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Die Delta 3 und 4

Einleitung

Dies ist der vierte Teil der technischen und historischen Entwicklung der Thor-Rakete. Wegen des Umfangs habe ich ihn in 4 Teile aufgeteilt:

Die Delta 8000er-Serie (Delta 3)

Delta 3 ErststartZwischen der Delta 2er- und Delta 3er-Serie wechselte der Name des Herstellers - Boeing hatte den Konkurrenten McDonnell-Douglas aufgekauft. Boeing vermarktet nun die Delta, ist aber auch an der Zenit im Unternehmen Sea Launch beteiligt.

Mit der 8000er-Serie bekam die Delta nun endlich eine adäquate zweite Stufe: Die Centaur. Vom Gewicht her passend zur Unterstufe und mit dem hochenergetischen Wasserstoff als Treibstoff auch sehr leistungsfähig. Auf eine dritte Stufe kann man nun verzichten, denn die Rakete transportiert in den geostationären Übergangsorbit nun mehr als die doppelte Nutzlast der Delta 2, obgleich die Startmasse nur um 30 % zugenommen hat. Erstaunlich war, dass es solange gedauert hat, denn die Centaur steht seit 1966 zur Verfügung und wird seitdem auf der Atlas und seit 1977 auch auf der Titan eingesetzt. Grund für diese privat und nicht vom Militär finanzierte Evolution war, dass die Delta im Transportgeschäft für geostationäre Nutzlasten fast keine Rolle mehr spielte. Die meisten dieser Satelliten wogen Ende der neunziger Jahre zwischen 2,5 und 3,5 t - zu viel für die Delta 2. Mit der Delta 3 wollte man wieder im Markt um geostationäre Satelliten mitspielen.

Da Boeing auch den Hersteller der Centaur, Pratt & Whittney, aufgekauft hatte, verfügte man über die Centaur im eigenen Haus. So beschloss man, wie bei anderen Raketen, aus dem Baukasten der Oberstufen eine leistungsfähigere auszusuchen. Die Mittel für die Entwicklung der Delta 3 kamen durch einen langfristigen Vertrag mit dem Satellitenbauer Hughes, durch die georderten 16 Starts lies sich die Entwicklung finanzieren. Mit der Centaur hat sich aber auch das Bild der Rakete gewandelt. Waren die ersten Deltas mit 0,8 m breiten Oberstufen ausgerüstet, die später auf 1,42 m und dann auf 2,44 m verbreitert wurden, so ist nun die Centaur-Zweitstufe breiter als die Grundstufe - was der Rakete ein etwas seltsames Aussehen gibt, aber auch voluminösere Nutzlasten erlaubt.

RL-10B2 TriebwerkDie verwendete Centaur ist keine von der Atlas oder Titan übernommene, sondern eine neue Entwicklung, die auf dem RL-10B2-Triebwerk beruht, welches 110 kN Schub liefert. Die Atlas und Titan verwenden das RL-10A-Triebwerk mit 66,7 - 99,2 kN Schub, je nach Version. Der spezifische Impuls von 4.532 m/s ist höher als bei der RL-10A-Serie. Dies wird erreicht durch eine verlängerte Düse, diese ist aber so lang, dass sie nicht vollständig in den Zwischenstufenadapter passt. Sie besteht daher aus einem äußeren Kegelsegment und der an der Brennkammer montierten Düse. Nach der Abtrennung der Zweitstufe wird das Kegelsegement ausgefahren und rastet am Düsenende der inneren Düse ein. Die Turbopumpe wurde unverändert vom RL-10A übernommen. Wie bei der Centaur für die Atlas ist das RL-10-Triebwerk schwenkbar aufgehängt. Die Tanks werden durch Helium (Sauerstofftank) und verdampfenden Wasserstoff (Wasserstofftank) unter Druck gesetzt. Es stehen 16.724 kg Treibstoff für eine Brenndauer von maximal 700 Sekunden zur Verfügung. Die Centaur ist mehrfach wiederzündbar und kann auch Nutzlasten direkt in den GSO-Orbit transportieren.

Zugleich wurden die GEM 46-Booster eingeführt, die mit 19 t noch mehr wiegen als die GEM 40-Booster. Die Nummer gibt den Durchmesser in Zoll wieder (101,6 cm bzw. 116,8 cm). Das Gehäuse aus Kohlefaserverbundwerkstoffen ist leichter und der spezifische Impuls etwas höher als beim GEM 40-Booster. Sechs dieser Booster werden am Boden gezündet, drei im Flug kurz vor dem Ausbrennen der ersten sechs. Sie wurden mittlerweile auch bei der Delta 2 eingesetzt.

Die Erststufe verwendet, wie die Delta 2 (7000er-Serie), eine Thor XLT-C-Stufe mit dem Triebwerk RS-27A. Allerdings ist der Kerosintank nun 4 m breit und die Stufe daher kürzer (20 m gegenüber 26,05 m bei der Delta 7900). Für planetare Missionen steht eine Oberstufe mit dem Star 48B-Motor (wie in der PAM-D) zur Verfügung. Die Nutzlast wird nun auch von einer geräumigeren Nutzlastverkleidung von 4,0 m Durchmesser und 8,9 m Länge umhüllt. Sie wird früher als bei der Delta 2 nach 223-238 Sekunden Flugzeit abgetrennt.

Da die Centaur erheblich schwerer als die bisherige Delta-Oberstufe ist (19 statt 7 t) und einen Treibstoff mit höherem Energiegehalt einsetzt, ist die Nutzlast im Vergleich zur Delta 2 stark angestiegen, von 1,8 auf 3,8 t. Damit liegt die Delta 3 im Nutzlastbereich einer Atlas IIAS oder Atlas III. Dies ist natürlich nicht ohne Grund so, denn neben dem kommerziellen Markt ist für die amerikanischen Hersteller von Raketen auch die Nachfrage seitens der NASA und US-Air Force wichtig und so macht die Delta hier der Atlas Konkurrenz.

Vwrgelich Delta 2 und 316 Nutzlasten waren fest gebucht, aber die ersten zwei Starts schlugen fehl. Erst nach einer längeren Pause gelang der Start mit einer Dummy Nutzlast, nachdem die zwei Satelliten bei den ersten beiden Starts verloren gingen und sich kein weitere Kunde fand, der das Risiko eines Starts eingehen wollte. Doch auch dieser gelang nur partiell, denn die Nutzlast erreichte einen zu niedrigen Orbit, ähnlich wie beim zweiten und zehnten Flug der Ariane 5.

Die Nomenklatur der Delta 3 schließt an die alte an: Die 8 steht für die neuen GEM LDXL-Booster, die 3 für die Centaur. Die Rakete wird bisher nur zweistufig eingesetzt.

Die beiden ersten Starts scheiterten: Der erste durch zu raschen Verbrauch des Treibstoffes zum steuern der Schubrichtung der GEM-Booster und nachfolgender Kursabweichung. Die Rakete wurde dann durch einen Sicherheitsoffizier gesprengt. Der zweite durch Versagen des neuen RL-10B-Triebwerkes der Centaur (weiterentwickelt aus dem schon 40 Jahre alten RL-10A, welches seit Jahrzehnten in der Atlas und Titan eingesetzt wird). Für den dritten Flug wurde eine Demonstrationsnutzlast gestartet, bei der man auch feststellen wollte, welche Reserven die Rakete hat, indem man die Centaur-Stufe bis zum Verbrauch des Treibstoffvorrates brennen lies. Der erzielte erdfernste Punkt lag jedoch deutlich unter den Planungen. Erreicht wurde eine Bahn von 190 x 20.655 km x 27,6 Grad Neigung. Der erdfernste Punkt hätte bei um die 25.000 km liegen sollen (Ziel: 23.400-26.400 km). Damit ist die Nutzlast wahrscheinlich geringer als die hier angegebenen Solldaten.

Bei dem dritten und ersten erfolgreichen Flug wurde ein Startpreis von 85 Mill. USD genannt. Dieser ist günstiger als bei einer Atlas II, kann jedoch mit dem einer Ariane 5 nicht konkurrieren. Trotz der dreijährigen Verzögerung bei der Einführung sind keine weiteren Starts geplant. Es sieht fast so aus, als würde die Delta 3 nicht mehr viele Flüge absolvieren und von der Delta 4 abgelöst werden. Diese Einschätzung aus dem Jahre 2001 ist im Jahre 2004 Gewissheit geworden. Alle geplanten Starts der Delta 3 wurden auf die Delta 4 umgebucht oder ganz gestrichen. Damit endet sang- und klanglos das wohl größte "Upgrade" in der Delta Geschichte.

Delta 3 (8930)
Delta 8930

Delta 8930

Erststart: 27.8.1998, letzter Start: 23.8.2000
Starts: 3, Fehlstarts: 2, 1 partieller Erfolg
Zuverlässigkeit: 33 %
Nutzlast:
3.810 kg in einen geostationären Übergangsorbit
8.292 kg in einen 340 km hohen Erdorbit

Stufe 0: 9 × GEM-46
Startmasse: 9 × 19.327 kg
Leermasse: 9 × 2.282 kg
Schub: 9 × 715,9 kN
Brennzeit: 64 sec.
spezifischer Impuls: 2.393 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.678 m/s (Vakuum)
Durchmesser: 1,17 m
Länge: 14,3 m

Stufe 1: Delta Thor XLT-C
1 Triebwerk RS27A
Schub: 1.054 kN
Brennzeit: 320 sec.
Startmasse: 104.377 kg
Leermasse: 6.822 kg
Länge: 20 m
Durchmesser: 2,44 m
spezifischer Impuls: 2.963 m/s (Vakuum)
spezifischer Impuls: 2.501 m/s (Meereshöhe)
Treibstoff: Sauerstoff/Kerosin

Stufe 2: Centaur
1 Triebwerk RL-10B
Schub: 110 kN
Brennzeit: 700 sec.
Startmasse: 19.078 kg
Leermasse: 2.476 kg
spezifischer Impuls: 4.532 m/s (Vakuum)
Länge: 8,8 m
Durchmesser: 4,4 m
Treibstoff: H2/O2

Die Delta IV-Serie

Delta 4011995 gab es seitens der US-Regierung eine Ausschreibung an die US Raketenhersteller. Ein EELV sollte Ariane 5 Paroli bieten. EELV steht für Evolved Expendable Launch Vehikle. Zu Deutsch: Erweiterbare, nicht wieder verwendbare Trägerrakete. Ziele war es, das zu erreichen, was Europa mit Ariane 4 schon geschafft hatte: Ein Raketenmodell sollte in mehreren Varianten einen breiten Nutzlastbereich abdecken. Sie sollte preiswerter als die bisherigen Modelle sein und im Nutzlastbereich mit der Ariane 5 konkurrieren. Wie bei der Atlas und Titan ist eine Benennung mit römischen wie arabischen Ziffern üblich (Delta 4/Delta IV).

Auf die Ausschreibung antworteten beide großen Hersteller: Lockheed Martin mit der Titan und Atlas und Boeing mit der Delta. Sehr bald war klar, dass das Titan-Konzept keine Chance hatte - zu teuer war die ehemals günstigste Trägerrakete geworden. Am weitesten geht das Konzept der Delta IV. Die Air Force hat schon vor dem Jungfernflug 2002 einen Kontrakt über 19 Starts und 1,38 Mrd. USD abgeschlossen und beteiligt sich mit 500 Millionen USD an der Entwicklung, offiziell "um die Rakete an die Anforderungen des EELV Programms anzupassen"... Die Entwicklungskosten werden auf 2750 Millionen Dollar beziffert.

Im Jahre 2003 wurden davon sieben Kontrakte auf die Atlas V übertragen, nachdem an die Öffentlichkeit kam, dass Boeing Einblick in interne Dokumente des Konkurrenten Lockheed Martin hatte. Auch gab es für beide Konkurrenten Finanzspritzen von 1 Milliarden USD, um Ausfälle durch den Rückgang bei den kommerziellen Starts aufzufangen.

Die erste Stufe Thor wird nun endgültig durch eine neue abgelöst. Es handelt sich um eine Stufe mit dem neuentwickelten Triebwerk RS-68. Dieses Triebwerk wurde aus dem Space Shuttle-Haupttriebwerk entwickelt, dabei aber vereinfacht und bringt 3.312 kN Schub. Es ist damit das leistungsstärkste Triebwerk mit der Kombination Wasserstoff und Sauerstoff. Der Schub ist regelbar in einem Bereich von 60-102 Prozent des Nominalschubs. Das Entspannungsverhältnis beträgt 21,5. Das Triebwerk ist in 2 Achsen hydraulisch schwenkbar und die Triebwerksabgase werden zur Rollkontrolle umgelenkt. Gegenüber anderen kryogenen Antrieben verfügt das RS-68 über weniger Teile und ist einfacher aufgebaut, um Kosten zu sparen. Anders als das RS-27A der Delta 2 reicht der Schub des RS-68 aus, um die Rakete ohne Starthilfe von Boostern zu beschleunigen.

Es brennt nominell 251 Sekunden lang und besitzt einen moderaten spezifischem Impuls von 4.021 m/s im Vakuum und 3.579 m/s in Meereshöhe. (Zum Vergleich: Ariane 5 Vulcain: 4.248 m/s im Vakuum). Es wiegt mit 6.600 kg recht viel für ein Triebwerk dieser Größenklasse (Schub zu Gewichtsverhältnis 50:1). Das Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff beträgt 6:1 und das Expansionsverhältnis 21,5. Der Schub wird reguliert durch den Brennkammerdruck, welcher zwischen 58,7 und 99,1 bar variierbar ist.

Man hofft damit eine preiswerte Stufe fertigen zu können. Die CBC (Central Booster Core) genannte Stufe hat einen Durchmesser von 4,85 m und eine Länge von 37,92 m. Die Treibstoffmasse kann anhand der Angaben über Schub und Brennzeit auf 203 t geschätzt werden.

Unterstützt werden kann die erste Stufe durch GEM-60-Booster. Die Angabe 60 bezieht sich auf den Durchmesser von 60 Zoll, also 1,524 m. Sie lösen die GEM-46-Booster der Delta 3 ab. Es sind null, zwei oder vier Booster möglich. Die Booster brennen 90 Sekunden lang und entwickeln 826 kN Schub.

Delta 4 Centaur ObrstufenDie Oberstufe besteht wie bei der Delta 3 aus einer Centaur-Oberstufe mit dem Triebwerk RL-10B2. Es gibt die Centaur-Oberstufe sowohl als 4 m-Version (dann verjüngt sich die Rakete und es wird die 4 m-Nutzlastverkleidung der Delta 3 verwendet) als auch als 5 m-Version. Die 4 m-Version verwendet 20.410 kg Treibstoff und brennt 850 Sekunden lang. Während der Freiflugphase wird die Centaur durch kleine Düsen stabilisiert, die verdampfenden Wasserstoff ausstoßen. Die Druckbeaufschlagung erfolgt beim Wasserstofftank durch gasförmigen Wasserstoff aus der Kühlung des Triebwerks und beim Sauerstofftank durch Helium. Es gibt in der Standardausführung eine Heliumflasche, die für 2 Zündungen des RL-10B-Triebwerks reicht. Für weitere Restarts kann eine zweite Heliumflasche installiert werden. Die nominelle Missionsdauer der Centaur von 2,3 Stunden kann durch weitere Batterien und Hydrazin auf 7 Stunden verlängert werden.

Die 5 m-Version hat einen 5 m breiten Wasserstofftank. Der Sauerstofftank hat weiterhin 4,0 m Durchmesser, ist aber 0,5 m länger. Die 5,0 m-Centaur verwendet 27.200 kg Treibstoff und brennt 1.125 sec. Das Triebwerk RLB2 in beiden Versionen ist eine verbesserte Version des bei der Delta 3 eingesetzten RL10B-Triebwerks. Es kann 15 mal wiedergezündet werden und hat eine design life time von 3.500 Sekunden. Die Fähigkeit zu mehrfachen Wiederzündungen erlaubt auch reine GEO-Missionen, die vor allem für die US-Luftwaffe interessant sind. Die ursprüngliche Centaur auf der Atlas war nur zweimal wiederzündbar.

Ursprünglich sollte die Delta 4 ein stärkeres Triebwerk einsetzen, das man zusammen mit Europa entwickeln und dann gemeinsam produzieren wollte. Aus dieser Triebwerksentwicklung, die ein 250 kN starkes Triebwerk mit geschlossenen Treibstoffkreisläufen nach dem Hauptstromverfahren und einen hohen spezifischen Impuls zum Ziel hatte, wurde jedoch nichts. Inoffizielle Quellen sprachen von einer Intervention des DoD, nachdem eine Trägerakete für Satelliten von Bedeutung für die nationale Sicherheit ist und nicht von ausländischen Teilen abhängig sein durfte (das scheint jedoch nicht für Nutzlastverkleidungen und Doppelstartvorrichtungen zu gelten, denn diese stammen schon heute überwiegend von Unternehmen wie Astrium und Oerlikon Contraves). Europa setzte die Pläne alleine um und begann die Entwicklung des Vinci-Triebwerkes für die ESC-B Oberstufe. Doch auch diese Entwicklung wurde im Jahre 2003 gestoppt, als der Fehlstart der Ariane 5 ECA weitere Mittel für diese Rakete nötig machte.

Nutzlastverkleidungen von 4,0 m und 5,13 m Durchmesser und in 4 Längen von 11,7 bis 19,8 m stehen wahlweise zur Verfügung. Die 5,13 m durchmessende Verkleidung ist von der Titan 4 übernommen worden. Eine weitere, 22,4 m lange Verkleidung, wurde aus dem offiziellen Payload Guide wieder gestrichen. Der Abwurf der Verkleidung findet je nach Raketentyp zu unterschiedlichen Zeitpunkten (aber in derselben Höhe und aerodynamischen Belastung) statt:

Boeing kündigte in seinen Prospekten 2005 eine Doppelstartstruktur für zukünftige Einsätze an, um zwei Satelliten gleichzeitig starten zu können. Die in zwei Versionen verfügbare Struktur bietet für die untere Nutzlast einen Raum von 4,0 m Durchmesser und eine Höhe von 3,4 beziehungsweise 4,6 m. Die obere Nutzlast darf maximal 4,57 m breit und 4,8 beziehungsweise 6,0 m hoch sein. Dies ist vergleichbar mit dem Platz, den eine Ariane 4 zur Verfügung stellt. Bei einer Ariane 5 dürfen die Nutzlasten aber deutlich mehr Raum einnehmen (maximal 4,7 m breit und 7 m hoch).

Für interplanetare Missionen, die sehr hohe Geschwindigkeiten erfordern, steht eine zusätzliche Star 48B-Oberstufe (die PAM-D) zur Verfügung. Die Avionik besteht aus 6 Ringlasern, die ein voll redundantes Intertialsystem bilden um Ort und Geschwindigkeit zu bestimmen. Die Puls Code modulierte Telemetrie kann direkt oder über TDRSS-Satelliten an Bodenstationen gesandt werden. Es gibt zwei Startrampen: Eine in Vandenberg (SLC-6) und eine im Kennedy Space Center (SLC-37). Die Starts von Vandenberg werden selten sein, nachdem Boeing nach der Industriespionage vor allem auf Starts von Vandenberg aus verzichten musste. Bis Ende 2005 gab es keinen Start von Vandenberg aus.

Die Delta 4 wird, anders als andere US-Typen, wie russische Raketen horizontal montiert und erst an der Startrampe aufgerichtet. Beim SLC-37-Startplatz steht dazu eine 106 m lange, 76 m breite und 7 Stockwerke hohe Halle zur Verfügung. Die Halle beim SLC-6 (Vandenberg) hat eine Grundfläche von 5.800 m² und ist etwas kleiner.

Seit 2012 ist das RS-68A im Einsatz. dieses Triebwerk ist durch einen höheren Brennkammerdruck schubstärker. Es erhöht vor allem die Nutzlast der Heavy Variante, da diese mit wenig Schubüberschuss startet. Für die normale Delta ergibt sich als Vorteil durch den höheren Schub, dass man die Bauweise des Hecks vereinheitlichen kann. Um Gewicht zu sparen gab es die Boosterbefestigungen nur an den Versionen die auch Booster aufnahmen. Nun ist das Heck bei allen Versionen gleich. Welche Version zum Einsatz kommt kann daher bis 6 Monate vor dem Start entscheiden werden. Vorher waren es 12 bis 18 Monate. Das RS-68A bringt derzeit beim 102% Schubniveau 227 bis 362 kg mehr Nutzlast in den GTO, etwa 5% der Nutzlast. Eine Steigerung auf 106% scheint möglich, dies würde den Gewinn auf 454 bis 500 kg erhöhen.

 

Delta IV FamilieDie Nomenklatur der Delta IV

Es existieren zwei Familien: Delta IV Medium und Delta IV Heavy. Die Medium-Familie hat eine CBC (Common Booster Core) und mehrere Untervarianten. Bei der Heavy-Variante gibt es diese Variantenvielfalt nicht. Sie wird weiter unten separat besprochen.

Eine Small-Version (CBC mit der alten Delta Oberstufe) mit 2.200 kg GTO-Nutzlast wurde angedacht, wird aber nicht entwickelt. Sie macht bei den heutigen schweren Kommunikationssatelliten keinen Sinn und mit der Delta 7925H verfügt Boeing über eine Rakete mit einer ähnlichen Nutzlastkapazität.

Bei der Medium gibt es vier Varianten:

Alle Nutzlasten für den GTO-Orbit beziehen sich auf den Start beim Cape. Für Orbits, die energetisch mit denen von Kourou vergleichbar sind, muss man etwa 14 % Nutzlast abziehen.

Die Delta 4 stößt in die Nutzlastregionen der Ariane 5 vor. Doch wie der Hersteller der Atlas, Lockheed Martin, hat auch Boeing beschlossen, nach dem Einbruch im Satellitenmarkt die Delta 4 vom Markt zu nehmen. Boeing vermarktet im Unternehmen Sealaunch auch die Zenit, allerdings mit geringem Erfolg. Der Schritt ist insofern verständlich, als dass man nicht den kommerziellen Erfolg mit der Delta 4 hatte und ihr Erststart auch zu einem Zeitpunkt kam, als der Markt kollabierte. Da nach dem Erststart der Delta 4 Heavy bekannt wurde, dass das EELV-Programm den amerikanischen Steuerzahler etwa 15 Milliarden Dollar mehr kostet als geplant und dieses Geld etwa zur Hälfte bei Boeing ankommt, muss man sich auch nicht wundern, wenn man die Delta nicht mehr auf dem kommerziellen Markt anbietet sondern sich mehr auf den lukrativen Markt der Regierungsaufträge konzentriert. Schlussendlich konkurriert man hier nur mit Lockheed Martin (da auch die Centaur-Oberstufe von Boeing gefertigt wird, verdient man ebenfalls an den Atlas-Starts).

Im Jahre 2005 wurden noch alarmierende Zahlen bekannt. Danach sollte das EELV-Programm nun statt 17,3 Milliarden USD schon insgesamt 31,7 Milliarden USD kosten und die durchschnittlichen Startkosten sind von 95 auf 230 Millionen USD pro Start (Preisbasis 2004) gestiegen. Es ist damit klar, dass beide Firmen nicht mehr auf dem internationalen Markt Aufträge akquirieren, denn dann müssten Sie die Startkosten rapide senken. Dadurch ist das EELV-Programm auch in den USA in die Kritik geraten, nachdem sich Lockheed Martin und Boeing zur United Launch Alliance (ULA) zusammengeschlossen haben. Die NASA ist nun praktisch abhängig von ULA und zahlt für das dritte Los von 23 Starts ab 2011 650 Millionen USD zusätzlich an Fixkosten und 100 Millionen USD zusätzlich pro Start. Zuvor hatte schon das Umbuchen von Starts von der Delta IV auf die Atlas V zusätzliche Kosten von 320 Millionen USD verursacht, nachdem bekannt wurde, dass Boeing durch Firmenspionage die interne Berechnung der Startpreise von Lockheed Martin kannte. Kritisirt wird allerdings nicht das System, keine Regierungsaufträge an nicht-US Firmen zu vergeben, sondern dass die frühzeitige Ausschreibung der Starts für den Zeitraum ab 2011 den US-Newcomer Falcon benachteiligt. Seine Falcon 9 ist derzeit noch nicht geflogen, sollte aber bis 2007 zur Verfügung stehen und stößt in den Nutzlastbereich einer Delta 4 und Atlas V vor.

Nutzlasten

Version GTO Cape GTO Kourou GSO Sonnensynchron 800 km Höhe ISS-Orbit Mars (c3=10 km²/s²) TLI (c3=-2 km²/s²)
Delta 4M 4.237 kg 3.411 kg 1.138 kg 7.700 kg 8.501 kg 2.347 kg 3.132 kg
Delta 4M+ (4,2) 5.941 kg 5.022 kg 2.034 kg 9.500 kg 11.455 kg 3.465 kg 4.455 kg
Delta 4M+ (5,2) 4.869 kg 3.961 kg 1.668 kg 8.000 kg 9.782 kg 2.748 kg 3.623 kg
Delta 4M+ (5,4) 6.822 kg 5.709 kg 2.786 kg 10.700 kg 12.894 kg 3.792 kg 4.858 kg

Für LEO-Bahnen ist eine maximale Nutzlast von 14.000 kg (5,4m-Version, 200 km Höhe, 28,8 Grad Neigung) möglich. Der Wert für TLI (Translunar Injection) ist für schwere Mondsonden interessant. Weitere Varianten sind von Boeing beschrieben, so mehr Booster (bis zu 8), aber bisher nicht umgesetzt.

ESPADie Fähigkeiten zum Transport großer Nutzlasten führt sehr oft dazu, dass man diese nicht voll ausnutzen kann, dadurch also Nutzlast verschenkt. Daher wurde für die Centaur der EELV Secondary Payload Adapter (ESPA) entwickelt. Es ist eine sechseckige Struktur, die zwischen Centaur und Satellit gebracht wird. Sie wiegt 130 kg und besteht aus einem 1,27 cm dicken Aluminiumring, der oben mit einem Standard-Nutzlastadapter abschließt. Der ESPA kann an jeder der 6 Seiten eine 200 kg schwere Nutzlast transportieren. Die Entwicklung kostete 3,5 Millionen USD und wurde zwischen 1999 und 2002 durchgeführt. Bis zum ersten Einsatz am 9.3.2007 vergingen über 4 Monate. Dann wurden jedoch gleich 7 Satelliten auf einmal transportiert. Ein ESPA-Ring kostet etwa 250.000 USD, die Beförderung einer Sekundärnutzlast etwa 1-2 Millionen USD, je nach Größe. Da der ESPA auf der Centaur sitzt, ist er sowohl für die Atlas wie auch Delta nutzbar. Die maximale Nutzlast, die auf dem ESPA transportiert werden kann, beträgt 6.800 kg. Das bedeutet keine Einschränkung für Transporte in den geostationären Orbit, aber bei erdnahen Orbits dürfte der Ring nur selten zum Einsatz kommen.

Delta 4 M (4,2)
Delta 4M

Delta 4 Medium

Erststart: 20.11.2002, 3 Starts, kein Fehlstart, noch im Einsatz

Nutzlast 4.251-6.565 kg in eine GTO-Bahn
8.600 kg in eine LEO-Bahn

Stufe 1 CBC
Triebwerk: 1 × RS 68
Schub: 3.312kN
spez. Impuls: 4.021 m/s (Mittel)
Brennzeit: 251 sec.
Startmasse: 226.400 kg
Leermasse: 26.760 kg

Stufe 2: Centaur
Triebwerk 1 × RL-10B2
Schub: 110 kN
Brennzeit: 850-1.125 sec.
spezifischer Impuls: 4.516 m/s (Vakuum)
Startmasse: 24.170 kg, Leermasse: 2.850 kg (4 m-Version)
Startmasse: 30.840 kg, Leermasse: 3.640 kg (5 m-Version)

Booster: GEM-60 (0, 2 oder 4 je Version)
Triebwerk 1x GEM-60
Schub: 826 kN
Brenndauer: 90 sec.
spezifischer Impuls: 2.383 m/s (Meereshöhe), 2.697 m/s (Vakuum)
Startmasse: 33.798 kg
Leermasse: 3.869 kg

Delta IV Heavy

Delta 4 HeavyDie Delta 4 Heavy ist eine Rakete, welche die kostspielige Titan 4 ablösen soll. Sie ist daher darauf ausgelegt, schwere Nutzlasten in einen niedrigen erdnahen Orbit wie auch schwere geostationäre Satelliten zu transportieren. Boeing hat in die Entwicklung der Rakete 500 Millionen USD investiert.

Die Delta IV Heavy (Delta IV H) besteht aus zwei CBC-Stufen als Booster, einer CBC als Zentralstufe und der 5 m-Centaur. Sie ist 71 m hoch und wiegt beim Start 717 t. Der Startschub beträgt 8.847 kN. Sie transportiert 23.000 kg in den LEO-Orbit. Über die GTO-Nutzlast verbreitet Boeing unterschiedliche Angaben. Auf der Website stehen 13.130 kg und in dem für Satellitenhersteller wesentlichen "Users Guide" nur 10.819 kg. Vor dem Erststart nannte dann Boeing folgende Zahlen:

Das Missverhältnis bei den GTO-Angaben ergab sich aus den fehlenden Orbitparametern: Die Delta IV Heavy transportiert 12.712 kg in einen GTO-Orbit, der 28,8 Grad zum Äquator geneigt ist. Eine Nutzlast muss im Apogäum ihre Geschwindigkeit um 1.800 m/s steigern, um in den GSO-Orbit zu kommen. Die Delta IV Heavy kann aber die Nutzlast auch in einen Orbit bringen, der energetisch mit einem Start von Kourou aus gleichwertig ist (5 Grad Neigung, 1.500 m/s zum Erreichen des GSO-Orbits). Dann reduziert sich die Nutzlast auf 10.700-10.800 kg.

Diese Angaben zeigen auch, dass man bei Boeing auf Aufträge aus der "Space Initiative" von George W. Bush spekuliert. Bislang hat die Rakete neben dem Jungfernflug ohne Nutzlast nur 2 Aufträge von der Air Force für militärische Nutzlasten erhalten. Für kommerzielle Nutzlasten ist die Rakete wohl zu groß. So musste die Air Force einen Demonstrationsstart ordern, für den sie im Dezember 2004 141 Millionen USD zahlte. Diese Kosten dürften aber nicht die Kosten von Boeing decken, denn soviel kostet in etwa auch die größte Medium-Variante der Delta 4. Transportiert wird bei dem Jungfernstart ein Ballast von 13.383 Pfund und zwei jeweils 35 Pfund schwere Nanosatelliten. Beide sollen in einer geostationären Bahn abgesetzt werden.

No TextBislang gibt es nur eine Startrampe für die Rakete in Cape Canaveral, aber keine beim US-Luftwaffenstützpunkt Vandenberg, von dem die meisten militärischen Starts stattfinden. Es ist die Startrampe 37, die in den sechziger Jahren die Saturn 1 und 1B starteten und die für die Delta IV umgebaut wurde.

Man hat den ersten Start einer Delta IV Heavy intensiv vorbereitet. 6 Jahre arbeitete man an der Rakete, alleine 366 Tage wurde auf dem Launchpad an der fertigen Rakete gearbeitet, obgleich die Rakete keine Komponenten verwendet, die nicht schon bei den Medium-Varianten eingesetzt wurden, welche die seit 2 Jahren im Einsatz sind. Eine größere Oberstufe, verbunden mit neuen Materialen in den Boostern, soll die Nutzlast einer Delta 4 Heavy sogar auf 100.000 Pfund (45.360 kg) ansteigen lassen. Würde man noch CBC zusammenfassen, sogar auf 200.000 Pfund. Ob es jemals einen Bedarf für diese Raketen gibt, ist noch offen. Wenn man tatsächlich zum Mond oder gar zum Mars zurückkehren will, braucht man Träger dieser Größe. Für kommerzielle Nutzlasten sind sie derzeit aber zu groß.

Beim Start zünden alle 3 CBC-Booster mit maximalem Schub (102 Prozent), trotzdem wird die Rakete sehr langsam abheben und braucht mit 15 Sekunden noch länger zum passieren des Startturms als eine Saturn V. 50 Sekunden nach dem Start wird das RS-68-Triebwerk der mittleren CBC auf das minimale Schublevel von 58 Prozent heruntergefahren. Die äußeren CBC arbeiten weiter mit 102 Prozent Leistung. Erst nach 235 Sekunden werden sie auf 58 Prozent heruntergefahren, um die Beschleunigung nicht über 5 g steigen zu lassen. Die Rollregelung erfolgt, anders als bei der Delta IVM, durch Schwenken der Triebwerke der beiden äußeren CBC.

Nach 245 Sekunden sind die beiden äußeren CBC ausgebrannt und werden abgetrennt, während die mittlere CBC nun wieder auf 102 Prozent Schub hochgefahren wird. Sie ist nach 333 Sekunden ausgebrannt. Die Nutzlastverkleidung wird nach 286 Sekunden abgetrennt.

Nach einer kurzen Freiflugphase zündet nach 355 Sekunden die Centaur, 10 Sekunden später wird die Verkleidung abgetrennt. Die Centaur Oberstufe erreicht nach 12 Minuten und 48 Sekunden einen GTO-Orbit und kann nach 5 Stunden im Apogäum erneut gezündet werden, um dort die Nutzlast abzusetzen. Dies ist bei schweren Satelliten der USAF Standard, diese haben keinen Apogäumsantrieb.

Der erste Start einer Delta 4 Heavy wurde wegen verschiedenster Problem mit der Rakete und Hurrikans um Monate verschoben. Im Dezember musste er dann wegen anderer Probleme nochmals verschoben werden. Beim Demonstrationsflug, der nur zwei Nanosatelliten und Ballast in den geostationären Orbit transportieren sollte, schalteten sich die beiden Booster 8 Sekunden zu früh ab. Auch die Zentralstufe schaltete sich 6 Sekunden zu früh ab. Die Centaur versuchte die fehlende Geschwindigkeit auszugleichen. Wie lange sie bei der ersten Zündung brannte, konnte nicht ermittelt werden, da die Daten verloren gingen. Es wurde ein zu geringer erster Orbit erreicht, in dem die Nanosatelliten ausgesetzt wurden. Danach zündete die Centaur erneut, um eine geostationäre Übergangsbahn zu erreichen. 5 Stunden später sollte durch eine dritte Zündung der geostationäre Orbit erreicht werden, doch vorher ging der Centaur der Treibstoff aus. Sie hatte nur noch für 1 Minute Treibstoff, vorgesehen war eine Brennzeit von 3 Minuten. So war das Apogäum um 16.000 km zu niedrig und lag in 20.000 statt 36.000 km Höhe.

Auch wenn Boeing den Flug einen vollen Erfolg nennt, von der Air Force, die 141 Millionen USD für den Flug zahlte, war kein Statement zu entlocken. Unbefriedigend ist neben der unzureichenden Leistung der Rakete (die an den dritten Delta 3-Flug erinnert) auch, dass man die Nanosatelliten nicht kontaktieren konnte. Einen Monat später hat man den Fehler gefunden: Fehlerhafte Sensoren in den Core-Boostern meldeten, dass der Treibstoff verbraucht wäre. Ob der Defekt spezifisch auf das Flugregime der Heavy-Variante zurückzuführen ist, wurde nicht veröffentlicht. Ursache für den Sensorenausfall waren aber Bläschen in den Sauerstoffleitungen. Diese Bläschen ergaben bei der Messung die irrige Annahme, der Treibstoff wäre schon verbraucht. Sicherheitshalber hat man einen Delta 4 Medium-Start, der für März 2005 angesetzt war, abgesagt.

Ob dies am geplanten Flugplan (Start von zwei Satelliten des US-Verteidigungsministeriums im August und Dezember 2005) etwas ändert, war Ende 2004 noch offen. Schließlich kam es zu einer bedeutenden Verzögerung und der zweite Start mit einem DSP-23-Frühwarnsatellit fand erst im November 2007 statt und verlief erfolgreich. Für 2008 und 2009 sind jeweils ein Start von Cape Canaveral aus geplant, d.h. in den geostationären Orbit. Frühestens 2010 wird der erste Start von Vandenberg aus erfolgen. Von dort erfolgen die Starts von schweren Aufklärungssatelliten in erdnahe polare Orbits.

Die Delta IV Heavy offeriert, anders als die Delta IV Medium, auch die Möglichkeit eines Doppelstarts. Dazu wird eine von Astrium gebaute Doppelstartvorrichtung benutzt, die von der Ariane 5-Verkleidung "Sylda-5" abstammt. Die untere Nutzlast darf maximal 4 m Durchmesser besitzen, die obere 5 m. Dazu wird eine 19,1 m lange Verkleidung benutzt. Die Nutzlast ist auf 9.860 kg bei Doppelstarts begrenzt, wahrscheinlich wegen struktureller Gründe. Dafür wird diese in einen 271 km x 71.572 km Orbit, 23,3 Grad zum Äquator geneigt, entlassen. Dieser Orbit ist von der Geschwindigkeit her, die man braucht, um den GTO-Orbit zu erreichen, mit dem Start in Kourou vergleichbar. So befördert eine Delta IV Heavy also eine etwas geringere Nutzlast als eine Ariane 5 ECA, die 10.050 kg in den GTO-Orbit entlässt.

Insgesamt scheint ein Delta Start teurer als ein Atlas Start mit derselben Nutzlast zu sein. Auch wenn genaue Zahlen unbekannt sind, so gibt ULA zu dass eine Atlas preiswerter ist. Die Kosten eines Delta IV Havy Starts werden 2014 auf 350 Millionen Dollar beziffert. Dies schließt Fixkosten die nur bei der USAF entstehen mit ein (die Fertigung einer weiteren Atlas-Rakete soll 100 Millionen Dollar kosten, aber ein Start mit der Durchführung 164 Millionen Dollar).

Ab 2014 wird das RL-10C das RL-B2 ablösen. Das RL-10C entstand aus dem RL-10-B da Pratt & Whittney nachdem sie für die ursprünglichen Buchungen der Delta Triebwerke bauten nun auf einem Lager mit diesen Triebwerken sitzen. Das RL-10C verwendet bei der Delta die Avionik der Centaur, die eine Regelung des Treibstoffgemisches erlaubt. Die Treibstoffvorräte sind so besser ausnutzbar und dies bringt 90 kg mehr Nutzlast in den GTO. Weiterhin ist das Zündungssystem redundant ausgelegt.

Upgrades

Es wurde die Verwendung von mehr GEM-60 Boostern, nämlich vier bei der 4 m Variante und sechs oder acht bei der 5-M-Variante untersucht. Die Delta IVM (4,4) wäre nur eine kleine Modifikation, da im Prinzip nur die Oberstufe gegenüber der schon existierenden (5,4) Variante ausgetauscht wird. Sie liegt in der Nutzlast deutlich über der (5,4) Version. Sie könnte 36 Monaten nach Auftragserteilung fliegen.

Mehr Aufwand machen die Versionen mit sechs oder acht Boostern. Es sind sowohl Veränderungen im Integrationsgebäude nötig, wie auch Anpassungen am Launchpad. Die Zentralstufe muss modifiziert werden, da stärkere Lasten beim Start auftreten. Diese Versionen könnte 48 Monate nach Auftragserteilung verfügbar sein und würde die Lücke zwischen der Delta 4M und Heavy füllen.



Delta IVM (4,4)

Delta IVM (5,6)

Delta IVM (5,8)

Nutzlast ISS-Orbit

14.800 kg

15.000 kg

17.200 kg

Nutzlast GTO

7.500 kg

7.700 kg

9.200 kg


Überlegt wurde bei ULA, wie die Oberstufen von Atlas und Delta auf dem jeweils anderen Träger eingesetzt werden könnten und welche Vorteile dies bringt. Da die Common Centaur ein um 680 bis 1.360 kg niedrigeres Leergewicht von (je nach Centaur/DCSS Version) hat, ist die Performance beim Einsatz der Centaur auf der Delta IV bis auf Hochenergiemissionen (GSO-Missionen, Planetenmissionen) höher. Bei LEO Missionen würde die Nutzlast durch ein zweites Triebwerk in der Centaur die Nutzlast der Delta deutlich erhöhen. Eine weitere Option wäre der Einbau des RL10B in die Centaur. Dadurch würden die Vorteile beider Stufen (niedrigeres Strukturgewicht der Centaur, höherer Schub und spezifischer Impuls des RL10B) verbunden. Bei ULA entschloss man sich zur Einsatz des RL10C auf der Atlas. Die RL10C sind modifizierte RL10B, die Air Force Anforderungen für das RL10A der Atlas einhalten und deren Düse in den kleineren Stufenadapter passt. Das Ausmustern der Delta bedeutet, das sie RL10C wohl nicht auf der Delta eingesetzt werden. Die Aufrüstung der Avionik auf das Anpassen des Mischungsverhältnisses des Triebwerks und damit das Verbrauchen der Treibstoffe ohne Reste hätte die Nutzlast um 90 kg gesteigert. Dieses Feature beherrscht die Centaur, nicht aber die DCSS.

Die Qualifikation von SpaceX für USAF/NRO Missionen führte dazu, dass ULA seine Preispolitik überdachte. Neben dem Beschluss die Vulcan als Ablösung der Atlas zu bauen, beschloss man die Delta 4 auszumustern. 2018/19 sollen die letzten 4M starten, für die Heavy Variante gibt es danach noch weitere Missionen. Vorher bestand die Air Force auf zwei Träger für die Mittelklasse Missionen, um eine Absicherung gegen einen Ausfall zu haben. Mit der Falcon 9 steht nun aber eine preiswertere Alternative zur Verfügung.

Delta 4 M (4,2)
Delta 4 Heavy

Delta 4 Heavy

Erststart: 10.12.2004
1 Start, noch im Einsatz

Nutzlast
12.712 kg in eine GTO-Bahn (Einzelstart)
9.860 kg in eine GTO-Bahn (Doppelstart)
6.275 kg in eine GSO-Bahn
21.792 kg in eine LEO-Bahn

Stufe 0 (Booster): 2 × CBC
Triebwerk: 1 × RS 68
Schub: 3.312kN
spez. Impuls: 3.988 m/s (Mittel)
Brennzeit: 245 sec.
Startmasse: 226.400 kg
Leermasse: 26.760 kg

Stufe 1: CBC
Triebwerk: 1 × RS 68
Schub: 1.957 - 3.312 kN
spez. Impuls: 3.988-4.021 m/s
Brennzeit: 333 sec.
Startmasse: 226.400 kg
Leermasse: 26.760 kg

Stufe 2: Centaur
Triebwerk 1 × RL-10B
Schub: 100 kN
Brennzeit: 125 sec.
spezifischer Impuls: 4.516 m/s (Vakuum)
Startmasse: 30.840 kg
Leermasse: 3.640 kg (5 m-Version)

Weitere Pläne

Die Ankündigung von Bushs Mondplänen und die Einstellung der Space Shuttle-Flüge brachte die beiden US-Konzerne Boeing und Lockheed Martin wieder dazu, neue Konzepte ihrer Raketen zu präsentieren.  Die Botschaft, die dahinter steckt: "Wozu eine neue Trägerrakete für die Mondpläne und Erdorbits bauen, wenn wir schon eingeführte Raketen haben, die man entsprechend erweitern kann". Atlas entwickelt eine Atlas V Heavy, ein Gegenstück zur Delta Heavy mit 3 Atlas-Grundstufen.

Boeing präsentierte 2004 eine Studie über zukünftige Erweiterungen der Delta IV. In einem ersten Schritt bleibt man im wesentlichen bei der bisherigen Delta IV Heavy und macht nur marginale Änderungen. Gemeinsam haben alle Varianten eine 6,5 m durchmessende Nutzlasthülle und das an den Startrampen nur geringe Anpassungen nötig sind.

Folgende Varianten wurden skizziert:

Nutzlast Booster Stufe 1 Stufe 2 Sonstiges
27-30 t 4 GEM60 unverändert unverändert  
32-35 t - RS-68B AUS-60  
36-40 t 4 GEM60 RS-68 Regenerativ unverändert Tiefkühlung des Treibstoffs, um die Dichte zu erhöhen
38-42 t - RS-800 AUS-60 Aluminium-Lithium Leichtbauweise
39-43 t 4 GEM60 RS-68 Regenerativ AUS-60 Tiefkühlung des Treibstoffs, um die Dichte zu erhöhen
41-45 t 6 GEM60 RS-68B AUS-60  
43-48 t 4 GEM60 RS-68 Regenativ AUS-60 Tiefkühlung des Treibstoffs, um die Dichte zu erhöhen,
Treibstoffaustausch zwischen Zentralstufe und Booster

Da die Varianten sehr ähnliche Leistungsdaten haben, aber verschiedene Triebwerke in der Zentralstufe und weitere Technologien zur Leistungssteigerung einsetzen (Tiefkühlung des Treibstoffs, leichtgewichtige Tanks und Treibstoffaustausch zwischen Boostern und Zentralstufe), sind dies nur Konzeptstudien. Sollte wirklich Bedarf für eine stärkere Rakete als die derzeitige Delta IV Heavy bestehen, so wird man eines dieser Konzepte verfolgen. Das Triebwerk RS-60, welches für die AUS-60-Oberstufe favorisiert wird, hatte Ende 2005 schon erste Komponententests absolviert.

Interessant wären diese Typen für die Versorgung der Raumstation ISS. Eine Delta IV Heavy hat zwar nominell die gleiche Nutzlast wie ein Space Shuttle. Jedoch koppelt dieser die Module selber an und Fracht kann von der Besatzung umgeladen werden. Für den Start großer Module braucht man daher eine zusätzliche Stufe, welche das Modul ankoppelt und für Fracht ein Druckmodul, wie es der ATV und HTV bieten. Dann sinkt die Nutzlast aber auf weniger als die Hälfte ab. Die projektierten Delta IV-Varianten bieten genügend Reserven, um das Space Shuttle zu ersetzen.

Eine zweite Gruppe von Raketen setzt größere Änderungen an der Delta IV voraus und erfordert auch neue Startrampen. Hier erhöht man vornehmlich die Bündelung von CBC-Stufen von 2 auf bis zu 8.

Folgende Varianten wurden skizziert:

Nutzlast CBC Booster Stufe 1 Stufe 2 Sonstiges
53 t 4 CBC unverändert AUS-60 Aluminium-Lithium Leichtbauweise
67-70 t 6 CBC unverändert AUS-60  
76 t 6 CBC unverändert AUS-60 Aluminium-Lithium Leichtbauweise
87 t 6 CBC RS-800 AUS-60  
95 t 6 CBC RS-800 AUS-60 Aluminium-Lithium Leichtbauweise

Diese Raketen habe eine so hohe Nutzlast, dass sie schon eher im zukünftigen Mondprogramm eingesetzt werden. Für Erdorbits gibt es keine Nutzlasten, die eine so große Rakete erfordern. Diese Raketen decken eine Nutzlast von 20-36 t zum Mond ab. Boeing hält es sogar für möglich, mit einem 8 m durchmessenden Tank und einem neuen Triebwerk die Saturn V an Nutzlast zu übertreffen.

Anfang 2006 sind alle diese Typen noch Ideen, schon die Delta IV Heavy wartet seit einem Jahr auf ihren Erststart. Die bislang von der NASA veröffentlichten Vorschläge für eine Trägerrakete für das Mondprogramm basieren auf Komponenten aus dem Shuttle-Programm und dem J-2-Triebwerk. Der Grund dafür ist, dass bei der Entwicklung der Delta IV niemals darauf geachtet wurde, dass sie "man rated" ist. Man untersuchte auch Delta V- und Atlas V-Varianten, hielt hier jedoch das Risiko für die Besatzung für signifikant höher. Die Ares-Trägerraketen werden daher zwar auf Teile der Delta-Technologie zurückgreifen (das RS-68-Triebwerk treibt die erste Stufe der Ares V an), zumeist jedoch die Shuttle-Booster und das J-2X einsetzen.

Links

Die Thor als militärische Rakete und der Agena

Die Thor mit festen Oberstufen

Die Delta 1000- bis 7000-Serie

Die Delta in der Ziffernummerierung

Starts der Thor und Delta

Artikel zuletzt geändert: 26.12.2104

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 sowie die deutsche OTRAG), 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. Aber vielleicht erscheint ein eigener Band über die Ariane 6 wenn diese mal einsatzbereit ist und es mehr Informationen über sie gibt,

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: es ist das Buch "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. Etwa 70 TZrägerraketen die sich äußerlich voneinander unterscheiden werden in diesem Buch kurz vorgestellt - auf je einer Doppelseite.

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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