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Die Sojus Trägerrakete

Die am häufigsten eingesetzte Version der R-7 Trägerrakete ist zweifellos die Sojus. Sie wurde als letzte Version der Semjorka im Jahre 1963 in Dienst gestellt, seitdem mehrfach modernisiert. Dieser Teil 2 der Geschichte der R-7 in ihren Varianten beschreibt die Sojus. Im Teil 1 geht es um die anderen Versionen der R-7 Sputnik, Luna, Vostok und Molnija. Sie finden dort auch eine technische Beschreibung der zweiten Stufe und der vier Booster. Die Varianten der Sojus, die stark von der Sojus/Sojus-U abweichen (Versionen ohne Booster, andere Triebwerke in den Blöcken) finden sie in einem eigenen Aufsatz,

Die Sojus - Das Allround Arbeitspferd

Sojus U2Basierend auf den Erfahrungen mit der Wostok Trägerrakete, kam der Wunsch auf eine leistungsstärkere Oberstufe einzusetzen. Diese Oberstufe hätte zum einen die Nutzlast in einen nahen Erdorbit um weitere 2 Tonnen erhöht, zum anderen wäre damit auch eine vierte Stufe für interplanetaren Missionen möglich geworden. Die vierstufige Version wurde als Molnija Rakete zuerst eingesetzt. Die Sojus jedoch übertrumpfte alle anderen bisher eingesetzten sowjetischen Raketen hinsichtlich Stückzahl und Startfrequenz, mehr als 1500 Stück wurden seit dem Erststart 1963 bisher eingesetzt.

Die Rakete wurde nach dem Start der Woschod (russisch für "Aufgang") zuerst als Woschod bezeichnete. Als man 2 Jahre später die Sojus Kapseln (russisch für "Union") startete wurde dieselbe Rakete als "Sojus" bezeichnet. Erst als man 1967die Rakete zum ersten Mal im Ausland auf der Pariser Luft- und Raumfahrtausstellung präsentierte, wurde bekannt dass es sich um ein und dieselbe Rakete handelte. Es gibt die Schreibweise mit y und j. Im Deutschen hat sich die Schreibweise "Sojus" eingebürgert, während man im englischen von der "Soyuz" spricht, weil diese Schreibweise näher an der englischen Aussprache des russischen Wortes ist.

Über die technischen Details der ersten beiden Stufen der Sojus informiert der Artikel über die R-7. Im folgenden sollen nur die Abweichungen von dieser, d.h. die Oberstufen und technische Weiterentwicklungen seit 1967 erwähnt werden.

Drittstufe Block I

Die neue Oberstufe, die den Block E der Wostok ablöste, bekam den Namen Block I und war anfangs 24.3 Tonnen schwer. Das Gewicht stieg im Laufe der Entwicklung auf 25.4 Tonnen an. Zuerst wurde die neue Trägerrakete als "Woschod" eingeführt. Auch hier wurde die Trägerrakete nach dem schweren 2-3 Mann Raumschiff Woschod benannt. Von dieser Rakete gab es in den frühen sechziger Jahren zahlreiche Versionen mit kleineren Modifikationen, ähnlich der Wostok. Für den Transport der schwereren Oberstufe wurden die unteren 5 Blocks strukturell verstärkt. Auch war der Schub und der spezifische Impuls der Triebwerke etwas besser als bei Wostok. Der russische Herstellungsindex ist 11A57.

Die Tanks von Block I sind nun wie anderen Stufen zylindrisch ausgeführt und nicht mehr torusförmig. Block I verwandte zwei Triebwerke. Die als Woschod betitelte Version verwandte das Triebwerk RD-110 mit 297.9 kN Schub und einem Brennkammerdruck von 68.2 Bar. Der spezifische Impuls dieses Triebwerks betrug 3198 m/s. Dieses Triebwerk wurde von 1964-1970 in der als Woschod titulierten Version der Sojus eingesetzt.

Eine Verbesserung des RD-110 führte zum RD-110A. Bei gleichem Schub besitzt dieses eine höhere Zuverlässigkeit. Seit 1969 wird es eingesetzt. Anders als die bisherigen Triebwerke nutzt es die Treibstoffe selbst zum Betrieb des Gasgenerators. Es führt also kein Wasserstoffperoxid mit sich. Die Abgase des Gasgenerators und der Turbine werden auch für den Betrieb von 4 Vernierdüsen genutzt, welche die Stufe beim Flug stabilisieren. Wie bei den unteren Blocks verfügt das Triebwerk über 4 Brennkammern mit einer gemeinsamen Turbopumpe / Gasgenerator. Die Abgase des Gasgenerators werden auch benutzt um den Kerosintank unter Druck zu setzen. Der Sauerstofftank wird durch Erhitzen des Sauerstoffs unter Druck gesetzt.

No TextBlock I hat eine Länge von 6.74 m bei einem Durchmesser von 2.66 m. Er wiegt je nach Version 24.3 bis 25.4 t und arbeitet mit den Treibstoffen flüssiger Sauerstoff (LOX) / Kerosin. Die Brennzeit beträgt nominell 240 Sekunden. Das Leergewicht beträgt 2-2.4 t. Mit dem Zentralblock ist er mit einem Gitterrohradapter verbunden. Für bemannte Einsätze gibt es ein Rettungssystem, das nach 150 Sekunden abgesprengt wird. Für die Besatzung brachte die Sojus eine Verbesserung, da die schwere Oberstufe die Spitzenbelastung vor dem Brennschluss von Block A von 5 g auf 2.2 g reduzierte. Block I wird wie Block E vor der Stufentrennung gezündet. 2 Sekunden vor Brennschluss des Zentralblockes zündet Block I. Auch die Sojus verwendet daher einen Gitterrohradapter, damit die Flammen des RD-0110 Triebwerks entweichen können. Die Trennung findet bei einer vorgegebenen Geschwindigkeit statt. Block L hat eine eigene Steuerung. Sie ersetzt allerdings nicht die der Grundstufe die davon unabhängig arbeitet. Es arbeitet aber wie in der Grundstufe analog und verfügt über keine Inertialplattform sondern nutzt die Radionavigation zur Bestimmung der Position.

Eine Konsolidierung in der Entwicklung setzte mit der Umbenennung als Sojus Trägerrakete ein, nachdem ab 1967 Raumschiffe dieses Typs starteten. Zweimal noch während der Entwicklung wurde die Sojus in ihrer Leistung gesteigert: Ab 1971 als Sojus-U und ab 1982 als Sojus U2. In der Sojus U (U für das russische Wort für "Vereinheitlicht") wurden zahlreiche Modifikationen die vorher in die Produktion einflossen zusammengefasst.

Die Sojus-U2 ist eine spezielle Version der Sojus U für bemannte Einsätze. Diese Version benutzt anstatt Kerosin in Block L synthetischen Treibstoff (eine Kohlenwasserstoffmischung) namens "Sintin". Dieser besitzt eine etwas höhere Energiedichte, wodurch die Nutzlast um 200 Kilogramm steigt. Sie wird aber seit Mitte der neunziger Jahre nicht mehr eingesetzt. Die Mehrkosten für die Sojus U2 standen offensichtlich in keinem Verhältnis zum Nutzlastgewinn.

Im Laufe der Entwicklung stieg die Nutzlast für einen 200 km hohen Orbit mit 65 Grad Neigung von 6340 kg bei den ersten Versionen (Woschod) bis zu 7050 kg bei der Sojus U2.

Insgesamt muss man folgende Versionen unterscheiden (mit den originalen russischen Erzeugniscodes) :

Von besonderer Bedeutung ist die Sojus U. U steht für die Abkürzung des russischen Wortes für vereinheitlicht. Bislang gab es kleinere Unterschiede in der Fertigung der Zentralstufe abhängig von den Oberstufen (Sojus, Wostok und Molnija Versionen). Die Sojus-U vereinheitlichte diese, wobei die Außenblocks und das Zentraltriebwerk auch in ihrer Leistung leicht gesteigert wurden. Verbesserungen gab es auch in den Bodenanlagen, insgesamt konnten so die Starts schneller durchgeführt werden.

Dazu kommen noch die neueren 3 Varianten :

Träger Starts Erfolge Erfolgreich [%] Einsatzzeitraum
Molniya 8K78 40 20 50,00 1960 – 1967
Molniya 8K78M 270 258 95,56 1965 – 2010
Molniya 8K78M-PVB 10 9 90,00 1990 – 1992
Soyuz 11A510 2 2 100,00 1965 – 1966
Soyuz 11A511 32 30 93,75 1966 – 1976
Soyuz 11A511L 3 3 100,00 1970 – 1971
Soyuz 11A511M 8 8 100,00 1971 – 1976
Soyuz-2-1A 11 10 90,91 2004 – 2012
Soyuz-2-1B 7 6 85,71 2006 – 2011
Soyuz-FG 42 42 100,00 2001 – 2012
Soyuz-ST-A 2 2 100,00 2011 – 2012
Soyuz-ST-B 2 2 100,00 2011 – 2012
Soyuz-U 428 418 97,66 1973 – 1985
Soyuz-U-PVB/Ikar 345 334 96,81 1984 – 2012
Soyuz-U2 72 72 100,00 1982 – 1995
Sputnik 11A59 2 2 100,00 1963 – 1964
Sputnik 8A91 2 1 50,00 1958 – 1958
Sputnik 8K71PS 2 2 100,00 1957 – 1957
Voskhod 11A57 299 286 95,65 1963 – 1976
Vostok 8A92 45 40 88,89 1962 – 1967
Vostok 8A92M 93 92 98,92 1964 – 1991
Vostok 8K72 4 3 75,00 1960 – 1960
Vostok 8K72K 13 11 84,62 1960 – 1964
Vostok-L 8K72 9 3 33,33 1958 – 1960
Gesamt Starts Erfolge Erfolgreich [%] Einsatzzeitraum
Gesamt 1743 1656 95,01 1957 – 2012
 

Spjus

Woschod (11A57)

Erstflug 16.11.1963, letzter Start 29.6.1976
306 Flüge, 1 Fehlstart, Zuverlässigkeit 99.7 %
Nutzlast 6340 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit.

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G: 11A57-0
Vollmasse: 4 × 43400 kg
Leermasse: 4 × 3800 kg.
Schub: 995 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2520 m/s Boden, 3080 m/s Vakuum).
Brennzeit 119 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.0 m
Triebwerke: 4 × RD-107-8D74K

Stufe 2:
Block A: 11A57-1
Vollmasse 100500 kg Leermasse 6800 kg
Schub 941 kN (Vakuum). 765 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3090 m/s (Vakuum) 2432 m/s (Meereshöhe)
Brennzeit 301 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.0 m
Triebwerk: RD-108-8D75K

Stufe 3: Block I: 11A57-2
Vollmasse 24300 kg Leermasse 2000 kg
Schub 298 kN, spezifischer Impuls 3236 m/s
Brennzeit 240 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 6.7 m
Triebwerk RD-0110

Sojus U2

Erststart 26.12.1982, letzter Start 3.9.1995.
89 Flüge, kein Fehlstart 100 % Zuverlässigkeit
Nutzlast 7050 kg in einen 200 km hohen 65° Orbit.

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G: 11A511U2-0
Vollmasse: 4 × 42810 kg
Leermasse: 4 × 3550 kg.
Schub: 1050 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2520 m/s Boden, 3080 m/s Vakuum).
Brennzeit 118 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.6 m
Triebwerke: 4 × RD-107-8D74K (RD-117)

Stufe 2:
Block A: 11A57-U2-1
Vollmasse 101600 kg Leermasse 6500 kg
Schub 1010 kN (Vakuum). 765 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3129 m/s (Vakuum) 2472 m/s (Meereshöhe)
Brennzeit 286 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 27.8 m
Triebwerk: RD-108-11D512P (RD-118)

Stufe 3: Block I: 11A57-U2
Vollmasse 25400 kg Leermasse 2400 kg
Schub 298 kN, spezifischer Impuls 3236 m/s
Brennzeit 250 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 6.7 m
Triebwerk RD-0110

Der Zusammenbruch und ein neuer Anfang

No Text1990 fiel nicht nur die UdSSR zusammen, sondern es begann auch der Niedergang des russischen Weltraumprogramms. Für die Semjorka hatte dies zwei entscheidende Konsequenzen. Zum einen sank die Startrate rapide. Es standen keine Mittel mehr für Satelliten zur Verfügung, ja es gab sogar einen Fehlstart, der darauf zurückgeführt wurde, dass der Treibstoff "nicht die gewohnte Güte" hatte. Offensichtlich hat da jemand was für sich abgezweigt...

Zum anderen gab es nun das Problem, das Teile der Rakete in der Ukraine gefertigt wurden - und nun wie die Starts von Baikonur in Kasachstan mit Devisen bezahlt werden sollten. Das erste war ein kleineres Problem, da die meisten Teile aus Russland stammten - anders als bei Zenit und Zyklon. Zuerst sollte ein neues Programm genannt zuerst RUS, später Angara - alle bisher eingesetzten großen Raketen ersetzen. Die Angara wäre eine rein russische Rakete im modularen System. Doch der Erstflug wurde sukzessive verschoben, es fehlten einfach die Mittel für die Neuentwicklung.

Rettung kam ausgerechnet vom Westen. Die Sojus wurde von einem russisch-französischen Konsortium vermarktet. Starsem, ein Konglomerat aus Samara, EADS, Arianespace und Rosiavakosmos bietet heute die Sojus an. Russische Starts erfolgen noch vornehmlich mit den Sojus U, die westlichen Starts vornehmlich mit den neuen Versionen.

Die Entwicklung der Angara wurde auch wieder aufgenommen. Ein modulares Konzept soll die Sojus und Proton ersetzen. Gleichzeitig soll die Nutzlast gesteigert werden. Dies ist auch für die Entwicklung der russischen Raumfähre Clipper notwendig.

Die Sojus Ikar

Die Sojus Ikar ist eine modernisierte Version der Sojus U mit einer neuen vierten Stufe, der Oberstufe Ikar. Diese arbeitet mit den lagerfähigen Treibstoffen Stickstofftetroxid und UDMH und ist 50 mal wiederzündbar, anders als der Block L. Die Ikar Oberstufe wurde ursprünglich für militärische Missionen entwickelt. Sie ist wesentlich kleiner als Block I und dient mehr als Manövriertriebwerk um höhere Umlaufbahnen zu zirkularisieren. Sie befördert heute vornehmlich westliche Nutzlasten wie Globalstar Satelliten. Daselbe Modell wird seit 1984 schon als Sojus U-PVB für militärische Starts eingesetzt. Neben der neuen Oberstufe verfügt die Rakete über eine neue Steuerung und kann wie nicht nur von dem Boden aus gesteuert werden, sondern auch autonom arbeiten. Durch die relativ schwere Ikar Oberstufe ist die Nutzlast geringer als bei der Standard Sojus U. Die Nutzlasten sind allerdings nicht direkt vergleichbar, da die Angaben von Arianespace sich auf höhere Orbits beziehen und von westlichen Nutzlasten ausgehen - mit einer größeren Nutzlastverkleidung die erheblich später als bei russischen Satelliten abgetrennt wird.

Gegenüber dem Block L hat die Ikar Oberstufe zwei Vorteile: Sie verwendet die Treibstoffkombination Stickstofftetroxid mit Unsymmetrischem Dimethylhydrazin (UDMH). Diese entzündet sich bei Kontakt selbst, ist also leicht wiederzündbar. 50 Wiederzündungen des Triebwerkes 17D61 sind möglich. Es hat sich auch in 30 Einsätzen in Aufklärungssatelliten bewährt und eine höhere Zuverlässigkeit als Block L. Bei einem Brennkammerdruck von nur 9 Bar entwickelt es einen geringeren Schub als das RD-109 von nur 3 kN. Dafür ist trotz kleinerer Oberstufenmasse die Brenndauer mit 600 Sekunden höher. Neben dem Haupttriebwerk verfügt die Ikar Oberstufe über 4 Steuertriebwerke mit 52 N Schub und 4 Steuertriebwerke mit 5.88 N Schub. Die Stufe hat einen Durchmesser von 2.72 m und eine Länge von 2.58 m.

Die Ikar Oberstufe hat einen geringere Masse und einen schlechteren spezifischen Impuls als Block E der Molnija.  Block E wird eingesetzt, wenn nur eine Zündung erforderlich ist und man keine kreisförmigen hohen Bahnen erreichen muss. Er kann nicht wiedergezündet werden. Das ist für russische Satelliten mit ihren sehr exzentrischen Bahnen keine Einschränkung. Die Standard Sojus erlaubt es nicht kreisförmige Umlaufbahnen von mehr als 500 km Höhe zu erreichen. Für den von Globalstar genutzten 1400 km hohen Orbit wurde daher die Ikar Oberstufe benötigt

Ohne Ikar Oberstufe wird die Sojus Ikar als Nachfolger der Sojus U für russische Satelliten und Progress Transporte genutzt.

Sojus Ikar

Sojus Ikar

Erstflug 9.2.1999, nicht mehr im Einsatz
15 Flüge, kein Fehlstart, Zuverlässigkeit 100 %

Nutzlast 4100 kg in einen 450 km hohen 52° Orbit.
3300 kg in einen 1400 km hohen 52° Orbit

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G: 11A57-0
Vollmasse: 4 × 44500 kg
Leermasse: 4 × 3784 kg.
Schub: 995 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls 2520 Boden m/s, 3080 m/s Vakuum.
Brennzeit 120 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.0 m
Triebwerke: 4 × RD-107-8D74K

Stufe 2:
Block A: 11A57-1
Vollmasse 105,400 kg Leermasse 6,875 kg.
Schub 997 kN (Vakuum). 765 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3090 m/s (Vakuum) 2432 m/s (Meereshöhe)
Brennzeit 286 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 28.0 m
Triebwerk: RD-108-8D75K

Stufe 3: Block I: 11A57-2
Vollmasse 25200 kg Leermasse 2,355 kg
Schub 298 kN, spezifischer Impuls 3236 m/s
Brennzeit 250 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 6.7 m
Triebwerk RD-0110

Stufe: Ikar
Vollmasse: 3164 kg, Leermasse 820 kg
Schub 2.94 kN, spezifischer Impuls 3198 m/s
Brennzeit 600 sec
Durchmesser 2.66 m, Länge 2.6 m
Triebwerk: 17D61

Die Sojus - Fregat

Die Sojus Ikar war eine Möglichkeit recht rasch die Sojus im Westen anzubieten. Dadurch kam die Sojus an die Startaufträge für 6 Globalstar Starts, die alle 1999 erfolgten. Die Ikar Oberstufe ist aber nur eine Zwischenlösung gewesen. Sie ist deutlich kleiner als Block E und hat einen schlechteren spezifischen Impuls. Die Fregat Oberstufe sollte die Vorteile der Ikar (eine Vielzahl von Bahnen kann erreicht werden) mit denen von Block E (eine höhere Nutzlast als bei der Ikar Oberstufe) kombinieren. Die Sojus-Fregat ist wie die Molnija eine vierstufige Rakete. Sie wird oft abgekürzt als Sojus-FG. "FG" ist die Abkürzung von Forsunochnaya Golovka (Injektionsblock).

Fregat OberstufeDas Triebwerk S5.92 der Fregat wurde im Jahre 1978 entwickelt um zum ein sehr leistungsfähiges Triebwerk für verschiedene Oberstufen wie auch Antriebe von Planetensonden zu haben. Es wurde zum Beispiel bei den Raumsonden Venera 15+16, Phobos 1+2 und Mars 96 eingesetzt. Neben der Stufe Breeze-KM der Rockot wird es auch in der Stufe Breeze-M der Proton und der Oberstufe Fregat der Sojus eingesetzt. Der Schub ist wählbar zwischen 14 und 19.6 kN. Bei 19.6 kN Schub beträgt das Mischungsverhältnis NTO zu UDMH 1.95-20.5, bei 14 kN liegt es mit 2.0-2.1 etwas höher. Der Brennkammerdruck wird dazu von 98 auf 68.5 Bar reduziert. Der spezifische Impuls ist bei beiden Betriebsarten fast gleich groß 3100 m/s bei 14 kN Schub und 3207 m/s bei 19.6 kN Schub. Auch der Schub der Steuerdüsen sinkt dann auf 186 N ab, wenn der Schub des Haupttriebwerks sinkt. Der Niedrigschubmodus wird vor allem eingesetzt wenn eine Bahn mit sehr hoher Genauigkeit erreicht werden muss.

Angetrieben wird das S5.92 mit einer einzelnen Turbopumpe welche die Treibstoffe fördert. Die Umdrehungszahl beträgt 43000 UPM bei 14 kN Schub und 58000 UPM bei 19.6 KN Schub. Dies entspricht einem Fluss von 4.43 / 6.12 kg Treibstoff pro Sekunde. Ausgelegt ist das S5.92 für eine maximale Brenndauer von 2000 Sekunden. Bei der Treibstoffzuladung der Sojus beträgt die nominelle Brennzeit 900 Sekunden. Für ein Triebwerk dieser Schubkategorie ist die Masse von S5.92 sehr gering. Sie beträgt lediglich 37.5 kg bei einem maximalen Durchmesser von 0.838 m und einer Länge von 1.028 m.

Es lag also nahe dieses Triebwerk für eine leistungsfähigere Oberstufe zu verwenden. Man entschloss sich nicht zu einer völlig neuen Oberstufe. Die Fregat Oberstufe wurde aus einem Traktorblock entwickelt, der bei den Venus Missionen Venera 15+16 und den Mars Missionen Phobos 1+2 und Mars 96 schon eingesetzt wurde. Der Vorgänger des S5.92 Triebwerks wurde erstmals bei den Luna 15 Sonden erprobt und in den folgenden 30 Jahren auf 27 Raumfahrzeugen eingesetzt. Der Traktorblock von Phobos/Mars-96 versprach eine höhere Zuverlässigkeit und für höhere Geschwindigkeiten etwa 10-20 % größere Nutzlast als Block L der Molnija. Dadurch können auch höhere Orbits erreicht werden und die Inklination erniedrigt werden. Weiterhin musste die Rakete modifiziert werden, da westliche Satelliten etwas empfindlicher als russische Nutzlasten sind. So ist die Nutzlastverkleidung etwas größer und wird später abgetrennt um die aerodynamische Belastung zu reduzieren.

Wie die Ikar arbeitet auch die Fregat mit den lagerfähigen Treibstoffen N2O4 / UDMH, sie ist 20 mal wiederzündbar. Die Stufe ist jedoch doppelt so schwer wie die Ikar und mit einem besseren Voll- zu Leermasse Verhältnis, so das die Nutzlast um bis zu 900 kg steigert.

Die Fregat Oberstufe hat einen Durchmesser von 3.35 m und eine Höhe von 1.50 m. Eigenartig ist die Konstruktion. Die Stufe hat 6 Tangs aus der 1.8 mm starken Aluminiumlegierung AMG-6. Aber nur in 4 der kugelförmigen Tanks befinden sich Treibstoffe. Die Avionik mit ihren beiden Lithiumthionylchloridbatterien befindet sich in den beiden anderen Tanks. Zwei weitere Tanks beinhalten 85 kg Hydrazin für die 12 Lageregelungsdüsen die in 4 Gruppen an der Oberseite der Stufe angeordnet sind. Jede Düse hat 50 N Schub. Es gibt jeweils 4 Düsen pro Raumrichtung. Das Kontrollsystem arbeitet nach dem Voting Prinzip (2 von 3 Rechnern müssen übereinstimmende Ergebnisse berechnen) und verwendet GPS als Ergänzung zur internen Navigation um die Einschussgenauigkeit zu erhöhen. Daten werden im S-Band zum Boden gesandt.

Der Treibstoff und das Druckgas wird in 6 Tanks befördert. Wie die Ikar arbeitet sie mit der Treibstoffkombination Stickstofftetroxid / UDMH. Sie ist jedoch mit 6.5 t doppelt so schwer und auch der spezifische Impuls von 3207 liegt höher. Der Schub des Triebwerks beträgt 19.6 kN und die Brennzeit 877 Sekunden. Die Stufe ist damit mit dem in ihren Daten mit der EPS Oberstufe der Ariane 5 vergleichbar. Die Treibstoffförderung geschieht durch Pumpen. Die Stufe wurde für eine Zuverlässigkeit von 99 % ausgelegt. Die Fregat Oberstufe verfügt über eine eigene Steuerung, so dass in einer Sojus-Fregat 3 Steuerungen im Zentralblock, Block I und der Fregat Oberstufe. Anders als die von Block L ist diese voll digital und verfügt über eine Inertialplattform. Sie wurde aus den Steuerung für militärische Raketen entwickelt. Die Fregat ist für eine Operationsdauer von 48 Stunden ausgelegt.

Weitere ESA Sonden im Planetenprogramm sind auch auf die Sojus-Fregat als Träger ausgelegt. Bei Cluster II zeigte die Fregat schon ihre Leistung - sie konnte eine zu geringe Leistung der Sojus Drittstufe ausgleichen. Es erfolgten zuerst zwei Qualifizierungsflüge, danach die Starts von Cluster und Mars Express. 2005 wird Venus Express folgen. Zwei weitere Starts sind für die ESA Wettersatelliten Meteop 1+2 und zwei Starts für die Navigationssatelliten des Galileo Systems geplant. NPO Lavochkin der Hersteller der Fregat kann 8 Stufen pro Jahr bei einer Lieferfrist von 10-15 Monaten liefern.

Der Vorteil der neuen Oberstufe liegt in einer größeren Zahl möglicher Nutzlasten. Die Sojus selbst ist ausgelegt für schwere Nutzlasten in erdnahe Orbits - bei höheren Orbits nimmt die Nutzlast rasch ab. Molnija ist ausgelegt für die gleichnamigen Nachrichtensatelliten - Die Oberstufe ist nicht wiederzündbar und muss mit der Nutzlast in eine Erdumlaufbahn gebracht werden, wodurch die Nutzlast auf 1600 kg beschränkt ist. Fregat ist wiederzündbar, dadurch kann man jeden Orbit erreichen und die Nutzlast ist nur durch die Bahn begrenzt. Ein Vergleich ist durch die vierte Stufe eher mit der Molnija vorzunehmen. Während eine Molnija 980 kg zum Mars transportiert sind es bei der Sojus Fregat 1220 kg.

Die Sojus Fregat wird anders als die Sojus Ikar auch für russische Nutzlasten eingesetzt. Unter anderem finden alle Starts des bemannten Raumschiffs Sojus-TMA seit 2003 mit der Sojus-Fregat statt, dann jedoch nur mit den modernisierten ersten 3 Stufen ohne die Fregat Oberstufe.

Sojus-Fregat

Sojus Fregat

Erstflug 8.2.2000, noch im Einsatz
15 Flüge, kein Fehlstart, Zuverlässigkeit 100 %

Nutzlast
5000 kg in einen 450 km hohen 52° Orbit.
4000 kg in einen 1400 km hohen 52° Orbit
1260 kg zum Mars

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G: 11A57-0
Vollmasse: 4 × 43400 kg
Leermasse: 4 × 3800 kg.
Schub: 1021 kN (Vakuum), 821 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2570 m/s Boden, 3129 m/s Vakuum).
Brennzeit 118 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.0 m
Triebwerke: 4 × RD-107A

Stufe 2:
Block A: 11A57-1
Vollmasse 99500 kg Leermasse 6550 kg.
Schub 990,2 kN (Vakuum). 792.2 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3129 m/s (Vakuum) 2501 m/s (Meereshöhe)
Brennzeit 290 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 27.1 m
Triebwerk: RD-108A

Stufe 3: Block I: 11A57-2
Vollmasse 25200 kg Leermasse 2410 kg
Schub 297.9 kN, spezifischer Impuls 3188 m/s
Brennzeit 250 sec.
Durchmesser 2.66 m, Länge 6.7 m
Triebwerk RD-0110

Stufe: Fregat
Vollmasse: 6,535 kg, Leermasse 1,100 kg
Schub 20 kN, spezifischer Impuls 3207 m/s
Brennzeit 877 sec
Durchmesser 3.4 m, Länge 1.5 m
Triebwerk: S5.92

Die Sojus 2 / Sojus STK

Sojus-FregatStarsem wird mit der Sojus ST eine modernisierte Version der Sojus vorstellen. Gründe für die neue Version waren zum einen der Wunsch nach mehr Nutzlast seitens westlicher Kunden - vor allem für den geostationären Transferorbit. Russland war auch an einer Modernisierung interessiert, aber aus einem anderen Grund. Man wollte die Komponenten die noch aus anderen Sowjetrepubliken, vor allem der Ukraine stammten durch russische ersetzen.

Es gibt zwei Versionen, die auch als Sojus 2-1a und Sojus 2-1b bezeichnet werden. Die Sojus 2-1a ist zuerst einmal nur eine leicht modernisierte Sojus die mehr auf die Anforderungen größerer westlichen Nutzlasten zugeschnitten ist.

In der ersten und zweiten Stufe gibt es neue Injektoren. Sie haben 1000 anstatt 200 Einspritzlöcher. Das führt zu einer höheren Durchmischung des Treibstoffs. Der spezifische Impuls steigt um 1,3% und der Schub um 50 kN. Sie gaben der Rakete auch den Namen Sojus FG - FG ist die Abkürzung von "Forsunochnaya Golovka" zu deutsch "Einspritzkopf". Alleine dies steigert die Nutzlast um 250-300 kg. Die Triebwerke werden je nach Quelle als RD-107A bzw. RD-108A oder als RD-117 / RD-118 bezeichnet.

Die dritte Stufe hat verlängerte Tanks und ist in der Struktur verstärkt. Das Steuerungssystem ist voll digital und entspricht dem von Ariane 5. Die Rakete verwendet eine Standard - Ariane 4 Nutzlastverkleidung und kann so erheblich voluminösere Nutzlasten transportieren. (4.11 m Durchmesser, 11.4 m Länge). Die Rakete verwendet nun erheblich mehr russische (und weniger ukrainische) Teile.

Die dritte Stufe ist im Vergleich zur Standard Sojus verkürzt, indem man die Tanks abgeflacht hat. Bei der neuen Verkleidung befindet sich die Fregat Oberstufe zusammen mit der Nutzlast in der Hülle. Die Fregat Oberstufe erhöht vor allem für höhere Orbits die Nutzlast beträchtlich, bei erdnahen Orbits ist die Nutzlast etwas kleiner als bei der Sojus U, da die Nutzlastverkleidung erheblich schwerer ist und später abgeworfen wird.

Der neue digitale Bordcomputer stammt aus dem Westen und besitzt mit 99.5 % eine höhere Zuverlässigkeit als das alte analoge Modell mit 99 %. Diese Version der Sojus mit einem rein digitalen Steuersystem und der Verkleidung der Ariane 5 wird auch als Sojus 2-1a bezeichnet. Das neue System erlaubt es den Treibstoff effizienter zu nutzen und so Reserven zu verkleinern.

Die Sojus 2-1b führt dann erstmals eine Neuerung ein: Später soll das Triebwerk RD-0124 das RD-110 in der dritten Stufe ersetzen. Das RD-124 arbeitet mit denselben Treibstoffen (LOX/Kerosin), verwendet aber einen geschlossenen Kreislauf, der die Abgase der Turbine in die Brennkammer einspritzt und so einen Brennkammerdruck von bis zu 160 Bar erreicht. Dazu wird eine zweistufige Pumpe eingesetzt um diesen hohen Druck zu erreichen. Der Tankdruck wird durch Heliumgasflaschen stabilisiert.

Der spezifische Impuls soll dadurch viel höher sein und die Nutzlast für einen niedrigen Orbit um etwa 950-1200 kg ansteigen. So erreicht die dritte Stufe anders als bei der Sojus 2-1a einen Orbit. Der Schub liegt mit 294,3 kN fast gleich hoch wie beim RD-110, die Brenndauer ist dagegen länger und liegt bei 300 Sekunden. Weiterhin entfallen die Steuerdüsen des RD-110, da die Düse des RD-124 schwenkbar ist. Die Version mit dem RD-0124 wird dann die Sojus 2-1B sein. Der Erststart der Sojus 2-1B ist für 2006 anberaumt worden. Alle Starts mit westlichen Nutzlasten erfolgen mit der Fregat Oberstufe. Bei russischen Flügen in erdnahen Orbits lässt man diese weg.

Die Fregat ist zumindest für die Starts der Galiloesatelliten eine Modifikation der bisher eingesetzten Stufe. Die Tanks sind nicht mehr kugelförmig, sondern haben eine Verdickung, sie fassen nun mehr Treibstoff. Diese Modifikation gibt es auch bei der Fregat für die MDU von Phobos Grunt. Die höhere Treibstoffzuladung steigert ebenfalls die Nutzlast. Laut Arianespace ist gedacht bei Nutzlasten in sonnensynchrone Orbits den Block I wegzulassen und nur die Fregat einzusetzen.

Anpassungen gibt es auch an der Elektronik (andere Bahnverfolgungssender, unterschiedliche Aufstiegsbahn mit anderen Korridoren) und an das Klima von Kourou (feucht, heiß und salzhaltige Luft).

Verfügbar ist auch die ASAP-S. (Ariane Structure for Auxiliary Payloads for Soyuz). Dieser Ring wird zwischen Fregat und Nutzlast angebracht. An der Außenseite können vier Mikrosatelliten von maximal 200 kg Gewicht angebracht werden und in der Zentralen Position ein Minisatellit von 400 kg Gewicht. Die größere Beschränkung ist das relativ kleine Volumen, das zur Verfügung steht. Die ASAP-S wird beim zweiten Flug der Sojus STK neben dem ersten Plejaden Satelliten noch einen Erdbeobachtungssatelliten von Chile und vier experimentelle ELINT Satelliten von Frankreich transportieren. Bei der Ariane 4+5 kam die ASAP eher selten zum Einsatz, auch weil die meisten Starts in den geostationären Orbit gingen. Da die Sojus auch Starts in sonnensynchrone Bahnen durchführen soll, könnte die ASAP-S durchaus häufiger zum Einsatz kommen.

Inzwischen ist beschlossen, das Starsem die Sojus vom CSG in Guyana aus starten darf. Damit erhöht sich die Nutzlast für den GTO Orbit spürbar. Durch die hohe Inklination von Baikonur ist die Nutzlast für einen GTO Orbit sehr schlecht. Man kann diese hohe Inklination nicht abbauen. Man kann aber das Perigäum so erhöhen, dass ein Satellit den gleichen Energiebedarf hat um in den GEO Orbit zu kommen, wie wenn er von Kourou (Differenz 1500 m/s) oder Cape Canaveral (1800 m/s) starten würde. Das Perigäum liegt dann bei 2100 beziehungsweise 4200 km Höhe und die Nutzlast bei 1500 / 1800 kg. Dagegen dürfte die Nutzlast beim Start vom CSG aus bei 2600 kg liegen - immerhin hoch genug für kleinere Kommunikationssatelliten, Wettersatelliten oder Satelliten des Galileo Navigationssystems. 80 % der höheren Nutzlast resultiert aus der äquatornahen Position - höhere Erdrotation und vor allem eine niedrigere Inklination der Anfangsbahn. 20% daraus, dass die Sojus bei Starts von Baikonur aus einen Ausweichkurs um bewohnte Gebiete fliegen musste. Daher ist auch die Nutzlast in den ISS Orbit, also die gleiche Inklination wie von Baikonur aus deutlich höher.

Das Abkommen zwischen der CNES, Starsem und der ESA wurde am 7.11.2003 unterzeichnet und sieht den Bau eines Launch Pads in Kourou vor. Von den Kosten in Höhe von 344 Millionen Euro wird die CNES die Hälfte tragen, die andere Hälfte die ESA Mitgliedsländer. Die ersten Sojus dürften ab 2008 von Kourou aus starten. Damit entfällt der noch immer geltende Ausfuhrstop von bestimmten Satelliten und Technologie nach Russland. Starsem gab einen Startpreis von 30-50 Millionen USD für die Sojus-ST an. Le Gall präzisierte dies in einem Interview 2007 mit 50 Millionen Dollar pro Start. Nach 7-9 Jahren sollten sich bei 4 Starts pro Jahr die Investitionen zurückzahlen. Demgegenüber hat der Start von 10 Satelliten des Galileo Systems in Paaren (also 5 Starts einen Umfang von 397 Millionen Euro) also rund 79,4 Millionen Euro pro Start.

Die Abkürzung "ST" steht für "Soyuz Two" also Sojus 2. Es gibt auch für die Version die von Kourou aus startet die Bezeichnung "Sojus STK", wobei das "K" für Kourou steht. Das Launchpad ist momentan nicht für bemannte Missionen ausgerüstet, könnte aber umgerüstet werden. Es ist von den Startrampen von Ariane und Vega getrennt. Während diese in Sichtweite, etwa 1 km voneinander entfernt sind, ist die Startrampe der Sojus STK von diesen 12 km entfernt.

Geplant ist für die Starts in Kourou auch eine neue dritte Stufe mit den gleichen Treibstoffen wie der alte Block I, jedoch höherem spezifischen Impuls durch einen Brennkammerdruck von 160 anstatt 70 Bar. Die modernere Konstruktion reduziert das Startteam von 70 auf 20 Personen in Kourou. Obwohl der Startplatz ähnlich aussieht gibt es Unterschiede zum Startkomplex in Baikonur. So wird die Nutzlast separat in die Nutzlasthülle eingeschlossen und diese auf die vertikal aufgerichtete Sojus montiert. Dazu wurde ein beweglicher Montageturm von 800 t Gewicht konstruiert, der für die Kostenüberschreitungen und Verzögerungen um 3 Jahre verantwortlich. Insgesamt kostet es 467,9 Millionen Euro im Wert von 2002, geplant waren 344 Millionen Euro. Von den Kosten trug Frankreich insgesamt 55%.

Die Sojus 2 soll alle bisher noch im Einsatz befindlichen Varianten der Sojus ersetzen, also die Sojus-U, Molnija-M und Sojus-FG. Doch Russland lässt sich Zeit. Dies wird erst 2016 sein. bis dahin wird die Sojus U noch für ISS Missionen eingesetzt. Das sind Übergangsfristen von 10 bzw. 12 Jahren. Ähnlich viel Zeit lässt sich Russland beim "Ausphasen" der Proton Zeit, die auch erst 2025 durch die Angara vollständig abgelöst wird.

Sojus-Frgat

Sojus ST-a/b

Nutzlast:
7.020 kg ein einen 200 km hohen 52 Grad Orbit (Sojus 2a, Baikonur)
9.000 kg ein einen 200 km hohen 52 Grad Orbit (Sojus 2a, Kourou)
8.250 kg ein einen 200 km hohen 52 Grad Orbit (Sojus 2b, Baikonur)
5950 kg in einen 400 km hohen 52° Orbit.
4.900 kg in einen 660 km hohen SSO Orbit (ST 2-1A)
4.450 kg in einen 660 km hohen SSO Orbit (ST 2-1A)
3.850 kg in einen 800 km hohen polaren Orbit
1.900 kg in einen Molnija Orbit (500/65.000km)
1.800 kg in einen GTO Transferorbit (Baikonur)
2.730 kg in einen GTO Orbit (ST2-1A Kourou)
3.060 kg in einen GTO Orbit (ST2-1B Kourou)
1.600 kg Fluchtgeschwindigkeit
1.450 kg zum Mars

Stufe 1: 4 × Block B,D,W,G: 11A57-0
Vollmasse: 4 × 44417 kg
Leermasse: 4 × 3784 kg.
Schub: 1021.3 kN (Vakuum), 838.5 kN (Meereshöhe).
Spez. Impuls (2570 m/s Boden, 3129 m/s Vakuum).
Brennzeit 118 sec.
Durchmesser 2.68 m, Länge 19.6 m
Triebwerke: 4 × RD-107A


Stufe 2:
Block A: 11A57-1
Vollmasse 99765 kg Leermasse 6545 kg.
Schub 990.2 kN (Vakuum). 792.5 kN (Meereshöhe)
Spez. Impuls 3129 m/s (Vakuum) 2501 m/s (Meereshöhe)
Brennzeit 286 sec.
Durchmesser 2.95 m, Länge 27.10 m
Triebwerk: RD-108A

Stufe 3: Block I: 11A57-2
Vollmasse: 27.755 kg
Leermasse: 2.355 kg
Durchmesser: 2.66 m,
Länge 6.7 m

Sojus ST-b:
Triebwerk RD-0124
Schub 294.3 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3521 m/s
Brennzeit: 270 sec.

Sojus ST-a:
Triebwerk RD-0110
Schub 297.9 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3187 m/s
Brennzeit: 250 sec.

Stufe 4 (optional): Fregat-MT
Vollmasse: 7-670 kg,
Leermasse 1.030 kg
Schub 19.6 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls 3237 m/s
Brennzeit 1060 sec
Durchmesser 3.35 m, Länge 1.5 m
Triebwerk: S5.92

Nutzlastverkleidung:
Vollmasse: 1.700 kg + 400 kg Zwischenstufenadapter
Höhe: 11,433 m
Durchmesser: 4,11 m

Für die Sojus 2.1B / ST-b werden für Starts von Kourou aus auch folgende Nutzlasten für Raumsonden und wissenschaftliche Satelliten genannt:

Orbit Nutzlast:
SSO (820 km) 4.400 kg
GTO 3.250 kg
HEO (Apogäum beim Mond) 2.310 kg
Transfer zum L1/L2 Librationspunkt 2.160 kg
Transfer zum L4 / L5 Liberationspunkt 2.050 - 2.150 kg je nach Transferdauer
Transferbahn zur Venus c3 = 7,5 km²/s² 1.750 kg
Transferbahn zum Mars c3 = 10,5 km²/s² 1,650 kg

Nutzlastvergleich

Hier die Nutzlasten der Versionen im Vergleich. Leider sind die Orbits nicht identisch.

Träger Nutzlast LEO Orbit Nutzlast Fluchtgeschwindigkeit Orbit
Sputnik 1.500 kg in 200 km hohen 65 Grad geneigten LEO Orbit    
Wostok 8K72 4.730 kg in 200 km hohen 63 Grad geneigten LEO Orbit 400 kg Fluchtgeschwindigkeit
Wostok 8A92M 3.800 kg in einen 850 km hohen SSO Orbit    
Woschod 6.340 kg in 200 km hohen 63 Grad geneigten LEO Orbit    
Sojus U 6.900 kg (Baikonur)
6.700 kg (Pletsesk)
in 200 km hohen 63 Grad geneigten LEO Orbit    
Sojus U2 7.050 kg (Baikonur) in 200 km hohen 63 Grad geneigten LEO Orbit    
Sojus Ikar 4.500 kg
3.300 kg
in einen 400 km hohen 52° geneigten Orbit
in einen 1400 km hohen polaren Orbit
   
Sojus Fregat 5.000 kg
4.000 kg
in einen 400 km hohen 52° geneigten Orbit
in einen 1400 km hohen polaren Orbit
   
Sojus 2-1A 7.020 kg (Baikonur) in einen 200 km hohen 52° geneigten Orbit   1.260 kg zum Mars
Sojus 2-1B 8.250 kg (Baikonur) in einen 200 km hohen 52° geneigten Orbit   1.600 kg Fluchtgeschwindigkeit
1.450 kg zum Mars
Sojus 2-1 3.000 kg
1.400 kg
in eine Umlaufbahn in 200 km Höhe, 62 Grad Neigung.
in eine 1500 km hohe sonnensynchrone Umlaufbahn mit Volga Oberstufe
   
Molnija 8K78 1.000 kg in einen 500 x 65.000 x 65 Grad Orbit 1.550 kg
890 kg
Fluchtgeschwindigkeit
zum Mars
Molnija 8K78M     1.600 kg
980 kg
Fluchtgeschwindigkeit
zum Mars
         

Die Sojus im Vergleich mit westlichen Trägerraketen

Sojus Start in KourouDie Sojus zeigt dass die Entwicklung der russische Raketentechnik sehr viel anders verlief als die im Westen. Zum einen findet man eine massive Bündelung von Brennkammern - 20 in der ersten Stufe. Zum zweiten wurde die Rakete über fast 50 Jahre weitgehend unverändert produziert.

Im Westen hat man lieber wenige, dafür leistungsfähigere Triebwerke verwendet und die Raketen über Jahrzehnte in der Leistung gesteigert, indem man Tanks verlängerte, neue Oberstufen einführte, Triebwerke in der Leistung steigerte oder durch neue Versionen austauschte.

Die Sojus wurde dagegen weitgehend unverändert in Großserie produziert und hat mittlerweile mehr als 1700 Starts in allen Versionen absolviert. Das bringt natürlich eine Kostenersparnis. Natürlich wäre eine modernere Rakete leistungsfähiger, doch ob sich dies auch finanziell rechnet muss bezweifelt werden.

Versionen der SojusOftmals wurde bemängelt, dass die vielen Triebwerke ein erhöhtes Risiko für Fehlfunktionen bedeutet. Dies ist jedoch so nicht richtig. Die Fehlfunktionen resultieren in den meisten Fällen nicht aus Problemen in der Brennkammer, sondern durch mangelnde Leistungen des Gasgenerators und der Turbopumpe. Davon gibt es pro Triebwerk aber nur eine. Auch die Ariane 4 arbeitete mit bis zu 8 Triebwerken in der ersten Stufe und hat eine beeindruckende Zuverlässigkeit erreicht. Dagegen waren andere Raketen wie die Atlas oder Proton trotz weniger Triebwerke von Anfang an Sorgenkinder mit einer großen Zahl an Fehlstarts. Schlussendlich spricht eine Erfolgsquote der Sojus von 97.3 % auch für sich.

Man findet in der Sojus einige interessante technische Lösungen, mit denen man Probleme nicht gerade elegant, aber zweckmäßig gelöst hat. So die heiße Trennung der Stufen bei der Vostok (Zündung der Oberstufe noch während des Betriebs des Zentralblockes), der eine Zündung in der Schwerelosigkeit vermeidet. Selbst das Manko einer fehlenden Wiederzündbarkeit aller Stufen hat man umgangen, indem man Nutzlast und Oberstufe zusammen in einen niedrigen Orbit bringt und erst bei Erreichen der Sollposition die Oberstufe zündet. Für höhere kreisförmige Orbits wurde die Semjorka nie eingesetzt (Ausnahme bemannte Sojus Kapseln, die aber ein eigenes Triebwerk hatten). Man nutzte sie nur für Missionen für die eine Zündung im Orbit maximal einmal nötig ist.

Erst mit der Ikar und Fregat Oberstufe gewinnt hier die Sojus die für westliche Nutzlasten wichtige Fähigkeit kreisförmige höhere Orbits zu erreichen.

Weitere Pläne

Es gab in den letzten Jahren zahlreiche Pläne in Russland für neue Trägerraketen. Neben der Einführung neuer Trägerraketen für kleinere Nutzlasten (Wolna, Shtil, Start, Strela, Rockot, Dnepr) die auf nach dem START-II Vertrag ausgemusterten militärischen Interkontinentalraketen beruhen gab es auch Pläne die größeren Trägerraketen zu konsolidieren.

Antriebskraft war dafür vor allem nach 1991 die Tatsache, dass einige Triebwerks und Trägerraketenhersteller nach dem Auseinanderfallen der Sowjetunion in Einzelrepubliken in für Russland nun "ausländischem" Territorium lagen. Es gab hier einige Auseinandersetzungen mit Kasachstan wo Baikonur liegt und der Ukraine, wo die Zenit und Zyklon produziert wird. Es wurde erwogen sowohl in Russland einen Weltraumbahnhof aufzubauen. Dies ist das Kosmodrom Svobodny.  Svobodny liegt bei 51 Grad Nord und 100 Grad West und erlaubt wie Baikonur auch Starts mit 50 Grad Inklination (und dadurch höhere Nutzlasten). Von Svobodny aus sind Starts mit 52,76 und 90 Grad Inklination aus möglich. Bislang sind allerdings die Einsätze der Start die einzigen Starts die von Svobodny aus erfolgten.

Damals gab es Pläne für eine universelle Raketenfamilie, welche einen breiten Nutzlastbereich abdecken sollte. Verschiedene Konzepte waren im Gespräch wie eine modernisierte Sojus Version namens "RUS" oder der "Angara" Trägerraketenfamilie. Seitdem findet man zwar vereinzelt immer wieder neue Ideen aber es scheint dass es keine Umsetzung geben wird. Inzwischen gibt es wieder ein Abkommen für die Nutzung von Baikonur und Russland orderte auch wieder Zyklon und Zenit Trägerraketen aus der Ukraine. Die meisten neueren Pläne drehen sich nun darum schon entwickelte Triebwerke wie das NK-33 der Mondrakete N-1 in bestehende Trägerraketen zu integrieren, so soll eine Sojus z.B. im Zentralblock ein NK-33 aufnehmen und wegen des fast doppelt so hohen Schubs dann erheblich mehr Treibstoff in dem Zentralblock und der Drittstufe mitführen. Diese Trägerrakete "Aurora" soll von Kourou aus 11.86 t in einen 200 km Orbit und 4.35 t in den GTO Orbit bringen.

Ich gehe auf derartige Pläne erst ein wenn diese auch umgesetzt werden. Derzeit gibt es nur wenige Angaben zu den Trägern und die Umsetzung ist mehr als fraglich. Die Entwicklung der Angara die zum Beispiel die Proton ersetzen sollte wurde bereits 1993 angekündigt - dabei ist es bislang geblieben. Mehr zu den neuen Sojus Varianten finden sie hier.

Übersicht

Hier eine Liste aller Jungfernflüge der jeweiligen Versionen

Datum Nutzlast Trägerrakete Startplatz Erfolg
04.10.1957 1-y ISZ Sputnik 8K71PS NIIP-5 LC1
27.04.1958 [ISZ] Sputnik 8A91 NIIP-5 LC1
23.09.1958 [AMS Luna] E-1 No. 1 Vostok-L 8K72 NIIP-5 LC1
15.05.1960 Korabl'-Sputnik Vostok 8K72 NIIP-5 LC1
10.10.1960 [AMS Mars] Molniya 8K78 NIIP-5 LC1
22.12.1960 [Korabl'-Sputnik] Vostok 8K72K NIIP-5 LC1
01.06.1962 [Kosmos-6] Vostok 8A92 NIIP-5 LC1
01.11.1963 Polyot Sputnik 11A59 NIIP-5 LC31
16.11.1963 Kosmos-22 Voskhod 11A57 NIIP-5 LC1
28.08.1964 Kosmos-44 Vostok 8A92M NIIP-5 LC31
04.10.1965 Luna-7 Molniya 8K78M NIIP-5 LC1
27.12.1965 Kosmos-102 Soyuz 11A510 NIIP-5 LC31
28.11.1966 Kosmos-133 Soyuz 11A511 NIIP-5 LC31
24.11.1970 Kosmos-379 Soyuz 11A511L NIIP-5 LC31
27.12.1971 Kosmos-470 Soyuz 11A511M NIIP-53 LC41/1?
18.05.1973 Kosmos-559 Soyuz-U NIIP-53 LC43/3
23.12.1982 Kosmos-1425 Soyuz-U2 NIIP-5 LC31?
21.03.1984 Kosmos-1545 Soyuz-U-PVB NIIP-53 LC43/4
28.04.1990 Kosmos-2076 Molniya 8K78M-PVB NIIP-53 LC16/2
20.05.2001 Progress M1-6 Soyuz-FG GIK-5 LC1
08.11.2004 Oblik Soyuz-2-1A GIK-1 LC43/4
27.12.2006 COROT Soyuz-2-1B GIK-5 LC31
21.10.2011 Galileo IOV 1 Soyuz-ST-B CSG ELS
17.12.2011 Elisa W11 Soyuz-ST-A CSG ELS
28.12.2013 Kosmos-2492? Soyuz-2-1V GIK-1 LC43/4

Hier die Einsätze bis Ende 2013:

Trägerrakete Starts Erfolge Erfolgreich [%] Einsatzzeitraum
Molniya 8K78 40 20 50,00 1960 – 1967
Molniya 8K78M 270 258 95,56 1965 – 2010
Molniya 8K78M-PVB 10 9 90,00 1990 – 1992
Soyuz 11A510 2 2 100,00 1965 – 1966
Soyuz 11A511 32 30 93,75 1966 – 1976
Soyuz 11A511L 3 3 100,00 1970 – 1971
Soyuz 11A511M 8 8 100,00 1971 – 1976
Soyuz-2-1A 14 13 92,86 2004 – 2014
Soyuz-2-1B 12 11 91,67 2006 – 2014
Soyuz-2-1V 1 1 100,00 2013 – 2013
Soyuz-FG 48 48 100,00 2001 – 2014
Soyuz-ST-A 3 3 100,00 2011 – 2014
Soyuz-ST-B 4 4 100,00 2011 – 2013
Soyuz-U 435 425 97,70 1973 – 2014
Soyuz-U-PVB 345 334 96,81 1984 – 2012
Soyuz-U2 72 72 100,00 1982 – 1995
Sputnik 11A59 2 2 100,00 1963 – 1964
Sputnik 8A91 2 1 50,00 1958 – 1958
Sputnik 8K71PS 2 2 100,00 1957 – 1957
Voskhod 11A57 299 286 95,65 1963 – 1976
Vostok 8A92 45 40 88,89 1962 – 1967
Vostok 8A92M 93 92 98,92 1964 – 1991
Vostok 8K72 4 3 75,00 1960 – 1960
Vostok 8K72K 13 11 84,62 1960 – 1964
Vostok-L 8K72 9 3 33,33 1958 – 1960
Gesamt Starts Erfolge Erfolgreich [%] Einsatzzeitraum
Gesamt 1768 1681 95,08 1957 – 2014

 

Artikel zuletzt geändert am 11.7.2014

Referenzen:

Peter Stache Sowjetische Raketen

Jonathan McDowells Launchlog

http://www.spacenews.com/article/launch-report/41189russia-to-phase-out-older-soyuz-rockets-for-international-space-station

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