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Die Antares (Taurus II)-Trägerrakete

Taurus IIIm Februar 2008 gab die Firma Orbital Sciences Corporation (OSC) bekannt, dass sie eine neue Trägerrakete unter der Bezeichnung Taurus II entwickelt. Schon 2010 sollte nach den damaligen Planungen der erste Start erfolgen. Ziel des neuen System ist es, die Raumstation ISS mit einem ebenfalls neu entwickelten Frachtraumschiff „Cygnus“ mit Fracht zu versorgen. Die NASA wird 170 Millionen Dollar und OSC weitere 150 Millionen in die Entwicklung investieren. Davon entfallen 130 Millionen auf die Trägerrakete Taurus II und 20 Millionen auf das Frachtraumschiff „Cygnus“. Nach einem Demonstrationsflug des Versorgungsraumschiffs im Jahre 2011 sollen nach den damaligen Planungen acht weitere Flüge zur Versorgung der ISS erfolgen. Die Firma erhielt im Rahmen des COTS Programmes einen Auftrag über 170 Millionen Dollar für Entwicklungsarbeiten (später wurde dies wie bei SpaceX um 118 Millionen Dollar erhöht). Am 22.12.2008 folgte dann der Commercial Resupply Vertrag (CRS), bei dem die NASA 1,9 Milliarden Dollar für acht Starts des zu entwickelnden Cygnus Raumschiffs mit der Antares bezahlt.

OSC rechnet mit sechs bis sieben Starts im Zeitraum von 2010 bis 2012 und 12 bis 14 Starts in den darauf folgenden Jahren. 2011 wurde die Rakete in „Antares“ umbenannt.

Die Designziele der Antares sind minimale Entwicklungskosten und ein reduziertes Risiko in der frühen Einsatzphase. Zusammen mit den Investitionen ins Bodensegment werden OSC und andere US-Firmen rund 200 Millionen Dollar für die Antares ausgeben. Es gab schon seit den neunziger Jahren Studien von OSC für eine Antares, die aber damals noch darauf basierten zwei Castor 120 Antriebe als erste und zweite Stufe zu nutzen, unterstützt von bis zu acht Castor IVB Boostern. Eine Stufe mit flüssigen Treibstoffen war als Oberstufe vorgesehen. Diese Konzepte wurden verworfen und mehr und mehr wurde der Einsatz russischer Triebwerke und Stufen (wie das RD-0120 der Zenit Zweitstufe) ins Auge gefasst. Die Taurus soll konkurrenzfähig dadurch sein, dass der größte Kostenfaktor, die erste Stufe in der Ukraine gefertigt wird und auch die Triebwerke aus Russland stammen. OSC wird nur die Triebwerke integrieren.

Die Antares soll mit einem Cygnus Raumschiff bis zu 2.300 kg Fracht zur ISS transportieren. Die Rakete nutzt schon entwickelte Komponenten, um die Entwicklungskosten zu senken und möglichst schnell einen Träger zur Verfügung zu haben. Ursprünglich sollte zwischen Auftragsvergabe und Jungfernflug nur 40 Monate liegen.

Die erste Stufe setzt zwei überholte NK-33 Triebwerke von Aerojet ein. Aerojet hat diese Triebwerke vor Jahren in Russland für die Kistler Rakete gekauft und modernisiert. Die von Aerojet als AJ26-62 bezeichneten Triebwerke sind Hochdrucktriebwerke, entwickelt für die zweite Generation der sowjetischen „N-1“ Trägerrakete, die Kosmonauten zum Mond bringen sollte. (Siehe Band 2 „Internationale Trägerraketen“). Anders als die Vorgängertriebwerke vom Typ NK-15 haben sie ein extensives Testprogramm in Russland und den USA durchlaufen und gelten als sehr zuverlässig. Sie sind für eine Betriebsdauer von 16.000 s und bis zu 17 Zündungen ausgelegt. Ihr Schub ist zwischen 50 und 105%, bei Abstrichen in der Lebensdauer sogar bis 135%, regelbar. Bei der Taurus werden sie mit 108% Schubniveau und einem Brennkammerdruck von 151,2 Bar betrieben. Das Mischungsverhältnis LOX/RP-1 wurde mit 2,7 festgesetzt. Die technischen Daten des NK-33 finden sie bei der N-1 und in diesem Artikel über die NK-33.

Start der ersten AntaresDie NK-33 Triebwerke werden seit 1974 nicht mehr produziert. Aerojet verfügt über 43 Triebwerke und in einer Lagerhalle in Samara sollen noch weitere 12 bis 30 einsatzbereite Triebwerke stehen. Damit könnten 33 Flüge der Antares durchgeführt werden. Im Juni 2013, nach dem Ertsstart der Antares ist ein Vertrag über 20 Triebwerke mit OSC aktuell. Aerojet verhandelt auch über eine Neuaufnahme der Produktion des Antriebs in Russland. Nachdem Russland selbst für eine neue Version der Sojus diese Triebwerke erprobt, stehen die Chancen gut, dass die Produktion erneut gestartet wird. Orbital suchte aber auch nach anderen Alternativen. Anstatt zwei NK-33 könnte auch ein einzelnes RD-180 zum Einsatz kommen. Der Schub ist 3827 kN etwas höher als die derzeitigen 3456 kN, doch zum einen gibt dies mehr Möglichkeiten für eine schwerere Oberstufe, zum anderen wären die Gravitationsverluste geringer. Beides brächte mehr Nutzlast. Weiterhin ist, wenn man gar nichts verändern will das RD-180 im Schub reduzierbar, kann also auch mit 3456 kN arbeiten. Bisher klappte dies aber nicht. Orbital klagte im Juni 2013 Lockheed Martin an die Firma würde verhindern dass sie RD-180 als Ersatztriebwerke wenn die NK-33 ausgehen erwerben. Der Vertrag mit Energomasch ist derzeit exklusiv, dass bedeutet andere Firmen können das RD-180 nicht erwerben. Die Klage hat einen Umfang über 515 Millionen Dollar, es könnten wenn man weitere Starts bekäme die man nicht ausführen könnte bis zu 1,5 Milliarden werden.

Jedes der alten Triebwerke wird vor dem Einbau eines Probelaufs im NASA Stennis Test Center unterzogen. Aerojet hat die Triebwerke den kommerziellen Anforderungen angepasst und Teile, die durch die Langzeitlagerung gelitten haben, ausgetauscht. Im März 2010 begannen Tests in Samara, Russland, wobei jedes Triebwerk insgesamt 600 s lang betrieben werden soll, also deutlich länger als später in der Antares. Im November 2010 begannen dann auch die ersten Tests bei Aerojet in den USA. Rechnet man die Tests dazu, die noch im N-1 Programm erfolgten, so werden die Triebwerke bis zum Jungfernflug über 1.500 Zündungen und 194.000 s Betriebszeit akkumuliert haben. Bei einem Akzeptanztest (einem Betrieb über die spätere Betriebsdauer vor dem Einbau in die Antares) gab es im Juni 2011 ein Feuer, welches auch den Teststand beschädigte. Ursächlich war Korrosion in einem Verteilungsstück einer Rohrleitung. Aerojet hatte diese Alterung die mit feinen Rissen einherging, offensichtlich bei der Inspektion übersehen. Etwa bei einem Drittel der Triebwerke müssen nun diese Leitungen ausgetauscht werden. Dies und weitere Verzögerungen bei der Fertigstellung der Startrampe verschoben dann den Jungfernflug von 2011 auf 2012.

Die erste Stufe hat nicht zufälligerweise den gleichen Durchmesser wie die Zenit. Sie wird gebaut von der Firma KB Juschnoje, dem Hersteller der Zenit, welche die Tanks und Strukturen mit denselben Fertigungsanlagen wir für die Zenit produziert. OSC übernimmt die Integration und die Abnahmetests. Die Stufe verwendet separate Tanks für flüssigen Sauerstoff und Kerosin. In der Zwischentanksektion befinden sich acht Heliumflaschen, mit denen beide Tanks unter Druck gesetzt werden. Das Helium hat einen Druck von 220 Bar. Die erste Stufe besteht aus fünf Sektionen: Zwischenstufen-Heck Bereich, Sauerstofftank, Sektion zwischen den beiden Tanks, Kerosintank und Bug. Der Sauerstofftank ist aus verstärkten Aluminiumblechen gefertigt, die anderen Sektionen sind aus waffelförmig geprägtem Aluminium. Die Leitungen des flüssigen Sauerstoffs führen durch einen Tunnel in der Mitte des Kerosintanks. Im Bugbereich befinden sich die meisten beweglichen mechanischen Teile, die Elektronik und die meisten Flüssigkeiten, die zum Betrieb benötigt werden. Die Verbindung zum Starttisch wurde von der Zenit übernommen. Die beiden Triebwerke sind in einem Schubrahmen mit einem gemeinsamen Hitzeschutzschild angebracht aber unabhängig voneinander schwenkbar. Dies geschieht hydraulisch. Da beide Triebwerke schwenkbar aufgehängt sind, ist keine Rollachsensteuerung notwendig. Ohne Triebwerke wiegt die erste Stufe 13.150 kg. Sie führt 64.744 kg Kerosin und 177.257 kg LOX in den Tanks mit.

Das Design der Stufe wurde 2007 abgeschlossen, im Oktober 2010 wurde das erste Produktionsexemplar an OSC ausgeliefert.

Die zweite Stufe ist ein Castor 30A Feststoffantrieb. Dabei handelt es sich um einen verkürzten Castor-120 Booster. Er hat eine verstellbare Düse mit einem recht hohen Öffnungsverhältnis von 50 zu 1. Eine noch größere Düse mit einem Öffnungsverhältnis von 70 zu 1 befindet sich für den Castor 30B in der Entwicklung. Sie soll den spezifischen Impuls von 2890 auf 2950 m/s anheben.

Der Castor 30A wurde gewählt, um die Baulänge zu verkürzen und die Empfindlichkeit gegenüber Resonanzschwingungen zu reduzieren. Noch 2009 gingen die Planungen vom Castor 30 (ohne „A“) aus. Von diesem unterscheidet sich der Castor 30A nur durch eine etwas kürzere Brennzeit (143 anstatt 150 s) und einen etwas höheren Maximalschub (393 anstatt 353 kN) sowie eine um rund 700 kg höhere Treibstoffzuladung (Startmasse Castor 30: 14.000 kg, Castor 30A: 14.700 kg).

Castor 30

Länge:

351 cm

Durchmesser:

234 cm (Castor 30B: 236 cm)

Startgewicht:

14.061 kg (Castor 30A: 14.700 kg)

Trockenmasse:

1.224 kg

Davon Motorgehäuse:

408 kg

Davon Zündung, Schubvektorkontrolle, Düse

339 kg

Davon anderes

476 kg

Treibstoff:

12.837 kg HTPB H8299 (20% Aluminiumanteil)

Brennzeit:

132 s

Maximaler Brennkammerdruck:

52,5 Bar

Gesamptimpuls

37,1 MN

Mittlerer Schub

259 kN (Castor 30B: 293,4 kN)

Düse:

121 cm Durchmesser, Expansionsverhältnis 50

Mittlerer spezifischer impusl:

2.890 m/s

Schnitt durch die AnbtaresNach zwei Flügen wird der Castor 30A durch den Castor 30B mit der verlängerten Düse ersetzt. Doch auch dieser ist keine Dauerlösung. Ab dem fünften Start wird ein Castor 30XL eingesetzt werden. Die genaue Leistung ist nicht bekannt, doch der Castor 30XL Antrieb soll um 8 Fuß (2,44 m) auf 19 Fuß verlängert sein. Da von den 11 Fuß Länge des derzeitigen Antriebs ein Großteil auf die Düse entfällt, müsste diese Verlängerung die Treibstoffmenge mehr als verdoppeln. Der Antrieb selbst wiegt 58.000 lbs, gegenüber 30.000 beim Castor 30A. Das Expansionsverhältnis ist mit 56 etwas höher als beim Castor 30B.

Mit diesem Antrieb soll die Cygnus Raumkapsel bis zu 2,8 t zur ISS bringen. Der Castor 30 XL steigert die Nutzlast um 800 kg. Bei dem Castor 30A ist sie auf 1.600 bis 2.000 kg beschränkt. Der Entwicklungsauftrag für den Castor 30XL an ATK hat einen Umfang von 57 Millionen Dollar. Er soll die Nutzlast um rund 800 kg steigern.

Darunter befindet sich die Avionik in einem Zylinder, der auf dem Adapter zur ersten Stufe sitzt. In beiden Stufen wird Elektronik eingesetzt die OSC schon in anderen Raumfahrtprojekten erprobt hat. Daten werden zum Boden mit einer Datenrate von 3 Mbit/s übertragen. Auf einem zweiten Kanal werden Videosignale übertragen. Dazu kommen Sender und Empfänger für das RADAR im C-Band, GPS-Empfänger und der Empfänger für das Selbstzerstörungssystem auf einer eigenen Frequenz.

Eine optionale dritte Stufe (Bipropellant Third Stage BTS) setzt drei Apogäumsantriebe eines OSC Satellitenbusses (GEOStar) mit jeweils 444 N Schub ein. Als Treibstoff werden MMH (Monomethylhydrazin) und NTO (Nitrogentetroxid = Distickstofftetroxid) genutzt. Die Antriebe dienen dazu die Bahn zu zirkularisieren, da der Castor 30A Antrieb schon in niedriger Höhe (137 bis 205 km je nach Aufstiegsbahn) Brennschluss hat. Dadurch wird nur eine elliptische Anfangsbahn erreicht. Sie zünden nach einem halben Umlauf und bringen die noch verbleibende Geschwindigkeit auf. Der Treibstoff reicht aus, um ein ΔV von mindestens 150 m/s aufzubringen. Maximal können 322 kg NTO und 389 kg MMH zugeladen werden. Für Cygnusmissionen werden sie nicht benötigt, aber für Missionen in sonnensynchrone Umlaufbahnen.

Die Taurus ist die einzige Trägerrakete, die als erste Stufe flüssige und als zweite Stufe feste Treibstoffe einsetzt. Da ein neu entwickelter Castor 30 genutzt wird und nicht schon der vorhandene Castor 120 Booster liegt auch an der Produktion unter Verwendung der Zenit-Technologie: Damit liegt der Durchmesser von 3,90 m fest. Dieser ist eigentlich zu groß für eine Trägerrakete dieser Nutzlastklasse. Die Tanks sind nur bis zu einem bestimmten Maße verkürzbar. Damit liegt das Startgewicht der ersten Stufe fest und ein Castor 120 Booster wäre als Zweitstufe schon zu schwer: Die Antares könnte nicht mehr abheben. Schon jetzt müssen die Triebwerke beim Start auf dem 108%-Schubniveau betrieben werden. Durch die leichte Oberstufe wird eine maximale Beschleunigung von 6.0 g während des Betriebs der ersten Stufe erhalten. Während des Betriebs des Castor 30A sind es nur noch 3,7 g.

Für höhere Geschwindigkeiten gibt es eine optionale dritte Stufe. Es ist der Star 48V Antrieb, der früher in der Delta als PAM-D eingesetzt wurde. Damit kann die Antares die Delta 2 auch bei Planetenmissionen ersetzen. Die Star 48V ist dreiachsenstabilisiert. Sie reduziert den für die Nutzlast zur Verfügung stehenden Platz um 2 m. OSC führte 2012 ein Nomenklatursystem ein, das sich an der Taurus orientiert:

Stufe

1

2

3

0



keine

1

Zwei AJ-26 Triebwerke

Castor 30A

Bipropellant Third Stage (BTS)

2


Castor 30B

Star 48V

3


Castor 30XL


Für die einzelnen Versionen werden für typische Orbits folgende Nutzlasten angegeben:


Antares 120

Antares 130

Antares 121

Antares 131

LEO 300 km, 38°

4.600 kg

5.100 kg

4.750 kg

5.600 kg

ISS 400 km, 51,6°

3.700 kg

3.900 kg

4.200 kg

5.200 kg

SSO, 800 km, 98°

1.500 kg

-

2.900 kg

3.600 kg

Die Nutzlasten mussten gegenüber den anfänglichen Verlautbarungen gesenkt werden (2009 war noch von einer Nutzlast von 5.300 kg für die Antares 130 die Rede), weshalb auch die Entwicklung des Castor 30XL erfolgte.

Abtrennung der ersetn StufeUrsprünglich sollte eine deutlich leistungsfähigere zweite Stufe eingesetzt werden. Sie sollte ein Triebwerk mit 147 kN Schub einsetzen und die Treibstoffkombination LOX und flüssiges Methan nutzen, welche eine höhere Energieausbeute als die Feststoffantriebe verspricht. Die Tanks mit einem Volumen von 13.250 l (LOX) und 10.600 l (Methan) hätten maximal 4.450 kg Methan und 15.100 kg LOX aufgenommen. Sie sollte die Nutzlast auf 7.600 kg steigern. Ein weiterer Vorteil sind die geringeren Abweichungen von der Sollbahn und die Fähigkeit zur Wiederzündung. OSC konnte jedoch keinen preislich attraktiven Antrieb für diese Stufe finden und setzt daher nun den Castor 30XL ein.

Die Nutzlastverkleidung aus zwei Hälften mit 9,87 m Länge und 3,94 m Durchmesser und wiegt 972 kg. Sie bietet der Nutzlast ein Volumen von 57,5 m³ und einen nutzbaren Durchmesser von 3,50 m. Sie besteht aus einer Aluminiumkernstruktur in Honigwabenbauweise mit einer Verkleidung aus Kohlefaserverbundwerkstoffen. Sie wird je nach Missionsprofil 297 bis 334 s nach dem Start in einer Höhe von 125 bis 184 km abgetrennt.

OSC gibt an, dass die Rakete eine Zuverlässigkeit von 98% erreichen soll. Sie wird von einem umgebauten Launchpad der Minuteman in Wallops Island gestartet. Die Rakete übernahm von der Zenit auch die horizontale Integration. Erst 24 Stunden vor dem Start wird die Rakete zur Startplattform gefahren. Das verringert zum einen den Aufwand für die Startvorbereitung und reduziert auch die Kosten für die zu errichtende Infrastruktur an der Rampe. Die Produktionsdauer einer Antares beträgt rund 21 Monate.

Das Missionsprofil sieht wegen der kurzen Brennzeit des Castor 30A Antriebs eine Freiflugphase zwischen dem Ausbrennen der ersten Stufe und Zündung der Zweiten vor. Diese beträgt 10 s bei Starts zur ISS (200 × 300 km Orbit) und 100 s bei einem 600 hohen kreisförmigen Orbit. Durch die Wahl einer festen zweiten Stufe mit einem festgelegten Gesamtimpuls ist die Bahngenauigkeit nicht sehr hoch. Sie liegt bei 15 km Abweichung im Perigäum, 80 km im Apogäum und 0,05 Grad in der Inklination.

Die Antares wird zuerst von Wallops aus starten. Von diesem Startplatz vor der Küste Virginias erfolgen die Versorgungsflüge der Cygnus zur ISS und auch Starts in Fluchtbahnen. Sollte es einen Bedarf geben, so könnte die Antares auch von Vandenberg oder Kodiak Island in sonnensynchrone Umlaufbahnen oder Cape Canaveral in GTO-Bahnen starten. Konkrete Pläne für einen zweiten Startplatz gibt es jedoch noch nicht. Alleine für die Startplattform in Wallops wurden 10.000 t Beton verbaut. Neben der Antares startet auch die Minotaur und Pegasus von Wallops aus. Die Antares ist allerdings mit Abstand die größte Trägerrakete, die jemals von Wallops aus startete. Die Errichtung der Startanlagen verlief langsamer als geplant und war die Hauptursache für die Verzögerungen im Zeitplan. Neben Orbital hat auch der Bundesstaat Virginia und die Regierung über 150 Millionen Dollar in den Ausbau von Wallops Island investiert. Davon profitiert auch die Minotaur, die von dort aus startet. Der Jungfernflug der Minotaur 5 fand nur wenige Wochen vor dem ersten COTS Flug einer Antares statt.

Die antares im HangarMit der Erteilung eines Auftrags über zunächst zehn Starts zur ISS/Erprobung ist die Zukunft der Antares bis 2015 gesichert. Optimistische Planungen gingen von bis zu 35 Starts bis 2025 aus, doch bisher folgten keine weiteren Aufträge. Doch dies liegt daran, dass die Rakete erst qualifiziert werden muss. Auch die die Falcon 9 erhielt erst nach dem dritten Start den ersten Auftrag der NASA. Auch die Antares wird erst einige erfolgreiche Starts vorweisen müssen, bis sie mit Aufträgen seitens der NASA oder anderer Kunden rechnen kann. Es gibt bisher nur wenige Daten über die Antares. Nicht abgesicherte und berechnete Daten sind im Datenblatt mit einem Fragezeichen versehen.

Für den Jungfernflug mit einer Demonstrationsnutzlast zahlt die NASA 100 Millionen Dollar. Es ist ein „Zero-Profit“ Flug für OSC. Die erste Cygnus Kapsel folgt dann beim zweiten Flug. Sie wird einen COTS-Demonstrationsflug durchführen, der dritte Flug ist dann schon der erste reguläre Versorgungstransport zur ISS.

Der fünfte Start sollte der erste mit dem Castor 30 XL sein. Er sollte mit 2290 kg auch über 600 kg mehr als beim letzten Flug zur ISS befördern. Doch er scheiterte schon nach 15 s als es in der ersten Stufe einen Schubabfall, gefolgt von einer Explosion gab.

Im November 2012 gab Stratolaunch bekannt, das OSC an die Stelle von SpaceX als Zulieferer der Trägerrakete treten soll. SpaceX hat Probleme in den Produktionsstraßen zwei Versionen gleichzeitig zu produzieren und die Änderungen an der Falcon 9 sollen so gravierend sein, dass es zwei Versionen sind. Das wurde von SpaceX unterschätzt.

Die Trägerrakete von Stratolaunch soll 220 t wiegen. OSC verfügt derzeit über die Antares, die 60 t schwerer ist und die Minotaur IV/V die aber viel leichter sind (83,4 t schwer). Die einfachste Lösung für das Gewichtsproblem dürfte ein "Propellant off-loading" sein, also weglassen von Treibstoff in der ersten Stufe. Ähnlich ging man auch bei den kleinen Versionen der Ariane 4 (40 und 42P) vor, weil diese mit vollen Tanks nicht abheben konnten. Wie allerdings die von Stratolaunch angegebene Nutzlast von 6 t so erreicht werden soll, wenn schon die normale Antares bei nur 5,1 t liegt ist zweifelhaft. Alleine der Verlust an Geschwindigkeit durch das Offloading ist höher als der Gewinn durch einen Start in großer Höhe und bei Mach 0,6.

Nach dem erfolgreichen Jungfernflug der Antares 1XX am 21.4.2013 wurde bekannt, dass die gesamte Antares / Cygnus Entwicklung mit dem Jungfernflug fast 1 Milliarde Dollar kostete. Davon 300 Millionen für die Cygnus, "etwas mehr" für die Antares. 140 Millionen kostete das Launchpad und die Infrastruktur auf Wallops Island die sehr zu den Verzögerungen beitrug. Die NASA, so wurde schon früher verlautbart zahlte 100 Millionen für den Jungfernflug, ähnlich wie sie auch SpaceX noch subventionierte. Daraus kann man die Entwicklungskosten der Antares auf unter 460 Millionen Dollar schätzen. Ein Start soll mit einem minimalen Abstand von einem Monat möglich sein.

Verbesserungen an der Stratolaunch Rakete sollen nach Angaben von ATK die Nutzlast der Antares auf 7.000 kg bis 8.000 kg erhöhen. Das sind 1.000 bis 2.000 kg mehr. Da die Stratolaunch zwei RL-10C einsetzt spricht viel dafür damit eine kryogene Oberstufe eingesetzt wird, anders wäre dieser hohe Nutzlastsprung nicht denkbar. Zum gleichen Zeitpunkt (23.4.2014) sucht Orbital eine Alternative zum NK-33, da die Firma sich für den CRS2 Kontrakt bewirbt. Dieser umfasst noch mehr Fracht, da das ATV wegfällt (14.250 bis 16.750 kg Fracht im Druckmodul und 1.500 bis 4.000 kg Fracht ohne Druckausgleich pro Jahr) und somit noch mehr Starts der Cygnus erfordert. Neben neuen Triebwerken wird nun auch eine Feststoffrakete als erste Stufe erwogen. Das hat weniger technische Gründe als vielmehr die Ursache in einer Fusion von ATK und Orbital und ATK ist der größte Hersteller von Feststoffantrieben in den USA und stellte die Shuttle-SRB her.

Die Stratolaunch setzt in der zweiten Stufe zwei RL-10 Triebwerke ein. Ob dies bedeutet das die Antares eine kryogene Zweitstufe bekommt wurde offen gelassen. Ebenso untersucht die Firma als Ersatz für die erste Stufe auch einen großen Feststoffbooster (hier hat ATK z.B. die Shuttle-SRB im Angebot, bei denen es auch Konfigurationen mit weniger Segmenten gibt, die so leichter sind). Allerdings gibt es dann Probleme mit der Flugsicherheit bei Wallops Island, da wenn diese bei einem Fehlstart kurz nach dem Start gesprengt werden, Scholckwellen erzeugen die viel höher als bei bisherigen Trägern. Diese Problematik hielt schon den Start einer Minotaur V auf, der bisher größten Rakete die von Wallops Island aus startete. Upgrades des Pad 0A als Absicherung sollen bis zu 90 Millionen Dollar kosten. 2016 scheint Orbital/ATK aus dem Rennen zu sein, zumindest gab Stratolaunch vor Fertigstellung des Trägerflugzeuges bekannt es gäbe noch keine Festlegung auf einen Zulieferer der Trägerrakete und man würde mit vielen Firmen Verhandlungen führen.

Das erste Einsatzjahr der Antares erlief gemischt. Zum einen demonstrierte die Rakete das sie sehr schnell (verglichen für eine neu eingeführte Rakete) wieder gestartet werden kann. Orbital spricht von minimal 1 Monat zwischen zwei Starts. Zum anderen gab es im Mai bei einem Abnahmetest eines AJ-26 erneut ein Feuer, diesmal mit größeren Beschädigungen des Teststands. Dies ist schon das zweite Vorkommnis mit dem Triebwerk. Die Krönung war dann der Fehlstart der Antares beim fünften Flug am 28.10.2014. Wenige Sekunden nach dem Start verlor die Rakete an Schub, sank und wurde dann kurz vor dem Aufschlag auf dem Pad durch en Sicherheitsoffizier gesprengt. Als wahrscheinliche Ursache gilt der Ausfall der Turbopumpe eines Triebwerks. Obgleich danach das Pad schlimm aussah bezifferte man die Schäden auf "nur" 20 Millionen Dollar (nur, weil die Gesamtaufwendungen siebenmal höher waren). Der fünfte Start war der erste mit dem Castor 30XL und einer Cygnus mit vergrößertem Frachtmodul.

Größer sind die Schäden durch die Tatsache, dass nun wohl das Vertrauen in die Triebwerke endgültig zerstört ist. Es wurde ja schon vorher nach einer Alternative gesucht, da Orbital sich auch für die zweite CRS-Runde beworben hat und die wird erheblich mehr Fracht transportieren, auch weil das ATV nun wegfällt. Entsprechend lukrativer ist der Kontrakt. Orbital buchte einen Start auf einer Atlas V 401, nachdem man vorher auch mit Arianespace und SpaceX verhandelt hatte. Arianespace hatte zu Jahresende aber schon verlautbart bis Ende 2016 voll ausgebucht zu sein und SpaceX hinkt Jahre hinter ihrem Startmanifest hinterher. 2014 konnte die Firma von 14 angekündigten Starts gerade mal 6 durchführen.

Wenig später gab Orbital bekannt, das man von Energomasch nun 60 Triebwerke des Typs RD-181 für (bis zu) 1 Milliarde Dollar kaufen wird. Der Kontrakt umfasst drei Lose zu je 20 Triebwerke. fest bestellt sind erst 20 Stück für 10 Flüge. Pikantes Detail am Rande: Lockheed Martin hat nach der Ukrainekrise zusammen mit dem DoD beschlossen das RD-180 durch ein amerikanisches Triebwerk zu ersetzen. Das RD-181 hat mit dem RD-180 nichts zu tun. Die ähnliche Bezeichnung hat nur damit zu tun, dass es auch hier zwei Brennkammern sind. Es besteht aber aus zwei RD-193, die wiederum vom RD-191 abgeleitet sind, das die Angara antreibt. Das RD-193 hat eine verkürzte Düse und ist dadurch 300 kg leichter. Es wurde in den letzten drei Jahren aus dem RD-191 entwickelt. Mit 1824 kN Schub auf Meereshöhe hat es deutlich mehr Schub als das NK-33 und erlaubt so die Nutzlaststeigerung z.B. durch eine noch weiter vergrößerte zweite Stufe. Alleine durch den höheren Schub sinken die Gravitationsverluste und die Nutzlast steigt um bis zu 1000 kg.

Das RD.180 steht wohl immer noch nicht aus rechtlichen Gründen zur Verfügung. Die RD-181 lassen einen erneuten Einsatz der Antares im vierten Quartal 2016 zu. Die neue Antares hat im Typensystem nun eine "2" als erste Ziffer, die alte dagegen die "1". Sie wird nur die Castor 30 XL Stufe (3 als zweite Ziffer) einsetzen.

Ein Jahr nach dem Verlust der Cygnus wurde bekannt, das NASA und Orbital/ATK unterschiedliche Ursachen in ihren Abschlussberichten angaben. Die primäre Ursache war, dass ein Rotor innerhalb der Turbopumpe aus der Rotationsachse verschoben wurde und so mit anderen Teilen (dem Hydraulic Ballance Assembly, HBA) der Sauerstoff-Turbopumpe in Kontakt geriet. Die Reibungshitze entzündete dann ein Feuer, das durch den flüssigen Sauerstoff zu einer Explosion des Triebwerks E15 führte. Wie es aber zu dem Versagen des Rotors kam, darüber gab es keine Einigkeit. Der NASA Untersuchungsbericht kam auf drei Ursachen. Jede, oder eine Kombination mehrerer kann die Explosion verursacht haben.

Weiterhin befand die NASA, dass sowohl die Instrumentierung nicht ausreichend war, um Fehler genau zu benennen, wie auch das Testprogramm der Triebwerke vor einem Einbau und die Tests, ob das bei der Antares vorliegende Missionsprofil (das von dem in der N-1F abwich) keine Probleme bereitete, nicht ausreichend war.

Die NASA gab dann Empfehlungen, so nicht mehr die AJ-26 einzusetzen, ohne dass sie ein ausreichendes Testprogramm durchlaufen hatten, wie auch die Tests bei den neuen RD-181 zu intensivieren und nicht den Fehler zu wiederholen.

Orbital/ATK kam zu dem Schluss es gäbe nur einen Fehler, der höchstwahrscheinlich die Ursache war. Dies sei ein Fertigungsdefekt, der schon vor 40 Jahren bei der Fertigung passierte. Ein Teil dass geborgen wurde, zeige "klar" dass es hier einen Fehler in der Herstellung der Turbopumpe gab.

Es verwundert nicht, dass Orbital/ATK den Fehler auf früher verschieben, außerhalb ihrer Verantwortung. Die NASA fand allerdings auch programmatische Versäumnisse. Insgesamt habe man zu wenig Einblick in die Testhistorie zu Sowjetzeiten gehabt und auch die Tests in den USA seien unzureichend gewesen.

Wahrscheinlich wird sich so eine Streitfrage nie klären lassen: Wäre mit den NK-33 die N-1F erfolgreich geflogen? Einige NASA-Statements gehen in die Richtung, dass auch die NK-33 schon beim Design Fehler hatten. Mangelnde Robustheit ist hier das Stichwort. Die NASA legte bei den Saturn V großen Wert auf Robustheit, dazu gehörte auch, dass sich das Triebwerk von Abweichungen erholen konnte. So testete man die Einspritzung des Treibstoffs solange, bis man eine Lösung fand, die damals bei der Zündung auftretende Druckschwankungen, die sich in einer ungleichmäßigen Verbrennung niederschlugen, im Griff hatte. Das waren damals Ursachen für Schubabfall bis hin zu Triebwerksausfällen.

Die erste Generation der Triebwerke der N-1 wurden selbst von Verantwortlichen als "faule Triebwerke" mit einer erschreckend niedrigen Zuverlässigkeit beschrieben. Sollten die NK-33 dieses Schicksal teilen? Russland wies eine intensive Testhistorie vor, aber die NASA stellte fest, dass Aerojet darin nur unzureichend Einblick hatte. Aerojet (bzw. später Orbital) setzten nach Ansicht der NASA zu wenige Tests an, um sicher zu sein, dass die Triebwerke heute noch in Ordnung sind. Schlussendlich kann niemand sagen, ob die Probleme nicht durch die 40 Jahre Lagerung entstanden. Besonders der Fund von "Fremdkörpern" in der Turbopumpe erinnert an einen Fehlstart der N-1. Flug 5L scheiterte, weil kurz nach dem Start Metallteile in die Oxydatorpumpe von Triebwerk 8 gelangten und diese zur Explosion brachten. Also genau die gleiche Ursache, wie eine der Möglichkeiten nach NASA-Meinung. Offensichtlich scheint damals die Fertigung so schlecht gewesen zu sein, dass man in den Triebwerken mit Fremdteilen rechnen musste.

Die Möglichkeit die Triebwerke intensiv zu testen hatten Aerojet und Orbital, denn die NK-33 hatten eine Lebensdauer von 25.000 s, 17 Zündungen ohne Überholung. Weitaus länger als die Triebwerke später betrieben werden. Aerojet und Orbital prozessierten dann gegeneinander wegen der durch den Unfall verursachten Kosten. Bevor es zu einem Urteil kam, einigte man sich über eine Zahlung von 50 Millionen Dollar seitens Aerojet an Orbital. Weitere Details wurden nicht veröffentlicht.

Da auch für die Sojus 2-1 inzwischen an einen Ersatz der NK-33 gedacht wird, wird man wohl die Qualität der NK-33/43 nicht mehr beurteilen können.

Neuanfang mit der Antares 230

In dem inzwischen eingeführten Nummerierungssystem hat die neue Antares eine "2" als erste Ziffer. Der Castor 30 XL (nach dem Castor 30A und 30 B) ist die dritte Oberstufe und hat eine "3" als zweite Ziffer. Die dritte Ziffer ist für eine Oberstufe reserviert (1 für den Star 48 Antrieb) und ohne Oberstufe ist die Antares in der Standardkonfiguration nun eine 230. Am 17.10.2016 fand der Jungfernflug statt, der da der Castor 30 XL zwar schon beim letzten Flug an Bord war, aber wegen dem Verlust schon in der Startphase nicht zum Einsatz kam.

Die 6.173 kg schwere Cygnus (ebenfalls mit einem verlängerten Nutzlastmodul eine Neuerung) erreichte einen etwas höheren Orbit als geplant. Dadurch soll die erste Stufe etwas bessere Leistung gebracht haben als normal. Beim Flugprofil gibt es nach dem Ausbrennen der ersten Stufe eine Freiflugphase von 103 s bevor der Castor 30 XL zündet. Von den 6.173 kg Startmasse der Cygnus entfallen 2.342 kg auf die Nutzlast und die Verpackung (2.240 kg ohne Verpackung) und 800 kg auf den Treibstoff um die Station zu erreichen und die Cygnus zu deorbitieren. Die maximale Nutzlast wird mit 7.000 kg angegeben. Die Cygnus muss aber in einen höheren Orbit und eine höhere Inklination, was etwas Nutzlast kostet.

Referenzen:

Taurus II Fact Sheet, Orbital 2010

Taurus II Medium Class Launch Vehicle, Orbital, Mai 2011

Antares Fact Sheet, Orbital 2012

Antares Medium Class Launch Vehicle, Orbital, 2012

ATK Space Propulsion Products Catalog, ATK, 2012/14

Datenblatt Antares Version 1 (Antares 1XX)

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:









Nutzlastverkleidung:

Startkosten:

Ab 2013

5, davon 1 Fehlstart

80%

40,50 - 43,00 m Höhe
3,90 m Durchmesser

281.700 kg - 292.000 kg

5.100 kg in einen 200 km-Orbit, 51,6 Grad (2 Stufen, Castor 30B)
6.123 kg in einen 200 km-Orbit, 38 Grad (mit Castor 30XL)
3.500 kg in einen 600 km hohen SSO-Orbit (2 Stufen)
4.200 kg in einen 600 km hohen SSO-Orbit (mit Castor 30XL)
1.100 kg in eine Fluchtbahn (mit Star 48 Oberstufe)
1.800 kg in eine GTO-Bahn (mit Star 48 Oberstufe)

6.500 kg in einen 200 km-Orbit, 51,6 Grad (2 Stufen mit PWR35M)
4.000 kg in einen 600 km hohen SSO-Orbit (2 Stufen mit PWR35M)
1.500 kg in eine Fluchtbahn (mit PWR35M und Star 48 Oberstufe)
2.200 kg in eine GTO-Bahn (mit PWR35M und Star 48 Oberstufe)

9,90 m Länge, 3,90 m Durchmesser, 972 kg Masse

75 – 80 Millionen Dollar (mit Castor 30)
85 – 90 Millionen Dollar (mit Castor 30XL)
85 – 90 Millionen Dollar (mit Castor 30XL und Star 48)


Stufe 1

Castor 30 (Flug 1+2)

Castor 30B (Flug 3 + 4) Castor 30 XL

Star 48BV

PWR35M

Länge:

27,60 m

3,25 m

3,50 m 5,99 m

1,68 m

7,00 m

Durchmesser:

3,90 m

2,35 m

2,36 m 2,36 m

0,89 m

3,90 m

Startgewicht:

261.516 kg

13.864 kg

13.970 kg 26.330 kg

2.168 kg

18.000 kg

Trockengewicht:

18.715 kg

1.114 kg

1.083 kg ?

173 kg

1.818 kg

Schub Meereshöhe:

3.456 kN

238,9 kN

293,4 kN  

-

-

Schub (maximal):

3.630 kN

350,8 kN

395,7 kN 455 kN

79,3 kN

147 kN

Triebwerke:

2 × AJ26-62

1 × Castor-30

1 × Castor-30B 1 × Castor-30XL

1 × Star 48

1 × PWR35M

spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2.923 m/s

-

   

-

-

spezifischer Impuls (Vakuum):

3.247 m/s

2874 m/s

2.923 m/s 2.923 m/s

2.864 m/s

3.400 m/s?

Brenndauer:

213 s

153,4

138 s 156 s

85,2 s

375 s?

Treibstoff:

LOX/Kerosin

HTPB/Aluminium/
Ammoniumperchlorat

HTPB/Aluminium/
Ammoniumperchlorat
HTPB/Aluminium/
Ammoniumperchlorat

HTPB/Aluminium/
Ammoniumperchlorat

LOX/LNG

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.



Datenblatt Antares mit RD-181 (Antares 2XX)

Datenblatt Antares (Antares 2XX)

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast

Nutzlastverkleidung:

Startkosten:

Ab 2016

-

100%

40,50 - 43,00 m Höhe
3,90 m Durchmesser

281.700 kg - 292.000 kg

6.700 kg in einen 200 km-Orbit, 38 Grad (mit Castor 30XL)
1.400 kg in eine Fluchtbahn (mit Star 48 Oberstufe)

9,90 m Länge, 3,90 m Durchmesser, 972 kg Masse

75 – 80 Millionen Dollar (mit Castor 30)
85 – 90 Millionen Dollar (mit Castor 30XL)
85 – 90 Millionen Dollar (mit Castor 30XL und Star 48)


Stufe 1

Castor 30 XL

Länge:

27,60 m

5,99 m

Durchmesser:

3,90 m

2,36 m

Startgewicht:

261.516 kg

26.330 kg

Trockengewicht:

18.715 kg

?

Schub Meereshöhe:

3.650 kN

 

Schub (maximal):

3.834 kN

455 kN

Triebwerke:

1 x RD-181

1 × Castor-30XL

spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2.892 m/s

 

spezifischer Impuls (Vakuum):

3.306 m/s

2.923 m/s

Brenndauer:

209 s

156 s

Treibstoff:

LOX/Kerosin

HTPB/Aluminium/
Ammoniumperchlorat

Aufsatz erstellt 23.9.2009
Aufsatz zuletzt geändert: 17.10.2016

Links:

Virginia's bet brings big launches to the mid-Atlantic
http://spaceflightnow.com/2014/10/27/antares-rockets-enhanced-upper-stage-debuts-monday/

https://www.nasaspaceflight.com/2016/10/antares-230-launch-oa-5-cygnus/


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