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Neue US Raketen

Im Gegensatz zu den bisherigen Aufsätzen über die Scout, Delta, Atlas, Titan, Saturn und den Space Shuttle behandelt dieser Aufsatz gesammelt alle neuen seit Beginn der neunziger Jahre in Dienst befindlichen US Raketen. Dies ist angebracht, da diese noch keine so lange Entwicklungsgeschichte haben, und zudem auch einige Stufen gemeinsam verwenden.

Pegasus

Die allererste der seit 1990 neu in Dienst gestellten Trägerraketen war die Pegasus. Es war die erste neue entwickelte Trägerrakete überhaupt nach der Saturn 5, die im Jahre 1967 ihren Testflug hatte.

Warum erst nach 23 Jahren eine Neuentwicklung? Nun nach dem Challenger Unglück wurde 1986 das Starten von Raketen privatisiert. Bisher bestellte die NASA und das DoD (Verteidigungsministerium) die Raketen beim Hersteller und startete diese auf ihren eigenen Startanlagen. Kommerzielle Satelliten mussten gegen Erstattung der Kosten von der NASA gestartet werden. Firmen konnten selbst bei Nachfrage keine Raketen starten, so das nur das gebaut wurde, was die NASA orderte. Nun konnten die Firmen ihre Raketen selbst vermarkten und mieteten die Startanlagen von der NASA.

Das alte System war nicht förderlich für die Entwicklung neuer Raketen, diese finanzierte der Staat. Keine Firma wäre auf die Idee gekommen selbst eine Rakete zu entwickeln, denn das bedeutet Kosten und die NASA orderte ja sowieso die alten Raketen. Dabei gab es eine große Lücke im Arsenal der US Raketen. Zwischen der Scout mit 200 kg Nutzlast und der Delta 69xx Serie mit 4500 kg Nutzlast gab es nur noch die Atlas E, von der noch einige ausgemusterte Interkontinentalraketen für militärische Nutzlasten genutzt wurden, aber auch diese liefen Anfang der neunziger Jahre aus. Grund dafür war, das alle Raketen - mit Ausnahme der Scout - ihre Nutzlast steigerten und Varianten mit schwächeren Oberstufen wegfielen.

Der Grundgedanke der Pegasus war in Konkurrenz zur Scout zu treten. Diese Feststoffträgerrakete transportiere max. 220 kg mit 4 Stufen. Die Pegasus sollte diese Nutzlast übertreffen und preiswerter werden. Ersteres war relativ einfach möglich, da die Scout die Technik Anfang der sechziger Jahre einsetzte. Inzwischen war es möglich Feststofftriebwerke leichter zu bauen und mit höherem spezifischen Impuls. So kam die Pegasus auch mit 3 anstatt 4 Stufen aus. Die Entwicklung startete 1987. Nach nur 3 Jahren fand der erste Start statt, bis jedoch die Startfrequenz anstieg dauerte es einige Jahre.

Um die Kosten zu senken verzichtet man auf eine Startanlage und startete die Rakete von einem Flugzeug aus. Zuerst war es eine B-52, später eine L-1011, welche auch die schwerere XL Version transportieren konnte. Der Start in 12000 m Höhe bei Mach 0.8 hat mehrere Vorteile:

Alle 3 Stufen der Pegasus stammen von Hercules, vermarktet wird die Rakete von der Firma OSC. Die erste verfügt über Flügel zur Stabilisierung und eine feste Düse, die beiden oberen Stufen haben eine bewegliche Düse mit der die Rakete gesteuert werden kann. Eine optionale vierte Stufe HAPS arbeitet flüssigkeitsbetrieben mit Hydrazin als monergolen Treibstoff. Die dient vor allem der Feinkorrektur der Bahn, da der Einschuss mittels Feststofftriebwerken nicht sehr genau ist. Die Nutzlast steigt dadurch leicht an, der Platz sinkt aber, da die Nutzlast mit der HAPS ihren Raum teilen muss.

Die Nutzlast der Pegasus liegt zwischen 270 und 410 kg, abhängig von der Inklination und Bahnhöhe. Alle Starts der Pegasus klappten, allerdings kam es bei vielen zu beträchtlichen Abweichungen in der Bahn, die teilweise auch durch das HAPS System nicht ausgeglichen wurde, so strandeten einige Satelliten auf nutzlosen Bahnen. Nach Einführung der Pegasus XL Version fanden nur noch wenige Starts der Standard Version statt, der letzte im Jahre 2000.

pegasus.jpeg
Start einer Pegasus von einer B-52 aus.

Pegasus

Erststart: 5.4.1990, letzter Start 9.10.2000
Starts 10, Fehlstarts 0, Fehlerhafte Orbits: 3
Startpreis 11 Mill. USD, Nutzlast 375 kg in einen 200 km Orbit 38°.

Stufe 1:
Vollmasse 14020 kg, Leermasse 1868 kg
Schub 486,7 kN über 72.3 sec.
Spezifischer Impuls: 2895 m/s (Vakuum)
Länge 9.39 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 2:
Vollmasse 3370 kg, Leermasse 345 kg
Schub 122.8 kN über 71.4 sec.
Spezifischer Impuls: 2863 m/s
Länge 2.31 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 3:
Vollmasse 985 kg Leermasse 203 kg
Schub 40.32 kN über 64.6 sec.
Spezifischer Impuls 2873 m/s
Länge 2.08 m, Durchmesser 0.97 m

Stufe 4: HAPS
Vollmasse 90 kg, Leermasse 17 kg
Schub 0.667 kN über 241 sec
spezifischer Impuls: 2200 m/s
Länge 0.3 m, Durchmesser 0.97 m.

Pegasus XL

Mit der Lockheed L-1011 als Trägerflugzeug war es möglich eine schwere Rakete zu transportieren und so die Nutzlast zu steigern. Dazu wurden die Massen von erster Stufe um 24 % und die in der zweiten Stufe um 30 % angehoben. Die dritte Stufe liefert 3 % mehr Schub. Die Nutzlast für einen 200 km Orbit von Wallops aus steigt so von 375 auf 460 kg.

Obgleich die Pegasus XL nicht zuverlässiger als ihre normale Variante ist und 3 Fehlstarts hinnehmen musste, stiegen mit Einführung dieses Modells die Startfrequenz rasch an. Grund waren vor allem die Serie kleinerer NASA Satelliten die preiswert gestartet werden sollten, nachdem man Mitte der neunziger Jahre die Maxime "cheaper, smaller, better" ausgegeben hatte.

Mit der Pegasus XL hat sich OSC nun einen festen Platz bei kleinen Nutzlasten erobert und kann auf gefüllte Auftragsbücher hinweisen. Die Pegasus XL startet mittlerweile nicht nur Satelliten sondern auch Urnen mit der Asche von Verstorbenen in den Orbit.

pegasusxl.jpeg

Pegasus XL

Erststart: 27.7.1994, letzter Start 13.8.2003
Starts 25, Fehlstarts 2, unbrauchbare Orbits 1
Startpreis 12 Mill. USD, Nutzlast 460 kg in einen 200 km Orbit 38°.

Stufe 1:
Vollmasse 17934 kg, Leermasse 2886 kg
Schub 594.4 kN über 73 sec.
Spezifischer Impuls: 2895 m/s (Vakuum)
Länge 11.92 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 2:
Vollmasse 4331 kg, Leermasse 416 kg
Schub 153.3 kN über 73 sec.
Spezifischer Impuls: 2863 m/s
Länge 3.6 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 3:
Vollmasse 985 kg Leermasse 203 kg
Schub 40.32 kN über 64.6 sec.
Spezifischer Impuls 2873 m/s
Länge 2.08 m, Durchmesser 0.97 m

Stufe 4: HAPS
Vollmasse 90 kg, Leermasse 17 kg
Schub 0.667 kN über 241 sec
spezifischer Impuls: 2200 m/s
Länge 0.3 m, Durchmesser 0.97 m

Taurus

Die Taurus ist die folgerichtige Weiterentwicklung der Pegasus von OSC. Um auch im Nutzlastbereich von 1000 kg mitzuspielen, wurde zuerst erwogen die Pegasus mit einem Turbojet bis in Höhen von 30 km und Mach 4 zu beschleunigen. So hätte die Pegasus bei 31 t Startmasse etwa 1 t Nutzlast erreicht. Von dieser Weiterentwicklung ist nun aber nicht mehr die Rede, wahrscheinlich ist mit der Taurus eine preiswertere Lösung gefunden worden.

Die Taurus besteht aus einer Pegasus ohne die Flügel, die auf die erste Stufe der MX Interkontinentalrakete gesetzt wurde. Diese Stufe Castor 120 wird auch in zwei anderen Raketenprogrammen verwendet, bei der Athena und der Astria. Die MX ist die größte Interkontinentalrakete nach Ausmustern der Titan und durch die Abrüstungsverhandlungen dürfte es eine ganze Menge Stufen von ihr geben, die man so zweckentfremdet als Erststufe nutzen kann.

Die Taurus wird wie eine normale Rakete vom Boden aus gestartet. Die Rakete benötigt aber nur kurze Startvorbereitungszeiten und keine besondere Startrampe. Eine Taurus XL - mit der Pegasus XL als Oberstufe - ist geplant, flog bisher aber noch nicht.

Mit dem Rückgang des Marktes für kleine Satelliten konnte die Taurus seit 2001 keinen Start mehr verbuchen.

taurus.jpeg

Taurus

Erststart: 13.3.1994, letzter Start 21.9.2001
Starts 6, Fehlstarts 1
Startpreis 20 Mill. USD,
Nutzlast 1363 kg in einen 280 km Orbit 28°
930 kg in eine SSO Bahn
431 kg in eine GTO Bahn.

Stufe 0:
Vollmasse: 53.020 kg, Leermasse 4.211 kg
Schub 1547 kN über 83 sec.
Spezifischer Impuls 2805 m/s (Vakuum)
bzw. 2245 m/s (Meereshöhe)
Länge 8.76 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 1:
Vollmasse 14020 kg, Leermasse 1868 kg
Schub 486,7 kN über 72.3 sec.
Spezifischer Impuls: 2895 m/s (Vakuum)
Länge 9.39 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 2:
Vollmasse 3370 kg, Leermasse 345 kg
Schub 122.8 kN über 71.4 sec.
Spezifischer Impuls: 2863 m/s
Länge 2.31 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 3:
Vollmasse 985 kg Leermasse 203 kg
Schub 40.32 kN über 64.6 sec.
Spezifischer Impuls 2873 m/s
Länge 2.08 m, Durchmesser 0.97 m

Athena

Der Erfolg der kleinen Firma OSC rief auch die etablierten Raumfahrtkonzerne auf den Plan: Lockheed - Anbieter der Titan Rakete und Atlas Rakete, arbeitete seit Anfang 1993 an einer Raketenfamilie welche zwischen 1000 und 4000 kg in den LEO Orbit bringen sollte, also genau der Bereich zwischen der Pegasus und Delta der damals noch leer war. (Die Taurus stand erst ab 1994 zur Verfügung).

Die Athena (andere Bezeichnungen: LLV, LMLV und Astria) basiert in der einfachsten Version Athena 1 auf einem Castor 120 Booster und der ersten Stufe der IUS Oberstufe. Ersteres ist die Erststufe der MX Rakete und wird auch bei der Taurus eingesetzt, letztere ist die Standard Oberstufe der Titan IV und bei Shuttle GEO Einsätzen. Die Stufe wurde z.B. für den Start des Mars Observers eingesetzt. Da Lockheed die Titan vermarktet, ist es logisch auf Stufen aus diesem Programm zurückzugreifen. Dritte Stufe ist ein OAM genanntes Modul, welches Hydrazin katalytisch zersetzt. es hat die gleiche Aufgabe wie HASP bei der Pegasus und soll höhere Orbits und Orbits mit besserer Bahngenauigkeit ermöglichen. Dieses Modul kann auch weggelassen werden.

Obgleich die Athena später im Markt erschien und auch mehr Fehlstarts aufweisen kann, konnte sie einige Starts für sich gewinnen. Darunter auch einen ausländischen Start für Taiwan. Lockheed hat eine Vereinbarung mit der Air Force über den Start von 10 Athena Raketen über einen Zeitraum von 15 Jahren.

Athena

Athena 1

Erststart: 15.8.1995, letzter Start 26.1.1999
Starts 5, Fehlstarts 1
Startpreis 16 Mill. USD
Nutzlast 794 kg in einen 200 km Orbit 28°
500 kg in eine 200 km polare Bahn

Stufe 1: Castor 120
Vollmasse: 53.020 kg, Leermasse 4.211 kg
Schub 1547 kN über 83 sec.
Spezifischer Impuls 2805 m/s (Vakuum) 2245 m/s (Meereshöhe)
Länge 8.76 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 2: TOS
Vollmasse: 10.841 kg, Leermasse 1.135 kg
Schub 194.5 kN über 152 sec.
Spezifischer Impuls 2902 m/s (Vakuum)
Länge 3.15 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 3: OAM
Vollmasse: 714 kg, Leermasse 360 kg
Schub 0.889 kN über 1500 Sekunden.
Spezifischer Impuls 2177 m/s (Vakuum)
Länge 1.00 m, Durchmesser 2.30 m

Athena 2

Der große Nachteil der Athena ist die nur zweistufige Bauweise mit relativ schwerer Oberstufe. Um die Nutzlast zu steigern hat man nun die Athena 1 einfach nur auf einen weiteren Castor 120 Booster gesetzt. Da dieser einen Startschub von 150 t hat ist das ohne weiteres möglich, es ist damit zwar eine etwas eigenwillige Konstruktion, aber es steigert die Nutzlast auf 1900 kg. Die Athena 2 brachte als prominenteste Nutzlast den Lunar Prospector auf seinen Kurs. Wie bei der Vorgängerversion scheiterte aber ein Start. Die bislang prominenteste Nutzlast war der private Himmelsspäher Ikonos.

athena 2

Athena 2

Erststart: 7.1.1998, letzter Start 24.9.1999
Starts 3, Fehlstarts 1
Startpreis 21 Mill. USD
Nutzlast 1896 kg in einen 200 km Orbit 28°
593 kg in eine GTO Bahn

Stufe 1: Castor 120
Vollmasse: 53.020 kg, Leermasse 4.211 kg
Schub 1547 kN über 83 sec.
Spezifischer Impuls 2805 m/s (Vakuum)
bzw. 2245 m/s (Meereshöhe)
Länge 8.76 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 2: Castor 120
Vollmasse: 53.020 kg, Leermasse 4.211 kg
Schub 1547 kN über 83 sec.
Spezifischer Impuls 2805 m/s (Vakuum)
bzw. 2245 m/s (Meereshöhe)
Länge 8.76 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 3: TOS
Vollmasse: 10.841 kg, Leermasse 1.135 kg
Schub 194.5 kN über 152 sec.
Spezifischer Impuls 2902 m/s (Vakuum)
Länge 3.15 m, Durchmesser 2.34 m

Stufe 4: OAM
Vollmasse: 714 kg, Leermasse 360 kg
Schub 0.889 kN über 1500 Sekunden.
Spezifischer Impuls 2177 m/s (Vakuum)
Länge 1.00 m, Durchmesser 2.30 m

Athena 3

Bei der Athena 3 handelt es sich um eine Reihe von Raketen. An die Athena 1 werden 2,3,4 oder 6 Castor 4A Booster - wie sie auch bei der Delta oder Atlas 2 als Starthilfe eingesetzt werden angebaut. Sie erhöhen den Startschub und verbessern das Stufenverhältnis. Die Nutzlast steigt dabei auf 3.04 - 4.06 t für einen niedrigen Orbit. Diese Raketen sind bislang noch nicht im Einsatz.

Conestoga 1000 Serie

Als erste private US Firma versuchte seit 1981 die Firma SSI eine Raumfahrtrakete ohne staatliche Unterstützung zu entwickeln. 1982 fand der Start der Conestoga 1 statt - eine Höhenforschungsrakete aus einer Minuteman Stufe. Der darauf folgende Start einer selbst entwickelten Flüssigkeitsrakete Percheron scheiterte jedoch. Man konzentrierte sich dann auf eine Familie von Raketen ganz aus Feststoffboostern. Vor der Conestoga waren dies Höhenforschungsraketen des Typs Starfire aus Castor Boostern die erfolgreich gestartet wurden.

Das hinter der Conestoga steckende Konzept ist verblüffend einfach, wenn auch technisch nicht besonders elegant. Die Rakete verwendet die aus Dem Delta Programm bekannten Castor 4 Booster, die ineinander gebündelt werden und nacheinander gezündet werden. Damit treibt diese Firma die Verwendung von Bauteilen aus anderen Raketen auf die Spitze.

Als Oberstufe dient ebenfalls die aus dem Delta Programm bekannte Oberstufe PAM D (Delta 69xx Serie) und PAM D2 (Delta 79xx Serie).

Folgende Familienmitglieder sind geplant:

Name Stufe 1 Stufe 2 Stufe 3 Stufe 4 Nutzlast
Conestoga 1229 2 × Castor 4B 1 × Castor 4B PAM D HMACS 363 kg
Conestoga 1329 3 × Castor 4B 1 × Castor 4B PAM D HMACS
Conestoga 1379 3 × Castor 4B 1 × Castor 4B PAM D2 HMACS 770 kg
Conestoga 1620 4 × Castor 4A/B 2 × Castor 4B 1x Castor 4B PAM D 1180 kg
Conestoga 1679 4 × Castor 4A/B 2 × Castor 4B 1 × Castor 4B PAM D2 1500 kg

Von allen neueren Trägerraketen konnte die Conestoga bisher am wenigsten Starts verbuchen. Lediglich ein Start erfolgte und dieser scheiterte. Mittlerweile wurde die Firma in EER umbenannt, ein weiterer Start konnte aber bisher nicht verbucht werden. Die Tabelle enthält die Daten der bisher als einziges eingesetzten Version Conestoga 1620. Weitere Familienmitglieder mit leistungsfähigeren Castor Boostern sollen geplant sein.

Conestoga 1620

Conestoga 1620

Erststart 23.10.1995
1 Start, 1 Fehlstart
Startpreis 18 Mill. USD
Nutzlast 1180 km in einen 185 km hohen 38° Orbit.

Stufe 1: 2 × Castor 4A + 2 × Castor 4B
Vollmasse: 2 × 11750 kg + 2 × 11817 kg
Leermasse: 2 × 1632 kg + 2 × 1400 kg
Schub 2 × 422 kN (56 sec) + 2 × 368 kN (65 sec)
Länge je 9.14 m, Durchmesser je 1.02 m
Spez. Impuls: 2324 m/s / 2609 m/s (Castor 4A)
2157 m/s / 2755 m/s (Castor 4B) (Boden / Vakuum)

Stufe 2: 2 × Castor 4B
Vollmasse: 2 × 11882 kg
Leermasse: 2 × 1517 kg
Schub: 2 × 368 kN (65 sec)
Länge je 9.14 m, Durchmesser je 1.02 m
Spez. Impuls: 2755 m/s im Vakuum

Stufe 3: 1 × Castor 4B
Vollmasse: 11914 kg
Leermasse: 1547 kg
Schub: 368 kN (65 sec)
Länge 9.14 m, Durchmesser 1.02 m
Spez. Impuls: 2755 m/s im Vakuum

Stufe 4: PAM D
Vollmasse: 2041 kg
Leermasse: 232 kg
Schub: 70 kN (85 sec)
Länge 2.06 m, Durchmesser 1.25 m
Spez. Impuls: 2863 m/s im Vakuum

oder (xx7x)
Stufe 4: PAM D2
Vollmasse: 3697 kg
Leermasse: 431 kg
Schub: 107 kN (120 sec)
Spez. Impuls: 2766 m/s im Vakuum

Minotaur

Die Minotaur ist eine US Rakete aus den ersten beiden Stufen der Minuteman II Interkontinentalrakete und den oberen beiden Stufen der Pegasus XL. Diese Rakete ist nicht auf dem freien Markt verfügbar, sondern startet nur US Regierungssatelliten (vorwiegend militärische). OSC bekam 23 Millionen USD für den ersten Start (inklusive Anpassung der Pegasus XL Stufen und Nutzlastverkleidung), alle folgenden sollten dann nur noch 13 Millionen USD kosten. Die Nutzlast liegt bei 340 kg in einen 750 km hohen Orbit, das ist die 1.5 fache Pegasus XL Nutzlast zu einem geringfügig höheren Preis. Gestartet wurde bislang in polare Orbits.

Mit involviert ist auch die Firma SSI, welche die Conestoga herstellt - ihr gehört das Startgelände für die Rakete in Alaska.

Minotaur Start

Minotaur

Erststart 27.1.2000, letzter Start 19.7.2000
2 Starts, kein Fehlstart
Nutzlast 340 kg in einen 750 km hohen SSO Orbit.
540 kg in einen 200 kg hohen 70° Orbit.

Stufe 1: M-55 A1
Vollmasse 23284 kg, Leermasse 2292 kg
Schub 791 kN über 60 Sekunden
Spezifischer Impuls 2570 m/s (Vakuum)
bzw. 2322 m/s (Meereshöhe)
Länge 7.49 m, Durchmesser 1.67 m

Stufe 2: SR-19
Vollmasse 7032 kg, Leermasse 795 kg
Schub 267.8 kN über 66 Sekunden
Spezifischer Impuls 2825 m/s (Vakuum)
Länge 4.12 m, Durchmesser 1.32 m

Stufe 3: Orion 50 XL
Vollmasse 4331 kg, Leermasse 416 kg
Schub 153.5 kN über 73 Sekunden
Spezifischer Impuls 2844 m/s (Vakuum)
Länge 3.7 m, Durchmesser 1.27 m

Stufe 4: Orion 38
Vollmasse 985 kg, Leermasse 203 kg
Schub 3.66 kN über 65 Sekunden
Spezifischer Impuls 2873 m/s (Vakuum)
Länge 1.34 m, Durchmesser 0.96 m

Nutzlastverkleidung:
Durchmesser 117 cm, Länge 223 cm

Super Strypi

Die bisher jüngste US-Trägerrakete ist die Super Strypi, die aus übriggebliebener Hardware zusammengestellt wurde. Sie besteht aus einem GEM 46 Booster (von der Delta 3 / Delta 2 Heavy), einem übriggebliebenen Orbus 7S Apogäumanstrieb (von 1984 bis 1995 als Satellitenantrieb für Satelliten die vom Space Shuttle oder der Titan ausgesetzt wurden eingesetzt, in veränderter Form auch Antrieb der zweiten Stufe der IUS und dem Star 30 Antrieb. Dies war ein Perigäumsmotor für Satelliten der PAM-D Klasse. Sie soll Kleinsatelliten im Rahmen des NASA Minisat Programms transportieren. Sie wird auf einer auf Schienen beweglichen mobilen Startrampe von dem Barking Sands, Kauai (Pacific Missile Range Facility) starten. Erste Nutzlast ist ein Schwarm von Cubesats (EDSN 1-8), zwei weitere Cubsats (Printsat, Argus) und der 55 kg schwere HiakaSat mit einem Gesamtgewicht von 75 kg.

Datenblatt Super Strypi

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

2013-

0

-

? m
1,32 m Durchmesser

23.700 kg

250 kg in einen 400 km hohen sonnensynchronen Orbit

 

GEM-46

Orbus 7S

Star 30BP

Länge:

14,70 m

2,27 m

0,76 m

Durchmesser:

1,17 m

1,32 m

1,51 m

Startgewicht:

19.327 kg

3.547 kg

543 kg

Trockengewicht:

2.282 kg

196 kg

142 kg

Schub Meereshöhe:

538 kN

153,467 kN

-

Schub (maximal):

608 kN

191,274 kN

37,7 kN

Triebwerke:

TX-780

Orbus 7S

-

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2392 m/s

 

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

2687 m/s

2879 m/s

2866 m/s

Brenndauer:

75 s

60,1 s

55 s

Treibstoff:

HTPB/ Aluminium/Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/Ammoniumperchlorat



© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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