Raketen die es geben könnte – die Angara 31-6-1

Auf einige Konstanten kann sich der Weltraumfan verlassen, das Elon Musk irreale Terminpläne verkündet und das in Russland alle paar Jahre eine neue Schwerlastrakete konzipiert wird, ohne das es zu einer kommt.

Das Nachdenken über das Starship brachte mich auf die heutige Idee. Im Prinzip haben die Raptors fast denselben Schub wie ein RD-191, das die Angara in der ersten Stufe, den URM einsetzt. Bei der Angara werden schon Erststufen geclustert, bis zu sieben. Erfahrungen mit dem Betrieb von vielen Triebwerken hat Russland auch – mit der N1. Nun ja die Ergebnisse waren nun nicht so überzeugend.

Ich habe mir überlegt, das eigentlich man durch das Clustern von Angara Erststufen die nötige Schwerlastraakete bekommen müsste und nach leichtem Überschlagen im Kopf kam ich auch darauf, dass die Nutzlast ausreichen würde. Hier der Plan:

Russland baut die erste Stufe aus 31 Angara-Erststufen angeordnet in folgender Konfigurationen

  • 1 Stufe in der Mitte
  • 6 Stufen in einem ersten Ring um sie
  • 24 Stufen in einem zweiten Ring um sie
  • macht zusammen 31 Stufen.

Die Oberstufen kommen wie sonst auch üblich auf diese 31 Stufen, es sind sieben Angara Erststufen welche die ersten beiden (inneren) Ringe bilden. Der äußere Ring bildet die erste Oberstufe und die innere Stufe die zweite Oberstufe, das ist im Prinzip eine Angara A7 auf der ersten Stufe.

Neben Verbindungen der Stufen zueinander, Sprengvorrichtungen und Abtrennraketen damit die Abtrennung sauber geht (wäre bei der ersten Stufe nicht mal nötig) braucht man nur einen angepassten Stufenadapter. Wenn dieser so ausgelegt ist, dass er die Lasten der beiden Oberstufen nicht auf die unteren sieben sondern alle 31 Stufen (oder nur den 24 äußeren) verteilt, muss man an den Strukturen überhaupt nichts ändern. Für den Stufenadapter habe ich bei jeder Erststufe 1 t in der Leermasse addiert.

Dann braucht man, noch eine Nutzlasthülle die drei Stufendurchmesser der Angara hat, so breit ist das Oberstufenbündel, also 3 x 3,35 m = 11,05 m. Sie könnte etwa 25 m lang sein.

Eine solche Rakete könnte vom Start von Baikonur aus 56 t in eine Mondtransferbahn befördern. Das wären 8 t mehr als bei Apollo und würden wahrscheinlich für eine Mondlandung ausreichen.

Das frappierende an der Lösung ist, dass sie zwar nicht technisch optimal ist (man könnte viel Leermasse einsparen, wenn die Stufen jeweils einen gemeinsamen Tank hätten, aber das wäre eben eine Neunkonstruktion) aber die Entwicklungskosten vergleichsweise gering sind und man so auch auf relativ hohe Stückzahlen für die URM kommt, was dann auch die normalen Angara Starts verbilligt.

Die Verwendung von vielen Einzelstufen hat aber auch Nachteile. So sollten alle Stufen möglichst zum gleichen Zeitpunkt Brennschluss haben. Aber zum einen gibt es die Bündelung schon in kleinem Ma0stab bei der Angara 3 bis 7. Zum anderen kann man selbst ohne Maßnahmen mit kleinen produktionsbedingten Abweichungen leben, dann löst eben das Ausgehen des Treibstoffs in einer Stufe den Brennschluss aller aus. Da aber die RD-191 im Schub senkbar sind, kann man die Stufen auch so steuern das alle gleichzeitig Brennschluss haben. Problematisch wird es nur, wenn man eine Stufe vorzeitig abschalten muss. Doch auch damit kann man leben, indem man die volle Nutzlast nicht voll ausnützt und Reserven für den Fall lässt.

Das Problem eines Ausfalls entschärft sich, wenn man mit der Nutzlast nicht auskommt. Dann gibt es die Möglichkeit zwei Starts einzusetzen. Eine voll betankte letzte Stufe kann bei einer zweistufigen Kombination gerade in einen 200 km Erdorbit gebracht werden. Der Mondlander wird dann separat gestartet und dockt an. In diesem Falle läge die Nutzlast bei 70 t. Der zweite Start könnte problemlos einen Ausfall auffangen, der erste, auch wenn die letzte Stufe gezündet wird, um den Verlust aufzufangen. Limitiert ist hier die Nutzlast durch die Treibstoffvorräte der Stufe im Parkorbit. Setzt man eine eigene Stufe zum Einschwenken in den Mondorbit ein, wie dies bei dem Mondprogramm der UdSSR in den Sechzigern der Fall war, dann kann diese auch schon im Erdorbit die Geschwindigkeit erhöhen. In diesem Falle würde die Nutzlast für eine Mondtransferbahn auf rund 90 t ansteigen.

Bevor noch jemand das erwähnt – natürlich wäre es viel einfacher mit Zenit-Erststufen. Der Haken ist dabei aber das zwar deren Triebwerk RD-171 von Energomasch aus Russland stammt, die Stufe selbst von KB Juschnoje aus der Ukraine. Solange diese nicht annektiert ist, was derzeit ja befürchtet wird, scheidet das für Russland aus.

So gesehen wäre es umsetzbar. Angesichts der wenigen Starts der Angara in den letzten Jahren, ja überhaupt wenigen Starts schwerere Raketen in den letzten Jahren – auch die Proton startet kaum noch, der letzte Start war 2019. Sie läuft zwar aus, doch korreliert dies nicht mit einem Ansteigen der Angara-Starts, von denen es nur zwei orbitale bisher gab. Wie es um Russlands Raumfahrt steht, zeigt auch die Mitteilung das Anna Kikina, die einzige Frau im Kosmonautencorps nun im Herbst 2022 zum ersten Mal ins All fliegen wird. Kikina ist seit 2012 Kosmonautin, es vergingen also mangels Flügen zehn Jahre, bis sie zum Einsatz kommt.

Rakete: Angara 31-6-1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
5.300.900 57.000 10.964 1.761 1,08 130,00 200,00 450000,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
59.582 52 90 7.500 250 90 10 120 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 31 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 0,00
2 6 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 204,00
3 1 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 408,00

 

Rakete: Angara 31-6-1

Startmasse
[kg]
Nutzlast
[kg]
Geschwindigkeit
[m/s]
Verluste
[m/s]
Nutzlastanteil
[Prozent]
Sattelpunkt
[km]
Perigäum
[km]
Apogäum
[km]
5.300.900 57.000 10.964 1.761 1,08 130,00 200,00 450000,00
Startschub
[kN]
Geographische Breite
[Grad]
Azimut
[Grad]
Verkleidung
[kg]
Abwurfzeitpunkt
[s]
Startwinkel
[Grad]
Konstant für
[s]
Starthöhe
[m]
Startgeschwindigkeit
[m/s]
59.582 52 90 7.500 250 90 10 120 0
Stufe Anzahl Vollmasse
[kg]
Leermasse
[kg]
Spez. Impuls (Vakuum)
[m/s]
Schub (Meereshöhe)
[kN]
Schub Vakuum
[kN]
Brenndauer
[s]
Zündung
[s]
1 31 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 0,00
2 6 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 204,00
3 1 137.800 9.800 3.310 1922,0 2085,0 203,20 408,00

 

Simulationsvorgaben

Azimuth Geografische Breite Höhe Startgeschwindigkeit Startwinkel Winkel konstant
90,0 Grad 52,0 Grad 120 m 0 m/s 90 Grad 10,0 s
Abbruch wenn ZielApo überschritten, Orbitsim wenn Kreisbahngeschwindigkeit erreicht
Perigäum Apogäum Sattelhöhe
Vorgabe 200 km 450.000 km 130 km
Real 180 km 456.969 km 130 km
Inklination: Maximalhöhe Letzte Höhe Nutzlast Maximalnutzlast Dauer
49,0 Grad 283 km 277 km 57.000 kg 57.354 kg 610,6 s
Umlenkpunkte Nr. 1 Nr. 2 Nr. 3
Zeitpunkt 114,4 s 200,0 s 400,0 s
Winkel 52,0 Grad 31,0 Grad -26,0 Grad

Wichtige Aufstiegspunkte

Bezeichnung Zeitpunkt Höhe: Dist: v(x): v(y): v(z): v: Peri: Apo: a:
Start 0,0 s 0,12 km 0,0 km 0 m/s 0 m/s 0 m/s 0 m/s -6378 km -6378 km 1,5 m/s
Rollprogramm 10,0 s 0,20 km 0,0 km 1 m/s 17 m/s 0 m/s 17 m/s -6374 km 0 km 1,9 m/s
Winkelvorgabe 114,4 s 20,39 km 0,1 km 560 m/s 443 m/s 0 m/s 714 m/s -6335 km 17 km 10,5 m/s
Winkelvorgabe 200,0 s 89,73 km 4,4 km 2530 m/s 1255 m/s 0 m/s 2825 m/s -5886 km 99 km 36,8 m/s
Brennschluss 1 203,2 s 94,00 km 4,9 km 2661 m/s 1301 m/s 0 m/s 2962 m/s -5837 km 107 km 39,0 m/s
Zündung 2 204,0 s 95,08 km 5,0 km 2663 m/s 1294 m/s 0 m/s 2961 m/s -5837 km 107 km -9,5 m/s
Verkleidung 218,9 s 115,02 km 8,2 km 2824 m/s 1239 m/s 0 m/s 3084 m/s -6378 km -6378 km 3,4 m/s
Brennschluss 2 407,2 s 282,92 km 238,5 km 6923 m/s -1019 m/s 0 m/s 6998 m/s -1342 km 303 km 40,3 m/s
Zündung 3 408,0 s 282,96 km 241,1 km 6926 m/s -1028 m/s 0 m/s 7001 m/s -1333 km 305 km -9,0 m/s
Orbitsim 448,5 s 281,49 km 396,2 km 7278 m/s -1593 m/s 0 m/s 7450 m/s -288 km 611 km 3,3 m/s
Sim End 610,6 s 276,82 km 1681,4 km 9751 m/s -3938 m/s 0 m/s 10517 m/s 180 km 456969 km 22,0 m/s

Parameter der Stufen

nr.: Geschwindigkeit Maximalhöhe Maximaldistanz Flugzeit Perigäum Apogäum Inklination
1: 2.963,8 m/s 205,3 km 29.964,0 km 572,9 s -5.769,8 km 108,2 km 54,0 Grad
2: 6.933,0 m/s 283,3 km 1.331,6 km 611,2 s -1.085,3 km 335,8 km 49,9 Grad

Höhe/Zeit Diagramm

Höhe/Distanz Diagramm

Beschleunigung/Zeit Diagramm

7 thoughts on “Raketen die es geben könnte – die Angara 31-6-1

  1. Werden die Stufen so dicht wie möglich gepackt, sind in jedem Ring 6 Stück mehr als im vorhergehenden. Also 6 – 12 – 18 – 24. Bei 24 im zweiten Ring wäre zwischen den beiden Ringen eine Lücke mit mehr als dem Durchmesser einer Stufe.
    Sinnvoller wären 3 Ringe, mit zusammen 37 Stufen. Das wäre trotzdem schlanker als ein 24-er Ring und würde die Nutzlast noch etwas steigern.

  2. Die Rakete wird vor MaxQ ihre Leistung drosseln müsen. wenn man die äußeren Ringe abwerfbar macht, kann man die Zentralen Stufen drosseln und länger betreiben.
    Auch wenn SX es nicht hin bekommen hat, könnte man bei so vielen Boostern über Crossfeed nachdenken.

    Andererseits glaube ich, das nach der ISS wenn keine Sojus und kein Progres mehr fliegt es in Russland keine nichtmilitärsche Raumfahrt mehr geben wird.

  3. Ein Märchen aus tausend und einer Nacht, oder wie baut man die schlechteste Rakete der Welt. Das Monstrum mit einen Nutzlastverhältnis von 1,07 hat mit der Raumfahrt nichts zu tun, ist reine mathematische Spielerei mit vielen technischen Fehlern. Fakt: Die Angara mit RD-0150 Triebwerk wird um die 40 Tonnen in die Umlaufbahn befördern, damit werden Flüge zum Mond möglich sein, mit 4 Starts sogar Mondlandungen.

    „Falsche Berechnung“

    Nun zu deinen Berechnungen: Die sind grundsätzlich nicht ganz korrekt, da mit RD-191 keine Starts mit Kosmonauten möglich sind, hier solltest du die russischen Gesetze beachten. Russische Vorschriften besagen, dass Raketentriebwerke im sparsamen Modus arbeiten müssen, um eine Person in die Umlaufbahn zu bringen. Aber die Angara-A5 hat Triebwerke die in seinen Eigenschaften mit hoher Last arbeiten ( RD-191 übertrifft in seinen technischen Fähigkeiten alle bisher entwickelten Flüssigtreibstoffmotoren dieser Klasse). In diesem Zusammenhang wurde beschlossen, das Design der Brennkammer zu ändern. Der Effekt: wenn das Triebwerk im gleichen Modus arbeitet, gibt mehr Schub ab. Bei bemannten Starts arbeitet das Triebwerk aber im reduzierten Modus, d. h. unter seiner Nennleistung, aber mit größerer Zuverlässigkeit. Darüber hinaus ist es durch den Übergang zum Einsatz neuer Produktionsanlagen gelungen, die Masse der Rakete deutlich zu reduzieren. Die Überlagerung dieser zweier Richtungen – eine Abnahme der Masse und eine Erhöhung des Triebwerksschubs wird dazu führen, dass Angara-A5M mehr als 27 Tonnen Nutzlast vom Kosmodrom Wostotchny in eine erdnahe Umlaufbahn bringen kann, während Angara-A5 – mehr als 24 Tonnen.

    RD-191M

    Technische Daten des RD-191M Triebwerks mit Nachverbrennung von oxidierendem Generatorgas:

    Schub: 217,4 t /234 t
    Isp: 314s / 338s

    Die Trägerrakete Angara-A5M ist mit Triebwerken der ersten und zweiten Stufe mit erhöhtem Schub ausgestattet, dabei soll der Schubmodus 110% betragen. Die Erhöhung des Triebwerksschubs war zunächst kein Selbstzweck. Es ging primär um die Anforderungen für einen bemannten Start zu sichern, bei denen strengere Anforderungen an die Zuverlässigkeit der Triebwerke gestellt werden.

    Bei der Entwicklung des RD-191M werden das Design und die technologischen Grundlagen für die RD-191-, RD-171M-, RD-180- und RD-181-Triebwerke maximal genutzt, was die Entwicklungskosten erheblich reduziert. Um die Produktion von RD-191M zu meistern, sind mehr als 1.200 neue technische Prozesse und 3.500 Werkzeugkonstruktionen notwendig. Darüber hinaus werden in den Jahren 2020-2022 sechs bestehende Prüfstände modernisiert und fünf weitere sollen konstruiert und gefertigt werden. Der Montagestandort für das RD-191M-Triebwerk soll im ersten Quartal 2022 organisiert werden.

    Sojus-5

    Zenit Trägerrakete ist gestern, die wird es nicht mehr geben. Dafür wurde die Sojus-5 mit den neuen Triebwerk RD-171 MW entwickelt, gegenwärtig laufen dynamische und statische Tests des Trägers. Die Nutzlast ist mit der Zenit vergleichbar, aber der technische Unterschied ist gewaltig, es kommen neue Technologien und Materialien zum Einsatz. Auch die Angara besteht aus der sowjetischer AMg6 Legierung das schon das Wostok Raumschiff hatte.

    Den russischen Ingenieuren von RUSAL ist es gelungen, einen völlig neuen wissenschaftlichen und industriellen Ansatz zur Entwicklung von wirtschaftlich legierten Aluminium-Scandium-Legierungen, deren Gießtechnologie und thermomechanischer Verarbeitung zu entwickeln. Dadurch haben die Legierungen 40-50% höhere mechanische Eigenschaften im Vergleich zu Legierungen ohne Scandium. RUSAL hat als weltweit erster Hersteller eine geschlossene Produktionskette geschaffen – von der Herstellung von Scandiumoxid bis zur Herstellung von Fertigprodukten. Das neue Material erhielt die Bezeichnung P-1580, ausländischer Klassifikation hat eine andere Bezeichnung. Trägerraketen, darunter die Sojus-5, sind somit um etwa 20% leichter als mit AMg6 Legierung. Die Herstellung erfolgt mit einen neuen Verfahren, international bekannt als Wire Arc Additive Manufacturing (WAAM), eines der aktuell schnellsten additiven Fertigungsverfahren für Metalle.

    Die Sojus-5 weist viele Besonderheiten, hier nur einige: Zum ersten Mal in der Praxis bei Progress wird in der zweiten Stufe ein kombinierter Boden für Oxidationsmittel- und Treibstofftanks verwendet. Dies ermöglicht es, die Masse der Struktur der zweiten Stufe zu reduzieren, sie im Vergleich zum traditionellen Schema zu erleichtern und auch die Abmessungen der Einheit zu reduzieren. Zum ersten Mal wird die neue Rakete eine Strapdown-Trägheitseinheit mit empfindlichen Elementen auf kleinen und leichten faseroptischen Gyroskopen verwenden.

    Der Bau des Sojus-5-Steuerungssystems unter Verwendung eines effizienten Hochgeschwindigkeits-Bordcomputers wird die Verbindung zwischen der Rakete und der Ausrüstung der Technik- und Startkomplexe minimieren. Dies wird den Produktvorbereitungsprozess vereinfachen, die Bodenausrüstung vereinfachen und die Kosten senken. Die Fähigkeiten des Bordcomputers gewährleisten den Einsatz aller Testmodi direkt an Bord und nicht an Bodengeräten.

    Triebwerk RD-0124MS: Arbeitet mit flüssigen Sauerstoff und Naphthyl, hat einen höheren spezifischen Impuls von 361 Sekunden. Jeder Motorblock kann in Übereinstimmung mit dem Stufenbetriebszyklus autonom mit verschiedenen Schubmodi betrieben werden. Der Schubvektor wird durch Auslenken jeder Kammer in zwei zueinander senkrechten Ebenen gesteuert, nicht vergleichbar mit RD-120 der Zenit Rakete mit den erforderlichen zusätzlichen Lenkmotor. Wenn wir RD-0124MS für Bedingungen auf Meereshöhe „neu berechnen“, erhalten wir einen spezifischen Impuls in Höhe von 334 Sekunden – und das ist immer noch viel besser als der des RD-180 Kerosin-Rekordhalters, und sogar höher als der des Methans Raptor von Elon Musk.

    Schwerlastträgerrakete

    Schon vor 3 Jahren sagte Musk, das die Entwicklung der SLS-Trägerrakete sei eine Tragödie. In der Tat, dabei werden mit jedem Start Milliarden von Dollar vernichtet, selbst auf die Ares-5 hat die NASA aus Kostengründen verzichtet. Selbst für Deutschland, obwohl ihr BIP deutlich größer als der von Russland ist, wäre so eine Trägerrakete aus finanziellen Gründen nicht machbar.

    Russland hat die Entwicklung so eines Trägers eingestellt, die Kosten wären zu groß. Nach Analysen für einen Methanträger bis 200 Tonnen Nutzlast, wäre eine Investition von 1,5 bis 2 Billionen Rubel notwendig. Die SLS basiert auf Shuttles, Russland müsste alles neu Entwickeln und Bauen um eine kostengünstige Methanrakete zu bekommen. Dafür werden immer neue militärische Raketen entwickelt, und das neue Ultimatum an den Westen mit der Androhung eines Krieges, sind für die kommunistischen Mörder viel wichtiger als die eigene Raumfahrt.

    Auch die vergangenen Entwicklungen zeigten, den gewaltigen finanziellen und technischen Aufwand für eine Trägerrakete. Die damaligen Entwickler waren sehr euphorisch, sahen ihre Pläne für bemannte Flüge zu Mond und Mars im Vordergrund, die Ernüchterung kam etwas später. Ausgehend von damaligen Dokumenten ( Koroljow und Kamanin Aufzeichnungen, eine Publikation von 1999 zu N2, N3 und N4) die mir zu Verfügung stehen, möchte kurz zu Nutzlast der N-1 eingehen.

    1) N-1 in der ersten Etappe mit 95 t Nutzlast
    2) N-1M in der zweiten Etappe von 155 bis 175 t Nutzlast
    3) N-4, in der weiteren Perspektive mit 18.000 t Startmasse

    Selbst die einzigartige Energia war bis max. 250 t Nutzlast ausgelegt, schon im Vorfeld der Entwicklung hatte sie viele Gegner, darunter von Kosmonauten und Konstrukteuren. Ihre Argumente zu Kosten waren sehr überzeugend, aber die ganze Entwicklung war ein Parteiauftrag ohne Scheu vor Kosten. Selbst wenn bei der Montage in Baikonur eine Teil oder eine Schraube fehlte, wurde die prompt mit einen Flugzeug aus Moskau nach Baikonur gebracht. Kosten spielten keine Rolle, es ging nur darum den Auftrag rechtzeitig zu erfüllen. Zu Mond oder Mars können wir auch in 50 Jahren fliegen, zunächst geht es um die drastische Senkung der Kosten.

    Besonderheit des neuen Kosmodroms Wostotschny

    Das Kosmodrom liegt fast 6 Grad nördlich von Baikonur, was zu einer Abnahme der Nutzlast führen müsste. Das ist aber nicht korrekt, im Gegenteil, es wird etwas mehr Nutzlast in den Weltraum befördert, es liegt an der Startmechanik die wohl in keinen Programm impliziert ist. Anders ausgedrückt: Aus Sicht der erforderlichen Startmechanik liegt der neue Kosmodrom also südlicher des alten.

    Sorry für mein „halbes Wissen“

  4. Bitte genau lesen was ich geschrieben habe.

    1) AMg6 ist eine sowjetische Legierung, wird auch bei Angara verwendet.
    2) Wostok Raumschiff bestand aus AMg6, AMg2 und AMg3 Legierungen, die Rohrleitungen aus D16, D19, AK6 und AK8-Legierungen.

    3) NASA verwendet hochentwickelte Aluminium-Lithium-Legierungen wie Airware 2195 und 2050, ermöglichen eine stärkere, aber deutlich leichtere Architektur

    4) Die 1580 Legierung ist eine Neuentwicklung mit Scandium. Bisher wurden Aluminium-Scandium-Legierungen nur in der Luftfahrt- und Sportindustrie verwendet. Drei Hauptfaktoren haben ihre weit verbreitete Verwendung verhindert: die hohe Konzentration von Scandium – bis zu 0,25%, die erheblichen Kosten für Scandiumoxid – bis zu 2.000 US-Dollar pro Kilogramm und das Fehlen eines großen und zuverlässigen Herstellers von Scandiumoxid.

    5) Die 1580 Legierung kommt bei Sojus-5 und Amur Trägerrakete zum Einsatz, senkt die Masse der Träger um 20% gegenüber AMg6.

    6) Die erste sowjetische Hyperschalrakete, deren Entwicklung schon 1971 begann und die Indienstellung 1989 erfolgte, wurde aus Verbundwerkstoffen gefertigt. Der Grund liegt daran, um die unglaublichen Belastungen standzuhalten. Die Rakete startet mit einer 100-fachen Beschleunigung, dabei treten Längsbelastungen bis 210 G, einige Merkmale dieser Rakete haben bis heute keine Analoga auf der Welt. Der Start erfolgt aus dem Bunker, die rund um Moskau stationiert sind. Das ganze regelt ein USA-Sowjetischer Vertragt über Stationierung solcher Waffen. Die Zerstörung feindlichen Ziele erfolgt in 8-15 Sekunden.

  5. Angara News, eine kurze Zusammenfassung mit Fakten und Hintergründen (extrem gekürzt als Kommentar)

    Im Rahmen von weiteren Flugdesigntests (LKI – Programm) startet demnächst Angara-5 Nr.3 mit einer neuer Persej Oberstufe. Auf Basis der Stufe soll eine weitere Oberstufe mit einen verbesserten Raketentriebwerk entstehen. Zukünftig sollen diese Oberstufen im Rahmen der Orion-Entwicklungsarbeit auf den Angara-A5-Raketen vom Kosmodrom Wostochny eingesetzt werden. Das Triebwerk mit einen Expansionsverhältnis von 500:1 hat einen spezifische Impuls von 372s, dadurch erhöht sich die Nutzlast auf eine geostationäre Umlaufbahn um fast 20 %. Auch die Verwendung von Synthin, ohne das Motordesign zu ändern, ist möglich, dadurch steigt der Isp auf 380s. Das sowjetische Orbital-Raumschiff-Buran verwendete auch Synthin, was zu deutlich besseren energetischen Leistungen als bei Space Shuttle führte. Bei Buran wurde zum ersten Mal in der weltweiten Praxis ein kryogener Oxidator – flüssiger Sauerstoff und Treibstoff – ein nicht kryogener synthetischer Kohlenwasserstoffsynthin mit erhöhter Effizienz – für ein Antriebssystem eines Raumfahrzeugs verwendet.

    Der Umzug der Angara Produktion von Moskau nach Omsk ist fast abgeschlossen, nicht aber die Bauarbeiten in Poljot und die Umrüstung und Schaffung neuer Produktionsstätten für die Produktion von Angara. Insgesamt ist bis 2024 Produktionsstätten mit einer Gesamtfläche von über 100.000 m2 vollständig vorzubereiten. Die Befolgung dieser Prioritäten wird es nach Abschluss der Investitionsprojekte im Jahr 2024 bis zu acht schwere und zwei leichte Angara-Trägerraketen pro Jahr in den Produktionsmodus zu bringen. Ab 2022 ist geplant, mit der Herstellung der ersten Prototypen der modernisierten Angara-A5M-Rakete zu beginnen. Durch den Umzug nach Omsk, wird die Lieferung der Trägerraketen an die zwei Kosmodrome die gleiche Zeit dauern, so können optimale Transportkosten sicherhergestellt werden, unabhängig davon, von wo aus der Start erfolgt.

    Laut dem Generalplaner von KB Saljut sollen hoch moderne Technologien, die in der Omsk-Produktion eingesetzt werden (Reibschweißen und Rotationsextraktion), die Qualität der technologischen Prozesse gewährleisten, die mit traditionellen Methoden nicht erreicht werden können, darunter das fehlen von Spannungen im Metall, die einen äußerst positiven Effekt auf die Zuverlässigkeit der Rakete und auf die Möglichkeit, ein Raumschiff mit Kosmonauten an Bord zu starten.

    Raketentanks

    Derzeit werden bereits leistungsstarke und hochpräzise Anlagen zur Herstellung von Waferhintergrund für die Tanks der ersten / zweiten Stufe der Angara verwendet. Dazu kommen Blechen der AMg6-Legierung zum Einsatz, die in einer Atmosphäre aus inertem Argon geschweißt – traditionelles Lichtbogenschweißen ist für Aluminium nicht geeignet, da es schnell oxidiert (und sich entzünden kann) und Aluminiumoxid, das in die Naht gelangt, verringert die Festigkeit. Danach erfolgt die weitere Verarbeitung der Ringe, die Fräsmaschine schneidet identische quadratische Vertiefungen von etwa 10 Zentimetern Größe und zwei Zentimeter Tiefe (Wafer) in die Innenfläche des Rings. Dies dauert etwa einen Monat, bis zu dessen Ende sich der Ring von innen in eine „Waffel“ verwandelt. Ein übliches Verfahren, das auch in den Werkstätten der United Launch Alliance und im Werk der NASA bei Saturn-5 und auch bei der SLS-Trägerrakete (wenn ich richtig liege) Anwendung findet. Ja, um einen Raketenkörper herzustellen, braucht es riesige Werkstätten, spezialisierte und sehr teure Maschinen, Monate an Zeit und Dutzende Tonnen von Spänen die dabei abfallen.

    So wird für die Sojus-5, die die Zenit ersetzen soll, zunächst im Hüttenwerk Kamensk-Uralski eine 650 Kilogramm schwere Bramme mit den Maßen 4,4 mal 1,7 Meter aus P-1580 gegossen. Um das Blech gleichmäßig zu machen, wird es auf dem Walzwerk mehrmals gewalzt, unter der Wirkung der Walzen wird das Blech nicht nur nivelliert, sondern auch kaltverformt – das heißt, seine Kristallstruktur ändert sich nicht und erhält zusätzliche Festigkeit. Anschließend wird die Bramme ca. 900 Kilometer nach Westen transportiert, zu Samara nach Progress. Hier wird es beidseitig gefräst und alle Unregelmäßigkeiten und Defekte beseitigt. In diesem Stadium werden ca. 120 Kilogramm der Legierung zu Spänen verarbeitet. Die verdünnte, aber bereits flache Platte wird gebogen und gewalzt, zu einem Zylindersektor gemacht und dann mit den anderen beiden verschweißt. Der so entstandene Ring wird in eine andere Werkstatt geschickt, um die Vertiefungen zu Fräsen und somit die weitere Reduzierung der Masse zu vollenden. Das Blech ist 5 mm stark und im Nahtbereich 7,4 mm.

    Natürlich es gibt auch andere Verfahren, aber das ist auch ein anderes Thema. Nur so, das S7 Unternehmen verwendet auch die
    neue Legierung 1580, eine experimentelle magnesiumhaltige Legierung, die sich vom traditionellen AMg6 durch die Zugabe von 0,1 Prozent Scandium zur Erhöhung der Festigkeit unterscheidet. Im Gegensatz zu kaltverformtem AMg6 nimmt seine Festigkeit beim Erhitzen nicht ab, was bedeutet, dass die erste Stufe möglicherweise regenerierbar gemacht werden kann, sie übersteht den Durchgang durch die Atmosphäre ohne Qualitätsverlust.

    Diese Ausrüstung befindet sich in Omsk, sie ist einzigartig, es gibt nicht mehr als ein Dutzend solcher Maschinen auf der Welt. Und in Zukunft neben dem Einsatz dieses Hochleistungsgerätes ist auch die Einführung des Reibschweißens in die Konstruktion von Tanks, wodurch die Qualität der Schweißnähte deutlich verbessern wird, was auch zu Erhöhung der Nutzlast führen wird. Einige dieser hochmoderner Anlagen stammen aus den westlichen Ländern (Frankreich) und die zukünftiger Bediener der Anlagen erhielten vor Ort eine entsprechende Einweisung.

    Zu Beginn der Raumfahrt niemand wollte die dünnen Wände der Tanks mit Nietenlöchern oder punktgeschweißten Narben bedecken, und die Ingenieure fanden einen Ausweg. Mit anderen Worten, in ein dickeres Blech werden Stringer und Rahmen darin gefräst, damit werden die Tanks leichter bei hohen Stabilität. So entstanden die Waffel in den Tanks Anfang der 1960er Jahre.

    Die erste „Waffel“-Rakete in der UdSSR war die experimentelle UR-200, bei der die „Waffel“ mit Chemikalien geätzt wurde (dann wurde die UR-200 die Grundlage der zweiten Stufe des Proton). Dieselbe Technik nutzte von Braun für die amerikanischen Träger der Saturn-Serie. Im Jahr 1964 wurde eine andere Art der Waffeln patentiert, hier handelt sich um eine dreieckige (Isogrid) und wurde fast zum Standard: Sie wird beispielsweise für die Tanks der zukünftigen Vulcan-Rakete verwendet. Wahrscheinlich liefert die bessere Festigkeit der Tanks, habe aber dazu keine Daten.

    Noch ein technischer Vergleich: Wenn die Tank der ersten Stufe der Zenit-Trägerrakete aus einem glatten Blech bestehen würden, wären sie bei gleicher Festigkeit 3,2 Tonnen schwerer, d.h. die Stufe würde nicht 27,6 Tonnen wiegen, sondern 30,8 Tonnen – mehr als 10 Prozent mehr.

    Triebwerkskosten

    Nach meiner Quelle beträgt der Preis des Antriebssystems von 9 Merlin-Triebwerken für die Falcon-9-Rakete = 11 Millionen US-Dollar. Das ist sehr wenig im Vergleich zu RD-191 oder zu RD-181, wo der letztere bei rund 11 Millionen Dollar liegt. Möchte hier kurz eingehen, wie wir die Kosten um die Hälfte senken könnten.

    Wenn wir die Leistung (Druck in den Pfaden) nur um 20 Prozent reduzieren, ist es auf Basis des RD-191 möglich, einen Motor zu produzieren, der um die Hälfte oder mehr billiger ist. Wir können einfache und billigere Materialien verwenden, es ist nicht erforderlich, dass Rhenium vorhanden ist und Niob ist einen Cent wert. Auch die Bearbeitung und das Schweißen werden vereinfacht.

    Die nominale Leistung des RD-191 Billig wird nicht mehr als 0,8 betragen, u.a.:

    – aufgrund einer Abnahme der Temperaturen im Gasgenerator
    – im Allgemeinen aufgrund einer Abnahme der thermischen Spannungen in den Motorknoten

    Dadurch wird es möglich sein, weniger hitzebeständige Legierungen zu verwenden (billigere, wo weniger Rhenium, Ruthenium, Wolfram mit Molybdän, aber mehr Kobalt, Niob, Vanadium vorhanden sind) und gleichzeitig leichter, schneller und einfacher zu schweißen und auf Werkzeugmaschinen zu bearbeiten, leichter zu löten usw. Wenn der Motor einfacher herzustellen ist, ist es klar, dass er billiger ist. Die Rechnung ist eindeutig, wenn die Temperaturen im Triebwerk um durchschnittlich 150 °C gesenkt würden, so ist die Produktion eines solchen Motors etwa 2-mal billiger als der des RD-191. Anmerkung: Das war nur ein theoretischer Beispiel wie man die Kosten senken könnte, hat keine Chance in der Praxis.

    Probleme mit RD-190

    Bei der Entwicklung des RD-191-Triebwerks wurde ein Problem bei der Gewährleistung eines stabilen Betriebs bei starker Schubdrosselung (unter 38 Prozent des Nennwertes) festgestellt, was sich negativ auf die Zuverlässigkeit und Lebensdauer des Triebwerks auswirkt. Dieses Problem manifestiert sich im Auftreten von niederfrequenten Schwingungen des Triebwerksschubs (ca. 4 Hertz) beim Umschalten in den Modus von 38 Prozent des Nennschubwertes und darunter, so die russischen Dokumenten. Das Dokument stellt fest, dass niederfrequente Schwingungen zu Schwingungen der Strukturelemente des Triebwerks führen, was zu Resonanzen und Zerstörung der Rakete führen kann. Erschütterungen reduzieren die Ressourcen der Pipelines, was zu ihrem Ausfall und in der Folge zu einem unvorhersehbaren Motorbetrieb führen kann.

    Niederfrequente und hochfrequente Schwingungen waren die wichtigste „Kinderkrankheit“ von Flüssigtreibstoff-Raketentriebwerken. Die ersten, denen sie begegneten, waren die Konstrukteure der V-2-Raketen. Sie kämpften auf unterschiedliche Weise damit – durch Modifikation der Brennkammern, durch Hinzufügen verschiedener Arten von Dämpfungsvorrichtungen an der Struktur, durch Ändern der Länge und des Durchmessers der Rohre.

    Die Entwickler des RD-191 fanden einen Weg, um mit niederfrequenten Schwingungen umzugehen: Sie fügten der Oxidationsleitung zwischen der Oxidationspumpe und dem Gasgenerator ein modifiziertes Dreistellungsventil hinzu. Wenn der Motor mit reduziertem Schub läuft, beginnt dieses Ventil im geschlossenen Zustand zu arbeiten und bietet zusätzlichen hydraulischen Widerstand. Bei den Tests stellte sich heraus, dass dieser Zusatz die Amplitude der Schubschwingungen deutlich reduzieren kann und das Triebwerk erfüllte bereits die Anforderungen der Angara-Entwickler.

    Das Problem wurde bis 2019 jedoch nicht vollständig gelöst. „Bei einzelnen Exemplaren des Motors treten beim Betrieb in niedrigen Modi niederfrequente Vibrationen auf, woraus wir schließen können, dass die Wirkung der Verwendung eines Dreistellungsventils bei verschiedenen Exemplaren des Motors unterschiedlich sein kann. Zur weiteren Verbesserung der RD-191-Raketentriebwerke ist es wichtig, das Phänomen der niederfrequenten Schwingungen genauer zu untersuchen“, so die Autoren des Berichts.

    Fakt: Eine Drosselung bis auf 30% des Nennmodus von Raketentriebwerken wurde weltweit erstmals festgelegt. Typischerweise beträgt der Regelbereich 50 % bis 100 %. Was passiert im 30% Modus mit Aggregaten? Um es klar zu machen, es ist, als würde man in einem Auto mit Schaltgetriebe nicht ab dem ersten, sondern ab dem vierten Gang losfahren, das ganze Auto vibriert und zittert. Das gleiche passiert mit dem Raketentriebwerk. Bei einem Raketentriebwerk mit einer solchen Drosselung beträgt die Temperatur im Gasgenerator beispielsweise 90 Grad und im Nennmodus 600 Grad.

    Warum so starke Drosselung?

    Die Besonderheit der Angara-A5-Raketen ist die Paketanordnung der ersten und zweiten Stufe, d.h. vier Blöcke der ersten Stufe umgeben den Block der zweiten. Aus diesem Grund muss das Triebwerk des Zentralblocks gedrosselt werden – das heißt, der Schub muss auf 30% des Nennmodus reduziert werden.

    RD-191M

    Im Februar 2021 wurde bekannt gegeben, dass die Gründung einer Holding für Raketentriebwerke unter der Leitung von NPO Energomasch abgeschlossen wurde. Der Prozess läuft seit 2015. In einer Holding sind nun fast alle heimischen Kompetenzen im Bereich Raketenantrieb und Antriebe für Raumfahrzeuge vereint.

    Die Entwicklung der Konstruktionsdokumentation für diesen Motor ist fast vollständig abgeschlossen, auch die Zusammenarbeit hat sich komplett geändert. Fast alles, was bisher außerhalb der integrierten Struktur des Raketentriebwerksbaus eingekauft wurde, wird heute in den Betrieben der Holding gefertigt. In Perm steht der Bau eines neuen, modernen Werks zur Produktion dieses Triebwerks kurz vor dem Abschluss und die Materialbeschaffung für die Fertigung der ersten beiden RD-191M läuft. Das erste Exemplar soll Mitte 2022 gefertigt werden und noch im selben Jahr am Standort in Chimki mit der Erprobung beginnen. Ab 2023 ist die Serienfertigung für Flugtests zu erwarten. Durch eine ganze Reihe von Maßnahmen, darunter der Umzug an den Standort Perm, der Einsatz moderner Technologien und die Optimierung von Produktionsabläufen, helfen die Kosten des Triebwerks zu senken.

    Bei der Entwicklung des RD-191M werden das Design und die technologischen Grundlagen für die RD-191-, RD-171M-, RD-180- und RD-181-Triebwerke maximal genutzt, was die Entwicklungskosten erheblich reduziert. Um die Produktion von RD-191M zu meistern, sind mehr als 1.200 neue technische Prozesse und 3.500 Werkzeugkonstruktionen notwendig. Darüber hinaus werden in den Jahren 2020-2022 sechs bestehende Prüfstände modernisiert und fünf weitere sollen konstruiert und gefertigt werden. Der Montagestandort für das RD-191M-Triebwerk soll im ersten Quartal 2022 organisiert werden.

    RD-0150

    Alle Arbeiten an der vorläufigen Konstruktion wurden durchgeführt, die für die dritte Stufe der Angara-A5W-Rakete bestimmt ist. Fakt: Russland ist das einzige Land auf der Welt, das die Wasserstofftechnologie nicht nutzt. Gleichzeitig kommt dem hocheffizienten und energiereichsten Brennstoffpaar Sauerstoff und Wasserstoff aufgrund der geografischen Lage Russland eine besondere Bedeutung zu. Interessant: In den 1990er Jahren half Russland Indien beim Bau eines Wasserstoff-Raketentriebwerks, und selbst hat bis heute noch keinen. Das Triebwerk mit Laserzündung hat einen Schub von 55t, einen Isp von 469s und Brennkammerdruck 16,5 MPa. Es ist eine neue Entwicklung, die aber auch Erfahrungen von RD-0146 und RD-0120 Implementiert wurden.

    Angara-A5M

    Ab 2024 wird die Modernisierte Angara Ausgeliefert, die wird bis zu 27 t Nutzlast befördern. Nun zu den Unterschieden. Die Trägerrakete Angara-A5M ist mit Triebwerken der ersten und zweiten Stufe mit erhöhtem Schub ausgestattet, dabei soll der Schubmodus 110% betragen, das ergaben die Tests. Die Erhöhung des Triebwerksschubs war zunächst kein Selbstzweck. Es ging primär um die Anforderungen für einen bemannten Start zu sichern, bei denen strengere Anforderungen an die Zuverlässigkeit der Triebwerke gestellt werden. Russische Vorschriften besagen, dass Raketentriebwerke im sparsamen Modus arbeiten müssen, um eine Person in die Umlaufbahn zu bringen. Aber die Angara-A5 hat Triebwerke die in seinen Eigenschaften mit hoher Last arbeiten ( RD-191 übertrifft in seinen technischen Fähigkeiten alle bisher entwickelten Flüssigtreibstoffmotoren dieser Klasse). In diesem Zusammenhang wurde beschlossen, das Design der Brennkammer zu ändern. Der Effekt: wenn das Triebwerk im gleichen Modus arbeitet, gibt mehr Schub ab. Bei bemannten Starts arbeitet das Triebwerk aber im reduzierten Modus, d. h. unter seiner Nennleistung, aber mit größerer Zuverlässigkeit. Darüber hinaus ist es durch den Übergang zum Einsatz neuer Produktionsanlagen gelungen, die Masse der Rakete deutlich zu reduzieren. Die Überlagerung dieser zweier Richtungen – eine Abnahme der Masse und eine Erhöhung des Triebwerksschubs wird dazu führen, dass Angara-A5M mehr als 27 Tonnen Nutzlast vom Kosmodrom Wostotchny in eine erdnahe Umlaufbahn bringen kann, während Angara-A5 – mehr als 24 Tonnen.

    Angara-A5P

    Das neue Raumschiff ist mit einem Notfallrettungssystem und die Rakete ist mit einem Notfallschutzsystem ausgestattet. Dieses System ermöglicht in eine Zeitspanne von weniger als 5 Millisekunden, um eine potenziell abnormale Situation in den Triebwerken zu erkennen und einen Befehl an die Ventile zu senden, die die Kraftstoffzufuhr absperren und den Motor in nicht mehr als 20 Millisekunden in einen sicheren Zustand überführen. Wenn die Reaktionszeit länger ist, entwickelt sich eine abnormale Situation, die zu irreversiblen katastrophalen Folgen führen kann.

    Dazu folgende kurze Anmerkung: Das KORD-System der N1 Trägerrakete, das zunächst nur 4 Parameter verarbeitet hat, war sehr störanfällig und Träge, hatte auch unzureichendes System von Algorithmen um eine Gefahr zu erkennen, konnte die Rakete nicht vor dem ultraschnellen Prozess der Triebwerksexplosion retten. Als schwierigstes Problem bei der Entwicklung des Systems erwies sich der Schutz des KORD vor Störungen, insbesondere die von der Hauptstromquelle der Rakete ( ATG, ein dreiphasiger Bordturbinengenerator mit einer Spannung von 60 Volt und einer Frequenz von 1000 Hertz) ausging, dies führte zur Ausgabe eines falschen Signals zum Abschalten der Triebwerke Nr. 12 und Nr. 24 beim ersten Start der Trägerrakete. Diese Schwachstellen des KORD, darunter die von ATG ausgingen, die Empfindlichkeit gegenüber elektrischen Störeinflüssen mit einer Frequenz von 1000 Hertz, die zeitweise das Alarmsignal im KORD-System überstieg, wurden zu spät entdeckt. Jede N1 Trägerrakete war mit zwei Turbinengeneratorquellen ausgestattet (eine am Blok A für die erste Stufe und die zweite am Blok B für die zweite und dritte Stufe), die mit Druckluft, Stickstoff oder Helium angetrieben wurden, also mit Produkten (Gaskomponenten) die an Bord der Rakete im Überschuss vorhanden sind.

    Bei Brennversuchen in Kujbyschew, wo ein N1 Triebwerk explodierte, war das KORD-System nicht in der Lage rechtzeitig die anbahnende Störung zu erkennen und das Triebwerk sofort abzuschalten. Mir ist eine Überlieferung bekannt, wo in einer Sitzung einer Kommission der geniale Gluschko das Wort ergriff, er sagte: „…dass kein Diagnose- und Überwachungssystem in der Lage sei, „faule Motoren“ zu heilen.“

    Zur Erinnerung: Gluschko war aus persönlichen Gründen, er verlangte mehr Zeit für seine Entwicklungen, bei der N1 Entwicklung nicht dabei und Kusnezow hatte mit Raketentriebwerken kaum Erfahrung. Auch das Projekt GR-1 wurde eingestellt, weil Kusnezow war nicht in Lage entsprechende moderne Triebwerke zu liefern, er war somit für die N1 eine absolute Fehlbesetzung. Erst nach dem Fehlstart der 7L war Gluschko bereit, an der Modernisierung der N1 sich zu beteiligen, deren Start als N1F für Ende 1974 vorgesehen war. Selbst wenn der Start der N1F erfolgreich gewesen wäre, was vieles dafür sprach, haben die Verantwortlichen das Interesse verloren und Gluschko hat nach der Übernahme 1974 des OKB sämtliche Arbeiten zu N1F eingestellt.

    Die im Dekret festgelegte Startzeit der Flugversuche erforderte eine Beschleunigung der Arbeiten, und im September 1967 wurde beschlossen, die Feinabstimmung des Motors abzuschließen. Zu diesem Zeitpunkt wurden insgesamt mehr als 400 Tests mit einer Gesamtzeit von fast 40.000 Sekunden durchgeführt. Davon wurden etwa 200 Prüfungen als bedingt anerkannt, deren Ergebnisse den in der Vorschrift des OKB 1 festgelegten Parametern und Eigenschaften entsprachen. Die letzte Entwicklungsstufe des Triebwerks NK 15 waren die abteilungsübergreifenden Tests (MVT) im Oktober 1967, die die Ergebnisse der Bodenerprobung des Triebwerks zusammenfassten. Unter Berücksichtigung des optimistischen (loyalen) Ansatzes (d.h. sofern keine konstruktiven und technologischen Mängel und grobe Fertigungsfehler bei der Entwicklung und Herstellung von 3 Raketenstufen und 42 darauf befindlichen Triebwerken auftraten), lag die mathematische Erwartung für einen erfolgreichen Start der N1-Trägerrkete beim ersten Start bei nicht mehr als 67% bei einem Konfidenzniveau von 0,9.

    Zum Vergleich die RD-0120 Triebwerke der Energia: Die hatten eine Zuverlässigkeit von 0,993. Möchte hier erwähnen, das seit der Entwicklung der RD-170 Triebwerke und deren Modifikationen bis RD-191 mehr als 1200 Brennkammer hergestellt und mehr als 4500 ihrer Brandtests durchgeführt wurden, das ist schon eine gewaltige Leistung und eine unschätzbare Datenbank.

    Noch ein Wort zu Notfallschutzsystem: Ein Brand- und Explosionsschutzsystems (SPWP) ist für einen bemannten Start zwingend Notwendig, den hatte auch die Energia Trägerrakete. Kurz nach dem Start der Energia-Buran folgte ein Feueralarm, daraufhin hat das SPWP sofort mit entsprechenden Gegenmaßnahmen reagiert. Bei N1 Trägerrakete wurde erst bei L4 Flug entschieden, aufgrund der Ergebnisse der Unfallursachenanalyse beim ersten Start, ein Freon-Feuerlöschsystem mit Sprühdüsen über jedem Triebwerk einzuführen.

    In der Angara-A5M für bemannte Starts wird jedes universelle Raketenmodul mit einem solchen System ausgestattet sein. Darüber hinaus, aufgrund der Besonderheiten der Flugbahn des bemannten Starts, um starke Überlastungen zu vermeiden und den Betrieb mit dem Notfallschutzsystem zu gewährleisten, werden Änderungen am Kontrollsystem der Angara-Rakete – A5M vorgenommen. Da Angara-A5M und Angara-A5P zu 95 % identisch sind, ist später eine Modifikation geplant, die alle Aufgaben erfüllen kann.

    Wasserstoffproduktion

    Die Wasserstoffproduktion in der Sowjetunion entstand im Rahmen des Wasserstofftestkomplexes KSVI-106. Die erste Produktionsstufe wurde 1965 in Betrieb genommen, die zweite Stufe mit einer industriellen Wasserstoffverflüssigungsanlage 501-A und einem Speicher 1968. Dies war die erste industrielle Produktion von flüssigem Wasserstoff und ist derzeit die einzige großtechnische Produktion von flüssigem Wasserstoff in Russland.

    Die Hergestellte Produkte – gasförmiger und flüssiger Wasserstoff wurden hauptsächlich an den Prüfständen des FKP eingesetzt. Die Produktion von flüssigem Wasserstoff erreichte 800 t / Jahr. Das Werk lieferte vollständig Wasserstoff zum Testen an den Unternehmensständen der Sauerstoff-Wasserstoff-Raketentriebwerke 11D56, 11D57, RD-0410, RD-120, KVD-1, für die Oberstufen der folgender Trägerraketen: N-1, Energia, GSLV (Indien). Insgesamt wurden während seines Bestehens mehr als 10.000 Tonnen (150.000 m3) flüssiger Wasserstoff produziert.

    Kann Sojus-2 ohne die Deutschen abheben?

    Kaum bekanntes Thema hier im Blog, wie die Russen auf die Deutschen angewiesen sind, einige Fakten. Wenn die Russen über die weltweite technologische Abhängigkeit von importierten Komponenten sprechen, denkt man als erstes an Elektronik. Das ist schlimm oder auch gut, aber zumindest verständlich. Aber das ist noch nicht der Boden. Im Endeffekt kann es sein, dass ohne Nachschub aus Deutschland die Sojus Raumschiffe und Raketen nicht starten werden können.

    Der Punkt ist, dass für den Start der Sojus Trägerrakete hochkonzentriertes Wasserstoffperoxid PV-85 verwendet wird. Gleichzeitig ist PV-85 das Ausgangsmaterial für die Produktion von Wasserstoffperoxid der Qualität PV-98. Wasserstoffperoxid wird in den Lenktriebwerken der Raketen der Sojus-2-Familie und in den Triebwerken des Landesystems der Sojus-MS-Rauschiffes verwendet. Darüber hinaus ist der Einsatz im Landesystem des Raumschiffes Orel geplant.

    Der einzige russische Produzent der Wasserstoffperoxidqualitäten PV-85 und PV-98 LLC „Sintez PV“ (Region Nischni Nowgorod) wurde im Dezember 2019 für zahlungsunfähig (insolvent) erklärt und befindet sich in einer äußerst schwierigen finanziellen Lage. Trotzdem arbeitete und produzierte das Unternehmen weiter. Die Insolvenz von Sintez-PV schien die Situation bei der Brennstoffversorgung damals nicht zu beeinflussen. Der aktuelle Bedarf von Roskosmos für den Start der Sojus Rakete zur Versorgung mit Wasserstoffperoxid muss mit Wasserstoffperoxid VPV-825 des deutschen Unternehmens Evonik Resourse Efficiency GmbH gedeckt werden, dessen Angebot angesichts der internationale Sanktionen gegen die Russische Föderation begrenzt sein kann. Im Rahmen der Entwicklung von Kosmodromen war eine eigene Produktion von Wasserstoffperoxid in den benötigten Qualitäten in geringer Tonnage geplant. Der Bau dieses Industriekomplexes hat praktisch noch nicht begonnen.

    Kurz gesagt: Sollte Russland in die Ukraine einmarschieren, könnte der Westen die russischen Weltraumstarts einfach mit einem Fingerschnippen stoppen.

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