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Energija

Einleitung

Im Jahre 1987 startete zum ersten mal die Trägerrakete Energija und ein Jahr später der Shuttle Buran. Für westliche Beobachter kamen beide Starts nicht überraschend. Schon populärwissenschaftliche Zeitschriften hatten Jahre vorher über eine neue riesige sowjetische Trägerrakete berichtet und ein 1:8 Modell von Buran wurde bei der Bergung fotografiert. Um so erstaunlicher ist, das nach beiden Jungfernflügen das Programm wegen zu hohen Kosten eingestellt wurde. Dieser Artikel bespricht die technische und historische Entwicklung dieser beiden letzten Großprojekte der Sowjetunion. Über Buran gibt es einen eigenen, noch weitaus ausführlicheren Artikel. Eine kürzere Beschreibung von Energija und Buran findet sich in einem weiteren Artikel.

Die Vorgeschichte

Ähnlich wie bei den USA gab es in der UdSSR auch schon lange Pläne für eine wieder verwendbare Raumfähre. In den sechziger Jahren wurde mit der N1 Herkules eine Großrakete entwickelt, die mit der Saturn konkurrieren sollte. Aufgrund des Konzepts der massiven Triebwerksbündelung scheiterte diese Rakete aber in 4 Starts von 1969-1972. Danach sah es so aus als würden sich die Russen auf andere Gebiete verlegen. Während man in den USA den Shuttle entwickelte und in der BRD dazu das Spacelab, starteten die Sowjets in rascher Folge die Saljut Raumstationen. Mit Saljut 6 konnte auch die von Skylab gesetzte Marke für Langzeitaufenthalte überboten werden. Erstmals war diese Raumstation durch zwei Kopplungsadaptern von zwei Besatzungen zu bemannen und mit den Progress Raumtransportern konnte man Nachschub ins All bringen und so die Lebensdauer der Station stark verlängern. Bei Saljut 7 gelang es dann die Raumstation durch Module zu erweitern. Dieses Konzept führte dann zur modularen Raumstation MIR. Gleichzeitig fanden Flüge mit Astronauten aus den Staaten des Warschauer Paktes und später auch mit Frankreich statt. Die Saljut Raumstationen erlaubten einen permanenten Zugang zum Weltall, ohne ein Shuttle und eine Großrakete. MIR schließlich basierte auf dem modularen Konzept und setzt noch heute einen Standard, den ISS erst erreichen muss. Ihre Lebensdauer von 5 Jahren wurde um den Faktor 3 übertroffen. Mehrfach wurde sie durch Module (Kwant, Kwant2, Spektr und Prioda) erweitert. Die Sowjets hielten alle Langzeitrekorde im Weltall mit Aufenthaltsdauern von mehr als einem Jahr. Alles das erreichten die Sowjets mit der Proton Trägerrakete und damit möglichen Nutzlasten von maximal 20 t. Es gab also keinen Bedarf an einer Trägerrakete für 100 t Nutzlast.

Trotzdem begannen ab 1976 die konkreten Planungen für Energija und Buran. Anders als in den USA, war nicht das Ziel eine deutliche Reduktion der Startkosten. Denn die seit Mitte der sechziger Jahre gebauten Sojus Trägerraketen starteten in rascher Folge und zu einem niedrigen Preis. Ursache waren vielmehr Befürchtungen, das die Fähigkeit des Shuttles Satelliten zu bergen ausgenutzt werden konnte um sowjetische Satelliten zu stören oder einzufangen. Die Amerikaner hatten in der frühen Entwicklung des Space Shuttles solche Pläne. Es gab Zeichnungen in denen Astronauten die Solarpanel einer Saljut Kapsel kappten. Die US Air Force wollte ursprünglich für militärische Flüge zwei eigene Shuttles, die "Blue Shuttles" und baute auch eine eigene Startrampe in Vandenberg, wo keinerlei Öffentlichkeit die Starts beobachten konnte. Der Space Shuttle sollte genauso für militärische Flüge eingesetzt werden wie die Trägerraketen. Mehr noch: Es war ein militärisches bemanntes Raumfahrtprogramm geplant, ähnlich wie auch die Sowjets die zivilen Saljut Stationen und militärischen Almaz Stationen betrieben.

Mit der Fähigkeit Satelliten zu bergen und zu reparieren, konnte man jedoch nicht nur gestrandete Kommunikationssatelliten (Weststar, Palapa B2, INTELSAT 6) bergen, oder Servicemissionen durchführen (SMM, Hubble), man hätte auch Satelliten des Gegners bergen können oder sogar in dem großen Nutzlastraum ohne Problem eine Sojus Kapsel kidnappen können. Es kam dazu nicht mehr, weil die US Air Force nach dem Verlust der Challenger im Jahre 1986 ihr militärisches Shuttle Programm einstellte, doch 1976, als man mit Energija begann, war das Shuttle Programm eine akute Bedrohung der russischen Raumfahrt.

Das Konzept von Energija

Obgleich von der äußerlichen Erscheinung dem Shuttle sehr ähnlich verfolgte Energija und Buran ein viel flexibleres Konzept. Der erste Unterschied war die Aufteilung in eine Trägerrakete und einen Shuttle. Buran hat anders als der Space Shuttle keine integrierten Haupttriebwerke, Diese sitzen in der Energija Hauptstufe. Das hat zur Folge, das Energija auch ohne den Orbiter als Rakete eingesetzt werden kann. Die gestartete Version hätte eine Nutzlast von 88 t in einen 200 km Orbit gehabt. Die Trennung erfolgte ursprünglich aus der Vorstellung heraus, das es schon schwierig genug wäre ein Triebwerk auf Basis von Wasserstoff als Treibstoff aus dem Stand heraus zu entwickeln. Man nahm nicht an das es gelingen würde es wieder zu verwenden. So lag es auf der Hand es in die Zentralstufe der Rakete zu integrieren. Dies erhöhte die Nutzlastmasse des Orbiters durch die geringe strukturelle Belastung. (Beim Space Shuttle macht das Schubgerüst zirka 6 t Masse aus, dazu kamen noch die Triebwerke mit über 9 t Gewicht) und bei Manövern musste weniger Gewicht bewegt werden, wodurch die Nutzlast in größere Höhen langsamer als beim Shuttle abnimmt. Vor allem aber kann Energija auch ohne den Shuttle starten - und befördert dann die dreifache Nutzlast eines Space Shuttles ins All. So entstand eine Trägerrakete "Energija" (Energie) mit dem Produktcode 11K25 und ein davon unabhängiger Raumgleiter mit der Bezeichnung "Buran" (Schneesturm).

Der zweite Unterschied war, das die Booster flüssige Raketen waren, die Kerosin und Sauerstoff (LOX) verbrennen. Die Sowjets haben nie in dem Maße wie die Amerikaner Feststoffraketen eingesetzt und keine großen Feststoffbooster entwickelt. Die Zahl der Booster konnte variiert werden. Bei den beiden Starts waren es jeweils 4. Möglich sollten auch 2,6 und 8 sein mit Nutzlasten von 65-150 t. Dieses flexible Konzept war möglich weil die Zentralstufe über mehr Schub verfügte als beim Space Shuttle, es war also nicht nötig, dass die Booster sehr schubstark sind. So reichen auch 2 Booster. Auch hier fand man eine Möglichkeit diese nochmals zu verwenden: Sie bilden die erste Stufe der Zenit Trägerrakete, die so als "Abfallprodukt" entstand und mit ihren 11-13 t Nutzlast die Lücke zwischen der Sojus 6-7 t und Proton 19-21 t füllte.

Im Falle einer unbemannten Mission wäre die Nutzlast wie der Orbiter an der Seite der Zentralstufe angebracht worden. Dadurch waren sehr voluminöse Nutzlasten möglich. Die Booster wären bergbar gewesen, durch eine weiche Landung mit Fallschirmen und Airbags. Bei den durchgeführten Starts verzichtete man jedoch darauf. Die Zentralstufe erreicht eine suborbitale Bahn ähnlich dem Shuttle Tank, so das die Nutzlast mit einem eigenen Antrieb noch zirka 100 m/s aufwenden muss um einen Orbit zu erreichen. Mit geeignetem Oberstufen wären von dort aus Starts zu den Planeten und in den geostationären Orbit möglich. Die Nutzlast wäre ungleich höher als beim Shuttle 18-20 t in den geostationären Orbit (ohne Buran) gegenüber 2.3 t bei der Shuttle/IUS Kombination.

Insgesamt ist das Energija Konzept also wesentlich flexibler und erlaubt ein breiteres Spektrum an Einsatzmöglichkeiten als der amerikanische Space Shuttle. Mehrere Oberstufen sollten eingesetzt werden, beim ersten Start kam der FGB zum Einsatz, der vom N-1 Mondprogramm und der Proton Block D das Triebwerk RD-58 übernommen hatte. Nachteilig am Energija Konzept war nur, das man die Zentralstufe mit 4 Triebwerken nicht wieder verwenden konnte.

Treibstoff und Triebwerkswahl

Die Sowjetunion hatte in den sechziger Jahren zwei brillante Köpfe: Koroljow, der sich mehr für das Gesamtsystem konzentrierte, und auch bemannte Raumschiffe konzipierte und Gluschko, der sich auf die Triebwerkentwicklung konzentrierte. Zwischen beiden gab es eine Rivalität, die bis in die 30 er Jahre zurückging als Koroljow Gluschko verdächtigte, ihn bei der sowjetischen politischen Polizei verpuffen zu haben. Waren beide noch bei der R-7 - der späten Sojus Trägerrakete in einem Boot, so gab es danach Auseinandersetzungen um den "richtigen" Weg der Raketentechnologie. Koroljow wollte für seine Mondrakete N-1 Triebwerke von Gluschko, aber Triebwerke, die mit flüssigem Sauerstoff und Kerosin arbeiten. Diese Treibstoffe sind ungiftig und haben eine gute Energieausbeute. Der flüssige Sauerstoff verdampft aber rasch und muss daher bis zum Start dauernd nachgefüllt werden.

Gluschko hatte sich inzwischen auf die Kombination Hydrazin und Stickstofftetroxid konzentriert. Diese Kombination ist lagerfähig. Alle sowjetischen Militärraketen setzen sie daher ein. Aber sie ist auch gefährlicher - Die Treibstoffe entzünden sich bei Kontakt. Hydrazin ist giftig und Stickstofftetroxid ätzend. Bei der Trägerrakete N-1 wollte Gluschko nicht die Triebwerke liefern die Koroljow haben wollte. Stattdessen bot er das RD-253 an, welches in der Proton zum Einsatz kam. Koroljow musste seine Triebwerke von anderen Herstellern beziehen und alle Starts der N-1 scheiterten in irgendeiner Form an einem Triebwerksversagen.

Nach Koroljows Tod 1966 und dem Versagen der N-1 übernahm Gluschko 1974 die Leitung des N-1 Projektes - um es einzustellen und eine neue Version mit dem Namen Vulcan aus der Taufe zu heben. Der politischen Führung war noch eine riesige Trägerrakete eine zu viel. Sie stellte das N-1 Programm kurz darauf ganz ein ohne Vulkan zu genehmigen.

Als 1974/75 man eine Gefahr in dem amerikanischen Space Shuttle sah, brauchte man auch eine neue Trägerrakete dafür. Wieder wurde Gluschko mit deren Entwurf beauftragt. Doch diesmal für ein neues System und nicht seine Vulkan Rakete. Inzwischen hatte er seine Ansicht geändert - oder einfach dazu gelernt. Er propagierte nun Sauerstoff/Kerosin in der ersten Stufe als Treibstoff. Dafür gab es mehrere Gründe.

Für die Booster brauchte man Triebwerke mit 7000-8000 kN Schub. Alleine der Sprung gegenüber den schon entwickelten Triebwerken war also schon groß. Das Risiko eine neue Technologie einzuführen wollte man dann nicht gehen. (Eine ähnliche konservative Einstellung hatte auch Werner von Braun bei seinem F-1 Triebwerk).

Die zweite Stufe sollte dagegen erstmals in der Sowjetunion Wasserstoff und Sauerstoff einsetzen. Bis heute ist die Energija Zentralstufe die einzige mit dieser Kombination im sowjetischen Arsenal. Dies war primär eine Notwendigkeit. Die N-1 hätte mit 2950 t Startmasse mit 3 Stufen etwa 95 t in eine Erdumlaufbahn gebracht. Ein 105 t schwerer Space Shuttle hätte drei Stufen und eine noch größere Rakete erfordert. Einzig der Übergang zu Wasserstoff als Verbrennungsträger mit seinem höheren Energiegehalt, konnte die Startmasse auf ein akzeptables Maß senken und man kam mit 2 Stufen aus.

Feststoff als Treibstoff kam nie in Frage. Selbst bei militärischen Raketen haben die UdSSR Feststoff nur selten eingesetzt, vor allem bei U-Boot gestützten ICBM, wo der Platz an Bord beschränkt war. Niemals hatte man große Feststoffbooster wie bei der Titan 3 entwickelt, auf deren Technik man eine neue Entwicklung aufsetzen konnte.

Das Konzept von Buran ähnelt dem des Space Shuttles aber auch anderer moderner Trägersysteme wie der japanischen H-2 und der europäischen Ariane 5. Es ist das einer Eineinhalbstufigen Rakete:

Die Booster (Block A)

RD-170 TriebwerkDie Booster basierend auf dem Triebwerk RD-170, das in einer leicht veränderten Form als RD-171 in der ersten Stufe der Zenit eingesetzt wird. Die Triebwerke RD-170 der ersten Stufe waren in ihrer Technik ein Entwicklungssprung und hier betrat die Sowjetunion weitgehend Neuland. Es kam zwischen 1981 und 1983 mehrfach zu Bränden bei Tests und die Indienststellung verzögerte sich.

Die Booster  wurden in den Jahren 1976-1985 entwickelt. Für eine russische Rakete ist diese Entwicklungszeit sehr lang. Das Triebwerk RD-170 wurde von NPO Ergomasch entwickelt, dieses Kombinat unterstand Gluschko. Der russische Erzeugniscode ist 11D520.

Jedes Triebwerk RD-170 entwickelte einen Vakuumschub von 7903 kN und übertrifft damit die Leistung der Saturn V F-1 Triebwerke die max. 7445 kN im Vakuum erreichten. Allerdings besteht das Triebwerk wie viele andere russische Triebwerke aus vier Verbrennungskammern, gespeist von zwei Vorbrennern und einer gemeinsamen Turbopumpe.

Das Triebwerk kann bis auf 74 Prozent der Nominalleistung heruntergefahren werden, um vor Brennschluss die Belastung für die Rakete zu senken. Der hohe Schub des Triebwerks ermöglicht es der Energija mit einer sehr hohen Beschleunigung von 1.6 G zu starten. Die Entwicklung des Triebwerkes machte einige Probleme und es wurden bis Mitte der achtziger Jahre 200 Stück für Tests gebaut. Eine Variation des RD-180 mit nur zwei Brennkammern, das RD-180 wird seit 2001 in der Atlas III und Atlas V eingesetzt. Eine Einkammerversion des Triebwerks - RD-191 - ist für die Angara vorgesehen.

Da die Neuentwicklung einer völlig neuen Triebwerkstechnologie naturgemäß - wie sie für die Zentralstufe notwendig war - lange dauert, war es klar, das die Booster der Energija nach dem Projektstart am 12.2.1976 als erstes fertig gestellt sein würden. Schon 1985 gab es daher den Start der Zenit Trägerrakete mit einer abgewandelten Form des RD-170, dem RD-171. Dieses ist nur für den einmaligen Betrieb ausgelegt und arbeitet bei einem etwas geringeren Brennkammerdruck. Dies erlaubte es Tests der Triebwerke unter realen Bedingungen durchzuführen.

Das RD-170 arbeitet wie das amerikanische SSME nach dem Hauptstromverfahren. Ein Vorbrenner verbrennt ein sauerstoffreiches Gemisch des Treibstoffs. Der entstehende Gasstrom dient zum Antrieb der Turbine der Turbopumpe und erzeugt einen hohen Brennkammerdruck von 300 Atmosphären. Die Brennkammer wird mit Kerosin gekühlt, bevor es mit dem Gasgemisch zusammen eingespritzt und verbrannt wird. 600 kg Treibstoff verbraucht jedes Triebwerk pro Sekunde. Die Zündung erfolgt hypergol, d.h. es wird zum Start eine Flüssigkeit eingespritzt welche sich mit Sauerstoff spontan entzündet.

Mit einem Schub 7259 kN am Boden ist dieses Triebwerk das stärkste je gebaute, noch stärker als der Saturn 5, welches 6670 kN am Boden liefert. Der spezifische Impuls liegt mit 3108 m/s beziehungsweise 3246 m/s (Boden /Vakuum) sehr hoch für diese Treibstoffkombination, erreicht durch 300 Bar Brennkammerdruck (Normalerweise bei Raketen : 30..85 Bar, selbst das Shuttle Triebwerk hat nur 220 Bar). Die Düsen sind um 6.3 Grad schwenkbar, anders als in älteren sowjetischen Raketen, wo die Steuerung um die Achsen durch zusätzliche Triebwerke erfolgt.

Die bei hohen Drücken auftretenden Hochfrequenz- Oszillationen hat man bei dem Design berücksichtigt und die Düsen so gestaltet, das ihr Eigenschwingungsmuster sich von dem der Brennkammer unterscheidet. Weiterhin gibt es ein Anti-Vibrationssystem in den Rahmen, welches die Weitergabe von Schwingungen verhindern soll. Die Düsen werden mit 2 % der Treibstoffmenge gekühlt um nicht zu überhitzen. Sie bestehen aus einer hochtemperaturfesten Nickel Legierung.

Das RD-170 ist in seinem Schub weit regelbar von 70-100 %. Dies geschieht primär durch das Absenken des Brennkammerdrucks. Man verliert dadurch aber auch an Leistung. So hätte man auch bei mehr als 4 Boostern die Belastung der Nutzlast in Grenzen halten können. Die Turbopumpe des RD-170 hat einen Förderdruck von 600 Bar für den Sauerstoff und 500 Bar für das Kerosin. Die Gasturbine hat eine Leistung von 190 MW, was in etwa einem kleinen Kraftwerk entspricht. Das Triebwerk hat ein Gewicht von 9750 kg, einen maximalen Durchmesser von 4.02 m, eine Länge von 3.78 m. Hydraulische Aktoren schwenken die 4 Brennkammern als ganzes. Jede Hydraulik kann einen Druck von 50 t ausüben

Bei späteren Starts der Energija sollten die Booster geborgen werden. Sie wären zuerst durch Fallschirme abgebremst worden. Bei Bodenberührung hätten Airbags die Restenergie aufgefangen. Das RD-170 lief in Tests weitaus länger als die geforderten 140 Sekunden, so dass man davon ausging die Booster mehrmals erneut zu starten. Für die Startazimute von 51, 65 und 97 Grad gab es Landezonen, wo die Booster geborgen werden sollten und sie in unbesiedeltem Gebiet landen. So war geplant die Booster 10 mal wieder zu verwenden. In Tests liefen die Triebwerke 20-27 mal ohne Probleme.

Die Zenit verwandte eine abgewandelte Form des RD-170, das RD-171. Es ist etwa 250 kg leichter und dafür im Gegensatz zu dem Triebwerk der Energija nicht wieder verwendbar. So wurde ab 1985 die Zenit eingeführt, deren ersten Stufe auf den Energija Boostern aufbaute. Das war eine Möglichkeit diese zu testen und gleichzeitig eine neue Rakete zur Verfügung zu haben - ein kluger Schachzug, den die USA nicht machten.

Jeder Booster hat eine Länge von 39.46 m und einen Durchmesser von 3.92 m. Mit einem Bodenschub von 740 t bei einem Startgewicht von 372.6 t reichen zwei Booster aus um Energija abheben zu lassen. Die Leermasse ist umstritten. Einige Websites leiten sie zu 35 t aus den Zenit Daten ab. die russischen Websites mit Originalangaben geben sie allerdings mit 65.6 t ab, entsprechend ist auch die Startmasse um rund 30 t höher als bei der Zenit. Wahrscheinlich  handelt es sich auch um die Angaben der bergungsfähigen Booster und die 30 t höhere Startmasse geht dann auf Kosten des Fallschirmsystems und der Airbags. Der Sauerstofftank von 208 m³ Größe und der Kerosintank von 106 m³ Größe bestehen aus zylindrischen Tanks ohne gemeinsamen Zwischenboden. Die Strukturen Verstärkungen an der Zwischentanksektion ist bis zu 30 mm stark um die Kräfte beim Start aufzunehmen. 70-75 % der Subsysteme der Booster und der ersten Stufe der Zenit sind identisch

Mehr Booster steigern sukzessive die Nutzlastmasse. Die folgende Tabelle informiert über die beiden Stufen bei der Energija und Zenit. Die Angaben bei der Energija sind leider stark schwankend je nach Quelle.

  Booster A Zenit Erststufe
Durchmesser 3.92 m 3,90 m
Länge 39.46 m 31,92 m
Startgewicht: 372.5 t 346,88 t
Leergewicht: 65.6 t 28,08 t + 5,82 t Stufenadapter
Brennzeit: 140 sec 144 s
Schub Meereshöhe: 7256 kN 7259 kN
Schub Vakuum: 7906 kN 7911 kN
spez. Imp..... Meereshöhe 3030 m/s 3108 m/s
spez. Imp... Vakuum 3305 m/s 3246 m/s

Zentralstufe (Block TS)

RD-120Ab 1986 begannen auch die ersten Tests der Haupttriebwerke der Zentralstufe. Mit diesem Triebwerk betrat die Sowjetunion für sie technisches Neuland. Das Triebwerk RD-0120 verbrannte erstmals in der UdSSR Wasserstoff und Sauerstoff. (Hinweis: Das Zweitstufentriebwerk der Zenit hat die Bezeichnung RD-120, die führende Null wird manchmal vergessen, was zu Missverständnissen führen kann. Der in der Sowjetunion übliche Erzeugniscode 11D122 ist daher vorzuziehen). Erstaunlich war das die Entwicklung dieses relativ großen Triebwerks ohne größere Probleme verlief. Beim amerikanischen Space Shuttle kam es bekanntlich zu mehreren Triebwerksbränden. Das 11D122 wurde von 1976-1983 entwickelt. Ein Grund für die späte Entwicklung verglichen mit den USA war nach Angaben des Herstellerkombinats, dass man in der Sowjetunion keinerlei Produktionskapazitäten für flüssigen Wasserstoff aufgebaut hatte. Im Jahr 1980 kostete so ein Kilogramm flüssiger Wasserstoff 5.6 Rubel. Die NASA zahlte im gleichen Jahr 3.60 Dollar pro Kilo - Das war die Hälfte der Kosten für die Sowjetunion. Bedenkt man dass aufgrund der unterschiedlichen wirtschaftlichen Systeme 1 Rubel etwa volkswirtschaftlichen Kosten von 5-10 Dollar entsprechen so ist klar, dass es vorher keinen wirtschaftlichen Antrieb für die Benutzung dieses Treibstoffs gab. Bis zum Erststart der Energija hatte man die Produktionskapazitäten soweit aufgebaut, dass die Kosten auf 2.60 Rubel/Kilogramm gefallen waren.

Das Triebwerk ist in seiner technologischen Auslegung vergleichbar dem amerikanischen SSME. Mit 218 Bar Druck ist allerdings der Brennkammerdruck etwas kleiner (Space Shuttle 275 Bar). Der Schub ist ebenso etwas geringer und beträgt 1864 kN im Vakuum, verglichen mit 2090 kN beim SSME. Dafür setzt die Energija vier anstatt drei Triebwerken ein. Trotzdem ist das RD-0120 für die Sowjetunion ein enormer Entwicklungssprung. Die Sowjetunion hat vorher kein größeres Triebwerk mit Wasserstoff als Treibstoff entwickelt und nun gleich eines welches das Hauptstromverfahren mit seinen hohen Brennkammerdrücken einsetzt. Ein einzelner Vorbrenner verbrennt einen Teil des Treibstoffs und erzeugt daraus 527 Grad heißes Arbeitsgas. Dieses treibt mit 44 und 23 Bar Druck (Wasserstoff/Sauerstoff) direkt die zweite Stufe der Wasserstoffpumpe an welche 32500 Umdrehungen/Minute erreicht. ein Teil des Gases treibt auch die Sauerstoffturbopumpe an, die ohne erste Stufe auskommt. Die erste Stufe de Wasserstoffpumpe wird angetrieben von dem gasförmigen Wasserstoff, der beim Kühlen der Brennkammer entsteht. Beide Turbopumpen liegen auf einem Turbinenschaft, während das SSME getrennte Pumpen für Sauerstoff und Wasserstoff hat, die auf getrennten Wellen liegen, dafür benötigt die Wasserstoffpumpe aber nur eine Stufe.

Die Düse hat einen Halsdurchmesser von 261 mm und einen Mündungsdurchmesser von 2420 mm. Das Flächenverhältnis beträgt 85.7. Wie das SSME ist der Schub regelbar, sogar noch stärker, bis auf 45 % herab. Das Triebwerk ist 3450 kg Gewicht deutlich schwerer als ein SSME - dieses wiegt bei 33 % mehr Schub  nur 3177 kg. Es hat eine Länge von 4.55 m, einen maximalen Durchmesser von 2.42 m. Der spezifische Impuls ist fast genauso hoch wie beim SSME. Besonders auffällig ist der große Regelbereich des Schubs von 25-114 %. Das SSME hat nur einen Bereich von 55-109 % (wobei die heutigen Triebwerke bei maximal 105 % begrenzt werden um das Risiko zu minimieren). Das Mischungsverhältnis von Sauerstoff und Wasserstoff durfte um 7-10 % schwanken, ebenfalls ein recht hoher Toleranzfaktor. Insgesamt war die Entwicklung des 11D122 für die Sowjetunion ein viel größerer Entwicklungsschritt, als das SSME für die USA. Das SSME konnte auf Vorentwicklungen wie das J-2 und J-2X mit etwa dem halben Schub zurückgreifen. Die UdSSR hatte bis dahin nur ein Triebwerk mit 75 kN Schub also einem Zwanzigstel des Schubs des 11D122 entwickelt und arbeitete gerade an einem 400 kN Triebwerk.

  RD-0120 SSME
Länge 4,55 m 4,24 m
Durchmesser 2,42 m 1,63 m
Brennkammerdruck 218 Bar 208 Bar
Sauerstoff : Wasserstoff 6.0:1 6.0:1
Schub Meereshöhe 1448 kN 1668 kN
Schub Vakuum 1863.9 kN 2090 kN
Regelbereich: 25-114 % 55-109 %
spez. Impuls Meereshöhe 3520 m/s 3559 m/s
Spez. Impuls Vakuum 4462 m/s 4480 m/s
Brennzeit 480 sec 480 sec
Treibstofffluss Sauerstoff 376-377 kg/s  
Treibstofffluss Wasserstoff 62-78 kg/s  

Block ADie Brennkammer und Düse des Treibwerks wurde aus einem Stück gefertigt, wodurch das Triebwerk weniger oft überholt als das SSME werden sollte. Im Jahre 1999 untersuchte Aerojet im Auftrag der NASA ob die Produktionsverfahren der Düse des RD-0120 nicht auf das SSME angewandt werden könnte, da diese unter denselben Bedingungen arbeiten müssen, aber die RD-0120 Düse viel einfacher gefertigt werden kann. Man kam zum Ergebnis, dass durch die Änderungen einige Millionen Dollar pro Triebwerk eingespart werden können, vor allem weil weniger Inspektionen und Auswechslungen der Düsen notwendig sind. Ob nach dem Beschluss die Space Shuttles in Rente zu schicken dies noch umgesetzt wurde ist offen.

Bis 1990 wurde das Triebwerk extensiv geprüft. 90 Modelle und Triebwerke wurden gebaut und getestet. Man tastete sich an die Technologie heran und entwickelte zuerst kleinere Versionen mit 75 und 40 t Schub. Die gesamte Betriebszeit aller Tests akkumuliert ergab 163000 Sekunden. Weitaus mehr als das SSME Tests aufweisen konnte, und annähernd so viele Tests wie das F-1 Triebwerk der Saturn, das bis heute extensiv getestete Triebwerk. Das RD-0120 soll eine Zuverlässigkeit von 0.992 aufweisen, also ein Ausfall bei 125 Starts. Obwohl das Triebwerk nominell 480 Sekunden lang betrieben wird (Notsituationen bis 540 Sekunden) ist es zertifiziert bis 1670 Sekunden Betrieb am Stück.

Die Ausmaße der Stufe, die dadurch anfallenden Schweißnähte und die Erfordernis einen sehr großen Wasserstofftank zu kühlen, machten dagegen einige Probleme bei der Entwicklung. Vor allem die langen Schweißnähte bei einem so langen Tank machten Probleme. Schlussendlich hatte die zweite Stufe eine Produktionszeit von 1.5 Jahren - relativ lang für russische Verhältnisse. Bisherige Bauteile von russischen Raketen orientierten sich an den Einschränkungen im Eisenbahntransport, der teilweise durch Tunnel mit 3.91 m Durchmesser führen musste. Die N-1 Stufen waren größer, wurde aber aus Einzelteilen am Startkomplex zusammengebaut. Die Proton verwandte für die große erste Stufe einen Zentraltank von 3.91 m Durchmesser, mit zusätzlichen Außentanks die erst beim Startort montiert wurden. Bei der Energija Zentralstufe war dies nicht möglich. so musste der Tank mit einem Flugzeug, einer umgebauten 3M-T, transportiert werden. Die Maschine sah winzig aus, verglichen mit dem riesigen Tank, der jedoch recht wenig wog. Für den Transport von Buran, der noch um einiges schwerer war wurde eigens die Antonov 225, der weltgrößte Luftfrachttransporter entwickelt.

Die vier Triebwerke waren in einem Winkel von 7 Grad zur Vertikalachse eingebaut worden und konnten in einem Bereich von 7-11 Grad geschwenkt werden. Der 1523 m³ große zylindrische Wasserstofftank war unterhalb des spitzförmig zulaufenden 552 m³ großen Sauerstofftank angebracht. Die Betankung sollte mit fortlaufender Flugnummer voller werden, bis mit 710 t Treibstoff die Maximalmenge erreicht war. Die Tanks bestanden aus Blechen aus Aluminiumlegierungen, die aus 45 mm dicken Aluminiumstücken durch Auswalzen erhalten wurde. Die strukturell am stärksten belastete Zwischentanksektion bestand aus Titanlegierungen. (Dort befanden sich die oberen Befestigungen der Booster). Das Schubgerüst bestand aus Titan. Insgesamt gab es 9 km Leitungen für den Transfer von Flüssigkeiten im Zentralblock.

Die Zentralstufe war relativ schwer, wie der Vergleich mit dem Space Shuttle Tank (erste Versionen) zeigt. Korrekterweise muss man beim Space Shuttle Tank die 3 Haupttriebwerke des Space Shuttles und das Schubgerüst hinzuaddieren, um einen treffenden Vergleichsmaßstab zu haben. Es gibt über die Zentralstufe (Block A) einige widersprüchliche Daten. so wird die Leermasse zwischen 76 und 88 t angegeben. Am häufigsten findet man eine Leermasse von 85 t. Die Stufe soll nach diesen Angaben keine Außenisolation besessen haben und innen nur an einigen Stellen isoliert worden sein. So wäre es nicht möglich dass Buran durch Schaumstücke beschädigt wird.

  Energija Zentralstufe ET+ Triebwerke
Startgewicht: 768.000 kg - 795.000 kg 754.400 kg
Leergewicht: 78.000-85.000 kg 39.900 kg
Wasserstoff: 101.400 kg (max) 102,600 kg
Sauerstoff: 608.400 kg (max) 616.600 kg
Mischungsverhältnis: 6.0:1 6.0:1
Schub Triebwerke: Meereshöhe: 4 x 1447 kN 3 x 1668 kN
Schub Triebwerke: Vakuum: 4 x 1864 kN 3 x 2090 kN
spez. Imp. Meereshöhe: 3520 m/s 3630 m/s
spez. Imp. Vakuum: 4462 m/s 4480 m/s
Brennzeit: 480 s 480 s
Höhe: 58,765 m 46,87 m
max. Durchmesser: 7.75 m 8,38 m

Dritte Stufe

Eine dritte Stufe namens Vesuvius mit einem 11 D56UA Triebwerk war geplant. Sie verbrannte flüssigen Wasserstoff mit flüssigem Sauerstoff. Das 11 D56UA Triebwerk basierte auf dem 11 D56U. Dieses sollte einen spezifischen Impuls von 4520 m/s besitzen. Doch die Erreichung eines so hohen Wertes stieß auf Schwierigkeiten, so dass man sich in der Version 11 D56UA mit 4409 m/s begnügte. Die Stufe sollte ursprünglich eine Länge von 9.0 m und einen Durchmesser von 5.5 m haben und 1994 erstmals eingesetzt werden. Das 11D56 wurde von 1965-1972 für das Mondlandeprogramm der Sowjets entwickelt. Die Version 11D56U war eine verbesserte Version dieses Triebwerks

Aus dem 11D56 mit einem Schub von 75 kN wurde später das Triebwerk KVD-1. Dieses Triebwerk treibt die dritte Stufe der indischen GSLV an, soll jedoch nach 7 Flügen durch eine rein indische Eigenentwicklung ersetzt werden. Für die Proton M und Angara sind Oberstufen mit dem KVD-1 (mit 100 kN Schub) projektiert. Es gab bis Mitte 2007 jedoch noch keinen Einsatz dieses Triebwerks auf einer russischen Rakete

Startplatz 250Bodenanlagen

Für die Energija gab es einen neuen Start-Komplex, Nr. 250 in Baikonur. Anders als bei der Mondrakete N-1 entschloss man sich zum Bau eines Teststands, bei dem man die Komplette Rakete am Boden testen konnten. Komplex 250 bestand aus einem kombinierten Teststand und einem Startkomplex. Der Teststand konnte Schübe bis 4000 t aufnehmen und die Flammenschächte wurden 40 m tief aus dem Boden herausgesprengt. Nach den Tests konnte man die Rakete von dort aus auch starten. Aus Sicherheitsgründen war der gegen Explosionen geschützte Bunker für die Überwachung der Tests und des Starts 3 km vom Startplatz entfernt. Einige Kilometer weiter, war der Lagerkomplex für die Treibstoffe vom Komplex 250 entfernt. Gelagert wurden dort 360 t Wasserstoff, 3600 t Sauerstoff, 1200 t Kerosin und 3000 t Stickstoff. Erstmals musste man ein System zum Abfackeln großer Mengen verdampfenden Wasserstoffs am Startplatz installieren - ohne dieses wäre die Gefahr einer Knallgasexplosion gegeben.

Alleine der Starttisch (Block I), der die Rakete bis zum Abheben festhielt, hat die Abmessungen von 20.25 m x 11.5 m Breite x Tiefe und 1.2 m Höhe und wog 150 t. Er diente als kombinierten Test- und Starttisch. Da der Block I als eigener Posten beim Start auftaucht, spricht dafür, dass man ihn nur einmal verwenden kann.

Starts konnten in Azimuten von 52-83, 97, 101-104 und 110 Grad stattfinden. Diese Einschränkungen sind primär dadurch gegeben, dass bei der Position des Startplates bei 52 Grad nördlicher Breite, es nur schwer möglich ist, wesentlich kleinere Azimute als 52 Grad zu erreichen und die Flüge nach Norden sind dadurch beschränkt das sie nicht über dichter besiedeltes Gebiet stattfinden dürfen.

Im Jahre 2004 wurde kurzzeitig erwogen, Startkomplex 250 für den Start der Angara umzubauen. Man nutzte aber schließlich den Komplex 200 von dem aus Protons bisher starteten. Parallel zu Komplex 250 wurde eine Landebahn und ein Hangar für Buran als Komplex 251 in unmittelbarer Nähe zur Startrampe gebaut. Dort landete auch Buran nach seinem 2 Orbit Flug im Jahre 1988.

Start

Die Energija wird, wie andere russische Raketen, horizontal montiert und auf Schienen zum Startplatz gezogen. Dort wird sie aufgerichtet und betankt.

Wie beim Space Shuttle und der Ariane 5, werden 8 Sekunden vor dem Zünden der Booster die vier RD-0120 Triebwerke der Zentralstufe gezündet. In dieser Zeit wird ihre Funktion geprüft, z.B.. ob Sauerstoff- und Wasserstofffluss in normalen Regionen liegen. Sollte dies nicht der Fall sein, so werden die Triebwerke abgeschaltet und die Rakete bleibt am Boden. Erst danach werden die vier Booster-A gezündet. Ihr rasch ansteigender Schub führt zum abheben der Rakete. Nach 1 Sekunde haben sie 90 % des Nominalschubs erreicht. Freigegeben wird die Rakete aber erst nach 3.2 Sekunden wenn auch die RD-170 Triebwerke auf fehlerfreie Funktion getestet wurden.

Nach 30 Sekunden im Flug wird eines der RD-0120 Triebwerke um 30 % im Schub gesenkt um die aerodynamische Belastung zu senken. Nach 39 Sekunden folgt ein zweites Triebwerk. Nach 77.1 Sekunden, nach Passage der Zone mit maximaler aerodynamischer Belastung, fahren die beiden Triebwerke erneut auf 100 % Schubnvieau hoch. Nach 133.1 Sekunden fahren kurz vor Brennschluss die RD-170 Triebwerke auf das niedrigste Schubniveau herunter.

EnergijaDie vier Booster brennen 144.1 Sekunden lang. 0.15 Sekunden zeitversetzt werden jeweils 2 Booster simultan abgeschaltet In 53 km Höhe werden sie abgetrennt. Energija hat zu diesem Zeitpunkt eine Geschwindigkeit von 1.8 km/s erreicht. Die ausgebrannten Booster werden nicht simultan abgetrennt, sondern über 10 Sekunden verteilt, beginnend 15 Sekunden nach dem Brennschluss. Beide Booster einer Seite werden zusammen abgetrennt und trennen sich dann im Flug.  Sie erreichen so die Landezone, 426 km vom Startort entfernt, in einem Intervall von 8 Minuten. Nach dem Auslösen von Fallschirmen (5 km Höhe: Pilotfallschirm - reduziert die Geschwindigkeit auf 20-30 m/s, 3-4 km Höhe der Hauptfallschirm reduziert auf 13-19 m/s Fallgeschwindigkeit) landet die Stufe weich. Dies geschieht durch das Zünden von Triebwerken in 30-50 m Höhe. Für den operationellen Einsatz plante man eine Inspektion und erneute Verwendung der Booster. Analysen zeigten, dass die Booster-Systeme etwa 15 Starts überstehen konnten, das RD-170 lief bei Tests über simulierte 27 Starts. Eine 10 malige Verwendung war daher für Serienstarts vorgesehen. Bei den beiden Testflügen gab es noch keine Bergung. Bei den Teststarts hat man daher auch die Booster früher abgetrennt nach 145.9 Sekunden, da sie nicht weich in in der vorgegebenen Landezone auftreffen mussten.

Ein völliger Ausfall eines Boosters im Flug hätte zum Verlust der Mission geführt, weil der Schubverlust nicht aufgefangen werden konnte. Es gab daher Notfallpläne für bemannte Starts. Bis 102 Sekunden wäre die Besatzung mit Schleudersitzen aus Buran herausgesprengt worden. Danach gab es 20 kritische Sekunden in denen die Geschwindigkeit zu gering für eine freie Rückkehrbahn war. Danach wäre Buran abgesprengt worden und zum Landeplatz zurückgekehrt. Später wären suborbitale Flüge bei einem Abbruch vorgesehen gewesen. Bei einem sehr späten Ausfall eines Triebwerks hätte der Schubverlust durch die anderen Triebwerke aufgefangen werden können, die dann länger (bis 540 Sekunden) betrieben worden wären. Insgesamt stufte man das Verlustrisiko der Besatzung geringer ein, da man jederzeit eines oder mehrere Triebwerke abschalten konnte. Dies war bei den Feststoffboostern des Space Shuttles nicht möglich.

Die vier RD-0120 Triebwerke des Zentralblocks haben nach Abtrennen der Außenblocks  - nachdem schon ein Drittel des Treibstoffs der Zentralstufe verbraucht wurde - genügend Schub um alleine weiter zu beschleunigen. Nach 413.1 Sekunden wird der Schub aller RD-0120 um 30 % gesenkt um die maximale Belastung zu reduzieren. Nach 441 Sekunden erfolgt das Absenken auf das niedrigste mögliche Schubniveau. Die maximale Beschleunigung beträgt 3.0 g.

Bei dem ersten Start fand die Abtrennung der Nutzlastverkleidung nach 212 Sekunden in 90 km Höhe statt.

Nach 480 Sekunden ist der Treibstoffvorrat erschöpft und Energija hat eine Bahn erreicht von 115 km Höhe, allerdings mit einem erdnächsten Punkt am Erdboden. Dieser führt zum Wiedereintritt der Zentralstufe im Pazifik, genau dem Startort gegenüberliegend. Diese Vorgehensweise hat man gewählt, um einen unkontrollierten Wiedereintritt über bewohntem Gebiet oder eine Explosion im Orbit zu verhindern. Analog wird auch bei der H-2, Ariane 5 und dem Space Shuttle verfahren. Eine Projektstudie sah für eine "Energija 2" eine geflügelte Zentralstufe vor, die dann vollständig wiederverwendbar ist. Bei den beiden Teststarts mussten die Triebwerke allerdings nicht so lange arbeiten. Beim Flug 1 waren es 467.7 Sekunden und bei Flug 2 fast der gleiche Wert, 467.8 Sekunden. Dies lässt noch Spielraum offen für größere Nutzlasten.

Die Nutzlast muss daher mit eigenen Triebwerken einen Orbit erreichen, wozu ihr nur etwa 100 m/s fehlen. Dies sind normalerweise zwei Zündungen: Ein erstes direkt nach dem Abtrennen, welches den erdfernsten Punkt in eine sichere Höhe anhebt und das zweite nach einem halben Umlauf, wenn dieser erreicht ist. Bei Buran führt dies die Raumfähre durch, bei dem ersten Start ein in die Nutzlast integriertes Triebwerk, welches aber in der falschen Richtung zündete. Bei Starts in höhere oder stark elliptische Bahnen würde man nun eine dritte optionale Stufe zünden.

Nutzlastangaben und Kosten

Abtrennung von BuranAufgrund der leistungsfähigeren Booster und ihrer geringeren Leermasse, sowie der etwas größeren Startmasse von 2400 t gegenüber 2020 t beim Space Shuttle sollte Energija eigentlich eine höhere Nutzlast als das Space Shuttle aufweisen. Dem ist jedoch nicht so, da die Zentralstufe, welche ja auch einen Orbit erreicht signifikant schwerer ist und 40 t mehr wiegt als der leere Space Shuttle Tank. Es gibt über Energijas Nutzlast leicht abweichende Angaben, die zwischen 88 und 105 t für die 4 Booster Version differieren. dies ist etwas weniger als das Space Shuttle wiegt (114.3 t). Buran hätte maximal 105 t gewogen. Die Gesamtmasse, die fast einen Orbit erreicht, ist deutlich höher als beim Space Shuttle und beträgt 178.5 t bei Energija und 143.2 t beim Space Shuttle.

Übereinstimmende Angaben gibt es für andere Bahnen. Für höhere Orbits hätte Buran eine dritte Stufe benötigt. Diese lief unter dem Projektnamen "Wirbelwind" oder "Vesuvius". Typische Nutzlasten einer dreistufigen Energija wären:

Es gab allerdings keine fertige Oberstufe für die Energija. Ebenso fehlte es an Nutzlasten dieser Größe für geostationäre Bahnen oder Mondmissionen. Energija sollte zwei primäre Nutzlasten haben. Das eine waren schwere Weltraumwaffen. Der erste Start fand mit einem solchen Modell statt. Das zweite war Buran.

Aufgrund der angegebenen Nutzlast von 96 t für die 4 Booster Version kann man folgende Nutzlasten für die anderen Konfigurationen berechnen:

Es war geplant nach dem dritten Start sukzessive die Nutzlast zu erhöhen. Dies sollte zum einen wie beim Space Shuttle durch einen höheren Schub der Zentraltriebwerke erfolgen (Steigerung von 1864 kN auf 1960 kN bis auf 114 % Schubniveau) und zum anderen durch superkalte Treibstoffe und Betanken bis zum Maximum. Die folgende Tabelle informiert über die Änderungen:

  Erster Start Endgültig
Treibstoff erste Stufe: 1231.2 t 1281.6 t
Treibstoff zweite Stufe 714 t 735 t
Schub RD-0120 1864 kN 1961 kN
Nutzlast: 96 t 105 t

Die Kosten eines Energija Startes betrug 1987 schon 145-155 Rubel mit folgender Aufteilung:

Ein Rubel hatte damals einen Umrechnungskurs von 3 DM/Rubel. Der Dollarkurs lag damals bei 1.80 DM/$, so dass dies etwa 250 Millionen Dollar entsprech, also in etwa den Space Shuttle Startkosten. Allerdings war der volkswirtschaftliche Wert viel höher. So kostete z.B. die erste Stufe der Zenit nur 4.5 Millionen Rubel, der Block A mit 70-75 % identischer Technologie aber 18 Millionen Rubel. Eine Untersuchung ergab so, dass die Transportkosten von Energija etwa 6 mal höher waren als bei anderen russischen Trägern. Dabei steigen diese durch die Inflation noch an: Der Flug von Buran im Jahre 1988 kostete schon 350 Millionen Rubel. 210 Millionen für Energija und 140 Millionen für Buran. Im selben Jahr gab die Sowjetunion für beide Programme 1.3 Milliarden Rubel aus, bei einem Gesamtbudget von 6.9 Milliarden Rubel, davon weitere 1.7 Milliarden für Forschung und 3.9 Milliarden für militärische Starts.

Energija

Energija

Erststart 15.5.1987, letzter Start 15.11.1988
2 Starts, kein Fehlstart. Zuverlässigkeit 100 %
Nutzlast 96 t in eine 200 km 51° Bahn
22 t in eine GTO Transferbahn

Gesamtstartmasse: 2270 t

Stufe 1: 4 Booster (2-8)
Vollmasse je 372.600 kg,
Leermasse je 65.600 kg
Schub je 7904 kN (Vakuum),
7256 kN (Meereshöhe)
Brennzeit 145 sec.
Spezifischer Impuls 3031 (Meereshöhe),
3306 (Vakuum).
Länge 37.7 m, Durchmesser 3.9 m
je 1 Triebwerk RD-170 mit 4 Brennkammern

Stufe 2: Zentralstufe
Vollmasse 776.200 kg,
Leermasse 72.557 kg
Schub je 1864 kN (Vakuum) 1451kN  (Meereshöhe)
Brennzeit 480 sec.
Spezifischer Impuls 3462 (Meereshöhe), 4443 (Vakuum).
Länge 58.8 m, Durchmesser 7.7 m
4 Triebwerke RD-0120

Stufe 3: FGB
Vollmasse 17.000 kg, Leermasse 2.000 kg
Schub 85 kN (Vakuum)
Brennzeit 680 sec.
Spezifischer Impuls 3453 (Vakuum).
Länge 5.7 m, Durchmesser 3.7 m
1 Triebwerk RD-58

Historie

Polyus ModulDie ersten bekannten Probleme mit den Boostern sind datiert auf den Januar 1982. Zu diesem Zeitpunkt wurde die Projektleitung bei Juschnoje, dem Kombinat welche die Hilfsraketen herstellte, komplett ausgewechselt, als sie mehrere Jahre hinter dem Zeitplan zurücklagen. Geplant war der erste Start einer Energija ursprünglich für 1983.

Doch in der Planwirtschaft gibt es ein einfaches Rezept: Mehr Mittel. So kam es Ende Januar 1986 zu einer Änderung: Anstatt ein Entwicklungsteam gab es nun drei Entwicklungsteams: Eines für Energija, eines für Buran, eines für die Startanlagen, Logistik und die Koordination. Allein am Startkomplex stieg die Mitarbeiterzahl innerhalb von wenigen Monaten von 60 auf 1800. Um die Hitzeschutzkacheln und das Eintrittsverhalten zu testen wurden bis zu 1400 kg schwere 1:8 Modelle mit Kosmos Trägerraketen auf suborbitale Bahnen befördert. Bei einem dieser Versuche wurde Mitte der achtziger Jahre auch bei Australien eine solche Bergung fotografiert, wodurch der Westen von der Entwicklung von Buran wusste.

Die Energija Entwicklung verlief schleppend, sie lag jedoch noch mehr im Zeitplan als Buran. Einen ersten Teilerfolg gab es, als am 13.4.1985 ein erster suborbitaler Test der Zenit erfolgte, gefolgt von einem zweiten Test am 21.5.1985, bei dem unfreiwilliger weise Teile der Rakete einen Orbit erreichten. Nach zwei erfolgreichen suborbitalen Flügen galt die Zenit als qualifiziert und der dritte Flug am 22.10.1985 bracht dann einen Aufklärungssatelliten, der Funkverbindungen abhorchen sollte, in den Orbit. Von den bis zum Erststart der Energija absolvierten Zenit Flügen scheiterte einer, dies lag jedoch an der zweiten Stufe. Mit der ersten Stufe, die weitgehend baugleich zu den Energija Boostern war, gab es bis zu diesem Zeitpunkt keinerlei Probleme. So waren zumindest die vier Booster weitgehend getestet, wenn auch nicht in der Energija Konfiguration und zusammen.

Am 15. Mai 1987 absolvierte Energija ihren Jungfernflug. Mit an Bord war ein Polyuzmodul welches die Nutzlast ersetzen sollte. Die Energija funktionierte perfekt, jedoch versagte der FGB Block der die letzte Geschwindigkeit für die Kreisbahn aufbringen sollte. Trotzdem galt die Energija nach nur einem Flug schon als qualifiziert. Das Polyusmodul bestand aus dem FGB, dem funktionellen Fracht Modul der russischen Raumstationen, welches den Antrieb beinhaltete und einer nicht näher beschriebenen Waffensektion welche einen Laser beinhaltete um potentielle amerikanische Weltraumwaffen zu blenden und Satellitendetektoren auszuschalten. Zu dieser Zeit arbeitete man in den USA mit Hochdruck an der Entwicklung weltraumgestützter Waffen zur Raketenabwehr im Rahmen des SDI Programms. Nach der Abtrennung von der Energija sollte das Polyus Modul eine 180 Grad Drehung machen und mit seinem Antrieb dann den Orbit erreichen. Es machte jedoch eine volle 360 Grad Drehung, zündete damit den Antrieb gegen die Flugrichtung. Die Bahn war dadurch zu niedrig und es verglühte im südlichen Pazifik. Geplant war ein 280 km hoher, 64 Grad zum Äquator geneigter Orbit. Das Polyus Modul wog 80 t, hatte einen maximalen Durchmesser von 4.10 m bei einer Länge von 37.4 m.

Weitere Testflüge der Energija alleine fanden nicht statt. Inzwischen war die Sowjetunion in starken wirtschaftlichen Schwierigkeiten und Gorbatschow beendete die Konfrontation mit dem Westen. So war ursprünglich geplant weitere Testflüge mit Strukturmodellen von Buran durchzuführen, die man nach Abschluss der Tests nicht mehr benötigte. Die rapide sich verschlechternde wirtschaftliche Situation führte dazu, dass man diese Testflüge ganz strich.

Es begannen nun Kontroversen um den ersten Flug von Buran. Die Kosmonauten wollten einen bemannten Flug und verwiesen auf den schon überzogenen Zeitplan. Die Flugleitung plädierte auf einen 2 Orbit oder 3 Tage Flug, beides unbemannt. Der 3 Tage Flug hätte alle Systeme des Orbiters in einem unbemannten Flug qualifiziert. Bei dem kürzeren Flug mit 2 Orbits nur Start und Landung getestet werden, weder die energetischen Systeme noch Lageregelungskontrollsysteme oder die Thermal/Lebenserhaltung wäre in diesem Zeitraum zu testen. Dafür war die Zeit zu kurz. Man entschied an höchster Stelle für das geringste Risiko, also einen unbemannten Flug von 2 Orbits. Dieser fand am 15.11.1988 mit einem, 7 t schweren Instrumentenmodul statt. Danach wurde entschieden erst einmal keine weiteren Flüge zu starten. Man hoffte später bei konsolidierten Finanzen das Programm fortführen zu können, die starke militärische Triebfeder war aber schon zu diesem Zeitpunkt weggefallen. Unter Jelzin wurde dann 1993 das Programm offiziell eingestellt. 1990/91 gab es Arbeiten an der Energija M, doch auch für diese gab es keine Verwendung im russischen Arsenal. Bis zum Jahre 2000 hoffte man noch die Produktion aufnehmen zu können und die Energija tauchte auch in Plänen der NASA für eine gemeinsame Weltraummission zu Mars mit Russland auf. Nach 2000 waren nach Ansicht der Experten sowohl Startanlagen wie Fertigungseinrichtungen soweit demontiert oder durch Umwelteinflüsse geschädigt, dass man sie nicht mehr nutzen konnte. Ein Energija Mockup lagerte in dem Gebäude 112 in Baikonur, zusammen mit dem einzigen Exemplar von Buran welches im Weltraum war. Nach Regenfällen war die Isolation des Daches mit Wasser so weit voll gesogen, dass das Dach am 15.5.2002 einstürzte und dabei die Energija und Buran zerstörte.

Die gesamten Entwicklungskosten von Buran und Energija werden auf 14.5-20 Mrd. Rubel geschätzt. Die Kosten für Energija wurden veröffentlicht und betragen 1.3 Mrd. Rubel was einem volkswirtschaftlichen Wert von zirka 6.5 Mrd. Rubel entspricht (Die Arbeitskosten fielen in offiziellen Zahlen immer weg). ein Rubel hatte lange Zeit einen Umrechnungskurs von 3 DM/Rubel, so dass die Entwicklung von Energija und Buran die Sowjetunion weitaus teurer kam als die USA die Entwicklung des Space Shuttles. (Berücksichtigt man den in den siebziger Jahren niedrigen Dollarkurs)

Die letzte Hoffnung Energija M

Mit der Zuwendung Russlands zum Westen und der Suche nach Nutzlasten für Sojus und Proton gab es auch Bestrebungen die Energija im Westen zu vermarkten. Klar war das die Energija selbst viel zu groß war. Nutzlastmassen von 22 t in GTO Bahnen lagen 5 mal höher als die damals leistungsfähigsten westlichen Modelle Titan 3 und Ariane 4. Man ging 1991 daran eine kleine Version der Energija zu entwerfen. Mit nur 2 Boostern und einer verkleinerten Zentralstufe mit nur einem Triebwerk hätte diese Rakete nur noch 35 t in einen niedrigen Erdorbit transportiert oder mit einer zusätzlichen Oberstufe 6.5 t in eine GEO Bahn bzw. 9 t zu Mars/Venus. Die Rakete wäre dann etwa so leistungsfähig gewesen wie eine Ariane 5 ECB oder Delta 4 Heavy.

Die Energija-M hätte auch die Proton ersetzen sollen, dabei mehr Nutzlast offeriert und die umweltproblematischen Treibstoffe der Proton durch verträglichere ersetzt.

Doch das Ende des Projektes kam rasch. Zum einen fand man keine Kunden, zum anderen wurden die Booster in der Ukraine hergestellt, nach Entstehung der GUS war dies plötzlich Ausland, was bedeutete das man diese mit Devisen bezahlen musste. Dieselben Probleme hatten auch andere russische Raketen wie die Zyklon oder Zenit. Doch diese waren nicht so große wie die Energija und schon eingeführte Modelle. Im Jahre 1991 wurde ein 1:1 Mockup fertiggestellt, doch danach fehlte es an Mitteln, die Entwicklung fortzuführen. Ungewöhnlich war die Konstruktion der Rakete, denn die verkürzte Zentralstufe mit nur einem Viertel der Treibstoffmasse war nun zu kurz zum Anbringen der bedien Booster. Diese wurden nun an der Nutzlasthülle, die mehr als die Hälfte der Raketenlänge einnahm befestigt.

Der Durchmesser des Zentralblocks TS blieb, nur wurde er auf 25.5 m verkürzt. Der Wasserstofftank hat nur noch 600 anstatt 1400 m³ Volumen und ist 12 m lang. Der Sauerstofftank hat 200 m³ Volumen (anstatt 600 m³ bei der Energija) und ist 6.2 m lang. Von der Höhe von 50.5 m entfallen also nicht weniger als 25 m auf die Nutzlastverkleidung von 7.7m Durchmesser. Leer sollte der als "Block B" bezeichnete Zentralblock nun 20--25 t wiegen.

Angesichts der hohen Kosten für die Energija ist es fraglich ob der Energija M ein wirtschaftlicher Erfolg beschieden wäre. Zum einen war die Nutzlast immer noch viel höher als damals (1991) die größten verfügbaren Raketen transportieren konnten und diese führten schon Doppelstarts durch. Zum anderen gab es mit der Zenit und Proton auch Konkurrenz im eigenen Lande, die bald Joint-Ventures mit westlichen Partnern anbieten konnten.

Energija M

Energija M

Nutzlast:
34 t in eine 200 km 51° Bahn
4.5-6 t in eine GSO Bahn
9 t interplanetar

Stufe 1: 2 Booster
Vollmasse je 355.000 kg, Leermasse je 35.000 kg
Schub je 7904 kN (Vakuum), 7256 kN (Meereshöhe)
Brennzeit 145 sec.
Spezifischer Impuls 3031 (Meereshöhe), 3306 (Vakuum).
Länge 37.7 m, Durchmesser 3.9 m
je 1 Triebwerk RD-170 mit 4 Brennkammern

Stufe 2: Zentralstufe
Vollmasse 272.000 kg,
Leermasse 28.000 kg
Schub 1961 kN (Vakuum) 1451 (Meereshöhe)
Brennzeit 550 sec.
Spezifischer Impuls 3462 (Meereshöhe), 4443 (Vakuum).
Länge 20 m, Durchmesser 7.7 m
1 Triebwerk RD-0120

Entwicklungsmöglichkeiten

Energija ist eine für sowjetische Verhältnisse recht massive Konstruktion. Sowohl die Leermasse der Booster wie auch der Zentralstufe sind relativ hoch. Bei den Boostern bietet sich der Vergleich mit der Zentralstufe an - diese hat eine Leermasse von etwa 34 t inklusive Stufenadapter) während die Leermasse der Booster der Energija 65.6 t beträgt. Ein Teil davon dürfte sicher auf das Fallschirmsystem und die Bremsraketen gehen, schließlich müssen die Booster an Land weich landen und sind durch ihre Triebwerke empfindlicher als die Space Shuttle Feststoffbooster SRB.

Bei der Zentralstufe bieten sich zwei Vergleiche an. Zum einen die S-II Stufe der Saturn V - Sie war Amerikas erste Stufe in dieser Gewichtsklasse und hatte eine sehr konservative Konstruktion mit Sicherheitszuschlägen, weil die Zuverlässigkeit und Sicherheit die wichtigste Forderung war. daneben kann man natürlich auch mit dem Space Shuttle vergleichen, dem direkten Konkurrenten der Energija. Sowohl bei der S-II wie auch beim Space Shuttle gab es Optimierenden. Die S-II wurde um fast 5 t , das ist ein Achtel der Startmasse leichter und voller betankt. Das Space Shuttle führte ab STS-7 den leichtgewichtigen Tank und später den Superleichtgewichtigen tank ein. Die Tabelle informiert über die Vergleichswerte dieses Systeme, wobei beim Space Shuttle noch das 14.2 t schwere Schubgerüst und die 3 Triebwerke zur Leermasse hinzuaddiert wurden.

  S-II Apollo 8 S-II Apollo 15 STS normaler Tank STS LWT STS SLWT Energija Block TS
Vollmasse 469,686 kg 499,413 kg 768000  kg 761175 kg 768180 kg 795.000 kg
Leermasse 40188 kg 35381 kg 46.600  kg 43795 kg 40660 kg 85000
Sauerstoff: Wasserstoff 5.2:1 5.2:1 6.0:1 6.0:1 6.0:1 6.0:1
Schub/Gewicht 1.09 1.05 0.823 0.839 0.823 0.882
Voll/Leermasse 11.86 14.11 16,45 17,47 18,89 10,64

Es ist deutlich, das die Energija Zentralstufe schlechtere Werte als die S-II und das Space Shuttle hat. Darin liegt natürlich die Chance die Konstruktion zu verbessern, so wie dies z.B. auch bei der Sojus heute erfolgt. Würde die Zentralstufe die werte des Space Shuttle Tanks erreichen, so wäre selbst bei den schweren Triebwerken eine Erhöhung der Nutzlast um 35 t möglich. Verzichtet man auf eine Bergung der Booster, so dass diese die Leermasse der Zentralstufe (35 t) aufweisen, so kann man bei der 4 Booster Version weitere 6 t Nutzlast erreichen. Ich glaube dass die Verantwortlichen an diese Möglichkeiten dachten, bei den ersten Flügen jedoch die Sicherheit an erster Stelle stand. Anders wären z.B. die Angaben von 170-200 t Nutzlast für die 6 und 8 Booster Versionen nicht möglich.

Die Energija 2

Energija 2Die Energija sollte nur der erste Schritt für eine vollständig wiederverwendbare Rakete sen. Die Energija 2 (CC-175) hätte die vier Außenblocks unverändert übernommen. Die Zentralstufe wäre verändert worden. Sie hätte über Flügel verfügt und nur 3 Triebwerke eingesetzt. Die Treibstofftanks sind zylindrisch anstatt spitz zulaufend und in der konusförmigen Spitze hätte sich die Nutzlast befunden.

Energija 2 ist eine von einem Autopiloten gesteuerte Rakete. Die Unterseite ist wie bei Buran von Hitzeschutzkacheln belegt. Sie hat die Flügel von Buran und ist praktisch eine unbemannte Version dessen. Wie Buran erreicht sie auch keinen Orbit - dazu fehlen 70 m/s sondern setzt die Nutzlast mit einer eigenen Stufe aus und landet dann nach einem ballistischen Flug. Verglichen mit dem Erreichen eines Orbits und dem benötigten Treibstoff um ihn wieder zu verlassen erhöht dies die Nutzlast um 8 %. Sie erreicht einen elliptischen Orbit mit einer Höhe von 110-200 km. Der niedrigste Punkt liegt so tief, dass die Stufe keinen ganzen Orbit durchläuft. Offen wurde gelassen, wo die Rakete dann landen soll, denn eine solche Bahn führt nicht um die erde herum sondern maximal über 20-30.000 km, also mindestens 10.000 km vor dem Startplatz in der Sowjetunion. Die Block A Booster sollten dagegen eine Schleife durchlaufen und am Startplatz wieder landen. Dazu hätte dieser Düsentriebwerke bekommen.

Der neue Block TS hat eine Länge von 60 m. Die Flügel haben eine Fläche von 296 m² und die Landemasse beträgt 100 Tonnen. Die Startmasse etwa 570 t (Geschätzt aus den Angaben der Tankgröße). Die Stufe hat nur noch eine Länge von 44 m. 16 m entfallen auf die Nutzlastsektion. Der Sauerstofftank wird auf 350 m³ Volumen reduziert. 12 kleine Triebwerke werden genutzt um die Stufe beim Wiedereintritt zu steuern. Die Nutzlast hätte etwa 30-35 t betragen, also in etwa so viel wir mit Buran, jedoch ohne das teure Shuttle einzusetzen und mit der Möglichkeit den Zentralblock wieder zu verwenden. Die Leermasse hätte etwa 100 t betragen. Ob Energija 2 wirtschaftlicher als die erste Version war bleibt offen. Über das Projektstadium kam sie nie hinaus.

In den neunziger Jahren begann eine Zusammenarbeit zwischen der Sowjetunion und den USA. Die Shuttles flogen Mir an und brachten Ausrüstung und Fracht zur Mir und die USA finanzierten ein Mir Modul. Im Gegenzug konnten US Astronauten an Bord der Mir auch Langzeiterfahrungen sammeln. Die USA und Russland planten die gemeinsame Errichtung einer Raumstation, der ISS. Gleichzeitig gab es ein neues Interesse am Mars und so auch neue Pläne für bemannte Expeditionen. Die Energija war das leistungsfähigste bislang verfügbare Trägerrakete und so gab es zahlreiche Pläne die Energija direkt oder in abgewandelter Form 8z.B. mit SSME Triebwerken in der Zentralstufe) für den Transport von bis zu 250 t Nutzlast in einen erdnahen Orbit einzusetzen. Vier Schwerlast Energijas hätten die Raumschiffe für eine Mars Expedition nach dem modifizierten Mars-Semi Direkt plan von 1997 transportieren könnte. Doch niemals wurde ein solcher Plan angegangen.

Warum?

Ein Geheimnis welches wohl nie gelüftet werden würde ist die Frage nach dem Warum? Als Buran und Energija in die finale Planungsphase gingen war der Kalte Krieg zwischen Amerika und der SU zwar noch nicht beendet, aber das gespannte Verhältnis zwischen beiden Nationen hatte sich verbessert. 1975 hatte schon ein gemeinsames Projekt, der Flug von Sojus und Apollo stattgefunden.

Buran ZeichnungEs gab nun auch nicht mehr die Zielsetzung "Wer ist als erster im Weltall oder auf dem Mond ?". Und selbst wenn, so war Energija und Buran dem US Transporter um 4 Jahre hinterher, dieser ging 1972 in die Planung. Als Ziel bleibt nur der Zweck: Eine Trägerrakete für große Lasten und ein wieder verwendbares Raumfähre. Es gibt keine Hinweise dafür das es konkrete Nutzlasten für beide Gefährte gab wie eine große Raumstation, die man anfliegen und versorgen müsste.

Eine wichtige Triebfeder war bei den Amerikanern die Kostensenkung die sie sich erhofften. Hier waren die Sowjetunion definitiv im Vorteil. Auch wenn man keine Preise kennt die nach westlichem Muster berechnet werden (die effektiven Kosten sind in einem kommunistischen System schwer zu ermitteln), dürfte klar sein, das sowohl Sojus Rakete wie auch Kapsel um einiges preiswerter als ihre westlichen Gegenstücke sind. Dies liegt an der hohen Startfrequenz (bis zu 60 Raketen pro Jahr) und dem einfachen Aufbau, der über Jahrzehnte gleich blieb. Heute wird für den Unterhalt von ISS mindestens 1.5 Mrd. USD/Jahr veranschlagt, während man bei der Mir von 250 Mill. USD ausgeht. Auch wenn Mir kleiner ist, zeigen diese Zahlen in etwa den Größenunterschied.

Es ist wahrscheinlich, das man ähnlich wie bei den Amerikanern die Kosten völlig unterschätzte. Die Entwicklung von Energija und Buran kostete 16.5 Mrd. Rubel, annähernd 5 mal soviel wie die Entwicklung der N1. Für die russische Ökonomie sind allerdings 16.5 Milliarden Rubel, etwa 50 Milliarden DM oder 30 Milliarden US-$ eine erheblich höhere Belastung als die 17.9 Milliarden US-$ welche die Shuttle Entwicklung kostete. Auch die Startkosten waren höher als bei anderen Trägern. Am deutlichsten wird dies bei der Preisdifferenz der ersten Stufe der Zenit - 4.5 Millionen Rubel pro Stück - und dem des weitgehend baugleichen Block A - 18 Millionen Rubel. Vielleicht spiegelt dies auch den Sicherheitsaspekt wider: Schließlich ist Energija die erste erfolgreich gestartete Trägerrakete die speziell für den bemannten Transport entwickelt wurde. Da man keinen Fluchtturm wie bei der Sojus oder N-1 hatte um die Kapsel von der Rakete abzusprengen musste Energija viel höheren Sicherheitsstandards gehorchen und entsprechend teuer wurde sie.

So zog man als man der Welt bewiesen hatte, das man prinzipiell eine Großrakete bauen kann und auch einen Shuttle, die Notbremse und stellte das Programm ein. Das klingt nach einer Niederlage, auch wenn angesichts der wirtschaftlichen Situation der SU nichts anderes übrig blieb. Es ist allerdings konsequenter als bei den Amerikanern die bis heute eine einen Shuttle starten, mit Startkosten von 433-600 Mill. USD, also pro Kilo Nutzlast etwa 3-4 mal teurer als eine Ariane 5 und 4-6 mal teurer als eine Proton. Es gibt keinerlei Unterlagen über die Startkosten von Energija und Buran, doch ist anzunehmen, dass hier das gleiche gilt: Schließlich gehen bei jedem Flug die Zentralstufe verloren.

Der wohl wichtigste Grund war ein militärischer. Heute ist es schon fast vergessen, das der Space Shuttle eine große militärische Rolle spielen sollte. Als die Kosten ausuferten beteiligte sich das DoD an der Entwicklung und in Vandenberg wurde eine Startrampe für den Shuttle gebaut. Der Shuttle hätte für Militärs enorme Vorteile gebracht. Man hätte nicht nur die vielen Starts von Gambit Aufklärungssatelliten reduzieren können, indem man diese im Orbit mit neuem Film versorgt hätte. Vielmehr war an ein größeres militärisches Weltraumprogramm gedacht. Neben zahlreichen Satelliten im erdnahen Orbit die man warten könnte oder zur Erde zurückbringen (viele militärische Satelliten haben erdnahe Bahnen, die eine kurze Lebensdauer bedingt) könnte war auch an ein bemanntes Programm gedacht. Ein Shuttle könnte bei Krisensituationen schnell starten und Menschen könnten effektiv die zu fotografierenden Ziele auswählen, ähnlich wie es für das MOL Programm gedacht war. Man könnte sogar feindliche Satelliten einfach einfangen und bergen. Die Konzeption des Space Shuttles mit dem großen Nutzlastraum, die maximale Landenutzlast von 14.5 t und die große Querreichweite von 2500 km (und damit wesentliche Designparameter) strammten von Air Force Anforderungen. Die USAF beteiligte sich zwar nicht finanziell am Space Shuttle Programm. Jedoch war sie mit verantwortlich für einen Großteil der politischen Unterstützung. Geplant waren schließlich 2 ausschließlich militärisch genutzte Shuttles und ein Anteil von 30 % militärischen Missionen am Gesamtprogramm.

Auch der Start der experimentellen Weltraumwaffe beim ersten Energija Start zeigt sehr deutlich die Befürchtungen, die man damals in der Sowjetunion hegte. Man darf auch nicht vergessen, das die UdSSR das SDI Programm als vitale Bedrohung ihres Nuklearpotentials ansah. Die Abrüstungsverhandlungen zwischen Reagan und Gorbatschow 1987 in Helsinki hätten zu einem völligen Verzicht auf Interkontinentalraketen führen können, wenn Reagan das SDI Programm aufgegeben hätte. Wie bekannt scheiterte an diesem Punkt das Abkommen damals. Etwa 1 Jahr später war auch den Sowjets klar, das SDI praktisch nicht durchführbar war.  Als Buran 1988 startete, hatten die USA die militärische Nutzung des Shuttles schon stillschweigend begraben und SDI war weit von einer technischen Machbarkeit entfernt und so gab es auch für die SU keinen Grund das teure Projekt Buran weiter zu verfolgen. Die wirtschaftliche Situation in der Sowjetunion erlaubte nun auch kein Programm mit diesem Kostenrahmen. Zeitweise war die UdSSR nicht einmal fähig Mir Besatzungen rechtzeitig auszutauschen. Folgerichtig wurde das Energija/Buran Programm stillschweigend eingestellt.

VergleichEnergija und das Space Shuttle - Vergleichsdaten

  Energija Space Shuttle
Booster
Boosterzahl 4 2
Startmasse je Booster 372.6 t 589.68 t
Leermasse je Booster 65 t 87.1 t
Länge: 39,46 m 45.6 m
Durchmesser 3,92 m 3.71 m
Brenndauer: 140 sec 124 sec
Schub je Booster 7259 / 7906 kN 11900 kN (Startschub)
Gesamtschub: 29036 kN / 31624 kN 23800 kN
Abtrennung´: 53 km Höhe bei 1.8 km/s 45 km Höhe bei 1.38 km/s
Treibstoff: LOX/Kerosin Ammoniumperchlorat/Aluminium/Kunststoff
Zentralstufe
Startmasse: 905 740.2 t  (ohne Triebwerke)
Leermasse: 85 t 35.4 t (ohne Triebwerke)
Triebwerke 4 3
Schub je Triebwerk beim Start: 1447 kN 1668 kN
Schub je Triebwerk im Vakuum: 1864 kN 2090 kN
Gesamtschub: 5788 / 7456 kN 5004 kN / 6270 kN
Treibstoff: Wasserstoff/Sauerstoff Wasserstoff/Sauerstoff
Länge: 58,77 m 46,87 m
Durchmesser: 7.75 m 8,38 m
Gesamtdaten
Gesamtschub beim Start: 34824 kN 28604 kN
Gesamtmasse beim Start: 2400 t 2025 t
Nutzlast: 105 t 114.8 t

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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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