{"id":17032,"date":"2023-08-11T17:35:30","date_gmt":"2023-08-11T15:35:30","guid":{"rendered":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/?p=17032"},"modified":"2023-08-11T17:35:30","modified_gmt":"2023-08-11T15:35:30","slug":"die-r-16-als-satellitentraeger","status":"publish","type":"post","link":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2023\/08\/11\/die-r-16-als-satellitentraeger\/","title":{"rendered":"Die R-16 als Satellitenträger"},"content":{"rendered":"
<\/div>\n

<\/path><\/svg><\/i> \"Loading\"<\/p>\n

<\/div>\n

So, nun mal wieder ein Blog in der Reihe \u201eTräger die es geben könnte\u201c heute mal über eine Konvertierung einer ICBM, und zwar der R-16. Zu dieser selbst verweise ich auf den letzten Artikel auf der Website<\/a>.
\n\"\"\/
\nDie R-16 wurde nie zur Trägerrakete umfunktioniert, obwohl sie nach der R-7 die zweitschwerste damalige sowjetische Rakete war und zwei kleinere Raketen die Mittelstreckenraketen R-12 und R-14 zu Trägern \u201eKosmos<\/a>\u201c umgewandelt werden. Der Laie fragt sich \u201ewarum?\u201c. Schließlich wog der größte Sprengkopf einer ICBM über 2 t und eine ICBM erreicht fast Orbitalgeschwindigkeit.<\/p>\n

Nun das ist ein typisches Beispiel, warum nicht immer die einfache Berechnung der Endgeschwindigkeit mittels Raketengrundgleichung hilft. Damit eine Rakete einen stabilen Orbit erreicht, muss sie mindestens in der späteren Orbithöhe Brennschluss haben. Das ergibt sich auch aus der Logik, denn dieser Punkt ist ja dann Bestandteil der ersten Umlaufbahn. ICBM haben jedoch sehr hohe Startbeschleunigungen. Das vermindert die Gravitationsverluste, die es auch bei ICBM gibt und Atomsprengköpfen macht die hohe Beschleunigung und die so viel stärkeren Vibrationen nichts aus. Eine R-16 erreicht mit dem leichteren Sprengkopf eine Spitzenbeschleunigung von 125 m\/s. Für eine Trägerrakete ist dies viel zu hoch.<\/p>\n

Das Problem: selbst bei den angegebenen Brennzeiten (sie sind nach meiner Simulation für die zweite Stufe zu lang, eventuell laufen hier wie bei anderen Trägern am Schluss nur noch die Verniertriebwerke) hat sie nach 216 Sekunden Brennschluss. In 216 Sekunden erreicht sie aber nie einen Orbit. Je nach Aufstiegsprofil und Masse des Sprengkopfs hat sie in 50 bis 80 km Höhe Brennschluss. Ohne Oberstufe ist sie also als Träger unbrauchbar.<\/p>\n

Hier zuerst ein Datenblatt der R-16 als ICBM:<\/p>\n

 <\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Datenblatt R-16<\/h3>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Einsatzzeitraum:<\/p>\n

Stückzahl:
\nAbmessungen:<\/p>\n

Startgewicht:<\/p>\n

Maximale Nutzlast:<\/p>\n

Reichweite:<\/p>\n<\/td>\n

\n

1963 bis 1976<\/p>\n

mindestens 202
\n3,00 m Durchmesser<\/p>\n

30,44 \/ 31 m Höhe mit 5-6 MT Sprengkopf (32,4 m für die R-16U)
\n34,3 m Höhe mit 3 MT Sprengkopf<\/p>\n

140.600 \u2013 141.200 kg je nach Sprengkopf<\/p>\n

2.200 kg als ICBM<\/p>\n

700 kg in einen 1.000 km hohen Orbit mit Kickstufe<\/p>\n

10.500 \u2013 13.000 km je nach Sprengkopf<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

<\/th>\n\n

Stufe 1:8S81 \/ 8S81U<\/p>\n<\/th>\n

\n

Stufe 2: 8S82 \/ 8S82U<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

\n

Länge:<\/p>\n<\/td>\n

\n

14,50 m \/ 16,80 m mit Stufenadapter<\/p>\n<\/td>\n

\n

10,80 m<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Durchmesser:<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,00 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,40 m<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Startgewicht:<\/p>\n<\/td>\n

\n

~101.000 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

~39.000 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Leergewicht mit Flüssigkeiten und Gasen<\/p>\n<\/td>\n

\n

~6.000 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

~4.000 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Schub Meereshöhe:<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.221 kN + 380 kN<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Schub Vakuum:<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.610 kN + 380 kN<\/p>\n<\/td>\n

\n

882 + 49,2 kN<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Triebwerke:<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 RD\u2011218 (3 x RD-215)
\n+ 1 x RD-68<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 RD\u2011219
\n+ 1 x RD-69<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):<\/p>\n<\/td>\n

\n

2413 m\/s<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Spezifischer Impuls (Vakuum):<\/p>\n<\/td>\n

\n

2835 m\/s<\/p>\n<\/td>\n

\n

2874 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Brenndauer:<\/p>\n<\/td>\n

\n

90-91 s<\/p>\n<\/td>\n

\n

125 s<\/p>\n

(113 Sekunden + 12 Sekunden Vernier?)<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Treibstoff:<\/p>\n<\/td>\n

\n

Salpetersäure \/ UDMH<\/p>\n<\/td>\n

\n

Salpetersäure \/ UDMH<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Das Datenblatt ist rekonstruiert aus den Angaben über Brenndauer, Schub und spezifischem Impuls. Es wird eine Treibstoffmenge von 124 bis 130 t angegeben, das entspricht aber nicht den Daten (135 t Treibstoff bei dem angegebenen, Schub, Brennzeit und spezifischem Impuls, ich habe daher als Option angegeben das beim Ende der Brennzeit nur noch die Steuertriebwerke aktiv sind. So wurde bei zahlreichen Atomwaffenträgern vorgegangen um die Genauigkeit ein Ziel zu Erreichen zu erhöhen).<\/p>\n

Eine Oberstufe?<\/h4>\n

Eine sinnvolle Oberstufe würde bei einer von mir geschätzten Nutzlast im Bereich von 1,5 bis 2,5 t in etwa bei 4 bis 8 t Trockenmasse liegen, abhängig von den genauen Leistungsdaten. Russland hatte zum Zeitpunkt des ersten Tests der R-16 am 2.2.1961 schon vier Oberstufen in diesem Massenbereich im Einsatz:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
<\/th>\n\n

Luna Block E<\/p>\n<\/th>\n

\n

Block E Wostok<\/p>\n<\/th>\n

\n

Block L<\/p>\n<\/th>\n

\n

S1<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n

\n

Erstflug:<\/p>\n<\/td>\n

\n

23.9.1958<\/p>\n<\/td>\n

\n

15.5.1960<\/p>\n<\/td>\n

\n

10.10.1960<\/p>\n<\/td>\n

\n

27.10.1961<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Einsatz auf:<\/p>\n<\/td>\n

\n

Luna<\/p>\n<\/td>\n

\n

Wostok<\/p>\n<\/td>\n

\n

Molnija<\/p>\n<\/td>\n

\n

Kosmos 11K63<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Länge:<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,98 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

3,80 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

5,10 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

7,80 m<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Durchmesser:<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,45 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,45 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

2,80 m<\/p>\n<\/td>\n

\n

1,65 m<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Startgewicht:<\/p>\n<\/td>\n

\n

8.100 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

7.755 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

6.660 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

8.494 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Trockengewicht:<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.100 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.440 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.160 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

840 kg<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Schub Meereshöhe:<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Schub Vakuum:<\/p>\n<\/td>\n

\n

49 kN<\/p>\n<\/td>\n

\n

55 kN<\/p>\n<\/td>\n

\n

66,7 kN<\/p>\n<\/td>\n

\n

105 kN<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Triebwerke:<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 RO-07
\n(RD\u20110105)<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 RD-0109<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 ST5400A\/ 11D33<\/p>\n<\/td>\n

\n

1 \u00d7 RD\u2011119<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Spezifischer Impuls
\n(Meereshöhe):<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n

\n

\u2013<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Spezifischer Impuls
\n(Vakuum):<\/p>\n<\/td>\n

\n

3090 m\/s<\/p>\n<\/td>\n

\n

3178 m\/s<\/p>\n<\/td>\n

\n

3.340 m\/s<\/p>\n<\/td>\n

\n

3450 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Brenndauer:<\/p>\n<\/td>\n

\n

400 s<\/p>\n<\/td>\n

\n

370 s<\/p>\n<\/td>\n

\n

250 s<\/p>\n<\/td>\n

\n

260 s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Treibstoff:<\/p>\n<\/td>\n

\n

LOX \/ Kerosin<\/p>\n<\/td>\n

\n

LOX \/ Kerosin<\/p>\n<\/td>\n

\n

LOX \/ Kerosin<\/p>\n<\/td>\n

\n

LOX \/ UDMH<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Die naheliegende und auch russische Lösung, nämlich die einfachste Lösung zu verwenden und eine existierende Oberstufe auf der R-16 einzusetzen, anstatt eine neue zu entwickeln setzte die Sowjetunion aber nicht um. Aber vielleicht zuerst noch einige Worte zu den Oberstufen. Block E, die Oberstufe der bis 1991 eingesetzten Wostok-Trägerrakete<\/a> gab es in zwei Versionen. Einer frühen die auf der \u201eLuna\u201c Trägerrakete eingesetzt wurde. Diese Version diente nur zum Starten der gleichnamigen Lunasonden<\/a>. Später startete man mit derselben Rakete die Wostok Raumschiffe und wie meint der geneigte Leser hieß die Rakete dann? Richtig, \u201eWostok\u201c. Dieses Verwirrspiel wiederholte man dann bei der nächsten Version die mal Woschod und mal \u201eSojus<\/a>\u201c hieß. Es kam aber dann doch raus, das Sputnik<\/a>, Luna, Wostok, Woschod, Sojus und Molnija nur Varianten ein und derselben Trägerrakete mit drei verschiedenen Oberstufen waren.<\/p>\n

Was die Luna und Wostok-Version des Block E unterscheidet ist die Anpassung an schwererer Nutzlasten und ein sicheres und leistungsfähigeres Triebwerk. Die Luna war für 400 kg schwere Raumsonden ausgelegt, die Wostokversion für bis zu 4,8 t schwere Raumschiffe<\/a>.<\/p>\n

Die nächste Version der R-7 mit vier Stufen \u201eMolnija\u201c flog dann vor der dreistufigen \u201eWoschod\u201c. Die neue Oberstufe Block L ist etwas leistungsfähiger als der Block E der Wostok und erreicht fast dieselbe niedrige Leermasse wie Block E auf der Luna.<\/p>\n

Auf der R-12 wurde dann die Oberstufe S1 eingesetzt. Sie weist von allen vier Optionen die besten Leistungsdaten auf \u2013 geringste Leermasse, höchste Startmasse und höchster spezifischer Impuls und Schub. Ich würde daher diese Option als die mit der höchsten Nutzlast ansehen.<\/p>\n

Auf den Test der zweiten Stufe der Komos 11K65, also der R-14 als Trägerraket,e habe ich verzichtet denn diese ist mit 20 t schon fast zu groß. Sie hätte aber einen entscheidenden Vorteil. Alle obigen stufen sind nur einmal zündbar. Das heißt eine Rakete könnte elliptische Orbits erreichen, aber keine kreisförmigen höheren Orbits. Daher habe ich nur die Nutzlast für einen 200 km Orbit berechnet:<\/p>\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Oberstufe<\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlast 200 km Orbit<\/p>\n<\/th>\n

\n

Spitzenbeschleunigung<\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<\/thead>\n

\n

Block E Luna<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.000 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

57 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Bloeck E Wostok<\/p>\n<\/td>\n

\n

1.850 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

59 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

Block L<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.100 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

65 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n

\n

S1<\/p>\n<\/td>\n

\n

2.950 kg<\/p>\n<\/td>\n

\n

50 m\/s<\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

Wie erwartet schneidet die S1 Oberstufe aufgrund ihre guten technischen Daten deutlich besser als die anderen drei Lösungen ab. Diese liegen eng beieinander bei rund 2 t Nutzlast. Mit einer Nutzlast von 1,8 bis 2,9 t läge die R-16 zwischen der R-14 mit Oberstufe mit 1,4 t und der R-7 in der Wostok Version mit 4,7 t Nutzlast. Diese Lücke füllte später das Nachfolgemodell der R-16 die R-36 besser bekannt als Zyklon<\/a> mit 1.700 bis 3.200 kg Nutzlast je nach Oberstufe.<\/p>\n

Bis zum Zerfall der Sowjetunion setzte die UdSSR seltsamerweise aber keine ausgemusterten Raketen ein. Die als Träger eingesetzten ICBM und MRBM wurden zusätzlich gefertigt. In den USA war mal pragmatischer und setzte ausgemusterte Thor<\/a>, Atlas E+F<\/a> und später auch Titan 2<\/a> als Satellitenträger ein. Das waren so viele, das man mindestens 30 Atlas E+F verschrottete weil man meinte sie nicht mehr zu brauchen. Und zwar nicht nach der Ausmusterung sondern als sie schon in Langzeitlagerung überführt waren. Die Sowjetunion hätte die R-16 als Satellitenträger einsetzen können, als sie von 1974 bis 1977 ausgemustert wurden. Nach dem SALT-I Vertrag war ja nur die Bedingung das US-Aufklärungssatelliten einwandfrei verifizieren können das sie nicht mehr als ICBM aktiv sind. Das hätte man leicht dadurch bewerkstelligen können, indem man den Sprengkopf demontiert hätte. Das verändert die Form der spitze, auch bei schlechter Auflösung deutlich erkennbar.<\/p>\n

Stattdessen baute man weitere R-36 mit in etwa derselben Nutzlast zusätzlich. Erst nachdem die UdSSR zerfallen war, baute man die nun aktuellen ICBM zu Trägern um: Die UR100N zur Rockot<\/a> und Strela, die R-36M zur Dnepr<\/a> und die RS-12N Topol zur Start \/ Start-1<\/a>.<\/p>\n

Hier noch eine kleine Tabelle mit den wesentlichen Daten der Raketen:<\/p>\n

Rakete: R-16<\/span><\/span><\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Startmasse
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlast
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Verluste
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Sattelpunkt
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Perigäum
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Apogäum
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

<\/td>\n<\/tr>\n
\n

140.500<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

7.875<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1.866<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

170,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n
\n

Startschub
\n[kN]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Geographische Breite
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Azimut
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Verkleidung
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Startwinkel
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Konstant für
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Starthöhe
\n[m]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Startgeschwindigkeit
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n

\n

2.584<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

46<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

72<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

500<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

200<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

5<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

90<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n

\n

Stufe<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Anzahl<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Vollmasse
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Leermasse
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Spez. Impuls (Vakuum)
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Schub (Meereshöhe)
\n[kN]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Schub Vakuum
\n[kN]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Brenndauer
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Zündung
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n

\n

1<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

101.000<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

6.000<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2.835<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2583,5<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2959,6<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

91,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

0,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n

\n

2<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

39.000<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

4.000<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2.874<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

804,7<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

804,7<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

125,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

91,10<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n<\/table>\n

 <\/p>\n

Rakete: R-16 Block E Luna<\/span><\/span><\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Startmasse
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlast
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Geschwindigkeit
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Verluste
\n[m\/s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Nutzlastanteil
\n[Prozent]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Sattelpunkt
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Perigäum
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Apogäum
\n[km]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

<\/td>\n<\/tr>\n
\n

150.600<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2.000<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

7.875<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

2.185<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

1,33<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

170,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

\n

200,00<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

<\/td>\n<\/tr>\n<\/tbody>\n
\n

Startschub
\n[kN]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Geographische Breite
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Azimut
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Verkleidung
\n[kg]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Abwurfzeitpunkt
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Startwinkel
\n[Grad]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Konstant für
\n[s]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

Starthöhe
\n[m]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

\n

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Rakete: R-16 Block E Wostok<\/span><\/span><\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
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Startmasse
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804,7<\/span><\/span><\/p>\n<\/td>\n

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Rakete: R-16 Block L<\/span><\/span><\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Startmasse
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Rakete: R-16 S1<\/span><\/span><\/span><\/h4>\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n\n
\n

Startmasse
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\n[Prozent]<\/span><\/span><\/p>\n<\/th>\n

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So, nun mal wieder ein Blog in der Reihe \u201eTräger die es geben könnte\u201c heute mal über eine Konvertierung einer ICBM, und zwar der R-16. Zu dieser selbst verweise ich auf den letzten Artikel auf der Website. Die R-16 wurde nie zur Trägerrakete umfunktioniert, obwohl sie nach der R-7 die zweitschwerste damalige sowjetische Rakete war […]<\/p>\n","protected":false},"author":169,"featured_media":0,"comment_status":"open","ping_status":"closed","sticky":false,"template":"","format":"standard","meta":{"_jetpack_memberships_contains_paid_content":false,"footnotes":""},"categories":[3],"tags":[5103,4860,5104,5100],"class_list":["post-17032","post","type-post","status-publish","format-standard","hentry","category-raumfahrt","tag-block-e","tag-block-l","tag-kosmos-11k63","tag-r-16","entry"],"a3_pvc":{"activated":true,"total_views":319,"today_views":0},"jetpack_featured_media_url":"","jetpack-related-posts":[{"id":18449,"url":"https:\/\/www.bernd-leitenberger.de\/blog\/2025\/10\/16\/das-v4-wirds-schon-richten-2\/","url_meta":{"origin":17032,"position":0},"title":"Das V4 wirds schon richten (2)","author":"Bernd Leitenberger","date":"16. 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