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Das Triebwerk RL10

Das Triebwerk RL10 ist der Antrieb der Centaur. Die Centaur setzte ursprünglich zwei Triebwerke des Typs RL10 ein, heute dominieren die Versionen mit nur einem Triebwerk. Das RL10 von Rocketdyne ist ein mehrfach wiederzündbares Raketentriebwerk. Es verwendet eine Turbine zum Antrieb der Pumpen. Dabei ist die Wasserstoffpumpe zweistufig und die Sauerstoffpumpe einstufig. Ein Getriebe mit einem Übersetzungsverhältnis von 2,5 zu 1 treibt beide Turbopumpen an. Die Drehzahl der Turbine wird direkt an die Wasserstoffpumpe weitergegeben und für die Sauerstoffpumpe reduziert.

Die Wasserstoffturbopumpe verbrennt Wasserstoff mit Sauerstoff in einer wasserstoffreichen Mischung. Diese Mischung wird nach dem Antrieb der Turbinen in die Brennkammer eingeleitet. Der Schub wird durch ein rückgekoppeltes Ventil konstant gehalten, welches als Funktion des Brennkammerdrucks den Zufluss zur Turbine reguliert. Ventile werden durch Heliumdruckgas betätigt.

 

RL10A-3-3

Höhe:

1,78 m

Maximaler Durchmesser:

1,00 m

Gewicht:

132 kg

Schub:

66,7 kN

LH2/LOX Verhältnis:

5,0

Leistung LH2 Turbopumpe:

402,6 kW

Leistung LOX Turbopumpe:

66,9 kW

Drehzahl LOX Turbopumpe:

12.100 U/min (RL10A-3: 11.400 U/min), Vorpumpe: 3.600 U/min

Drehzahl LH2 Turbopumpe:

30.250 U/min, Vorpumpe: 7.600 U/min

Wasserstoffkühlung:

45,4 g/s

Eingangsdruck LOX Turbopumpe:

4,13 bar

Eingangsdruck LH2 Turbopumpe:

2,0 bar

Brennkammerdruck:

27,2 bar

Flussrate Sauerstoff:

12,77 kg/s

Flussrate Wasserstoff:

2,55 kg (davon 0,032 kg/s zur Kühlung der Turbopumpe)

Verbrennungstemperatur:

3.220 °C

Zuverlässigkeit:

0,9984

Treibstofffördersysteme:

Parameter RL-10A-3

Wert

Turbine

Treibstofffluss LH2

2.51 kg

Turbine Leistung

453 kW

Eingangsdruck

45.6 Bar

Ausgangsdruck

30.6 Bar

Drehzahl

28400 U/min

LH2 Turbopumpe:

Drehzahl

28400 U/min

Leistung

460 kW

Förderrate

2.65 kg/s

LOX Turbopumpe

Drehzahl

11350 U/min

Leistung

59.8 Bar

Förderrate

13.3 kg/s

minimaler Druck um LH2 Pumpe zu starten

0.6 Bar

Schuberhöhungsrate

111 N/ms

Brennkammerdruck

21.1 Bar

Expansionsverhältnis

40:1

Durchsatz LOX Triebwerk

13.5 kg/s

Durchsatz LH2 Triebwerk

2.44 kg/s

Dumpkühlung LH2

0.25 kg/s

Die "3A" Version des RL-10 wurde für die Centaur G auf dem Space Shuttle entwickelt, aber nur auf anderen Raketen eingesetzt. Die folgende Tabelle informiert über die wesentlichsten Änderungen:

RL-10A-3

RL-10A-3A

Schub:

66.7 kN

73.4 kN

spezifischer Impuls

4355 m/s

4373 m/s

Flächenverhältnis

57:1

61:1

Brennkammerdruck

29.5 bar

32.2 bar

Vorpumpen

notwendig

nicht notwendig

Pumpeneinlassdruck

Wasserstoff

Sauerstoff

Wasserstoff

Sauerstoff

bei Triebwerksstart

3.37 bar

8.09 bar

2.07 bar

3.37 bar

im Triebwerksbetrieb

2.11 bar

4.25 bar

2.01 bar

3.02 bar

Starts pro Flug

max. 8

?

Die Brennkammerwand besteht aus zwei Reihen von miteinander verbunden Kühlröhren. 180 kurze Röhren wechseln sich mit 180 langen Röhren ab. Die langen Röhren erstrecken sich vom Injektor bis zur Düsenmündung, die kurzen nur bis zum Düsenhals. Der Wasserstoff nimmt soviel Energie auf, dass er verdampft.

Für die Kühlung des Injektors, mit dem der Treibstoff eingespritzt wurde, verwendete Rocketdyne ein innovatives Neudesign. Er bestand aus vielen Stahlnetzen, die dann unter Hitze gesintert wurden. So entstand ein hoch poröser Injektor, der gut von dem durchströmenden Wasserstoff gekühlt wurde. Jede der 216 Düsen hatte in der Mitte einen kleinen Propeller, der für eine gute Vermischung des Wasserstoffs und Sauerstoffs sorgte.

Das RL10 arbeitet nach dem Bootstrap-Cycle. Der Wasserstoff strömt zuerst durch die Brennkammerwand, verdampft und treibt die Turbine an und das Triebwerk fährt hoch. Sobald der Ausgangsdruck der Turbopumpe einen bestimmten Druck übersteigt, wird das Ventil zum Sauerstofftank geöffnet. Die Treibstoffmenge nimmt zu und innerhalb von 2 – 3 Sekunden erreicht das Triebwerk den Sollschub. Eine Abzweigung von gasförmigem Wasserstoff für Hilfssysteme verhindert eine Druckspitze bei der Entzündung des Treibstoffs. Das Triebwerk ist auch schnell abschaltbar. In nur 0,15 s sank nach dem Befehl der Schub auf 5%. ab. Dadurch war auch der erzeugte Impuls beim Abschalten nur gering, er betrug rund 5.500 Ns.

Zwei mit Wasserstoffperoxid angetriebene Vorpumpen sorgen für einen Mindestdruck von 4 bar, um die Turbine auf eine niedrige Startgeschwindigkeit zu bringen. Das erlaubte es, die Tanks für einen niedrigen Überdruck auszulegen. Tests in den späten sechziger Jahren zeigten, dass man auf diese Vorpumpen verzichten konnte, doch weggelassen wurden sie erst 15 Jahre später. Entzündet wird das Triebwerk durch Hochspannungsentladungen die eine Zündfackel erzeugen. Das ursprüngliche System, eines durch Kondensatoren angetriebenen Zündfunkens, erwies sich als zu unzuverlässig und wurde durch die Fackel, die eine erheblich höhere Energie aufwies, ersetzt. Bei späteren Serienexemplaren wurde wieder ein Zündfunken, diesmal aber redundant, eingesetzt. Das Triebwerk ist so ausgelegt, dass es sich bei einem Fehler abschaltet. Bei 3.800 Tests in über 25 Jahren kam es zu keinem „katastrophalen“ Triebwerksfehler, sprich der Zerstörung des Triebwerks.

Vor dem Einsatz in der Saturn wurden einzelne RL10 Triebwerke bis zu 1.680 s lang kontinuierlich betrieben und bis zu 70-mal gezündet. Die nominelle Betriebsdauer betrug nur 470 s. Der spezifische Impuls betrug bei den Entwicklungsmustern (RL10A-1) 4168 m/s, bei den Serienexemplaren (RL10A-3) 4355 m/s. Die Entwicklung kostete 111,688 Millionen Dollar. Sie dauerte drei Jahre und umfasste 707 Zündungen mit einer Gesamtbetriebszeit von 71.000 s bis zur Qualifikation. Über 230 Triebwerke wurden für das Testprogramm gefertigt.

Das RL10 war ausgelegt, um mit unterschiedlichen Mischungsverhältnissen zu arbeiten. Die Serienexemplare arbeiteten mit einem LOX/LH2 Verhältnis von 5 zu 1. Möglich war auch ein Betrieb mit 4,4 zu 1 (65,5 kN Schub, spezifischer Impuls 4374 m/s) und 5,6 zu 1 (67,7 kN Schub, spezifischer Impuls 4315 m/s). Untersucht wurde auch ein Betrieb mit flüssigem Fluor als Oxydator. Als Material kam im wesentlichen korrosionsfester Edelstahl zum Einsatz, der auch einen Betrieb mit flüssigem Fluor erlaubt hätte.

Das Triebwerk RL10 wurde im Laufe der Entwicklung mehrfach verbessert und es gibt zahlreiche Subversionen. Die ersten Exemplare waren das RL10A und A-1. Sie wurden bei den Bodentests eingesetzt und wiesen noch nicht die volle Leistung der späteren Serienexemplare auf. Anders als bei der Centaur gab es bei der Entwicklung des RL10 keine gravierenden Probleme und der Kostenrahmen wurde zwar überschritten. Aber nicht so extrem wie bei der Centaur.

Das RL-10A

Die Atlas Centaur setzte über drei Jahrzehnte hinweg die verschiedenen Versionen der RL10A-3 Serie ein. Auch die Titan und Saturn I nutze diese Triebwerke. Ende der siebziger Jahre wurde aus den Centaur Oberstufe der Atlas die Centaur G konstituiert, wobei die Triebwerke nicht verändert wurden. Diese Stufe wurde dann auf der Titan 4 eingesetzt. Für den Einsatz auf der Atlas II wurde das Triebwerk an den aktuellen Stand der Technik angepasst. Diese Version, das RL10A-4 treibt seitdem die Atlas an. Es kann mit einer ausfahrbaren Düse ausgestattet werden. Für die DC-X, ein experimentelles Gefährt zur Erprobung von Technologien für eine Rakete, die wieder landen kann, wurde das RL10A-5 entwickelt, das für den Betrieb auf Meereshöhe angepasst ist. Die neueste Version RL10B wird in der Delta IV eingesetzt. Es hat durch eine verlängerte Düse einen deutlich höheren Schub und spezifischen Impuls. Seit 2011 wird an dem RL10C gearbeitet.

Bisher produziert Rocketdyne zwei Versionen des RL10 für die Delta 4 und Atlas V. Das verringert die Produktionsrate jeder Version und macht das Triebwerk sehr teuer, auch weil es nach Auslaufen des Shuttle Programms ein Triebwerkstyp aus der Produktion wegfällt und sich so die Fixkosten sich pro RL10 erhöhen. Das RL10C wird aus dem RL10B entstehen, aber die ausfahrbare Düse wird auf ein Segment verkleinert, sodass sie auch in den Stufenadapter der Atlas V passt. Weitere Forschungen haben das Ziel, den Schub variieren zu können.

Die am längsten eingesetzte Version war das RL10A-3-3. Es wurde von 1973 bis 1989 eingesetzt. Das Triebwerk RL10A-3-3 war für maximal drei Zündungen ausgelegt bei einer Betriebsdauer von maximal 450 s pro Zündung. Die gesamte Lebensdauer eines Triebwerks betrug 1.646 s bei dem RL10A-3. Das RL10A-3-3 wies schon eine Lebensdauer von 2.850 s mit bis zu 20 Zündungen auf. Bei Bodentests wurden einzelne Triebwerke bis zu 4.000 s lang betrieben.

Die RL10 Triebwerke werden nach fünfzig Jahren noch weiter entwickelt, ja nun sogar noch deutlich mehr als vor einigen Jahren. Wie bei vielen anderen Triebwerken werden Dinge getestet die manchmal bei der nächsten Generation umgesetzt werden, oftmals jedoch nicht. In den sechziger Jahren wurde die Fähigkeit zur Schubreduktion getestet, die jedoch einherging mit einer sehr komplexen Kontrolle. Ausgenutzt wurde dies im DC-X Technologiedemonstrator, als der Schub beim Schweben und der Landung fein reguliert werden musste. In den achtziger Jahren wurde geprüft, ob man das RL10 mit einfacheren Steuerungen im Schub senken kann, auch wenn dann nur bestimmte Bereiche möglich sind.

Das RL10 wurde mit anderen Mischungsverhältnissen von Sauerstoff/Wasserstoff von 7 bis zu 13,5 betrieben, wobei zumindest ein Verhältnis von 7,5 bis zu 50 s ohne Beschädigung möglich war. Dies kann z. B. genutzt werden, um beide Treibstoffkomponenten bis auf unvermeidliche Reste aufzubrauchen, genannt „Propellant Utilization Shift“. Das RL10 wurde mit dem Betrieb mit Methan, Propan und flüssigem Fluor/LH2 erprobt. Letzteres hätte bei einem Mischungsverhältnis von 9:1 einen höheren spezifischen Impuls (4422 m/s beim RL10A-3 und 4495 m/s beim RL10A-3-3) und einen deutlich höheren Schub von 94 kN pro Triebwerk versprochen. Der Einsatz von Fluor wäre auch auf der Centaur möglich gewesen.

Ebenso wurde demonstriert, dass das RL10 wiederverwendbar ist. Die Lebenszeit liegt um den Faktor 10 höher als die maximale Betriebszeit am Stück. Es war daher auch für einen Space-Tug vorgesehen mit dem der Shuttle Nutzlasten zwischen Bahnen transferieren und bergen sollte.

RL10-3-3A Triebwerke wurden mit Expansionsdüsen mit Flächenverhältnissen von 84 und 205 getestet. Mit einer Düse mit 2,80 m Durchmesser wäre ein spezifischer Impuls von mehr als 4.600 m/s möglich. Eine Reihe dieser Entwicklungen wurde auch umgesetzt so die Verschiebung des Mischungsverhältnisses zu einer sauerstoffreicheren Mischung beim RL10A-4 und RL10B und bei diesen auch die Verlängerung der Düse. Die Schubreduktion wird aktuell neu untersucht (s.o.).

Die Pläne der NASA sowohl für die Rückkehr zum Mond wie auch die Schwerlastrakete SLS, sind beim derzeitigen Haushalt schwer mit Neuentwicklungen umzusetzen. So wird derzeit untersucht das RL10 in der Oberstufe der SLS für eine Übergangsperiode einzusetzen, bis das J-2S einsatzbereit ist. Bedingt durch den geringeren Schub müsste man dazu mehrere Triebwerke wie in der Saturn I einsetzen.

RL-10B

Das in der Delta eingesetzte RL-10B ist eine Weiterentwicklung des RL-10. Es wird in der zweiten Stufe der Delta 3 und 4 eingesetzt. Anders als das RL-10A kam es noch nicht zu einem Einsatz auf anderen Trägern.  Das RL-10B hat den höchsten spezifischen Impuls aller bisher eingesetzten Triebwerke. Erreicht wurde dies durch eine Verlängerung der Düse, die erst nach der Abtrennung von der Thor ausgefahren wurde. Der Hersteller dieser Düse ist Snecma. Diese Technologie wird auch beim Vinci Triebwerk der Ariane 5 eingesetzt werden. Die Turbopumpe wurde unverändert vom RL10A übernommen. Das Triebwerk wird elektromechanisch geschwenkt. Die Düsenverlängerung besteht aus Kohlefaser-Keramikverbundwerkstoffen. Bis zur Verlängerung wird die Düse von dem Wasserstoff gekühlt, der auch durch die Brennkammerwand zirkuliert. Er erwärmt sich dabei und verdampft und tritt mit einem Druck von 15 bar in die Wasserstoffturbopumpe ein, die über eine Übersetzung die Sauerstoffturbopumpe antreibt. Die Verlängerung verhilft dem Triebwerk zu einem sehr hohen Flächenverhältnis von 285. Ein solches war damals bei der Centaur nicht möglich, da diese zu diesem Zeitpunkt noch mit zwei Triebwerken angetrieben wurde und eine so breite Düse dann nicht in den Stufenadapter passte.

Das RL10B liefert mit 110 kN mehr Schubkraft als das RL10A der Centaur. Rocketdyne konnte auf die Erfahrungen eines NASA-Testprogramms zurückgreifen, das 1987 abgeschlossen wurde und bei dem ein RL10A-3B getestet wurde, das wie das RL10A-4 mit der sauerstoffreicheren Mischung von 6:0 arbeitete. Das Entwicklungsprogramm dauerte von 1995 bis 1998. Vier Triebwerke absolvierten 155 Tests bis zur Qualifikation mit einer Gesamtdauer von 15.649 s.

RL10B / RL10B2 (Delta 3 / Delta 4 Version)

Länge (beim Start / ausgefahren)

220 / 415 cm

Maximaler Durchmesser:

215 cm

Schub:

110 kN

Gewicht:

312 / 277 kg

Expansionsverhältnis:

285 / 250

LOX/LH2 Verhältnis:

5,88 (gesamt), 6,0 (nur Brennkammer)

Spezifischer Impuls:

4514 / 4560 m/s

LH2 Fluss:

3,5 kg/s

Sauerstofffluss:

12,7 kg/s

Eingangsdruck Turbopumpe

1,8 – 1,9 bar

Umdrehungszahl LOX Turbine

14.780 U/min

Umdrehungszahl LH2 Turbine

36.950 U/min

Ausgangsdruck LH2 Turbopumpe

81 bar

Ausgangsdruck LOX Turbopumpe

59 bar

Druck am Einspritzkopf:

53,8 bar

Brennkammerdruck:

44,4 bar

Betriebszeit:

700 s maximal am Stück, insgesamt 3.500 s bei bis zu 15 Zündungen.

Expansionsverhältnis:

285

Das RL-10C

Seit Einführung der Atlas V und Delta Ende, Ende der neunziger Jahre setzten die US-Träger zwei Versionen des RL-10 ein. Boeing orderte mehr RL-10B als man später benötigte. Zuerst bekam die Firma schon erteilte Bestellungen wieder entzogen, als Firmenspionage beim Konkurrenten Lockheed-Martin bekannt wurden, dann bevorzugte die USAF die Atlas V auch bei folgenden Startaufträgen und die NASA setzte die Atlas V für ihre Missionen ein. (Sie hat nur eine Delta 4 geordert, die im Dezember 2014 den ersten Orion Testflug durchführte.

Dieser Vorrat an Triebwerken führte zur Entwicklung des RL-10C, welches langfristig bei RL-10A und RL-10C auf beiden Trägern ersetzen soll. Das RL-10C ist ein RL10B das so umgebaut wurde, das es den Anforderungen der USAF auf der Atlas genügt. Die Ausnahme wird die DEC-Centaur sein, die Centaur mit zwei Triebwerken, die jedoch noch nie auf der Atlas V eingesetzt wurde. (Zwei Triebwerke in der Centaur waren bis zur Einführung der Atlas 3 der Normalfall, die neue Erststufe beschleunigt die Oberstufe so stark, dass seitdem bei kleinen Nutzlasten ein Triebwerk ausreicht. Nur für schwere Nutzlasten in einen erdnahen Orbit benötigt man zwei Triebwerke, doch bisher startete die Atlas V keine solchen Nutzlasten. Aufgrund der größeren Düse des RL-10C passen in den Stufenadapter keine zwei Düsen des RL-10C.

Das RL-10C übernimmt einige Features des RL-10A auf die die USAF Wert legt und die beim einfacheren RL-10B fehlen dies sind:

Parameter

Wert

Schub:

106,3 kN

Spezifischer Impuls:

4400 m/s

Trockenmasse:

191 kg

Maximaler Durchmesser:

1,443 m

Länge:

1,87 m

Mischungsverhältnis LOX/LH2

5,88 zu 1

Brennkammerdruck

43,64 Bar

Expansionsverhältnis:

130

Lebensdauer

> 2000 s

Weitergehende Pläne

Schon seit Längerem gab es Untersuchungen bei Flügen von Centaur Oberstufen auf Titan- und Atlas-Starts, wie hoch die Verdampfungsverluste sind. Wären sie reduzierbar, so wären die heute verfügbaren Stufen auch geeignet, um ein Raumschiff in einen Mondorbit einschwenken zu lassen. Eine leichte Verstärkung der Isolation mit reflektieren Folien würde die Masseverluste auf 2,5% des Wasserstoffs und 0,8% des Sauerstoffs pro Tag senken. Weitergehende Maßnahmen wie ein ausfahrbarer Sonnenschutzschild sogar auf nur 0,1% des Sauerstoffs.

Auch wird überlegt das RL10 als Landetriebwerk einsetzen, dabei müsste es aber in einem sehr großen Bereich im Schub reduzierbar sein. Ein auf Basis des RL10 gebautes Testtriebwerk (Common Extensible Cryogenic Engine CECE) erreichte 2009 bei einem Testlauf 104% und 8% des Nominalschubs und liegt damit besser als die Anforderungen für eine Mondlandung (Reduktion auf 10% des Schubs).

Seit Längerem taucht in den Planungen von ULA auch eine „Advanced Common Stage“ für Schwerlastversionen von Delta und Atlas auf. Sie soll mit zwei RL10C angetrieben werden und 41 t Treibstoff aufnehmen. Still ist es dagegen um die Entwicklung des Nachfolgers RL-60 geworden. Sie wurde ursprünglich von Rocketdyne und europäischen Firmen begonnen um einen gemeinsamen Nachfolger für das HM-7B und das RL10 zu entwickeln. Sie wurde 2003 eingestellt. Zum einen, weil die ESA-Richtlinien Probleme aufwerfen (die Aufträge werden nach dem Prinzip des „geographical returns“ vergeben, ein Land bekommt also Aufträge in der Höhe seiner Einzahlungen, damit ist es schwer die Vergabe von Aufträgen in die USA zu rechtfertigen, die nichts einzahlen). Zum anderen gab es zu diesem Zeitpunkt bei den US-Behörden kein Interesse an einem RL10 Nachfolger.

Aus dem gemeinsamen Projekt entstand das Vinci Triebwerk. Inzwischen gibt es auch wieder eine Air Force Ausschreibung für ein neues Triebwerk. Ziel ist es nicht, primär ein Triebwerk mit mehr Schub zu haben, als vielmehr ein preiswerteres Triebwerk. Die Kosten des RL10 sind in den letzten Jahren stark angestiegen. Der Grund liegt nicht primär am RL10, sondern daran, dass bisher die Haupteinnahmequelle von Rocketdyne die Arbeiten an den Shuttle-Triebwerken RS-25 waren. Auch wenn wenige produziert wurden, so bezahlte die NASA für Tests und die Wartung. Dieser Posten ist nun ersatzlos weggefallen und die Fixkosten werden auf die Produktion von RS-68 und RL10 umgeschlagen. Aufgrund des höheren Aufwandes bei der Produktion betrifft es das RL10 stärker als das RS-68. Von einem neuen Triebwerk erhofft sich die USAF eine deutliche Kostenreduktion.

Referenzen:

Pratt & Whitney: RL10-A4 Fact Sheet
Pratt & Whitney: RL10B2 Fact Sheet
Pratt & Whitney: Cryogenic Upper Stages Propulsion RL10 and Derivative engines
Shamim Rahaman: Liquid Rocket Engine Testing

http://spaceflightnow.com/news/n1406/04rl10c/

Craogenic Propulsion Stage

Version

Gewicht

Qualifiziert

Einsatz

Auf ...

Schub

Brennkammerdruck

Expansionsverhältnis

LOX/LH2 Verhältnis

Spez. Impuls
[m/s]

RL10A-1

138 kg

Nov. 1961

1965 – 1967

Saturn I, Atlas Centaur C

66,7 kN

20,7 bar

40

5

4158

RL10A-3

138 kg

Juni 1962

1967 – 1972

Atlas Centaur D

66,7 kN

20,7 bar

40

5

4207

RL10A-3-1

138 kg

Sep. 1964




20,7 bar

40

5

4246

RL10A-3-3

132 kg

Okt. 1966

1973 – 1983

SLV-3C/D, Titan 3E

66,7 kN

27,2 bar

57

5

4338

RL10A-3-3A

138 kg

Nov. 1981

1984 – 2005

Titan 4, Atlas G/I/II

73,4 kN

32,7 bar

61

5

4359

RL10A-4

170 kg

Dez. 1990

1992 – 2003

Atlas IIA / IIAS, IIIA

92,5 kN

40 bar

84

5,5

4403

RL10A-4-2

170 kg

1994

2000 – heute

Atlas IIIB, V

99,1 kN

42 bar

84

6

4423

RL10A-5

143 kg


1993 – 1996

DC-X

60 kN

39,12 bar

4,3

6

3657

RL10B-2

277 kg

1998

1998 – heute

Delta 3 / 4

110 kN

44,4 bar

280

5,88

4532

RL-10C 191 kg 2014 2014 - heute   106,3 kN 43,64 bar 130 5,88 4400

Artikel erstellt am 25.12.2014

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.

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