorbereitung auf den nächsten Start = 20 Tage

    Ja, selbst die Geschichte von Cycilin, der erstmals auf einer Pilotanlage 1971 in einen Umfang von 100 Liter und noch ohne Bezeichnung gewonnen wurde, bedarf eigene Publikation. Nach dem Buran Flug erhielten Cycilin Entwickler und Mitarbeiter eine Prämie von 100 Rubel.

  3. Zum Vergleich die heutigen Entwicklungen von RKK Energija:

    a) Energija-3, Nutzlast 83 Tonnen
    b) Energija-4, Nutzlast 110 Tonnen
    c) Energija-8, Nutzlast 200 Tonnen

  4. Zu Buran-Energija einige Episoden, aber nicht vollständig.

    Der erste Buran Flug war für den 29 Oktober 1988 vorgesehen. Die Startvorbereitung verlief planmässig, kurz vor dem Start in der 51 Sekunde wurde auf Grund eines mechanischen Fehlers die weitere Vorbereitung durch die Computer unterbrochen.

    Der zweite Starttermin wurde für den 15 November festgelegt, in Baikonur herrschte Wirbelsturm, Regen, Ostwind und der Raketenkomplex war Stellenweise mit einer Eisschicht von 1..1,7 mm bedeckt. Der Wind erreichte eine Spitzengeschwindigkeit bis 15-20 m/s, trug auch Sandkörner von der Steppe gemischt mit Schnee an die Rakete heran. Ja, der Name Buran (Schneesturm) wurde nicht umsonst gewählt. Erst 26 Minuten vor dem Start, unsere Entscheidung für den Flug und 13 Minuten vor dem Abheben war auch die Sonnen zu sehen. Wäre noch zu erwähnen, dass das Kommando Pusk bei T-600 Sekunden erfolgte (Start erfolgt bei Kontakt) und bei T 30/39 Sekunden schon die starke Drosselung der Triebwerke (RD-0120, RD-170) begann. Bei 1,25 Sekunden nach dem Start war die Trägerrakete 20 cm über der Startrampe.

    Das Wetter für die vorgesehene Landung war aber schlecht. Kurz vor der Zündung der Bremstriebwerke wurden die Wetterdaten an Buran weitergeleitet. In der letzten Schlussphase des Fluges wurde aber ganz ernst, im Leitzentrum herrschte eine Totenstille als Buran eine unvorgesehene Wendung (Flugabbruch) vollzog. Der Abbruch der Landung war für einige klar, das die Steuerungssysteme versagten und es sei mit dem schlimmsten zu rechnen. Der zuständige Leiter (eine Gruppe) hat schon einen Nachruf für die amtliche sowjetische Agentur TASS über den gescheiterten Buran Flug verfasst. Das hat später der Buran Chefkonstrukteur selbst erzählt, hat mit eigenen Augen und mit pochendem Herz gesehen.

    Es stellte sich heraus, das die Landegeschwindigkeit sehr hoch war. Der Bordrechner erteilte einen Befehl für eine Rechtsdrehung im Landeanflug (r= 6 km.), was zu Abbau der Sinkgeschwindigkeit führte. Nach einen „Fremdgehen“ von mehr als 10 km war der Buran wieder auf seiner gewohnter Bahn.

    Für die Bahnverfolgung wurden 4 Schiffe, 5 Kommunikationssatelliten und 9 Bodenstationen eingesetzt.
    Weltweit gab es 15 Landeplätze für Buran, darunter in Kuba, Libyen. Ja, sogar geheime Buran Dokumente wurden in den 80-er Jahren an westliche Agenten verkauft.

  5. Ich finde es beeindruckend, unter welchen Wetterumständen Buran und Energija geflogen sind. Spaceshuttles stürzen ja schon bei Minustemperaturen ab…

  6. Liegt primär daran, dass wenn man ein Gefährt nicht für diese Anforderungen konstruiert man in Baikonur nicht starten kann. Im Winter hats da schon mal -30°, im Sommer 50°C und wind ist in der steppe immer. Dafür gibt es am Cape andere Anforderungen bei der Sojus musste man z.B. gewährleisten als sie zum CSG kam, dass sie nicht zu sehr im salzigen Klima rostet.

  7. In Bezug auf Klima ist der Weltraumbahnhof in Baikonur (hatte Codename „Taiga“) für Trägerraketen günstig, über 300 Tagen Sonnenschein pro Jahr, wenig Regen, niedrige Luftfeuchtigkeit, kurze Winter. Aber für die Mitarbeiter ist das Klima schrecklich. Im Sommer Temperaturen bis 45 Grad Celsius und Sandstürme, im Winter frost bis zu 45 Grad und Schneestürme. Der Boden ist sehr aggressiv, so dass die Röhren und Stromleitungen nach 3-4 Jahren und manchmal nach einen Jahr mit starker Korrosion befallen waren.

    Ein Problem für die automatische Startvorbereitung der Energija waren auch die Adler, dazu gab es bewaffnete Wachen um die Vögel von den Masten der Energieversorgung fernzuhalten. Für den zweiten Start gab es technische Änderungen mit der Stromversorgung und ein Problem weniger. Ja, und 6 Stunden vor dem Start gab es einen bewaffneten Angriff einer Gruppe von lokalen Jungs auf die Stromleitungen. Die Führung von Baikonur und der kasachischer Ministers für Energie ersuchten Amtshilfe, die wurde aber vom Leiter der Tjura-tam Abteilung ignoriert. Die Militärs haben aber die Sache geklärt.

  8. Energija Triebwerke, etwas für die Statistik.

    Schon 1973 begannen Arbeiten an Triebwerken mit sehr hohen Schub von 800 und 1500 Tonnen. Sie waren für die Gluschko Trägerraketen, darunter eine mit einer Nutzlast von 250 Tonnen vorgesehen. Ein Jahr später beginn der experimentellen Forschung an wiederverwendbaren Triebwerken auf Basis des 15D168. Insgesamt gab es :

    – Mehr als 300 Brennversuche an 200 Exemplaren.
    – Insgesamte Brenndauer = 20000 Sekunden.

    Danach ab 1976 konzentrierten sich die Arbeiten an den wiederverwendbaren, bis 10 mal, RD-170 Triebwerken. Bei der Entwicklung zeigten sich aber enorme Schwierigkeiten, die Energija drohte förmlich zu scheitern. Es wurden auch alternativen untersucht, darunter die Verwendung von Feststoffbooster mit einen Schub von 1000 Tonnen für Energija. Mit der Arbeit wurde der Chefkonstrukteur von KB PO Iskra, Lev Nikolajewitsch Lawrow, beauftragt. Seine Arbeit:

    – Schub 1050 Tonnen
    – Impuls 263s
    – Durchmesser von 3,6 Meter
    – Länge 44,92 Meter
    – Trockemasse 60 Tonnen
    – Treibstoffmasse 460 Tonnen

    Insgesamt zu RD-170/171:

    – um die 900 Brennversuche
    – mehr als 100000 Sekunden Brenndauer
    – an einen Triebwerk erfolgten 20 vollständige Zündungen ohne jede Beanstandung.

    Insgesamt zu RD-0120:

    An Triebwerken mit Wasserstoff wurde aber schon früher gearbeitet, darunter am Projekt „Dal“ Anfang der 60-er Jahre.

    – Erster Brennversuch in März 1979, Brenndauer 4,58 Sekunden.
    – Erster Brennversuch mit voller Leistung, Mai 1984, Brenndauer 600 Sekunden.
    – Zu Energija Start wurden im 100% Modus 482 Brennversuche mit einer Brenndauer von 75000 Sekunden durchgeführt.
    – Im Modus 106 3% gab es 689 Brennversuche mit 133900 Sekunden Brenndauer.
    – Längste Brenndauer an einem Triebwerk etwa 4072 Sekunden bei 9 Zündungen (1987-88).
    – Die höchste Leistung wurde mit 123 % innerhalb von 100 Sekunden erreicht (1987).
    – Zuverlässigkeit bei der erster Zündung 0,98, beim ersten Flug von 0,985, beim zweiten Flug von 0,993. Für bemannte Flüge waren 0,995 vorgesehen.

  9. Noch etwas für die Statistik.

    Das russische NPO Energomasch Unternehmen, gegründet 1929, hat während seines bestehens bis heute:

    – rund 18000 Triebwerke hergestellt
    – darunter 5000 Triebwerke für Erdgebundene Tests
    – 13000 Triebwerke für Trägerraketen

    Derzeit gehen Arbeiten ua. an einer neuen Brennkammer basierend auf dem Prinzip der Detonation Verbrennung, neuen
    Treibstoffen (Acetam) als auch an Laserzündung für Triebwerke (Angara, Sojus). In Verbindung mit der neuen Brennkamer sind mit H2 Impulse über 500s in Vakum möglich. Eigentlich ist die Brennkammer traditionell, nur in einem bestimmten Bereich ist die sogenannte Spin-Detonation, die Stosswelle dreht sich um den Umfang mit einer Frequenz von 8000 Mal pro Sekunde. Insgesamt ist das Raketentriebwerk kleiner und leichter.

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