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Die Redstone

Die Redstone war eine von Wernher von Braun entwickelte Mittelstreckenrakete, die noch weitgehend auf der Technologie der A-4 basierte. Sie war Basis für die Trägerrakete welche den ersten US Satelliten in einen Orbit beförderte, aber auch für die ersten Starts der Mercury Kapsel.

Entwicklungsgeschichte

RedstoneSchon 1944 gab es Pläne für eine Mittelstreckenrakete in den USA. Das Ende des zweiten Weltkriegs beendete die Entwicklung. Zudem wähnten sich die USA im Alleinbesitz der Atombombe. Zusammen mit ihrer strategischen Bomberflotte die schon mit konventionellen Bombern in Japan und Deutschland über 1 Million Zivilisten tötete, schien eine Mittelstreckenrakete nicht mehr notwendig. Ihre Reichweite war zu gering und die Entwicklung erschien zu teuer für den potentiellen Nutzen.

Die Einschätzung änderte sich als Russland 1949 die erste eigene Atombombe zündete und im gleichen Jahr der Koreakrieg begann, bei dem die von den USA geführten UN Streitkräfte an den Rande einer Niederlage gerieten. Im Jahre 1950 vergab die US-Regierung den Auftrag neu. Der Entwicklungsauftrag wechselte zum US-Army Redstone Arsenal. Dort war es die erste US-Trägerrakete für die Wernher von Braun verantwortlich war, nachdem er die Jahre vorher zuerst Däumchen in Fort Blizz drehte und später erbeutete A-4 im Auftrag der US Regierung startete.

Die Redstone sollte die erste Kurzstreckenrakete der USA werden. Die Anforderung an die Rakete war die Beförderung eines nuklearen Sprengkopfes über eine Distanz von 200 Meilen, rund 320 km. Die Entwicklung begann 1950 und konnte, da es sich um einen direkten Nachfahr der A-4 handelte schon 1952 abgeschlossen werden. Chrysler bekam den Produktionsauftrag im Oktober 1952.

Auch für die damalige Zeit bemerkenswert ist, dass Wernher von Braun die Entwicklung vollständig im Army Redstone Arsensal (dem späteren Marschall Space Flight Center) durchführen konnte, also so wie in Peenemünde vorher in einer militärischen Einrichtung. Auch damals schon vergab die US-Regierung normalerweise den Auftrag für die Entwicklung und Produktion an die Firmen, so wie es heute üblich ist. Wernher von Braun behielt damit das Know-How bei den eigenen Leuten und durch die Produktion der Rakete bei Chrysler gab es zusätzlich auch ein Unternehmen das über dieses Know-How verfügte - sowohl Unternehmen wie Regierung profitierten.

Der erste Testflug fand schon nach zwei Jahren am 20.8.1953 statt. Die Produktion begann nach zahlreichen Tests 1955, das erste Produktionsexemplar wurde 1956 getestet und 1958 wurden die ersten Redstone in Deutschland stationiert. Im Jahre 1963 begann die Ausmusterung die 1964 abgeschlossen wurde, als die Trägerrakete als "veraltet" eingestuft wurde. 120 Redstone wurden zwischen 1955 und 1960 produziert. Insgesamt 37 Testflüge erfolgten, davon waren 27 erfolgreich.

Zwei Atomsprengköpfe mit 3,75 MT (erste Version) und 500 kT (zweite Version) standen zur Verfügung. Die Reichweite mit dem 3.000 kg schweren 3,75 MT Sprengkopf betrug 322 km, mit dem kleineren Sprengkopf konnten 800 km erreicht werden. Mit einer Sicherheit von 50 Prozent konnte ein Ziel in einem Kreis von 300 m Durchmesser getroffen werden. Allerdings war dies nur möglich wenn ein Bataillon vor dem Abschuss seine genaue Position ermittelt hatte. Dies und der Aufwand für die Errichtung von mobilen Startrampen erforderten rund 8 Stunden, auch wenn die Rakete innerhalb von 15 Minuten gestartet werden konnte.

Die Entwicklungskosten betrugen 92,3 Millionen Dollar (Wert 1956). Die Produktionskosten eines Trägers 1,994 Millionen Dollar. Das entspricht 520  / 11.1 Millionen Dollar im Wert von 2006.

Viele Redstone wurden zu Jupiter-C oder Juno Trägerraketen umgewandelt. Unter dieser Bezeichnung wurden die Träger für die Starts der Satelliten der Explorer Serie eingesetzt. Später sollten die ersten Mercury Kapseln suborbital mit den Redstone erprobt werden. Gerade bei letzten gab es heftige Diskussionen zwischen den Ingenieuren, geführt von Wernher von Braun und der Abteilung für bemannte Raumflüge. Es ging um den Begriff "man rated" und die Auswirkungen auf die Konstruktion. Die Philosophie von von Braun war: Sicherheit durch "positive Redundanz": Man nehme eine existente Rakete und sichere Systeme durch Redundanzen ab, z.B. die doppelte Anzahl an Ventile, Beschleunigungssensoren etc. Ein sicheres Vehikel sollte so noch sicherer werden und man kann auf den Erfahrungen früherer Flüge aufbauen.

Die Missionskontrolle verlangte "negative Redundanz" - das Entfernen aller Systeme die bei der Mercury Mission nicht erforderlich waren und meinte dadurch Probleme beseitigen zu können. Wer ordert, der bestimmt und so musste die Army nicht weniger als 800 Änderungen an der Redstone durchführen. Wernher von Braun behielt recht: Die dadurch nötigen Änderungen bewirkten, dass die Mercury-Redstone praktisch eine neue Trägerrakete war. Eine neue Trägerrakete, mit neuen Kinderkrankheiten, die beim Serienexemplar ausgeräumt waren. Nachdem die Redstone erst viele Fehlstarts aufwies, aber danach immer zuverlässiger wurde, sank nun erneut die Zuverlässigkeit ab.

Technik

Juno IDie Redstone kann als direkter Nachfolger der A-4 angesehen werden. Die Technologie der A-4 wurde graduell verbessert. Es gab nur wenige völlige Neuentwicklungen in der Rakete selbst.

Das Triebwerk A-6 / A-7

Der Antrieb "A-6" deutet schon auf die Verwandtschaft zur A-4 hin. Es war die nächste Ziffer, nachdem die A-5 für eine verkleinerte Version der A-4 für Testflüge stand. Das Triebwerk hieß eigentlich "XLR43-NA" und stammte von North American. Doch es war kein amerikanischer Entwurf. Der Antrieb basierte auf dem letzten Entwicklungsexemplar "39a" der A-4. North American bekam zwei Triebwerke von der US-Regierung und konnte auf die Unterstützung der Deutschen zurückgreifen. Die wesentlichen Konstrukteure waren Walther Riedel, Hans Huter, Rudi Beichel und Konrad Dannenberg. Dieter Huzel wurde Vollzeitangestellter von NA und stellte den Kontakt zu dem Team um von Braun her. Dannenberg verbesserte den schon bis zu Kriegsende entwickelten 1-Kammer Einspritzkopf in den bis heute üblichen Einspritzkopf in Form eines "Duschkopfes".

Nach einem Zwischenschritt eines Mark II A-4 Antriebs (ein Nachbau der A-4 Brennkammer mit US-Materialen und nach US-Standards) begann die Verbesserung. Die erste Version sollte den gleichen Schub wie die A-4 liefern, aber das Triebwerk sollte 15 Prozent leichter werden. Dieses Modell war noch für den MX-770 Marschflugkörper vorgesehen. Es sollte ihn auf Überschallgeschwindigkeit beschleunigen bevor sein Ramjet aktiv wird. Eine Erhöhung der Reichweite von 800 auf 1600 km machte im Jahre 1949 eine Erhöhung des Schubs von 254 auf 333 kN notwendig.

1949 waren die ersten Testmuster dieses "Mark III" Exemplars verfügbar. Die ersten Tests liefen noch rein druckgefördert. Doch schon bei 10 Prozent Schub zeigte sich eine Oszillation die bis zur Explosion des Triebwerks führen konnte. Walter Riedel verbesserte das Design, dass sie Druckschwankungen aufhörten. Im Marz 1950 lief das Triebwerks erstmals über 1 Minute mit vollem Schub. Parallel machte auch die Entwicklung einer Turbopumpe Fortschritte. Im März erreichte das erste Exemplar 12,3 Prozent der nominalen Leistung, im Oktober konnte der volle Schub von 310 kN über 5 Sekunden erreicht werden.

Im November trat ein neues Problem auf, das bei der A-4 bis Kriegsende nicht gelöst wurde: Verbrennungsinstabilität. Nur einmal bei sieben Tests wurde der volle Schub erreicht. North American konnte das Problem jedoch lösen. Im August 1950 beschloss die Air Force die Reichweite der MX-770, die nun als "Navaho" bezeichnet wurde, auf 10.200 km zu erhöhen, wofür nun ein Triebwerk von 510 kN Schub benötigt wurde. Daher kam der A-6 Antrieb für diese Waffe nicht mehr in Frage.

Mittlerweile hatte sich jedoch das Blatt gewendet und die Army hatte an von Braun den Auftrag gegeben, die Redstone zu entwickeln. Natürlich griff hier von Braun auf die schon entwickelten Triebwerke von North American zurück. Später gliederte North American seine Abteilung für Raketentriebwerke aus und nannte sie "Rocketdyne". Ihr erstes Produkt war das A-6 Triebwerk. Verglichen mit dem 18-Kammern Serienmodell der A-4 konnte die Leermasse von 1126 auf 668 kg gesenkt werden und der Schub um 34 Prozent. Die Performance stieg also um rund 300 Prozent.

Er verbrannte in der originalen Redstone wie die A-4 75 Prozent Ethanol mit flüssigem Sauerstoff. Die Verwendung von 75 Prozent Ethanol ging auf die ersten Versuche von Wernher von Braun mit Treibstoffen zurück. Er wurde bei der A-4 beibehalten, auch weil er leichter beschafft werden konnte als Kerosin. Schlussendlich litt Deutschland unter Rohstoffknappheit. Die nur 75 Prozent Mischung entsteht bei der Destillation von Rohalkohol z.B. aus Gärungprozessen. Will man Ethanol oberhalb von 80 Prozent Volumenprozent erhalten, so geht dies nur mit mehrstufigen Destillationen, was die Produktionskosten deutlich erhöht.

Verglichen mit dem bei späteren Trägern eingesetzten Kerosin ist der Energiegehalt von Ethanol geringer. Reiner Ethanol liefert bei der Verbrennung mit Sauerstoff rund 29,8 kJ/g, Kerosin dagegen rund 46 kJ/g. Der Wasseranteil im Treibstoff hat den nutzbaren Energiegehalt nochmals abgesenkt. es hatte aber den Vorteil die Verbrennungstemperaturen zu begrenzen. Dies war notwendig, da das Triebwerk noch nicht aus einzelnen Kühlkanälen bestand und so die Wand sich stärker erhitzte als bei späteren Konstruktionen. Aufgrund der Weiterentwicklung aus dem A-4 Triebwerk veränderte man zuerst nicht den Treibstoff.

Das Triebwerk A-6 hatte einen Schub von anfangs 333 kN, etwas mehr als das A-4 Triebwerk mit rund 250 kN Schub. Es wog 668 kg. Es verwendete wie die A-4 vier Strahlruder aus Graphit die in den Abgasstrahl des fest montierten Triebwerks hineinragten und durch Schrägstellung den Schubvektor in zwei Raumachsen drehten. Spätere Konstruktionen verwendeten erst dazu zusätzliche kleine Steuertriebwerke (Verniertriebwerk) oder schwenkten das ganze Triebwerk, das dazu kardanisch aufgehängt ist. Dadurch wird ein Schubverlust durch die Strahlruder im Abgasstrahl vermieden. Da die Strahlruder erst bei einer gewissen Geschwindigkeit wirksam sind, gab es noch kleine Steuerflossen am Heck und an ihnen Düsen, durch das Abgas des Gasgenerators expandiert werden konnte um die Rakete dadurch zu drehen oder neigen. Der Schubrahmen aus vier Röhren übertrug den Schub auf die mittlere Sektion mit den Tanks. Die Dicke der Haut aus 5052 Aluminium betrug hier 3,2 mm.

Mercury-RedstoneDer Gasgenerator wurde durch die Zersetzung von Wasserstoffperoxid angetrieben. Das Abgas der Turbine wurde an der Düsenmündung den Abgasen zugesetzt. 72 Gallonen (270 l) befanden sich dafür an Bord. Die Turbine arbeitete nominal mit 4.800 u/Min und war qualifiziert bis zu 6.600 U/min. Sie hatte eine Leistung von 780 PS (574 kW)

Kaliumpermanganat forcierte die autokatalytische Zersetzung von Wasserstoffperoxid, wodurch ein heißes Gasgemisch aus Wasserdampf und Sauerstoff entstand. Dieses trieb die Turbine an und die Turbine wiederum die Pumpe, welche die Treibstoffe in die Brennkammer förderte. Moderne Konstruktionen nutzen dazu einen Teil des Treibstoffs, der in einer separaten Brennkammer, dem Gasgenerator verbrannt wird. Viele frühen Träger nutzten aber auch noch Wasserstoffperoxid um die Turbine abzutreiben, so z.B. die R-7.

Die Kühlung der Brennkammer erfolgte durch den Treibstoff Ethanol. Sie war eine einfache doppelwandige Konstruktion, wobei der durchströmende Treibstoff ein Durchbrennen der Brennkammer verhinderte bevor er oben in den Einspritzkopf eintrat. Die Zündung erfolgte elektrisch Ein Zündfunken wurde dafür 10 Sekunden lang betrieben. Dazu wurde das Sauerstoffventil geöffnet und Alkohol aus einer externen Quelle hinzugegeben. Nach der Zündung wurde Alkohol aus dem Treibstofftank hinzugegeben. Bei Temperaturen über 1,7 °C gab es einen 10 Gallonen Wasserstarttank um die Brennkammertemperaturen nicht zu schnell ansteigen zu lassen. Bei niedrigeren Temperaturen wurde der 20 Gallonen Alkoholstarttank mit Lithiumchlorid versetzt, das den Gefrierpunkt herabsetzte.

Eine elektrische Rückkopplung des Brennkammerdrucks steuerte den Treibstofffluss. So blieben Brennkammerdruck und Schub konstant. Der Brennschluss wurde nach einer vorgegebenen Zeit ausgelöst. Bei der ersten Version betrug die vorgegebene Brennzeit 117 s. Die Sektion mit dem Triebwerk hatte eine Länge von 2,81 m.

Nase

Die Rakete bestand selbst aus drei Teilen: dem Kopf (als "Nase" bezeichnet) mit dem Sprengkopf und der darunter liegenden Steuerung, den beiden Treibstofftanks im Rumpf und der Hecksektion mit dem Triebwerk. Eine Verbesserung gegenüber der A-4 war, dass nur die Nase den Wiedereintritt überstand. Die A-4 war so massiv gebaut, dass noch die ganze Rakete den Eintritt überlebte. Dadurch konnte die Zelle bedeutend leichter gebaut werden und die Reichweite war größer. Die Nase bestand aus 2,3 mm dickem Edelstahl, der Rest der Rakete aus Aluminium. Auch dadurch konnte das Leergewicht entscheidend gesenkt werden. Die Nase mit der Instrumentensektion war an 8 Stellen mit dem Sprengkopf verbunden. Diese Bolzen waren fest und diese Sektion mit der Steuerung blieb auch nach Abtrennung von der Rakete mit dem Sprengkopf verbunden. Die Nase hatte eine Länge von 3,55 m.

Mit dem Körper war die Nase mit 6 Verbindungsbolzen verbunden die 20-25 Sekunden nach Brennschluss durch pyrotechnische Sprengsätze durchtrennt wurden. Beim Wiedereintritt stabilisierten kleine Flossen am Ende der Nase diese und den Sprengkopf beim Wiedereintritt. Dabei traten Temperaturen von bis zu 538 °C und ein Druck von 6,8 Bar auf.

Modernisiert wurde die Steuerung. Sie enthielt in einer mit Gummi druckdicht versiegelten Instrumenteneinheit ein internes Lenksystem. Es basierte auf einer Kreiselplattform des Typs ST-80 und Beschleunigungsmessern. Der Großteil des Programmes war auf einem Magnetband gespeichert. Es konnte durch direkte Eingaben in den Computerspeicher vor dem Start ergänzt werden. Das Steuerungssystem arbeitete mit Relais, die batterieverstärkt die Pneumatik und Motoren betätigte. Der Bordcomputer war ein analoges Modell mit einer Feedbacksteuerung. Derartige Systeme hatte Deutschland bis zum Ende des zweiten Weltkriegs entwickelt, doch die serienmäßige Steuerung der A-4 basierte noch auf einem Funkleitstrahl. Entsprechend groß war der Sprung in der Zielgenauigkeit durch Einführung des Inertialsystems. Weiterhin gab es weniger Störeinflüsse die auf die Rakete einwirkten, weil die Form weniger große Leitflossen hat, die der Luft (sowohl beim Start wie auch Wiedereintritt) Möglichkeiten geben sie vom Kurs abzulenken. Da die Temperaturen in der Instrumenteneinheit 60°C nicht überschreiten dürften wurde sie aktiv gekühlt. Es gab mehrere Systeme. Anfangs war es Eis in einem abwerfbaren Tank, dann eine elektrische Kühlung mit Sublimationsverdampfung und zuletzt wurde Stickstoff-Druckgas dafür genutzt. Es war notwendig, da die Instrumenteneinheit bis zu 3,5 kW Strom zog und entsprechende Abwärme erzeugte.

Die Nutzlastsektion wog bis zu 7.900 Pfund (3.584 kg). Eingesetzt wurden zwei Sprengköpfe mit 500 kT und 3,75 MT TNT-Äquivalent. Sie konnten am Boden (beim Einschlag) oder in der Luft gezündet werden.

Rumpf

Der zentrale Teil enthielt zwei getrennte Treibstofftanks mit 25.000 Pfund (11.340 kg) flüssigem Sauerstoff und 19.000 Pfund (8.618 kg) Ethanol. Hier gab einen Entwicklungssprung zur A-4, die nichttragende Tanks in einer äußeren stabilen Hülle einsetzte. Die Tanks hatten eine Belastungsgrenze von 1,35 facher Normbelastung. Sie waren mit Querringen verstärkt. Die Hecksektion wurde mit Springern (Längsversteifungen) verstärkt. Die Druckbeaufschlagung beim Sauerstofftank erfolgte durch den verdampfenden Sauerstoff und beim Ethanoltank wurde Druckluft eingesetzt. Mit Druckluft wurden auch die Ventile betätigt und Nase und Körper nach dem Brennschluss auf Distanz gebracht. Dazu gab es im Heck Druckgasflaschen mit einem Anfangsdruck von 211 bar. Der Druck in dem Treibstofftank betrug 1,4 bar. Beim Sauerstofftank war er höher und lag bei 2,1 bar. Dazu führte eine kleine Leitung an dem Auspuff für das Turbinenabgas entlang, wodurch eine kleine Sauerstoffmenge verdampfte und dieser gasförmige Sauerstoff wurde zur Druckbeaufschlagung zurück in den Tank geführt. Druckventile verhinderten einen Überdruck. Die Dicke der Haut des Ethanoltanks betrug 1,6 mm, die des Sauerstofftanks 2,0 mm. Der Tankboden des unteren Sauerstofftanks und die Leitung des oberen Ethanoltanks, die durch den Sauerstofftank führte, wurden mit Glaswolle isoliert. Die Länge beider Tanks betrug zusammen zuerst 9,72 m, bei späteren Exemplaren 11,37 m.

Das Stromversorgungssystem bestand aus Batterien mit 28 V Gleichstrom während des Flugs. Vor dem Start lieferte ein Dieselgenerator 120 V Wechselstrom mit 60 Hz. Ein Inverter transformierte beide Quellen in die von der Elektronik genutzte 115 V Wechselspannung mit 400 Hz.

Evolution

SpartaDie ursprüngliche Redstone wurde sehr bald durch das Block II Design abgelöst. Sein A-6 Triebwerk hatte einen Bodenschub von 78.000 Pfund (347 kN) verglichen mit dem ersten Modell mit 75.000 kN. Dieses Modell wurde bei den letzten Einsatzversionen eingesetzt. Ansonsten war das Modell identisch zur ersten Version.

Die Jupiter-C/Juno I war eine Redstone, bei der der Treibstoff Ethanol durch Hydine, eine Mischung aus 60 Prozent UDMH und 40 Prozent Diethylenamin ersetzt wurde. Mit einem verbesserten A-7 Triebwerk war es möglich die Treibstofftanks um 1,65 m zu verlängern. Der neue Treibstoff hatte einen höheren spezifischen Impuls, wodurch der Schub anstieg und dieser ermöglichte wiederum die Verlängerung der Tanks.  Dieses Modell wurde mit festen Oberstufen für die Starts der ersten US-Satelliten eingesetzt. Diese Version bekam den Namen "Jupiter-C" als Abkürzung für Jupiter Composite Reentry Test Vehicle. Die Rakete wurde mit Feststoffoberstufen ausgerüstet um Wiedereintrittsköpfe für ICBM's auf hohe Geschwindigkeiten zu beschleunigen. Ab 1956 fanden Tests statt. Schon der Erste stellte einen neuen Rekord auf: Die Reichweite betrüg 3354 km, die maximale Höhe 684 km. Dieser Träger wurde später auch zum Start von Explorer 1 eingesetzt. Hier wurde die Jupiter-C nun Juno I genannt. Die Juno II war eine echte Jupiter und hatte nichts mit der Redstone zu tun (eine Mittelstreckenrakete die etwa doppelt so schwer wie die Redstone war und von Braun nach der Redstone entwickelt wurde).

Die Juno I hatte als Trägerrakete ein weitaus schlechtere Zuverlässigkeit als die Redstone. Von sechs Starts die alle zwischen Februar und Oktober 1958 durchgeführt wurden gelangen nur die Hälfte.

Das Mercury Programm verwandte eine Mischform aus zweiten. Aufgrund der Zuverlässigkeit des Redstone Block II Designs wurde dieses von der NASA bevorzugt. Es wies aber eine zu geringe Performance auf. Daher wurde das A-6 Triebwerk mit den verlängerten Treibstofftanks der Jupiter-C kombiniert. Das war möglich, da die Mercury Kapsel nur 1,3 t wog, die Rakete aber für den Transport eines 3,7 t schweren Sprengkopf ausgelegt war. Weiterhin war die Giftigkeit von Hydine ein Problem für bemannte Einsätze.

Die Tanks wurden um 2,44 m verlängert und die Brennzeit stieg um 20 Sekunden an. Aufgrund der veränderten Masseverteilung bekam diese Version zusätzlichen Ballast im Kopf um eine zu hohe Belastung beim Durchfliegen der maximalen aerodynamischen Belastung zu vermeiden. Anfangs wurden 314 kg Ballast zugeladen. Später wurde diese Menge auf 221 kg reduziert.

Die Redstone bekam einen neue Steuerplattform LV-3 anstatt der ST-80 Plattform. Sie war einfacher und zuverlässiger. Alle Strukturellen Teile wurden mit einem Sicherheitsfaktor von 1,35 beaufschlagt (10 Prozent mehr als bei der militärischen Version). Es gab weiterhin keine Trennung zwischen Körper und Spitzensektion, da diese nicht abgetrennt wurde. Insgesamt gab es über 800 Veränderungen gegenüber der ursprünglichen Trägerrakete. Die Mercury Redstone startete direkt vom Boden aus. Es gab keine Startplattform und keine Fixierung. Die Rakete hob ab wenn das Triebwerk 85 Prozent des Nennschubs erreicht hatte. Sie konnte die rund 1,3 t schwere Mercury Kapsel auf eine ballistische Bahn bringen. 380 km vom Cape entfernt landete die Kapsel nachdem kurz nach Abtrennung das Wiedereintrittsprogramm ausgelöst worden war. Ohne dieses wäre die Querreichweite weitaus größer gewesen.

Die ausgemusterten Redstone Block II Kurzstreckenraketen wurden ab 1964 für verschiedene Tests eingesetzt. Umgebaute Jupiter-C wurden für Antisatellitentests in Australien genutzt. Bei diesen blieb eine von 10 Redstone Trägern übrig, die nicht benötigt wurde, weil die Testserie vorzeitig abgeschlossen wurde. Australien nutzte diese Redstone zusammen mit zwei festen Oberstufen zum Start des ersten australischen Satelliten Wresat.

Da in der Literatur oft nicht genau referiert wird, welche Version gemeint ist ist es schwierig genaue Daten zu erhalten.

  Redstone Redstone Block II Juno Redstone-Mercury Redstone-Sparta
Länge: 21,00 m (16 m nur Redstone) 21,30 m 21,72 m (17,62 m nur Redstone) 25,27 m (18  m nur Redstone) 21,80
Maximaler Durchmesser: 177,8 cm 177,8 cm 177,8 cm 177,8 cm 1,78 m
Startgewicht: 27.800 kg 27.800 kg 30.000 kg 29.900 kg 24.500 kg
Nur Redstone 24.220 kg 24.220 kg 28.340 kg 28.086 kg 22.800 kg
Treibstoff: 8.527 kg Ethanol 8.618 kg Ethanol 8.956 kg Hydine 9.908 kg Ethanol 8.527 kg Ethanol
Oxidator: 11.340 kg LOX 11.340 kg LOX 15.440 kg LOX 13.076 kg LOX 11.340 kg LOX
Wasserstoffperoxid 358 kg 358 kg      
Druckluft: 59 kg 59 kg      
Trockengewicht: 7.484 kg 7.484 kg 5.550 kg 5001 kg  
Nur Redstone 3.904 kg 3.904 kg 3.890 kg 6815 kg 3.140 kg
Schub: 333 kN / 369 kN 347 kN 370 kN Boden 417 kN Vakuum 347 kN 311 kN Boden
Brennzeit 123 s 117 s 155 s 143 s 123 s
Triebwerk: A-6 A-6 A-7 A-7 A-6
Nutzlast: 3.580 kg     1.814 kg  
Spezifischer Impuls Boden 1917 m/s 2070 m/s 2305 m/s 2166 m/s 1917 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum 2280 m/s 2293 m/s 2600 m/s 2400 m/s 2280 m/s

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), 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.

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: 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.

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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