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Die Zenit Trägerrakete

1985 überraschte Sowjetunion die westliche Welt, als sie eine neue Trägerrakete in Dienst stellte. Überraschend daran war, das damals in der Sowjetunion ähnlich wie in den USA seit 20 Jahren kein neuer Träger in Dienst gestellt wurde. Die Nutzlast der neuen Trägerrakete wurde mit 11-13 t angegeben, und so sah es aus als ob die Sowjetunion einfach die Lücke zwischen der Sojus (6-7 t) und der Proton (20 t) füllen wollte, vielleicht um schwere Aufklärungssatelliten, wie die amerikanischen KH-11/12 Serie mit 11-13 t Gewicht zu starten.

Die wahre Bestimmung der Zenit wurde erst klar als 1987 die Energija startete. Die erste Stufe der Zenit wurde in vier Einheiten als Zusatzbooster bei dieser Rakete genutzt. Man hatte einfach, da man sowieso die Zusatzraketen entwickeln musste, daraus eine neue Rakete gebaut indem man noch eine zweite Stufe konstruierte. (Ähnliches machen auch andere Nationen, so Europa bei der VEGA).

Ursprünglich war geplant, dass diese modernere Rakete die älteren Modelle der Wostok, Sojus und Molnija ersetzen sollte. Man legte großen Wert auf eine schnelle Startabwicklung und einen vielfältigen Einsatz. Mit dem Zusammenbruch der Sowjetunion änderte sich die Lage völlig. Für Russland war nun die in der Ukraine gefertigte Zenit eine "ausländische" Trägerrakete, die mit Devisen bezahlt werden musste.

Die Geschichte der Zenit

Anfang der siebziger Jahre unterbreitete das KB Yuzhnoe einen Vorschlag für standardisierte Trägerraketen, welche die bisherigen Modelle Kosmos 1+2, Sojus, Zyklon und Proton mit ihren Untervarianten ablösen sollten. Es sollten drei Träger gebaut werden:

Das Militär war aber nur an der 11K77 interessiert. Von den Vorschlägen für die 11K37 floss später einiges in das Angara Projekt. Im April 1974 stand das erste Design. Dieses sah noch ein modulares Konzept um die Rakete an verschieden große Nutzlasten anzupassen vor. Dieses Konzept wurde 1975 verworfen und eine Rakete mit einer Zentralstufe ohne Zusatzraketen entworfen.

Am 16 März 1976 gab das Politbüro die Erlaubnis für die Entwicklung der 11K77 die nun den Namen "Zenit" erhielt. Weiterhin wurde beschlossen, dass die erste Stufe als Booster für die Trägerrakete Energija eingesetzt werden sollte. Der Erstflug war für 1982 vorgesehen. In der zweiten Hälfte der siebziger Jahre wurde auch beschlossen, dass die Zenit die elektronischen Aufklärungssatelliten vom Typ Tselina-2 starten sollten.

Die Triebwerke RD-171 der ersten Stufe waren in ihrer Technik ein Entwicklungssprung und hier betrat die Sowjetunion weitgehend Neuland. Es kam zwischen 1981 und 1983 mehrfach zu Bränden bei Tests und die Indienststellung verzögerte sich. Man erwog zu dieser Zeit die Triebwerke durch die NK-33 der Mondrakete zu ersetzen. Zudem beschränkte der Niedergang der Ökonomie die Geldmittel und die Entwicklung verlief langsamer als geplant. Der Startplatz 1 wurde von 1978 bis 1983 gebaut. Erst 1990 wurde die zweite Startrampe fertig gestellt.

Technik der Zenit

RD 180 Triebwerk Die Zenit wurde in den Jahren 1976-1985 entwickelt. Für eine russische Rakete ist diese Entwicklungszeit sehr lang. Wie viele andere Raketen auch verwendet sie die Treibstoffkombination flüssiger Sauerstoff (LOX) und Flugzeugbenzin (Kerosin). Anders als ältere Modelle arbeitet die zweite Stufe mit einer adaptiven Steuerung, die aktiv Flugabweichungen ausgleicht. Die erste Stufe arbeitet nach einem starren Schema, doch dies ist auch im Westen Standard. Gegenüber der Proton kann man so mit geringeren Treibstoffreserven auskommen. Auch wird die Zenit nicht "heiß gezündet", d.h. die Zündung der zweiten Stufe findet erst nach Abtrennen der ersten ab.

Das Triebwerk RD-171 der ersten Stufe besteht aus 4 Brennkammern mit einem gemeinsamen Gasgenerator / Treibstoffförderungssystem. An zwei Gasgeneratoren sind eine Turbine und Turbopumpe gekoppelt, die den Treibstoff in die 4 Brennkammern fördern. Wie das Space Shuttle Triebwerk verwendet es einen geschlossenen Kreislauf, spritzt also die Abgase des Gasgenerators, nachdem sie die Turbine angetrieben haben in die Brennkammer zur Nachverbrennung ein. Das RD-171 ist weitgehend bauidentisch zum RD-170. Dieses treibt de Booster der Energija an, aus denen die erste Stufe der Zenit hervorging. Anders als das RD-170 war das RD-171 aber nicht "man rated" und die Stufe sollte anders als die Booster nicht wiederverwendet werden. Die RD-171 sind daher auch nicht für einen längeren Betrieb oder eine erneute Verwendung ausgelegt und preiswerter in der Produktion: Die Zenit Erststufe kostete nur ein Viertel eines Energija Boosters.

Mit einem Schub 7259 kN am Boden ist dieses Triebwerk das stärkste je gebaute Triebwerk, das mit flüssigen Treibstoffen arbeitet. Noch stärker als der Saturn 5, welches 6670 kN am Boden liefert. Der spezifische Impuls liegt mit 3108 m/s beziehungsweise 3246 m/s (Boden /Vakuum) sehr hoch für diese Treibstoffkombination, erreicht durch 300 Bar Brennkammerdruck (Normalerweise bei Raketen : 30..85 Bar, selbst das Shuttle Triebwerk hat nur 220 Bar). Die Düsen sind um 6.3 Grad schwenkbar, anders als in älteren sowjetischen Raketen, wo die Steuerung um die Achsen durch zusätzliche Triebwerke erfolgt.

Das Triebwerk kann bis auf 74 Prozent der Nominalleistung heruntergefahren werden, um vor Brennschluss die Belastung für die Rakete zu senken. Der hohe Schub des Triebwerks ermöglicht es der Zenit mit einer sehr hohen Beschleunigung von 1.6 G zu starten. Die Entwicklung des Triebwerkes machte einige Probleme und es wurden bis Mitte der achtziger Jahre 200 Stück für Tests gebaut. Eine Variation des  RD-171 mit nur zwei Brennkammern, das RD-180 wird seit 2001 in der Atlas III und Atlas V eingesetzt.

Das Triebwerk RD-120 der zweiten Stufe mit einer Brennkammer übertrifft die guten Daten der Erststufe noch. Es hat einen Schub von 833.5 kN und einen spezifischen Impuls von max. 3432 m/s. Das Triebwerk ist fest eingebaut. Ein Triebwerk RD-08 mit 4 um 33 Grad schwenkbare Steuerdüsen wird zur Lageregelung eingesetzt. Dieses Verniertriebwerk wird auch zusätzlich zur Korrektur und Feineinstellung der Bahn nach Brennschluss des Hauptriebwerks eingesetzt. Während das Haupttriebwerk nach 360 Sekunden ausgebrannt ist arbeiten die Vernierdüsen weitere 65-900 Sekunden lang. Damit erreicht die Zenit trotz nur zwei Stufen auch höhere kreisförmige Orbits. Maximal ist bei kreisförmigen Bahnen eine Höhe von 1500 km erreichbar. Der LOX Tank umgibt in der zweiten Stufe in einer toroidalen Konstruktion das Triebwerk. Die zweite Stufe besteht wie die erste vorwiegend aus versteiften Aluminiumlegierungen. Es wurde eine Zeitlang erwogen das Triebwerk RD-120 in einer modernisierten Sojus Version, der RUS einzusetzen. Nach dem Zusammenbruch der Sowjetunion fehlte jedoch das Geld diese Pläne umzusetzen.

Obgleich das RD-120 wesentlich weniger Schub als das RD-171 entwickelt war es an den meisten der Fehlstarts beteiligt von 9 Fehlstarts entfielen 6 auf Versagen der zweiten Stufe, 2 auf Versagen der ersten Stufe und eine auf Versagen der Steuerung.

Die Daten der 1000 Sensoren in der Rakete werden mit 1 MBit/sec zur Erde übertragen. Über einen Laserlink ist bis zum Start eine Umprogrammierung der Rakete möglich. Die Technik der Zenit liegt an der Grenze des machbaren - die Rakete hat daher bisher noch viele Ausfälle zu verkraften.

Die Zenit 2

Nutzlast der ZenitUm es gleich zu sagen, es gibt keine "Zenit 1". Gemeint ist mit der "2" wohl eher "2 Stufen". Dies ist die Version der Zenit die bis in die neunziger Jahre sehr häufig für russische Nutzlasten eingesetzt wurde. Seitdem nimmt die Startrate ab, auf nur noch 1-2 Starts pro Jahr. Da die Zenit in der Ukraine von Yuzhmash gebaut wird, welche nun für Russland Ausland ist und mit Devisen bezahlt werden muss, hat man wie bei der Zyklon die Startrate stark gesenkt und seit Ende 2001 gab es keinen Start mehr. Diese Version wird auch nicht im Westen angeboten, da sie nur zwei Stufen hat und daher nur schwere Nutzlasten in einen niedrigen Erdorbit befördern kann. Solche Nutzlasten sind jedoch äußerst selten.

Der Start der Zenit verläuft folgendermaßen: Nach 3.9 Sekunden hat die Rakete den Schub aufgebaut und hebt ab. Die erste Stufe brennt bis zum Verbrauch des Treibstoffs. Sinkt die Beschleunigung ab, so beginnt die Stufentrennung während noch die erste Stufe arbeitet. Zuerst zünden für 5 Sekunden die Vernierdüsen der zweiten Stufe. Danach wird die erste Stufe durch 4 Retroraketen von der zweiten Stufe entfernt und das Haupttriebwerk RD-120 gezündet. Dieses brennt je nach Mission 300-330 Sekunden lang. Die Vernierdüsen arbeiten weiter, da sonst das Perigäum zu niedrig wäre. Die Brenndauer der Vernierdüsen nach Brennschluss der Hauptstufe liegt in der Regel zwischen 500 und 900 Sekunden. Eine Brenndauer der Vernierdüsen von 65 Sekunden bedeutet ein Perigäum von 180 km, eine von 500 Sekunden eines von 400 km. Die Nutzlastverkleidung wird nach 290 Sekunden abgesprengt.

Bei den Starts von Baikonur aus sind Inklinationen von 51.5, 63.9 und 98.8 Grad möglich. Bei Flügen mit diesen Bahnneigungen fliegt die Zenit über unbewohntes Gebiet. ab 2005 wird die Zenit ein neues, modernisiertes Steuersystem erhalten und man plant analog der Sea Launch Version auch auf der Zenit den Block DM einzuführen. Weitere Überlegungen zielen auf die Verwendung der Breeze Oberstufe der Proton M. Ob diese Versionen nur der "Land Launch" Version (siehe unten) vorbehalten bleiben oder auch für russische Satelliten genutzt werden wurde nicht bekannt gegeben. Das vorher gespannte Verhältnis Russlands zu der Ukraine (Herstellerland der Zenit) und zu Kasachstan (dort liegt der Startplatz Baikonur) hat sich in den letzten Jahren entspannt. Es gibt für Baikonur langfristige Nutzungsverträge und die in der Ukraine hergestellte Zyklon Trägerrakete wird wieder häufiger eingesetzt. Eventuell führt dies auch wieder zu russischen Starts der Zenit.

Die Raumsonde Phobos-Grunt wird mit einer Fregat-Oberstufe gestartet werden. Dies ist jedoch der einzige geplante Start dieser Kombination.

Zenith 2

Zenit 2

Erststart 13.4.1985, letzter Start 10.12.2001
Starts: 35, davon 6 Fehlstarts,
1 partieller Erfolg, Zuverlässigkeit 77.1 %
Startkosten: 45 Mill. USD
Nutzlast 13740 kg (200 km 51.6°)
Höhe 57.00 m, Startmasse 448.2-452 t.

Stufe 1:
Vollmasse: 346.88 t
Leermasse: 28.08 t + Stufenadapter 5.82 t
Schub: 7259 kN Boden
Schub: 7911 kN Vakuum
1 Triebwerk  RD-171 mit 4 Brennkammern
Länge 31,95 m, Durchmesser 3.9 m
Brenndauer 144 sec.
Spez. Impuls 3108 m/s / 3246 m/s (Boden / Vakuum)

Stufe 2:
Vollmasse 88.9 t
Leermasse 8.3 t + Lenkung / Nutzlastadapter 0.9 t
Schub 833.5 kN + 4 Steuerdüsen 78.4 kN
1 Triebwerk RD-120,4 RD-8.
Länge 10.8 m, Durchmesser 3.90 m
Brenndauer 300-315 sec.
Spez. Impuls 3432 m/s

Nutzlastverkleidung:
11.16 m (2100 kg) × 3.90 m
13.65 m (2300 kg) × 3.90 m
max. Volumen 90 m²

Anbandeln mit dem Westen

Mit der Öffnung der Sowjetunion war man auch bestrebt mit der Raumfahrt Devisen zu verdienen. Die meisten Satelliten gingen zu Beginn der neunziger Jahre in den geostationären Orbit. Hier ist die Zenit benachteiligt, da sie weit nördlich startet und nur über zwei Stufen verfügt. So versuchte man die Rakete von Australien aus zu starten, auch um das Exportverbot für amerikanische Technologie zu umgehen. Daraus wurde allerdings nichts.

Trotzdem bekam die Zenit in der zweiten Hälfte der neunziger Jahre Aufträge: Sie sollte eine wichtige Rolle für den Transport des Globalstarnetzes spielen, da sie gleich 12 dieser Satelliten auf einmal transportieren können. Ursprünglich war geplant drei Starts durchzuführen, doch nachdem der erste scheiterte wurde der Auftrag für die beiden weiteren Flüge storniert und diese Satelliten mit der Sojus gestartet.

Auch die Triebwerke wanderten in den Westen, so fanden 3 Tests des RD-120 Triebwerks der zweiten Stufe statt. Der Durchbruch geschah als Lockheed beschloss eine modifizierte Version des RD-171 Triebwerks in der Atlas Trägerrakete einzusetzen.

Die Atlas wurde in der Vergangenheit immer wieder in der Leistung gesteigert, das schlussendliche Problem war aber der Antrieb der ersten Stufe. Das verwendete Triebwerk bestand aus 3 einzelnen Triebwerken und lieferte 2180 kN in der letzten eingesetzten Version. Damit war das Startgewicht der Rakete auf unter 200 t festgelegt. Andere Raketen steigern dann die Leistung durch zusätzlich angebrachte Booster. Das wurde bei der Atlas 2AS auch gemacht, doch die Rakete blieb auch so teurer als die europäische Konkurrenz.

Der Ausweg war die Kosten zu senken und gleichzeitig die Leistung zu erhöhen. Hier kamen die Triebwerke der Zenit gerade recht - Sie waren leichter, lieferten mehr Schub, verwendeten denselben Treibstoff und dies noch dazu effizienter. Das originale RD-171 wäre aber zu groß gewesen - es liefert mehr als 3 mal soviel Schub wie die 3 bisherigen Triebwerke. So wurde eine Version mit nur 2 Brennkammern (RD-180) gefertigt welche 3820 kN Schub liefert - immerhin noch 75 % mehr als die alten Triebwerke. Diese versorgen nun die Erststufe der Atlas welche als Atlas III nun eingesetzt wird. Lockheed Martin kaufte 101 dieser Triebwerke für einen Preis von 1 Milliarde USD.

Auch die Weiterentwicklung der Atlas - die Atlas V wird mit diesem Triebwerk in der Erststufe starten. Dies ist ein Novum: Es ist das einzige Triebwerk eines russischen Trägers welches in einem US Träger betrieben wird. Es zeigt aber auch das ohne staatliche Finanzierung keine Neuentwicklung mehr möglich ist. Dazu sind die Verdienstspannen zu gering.

Die Zenit 3SL

Die Zenit war nie eine Konkurrenz für Ariane oder andere Transporte in den geostationären Orbit. Mit nur zwei Stufen hätte es diesen nie erreichen können. Boeing, Energija, Jushnoje und Kvaerner haben nun ein gemeinsames Unternehmen gegründet um die Zenit auch in diesen Marktsegment zu etablieren. Das Unternehmen wurde Sea Launch getauft, weil die Starts von See aus erfolgen.

Das gemeinschaftliche Unternehmen besteht aus den Herstellern der Zenit (Jushnoje), des Block DM (Energija), einer Bohrplattform (Kvaerner) und Boeing mit seiner Erfahrung in der Vermarktung und vor allem einem Vertrag mit Hughes zur Beförderung von Satelliten. Für den Start des Block DM, der erheblich schwerer als die normale Nutzlast ist, wurde das Triebwerk der zweiten Stufe etwas im Schub gesteigert und heißt nun RD-171. Neu sind auch der Bordcomputer und die Navigation.

Die Oberstufe Block DM wird seit 1974 auf der Proton Rakete als vierte Stufe eingesetzt. Sein modulares Design machte eine Anpassung für die Zenit sehr einfach. Wesentliche Änderungen gab es nur in den Verbindungen zur Zenit und zu den Nutzlasten. Darüber hinaus gibt es ein moderneres (und leichteres) Steuerungs- und Kommunikationssystem. Die Masse des Block DM enthält auch die beiden Adapter zu der Nutzlastverkleidung und der zweiten Stufe der Zenit. Der letztere wird nach Zündung abgetrennt, so dass die Leermasse bei Brennschluss geringer ist. Das strukturelle Limit von Block DM für die Zenit liegt bei 6100 kg.

Block DM Block DM SL
Vollmasse 18300 kg 19711 kg
Leermasse 3200 kg 3861 kg
Schub Triebwerk 85.3 kN 80 kN
Nutzlast GEO Orbit 2700 kg 2500 kg

Block DMDer Treibstoff Kerosin befindet sich in einem toroidalen Tank, der das Triebwerk umgibt, der Oxidator in einem sphärischen Tank darüber. Die Düse des Triebwerk 11D58M wird durch Sublimation von Graphit gekühlt.

Block DM ist modular aufgebaut und besteht aus den Modulen Basismodul (mit Tanks), zwei Lageregelungsmodule mit Treibstoff, dem Triebwerk, dem automatischen Steuerung und der Verbindungsstruktur. Dies ermöglicht es wenn eine Nutzlast zu schwer ist die Steuerung wegzulassen und Block DM wird wie Block D von der Nutzlast gesteuert. Dies spielt jedoch nur bei russischen Starts eine Rolle. Vor allem aber erlaubte das modulare Design eine leichte Anpassung von Block DM für die Zenit.

Block DM kann nicht kontinuierlich rotieren sondern nur um 180 Grad um eine Referenzrichtung geschwenkt werden. Dies ist eine Einschränkung für Nutzlasten die normalerweise vor dem Abtrennen in leichte Rotation versetzt werden um die thermische Belastung zu minimieren bis die Satelliten voll ausgerichtet sind. Die Zündung erfolgt durch kleine Mengen von NTO/MNH welche vor dem Sauerstoff und Kerosin in die Brennkammer eingespritzt werden und sich selbst entzünden. Dadurch ist Block DM auch mehrfach zündbar. Bis zu 5 Zündsequenzen sind möglich. Vier Vernierdüsen mit eigenem Treibstoff (NTO/MNH) werden für die Lageregelung und zur Stabilisierung in Freiflugphasen eingesetzt.

Die Verkleidung ist nicht die der Zenit, sondern der Proton. Diese wurde wie Block DM übernommen. Sie hat eine Länge von 10.4 m bei einem Durchmesser von 4.1 m. Sie wird je nach Anforderungen zwischen 229 und 330 Sekunden abgetrennt. (118-173 km Höhe) Bis 2005 will man wenn es von den Kunden gewünscht wird, eine größere Nutzlastverkleidung mit 5.0 m Durchmesser einführen.

Die Zenit kann mit Block DM SL Satelliten von bis zu 6.0 t Gewicht in den GTO Orbit befördern. Sea Launch bietet die Zenit auch in zweistufiger Ausführung an. Dann wird die Standard Zenit Verkleidung von 13.65 m Länge und 3.90 m Durchmesser verwendet. Diese Version ist bislang aber noch nicht gestartet, weil Kunden fehlen die Nutzlasten von 10-13 t in niedrige Orbits befördern wollen. Auch die dreistufige Version kann nur einen Satelliten starten, obgleich die Nutzlast von 6000 kg ausreichend wäre für zwei mittelgroße Satelliten. Es sind aber Sekundärnutzlasten mitführbar. Das strukturelle Limit von Block DM SL beträgt 6100 kg. Die Triebwerke der zweiten Stufe, RD-120 wurden in ihrem Schub leicht von 85 auf 93 kN gesteigert. Das Triebwerk der ersten Stufe RD-171M wurde modernisiert und sein spezifischer Impuls leicht von 3236 auf 3308 m/s gesteigert.

Die Zenit wird dabei automatisch von einer umgebauten Ölbohrplattform von 131 m Länge und 28.000 t Gewicht gestartet. Die Startvorbereitungen geschehen auf einem 198 m langen, 31 m breiten 30.000 t schweren Transportschiff. Dort leben auch240 Leute, wobei die Überwachung der Rakete in zwei Sektionen unterteilt ist: Eine für russische und ukrainische Ingenieure und eine für amerikanische Manager.

Die Zenit eignet sich für einen solchen Start besonders, da sie rasch den Schub aufbaut. Solange eine Rakete nicht abgehoben hat überträgt sie ihre Kraft auf die Struktur des Startplatzes, das sind bei der Zenit immerhin ein Schub von 720 t. Die Vorbereitung der Rakete für einen Start dauert etwa 2 Monate, bei einem Personalstand von 300 Personen bei Sea Launch. Davon reisen 240 mit zum auf dem Begleitschiff "Sea Launch Commander". Die Startplattform Odyssey wird vor dem Start durch Fluten der Ballastwassertanks tiefer ins Wasser versenkt - von 115 Fuß über Meereshöhe auf 64 Fuß (etwa 16 m tiefer). Während des Starts ist die Plattform unbemannt,. die Sea Launch Kommando verfolgt den Start aus einer sicheren Distanz von 3.5 Meilen (5 km). Die minimale Distanz für Beobachter liegt bei 2 km. Die Startvorbereitungen dauern 27 Stunden, wobei das Befüllen erst 2 Stunden 40 Minuten vor dem Start beginnt. 20 Minuten vorher haben die letzten Arbeiter die Odyssey verlassen. Es gibt ausreichend Vorräte für 3 Startversuche. Die Computer übernehmen den Countdown in der letzten Minute. Vorher überwachen 50 Kontrolleure die Systeme der Rakete von Bord der Sea Launch Commander aus. Schiffe müssen einen Sicherheitsabstand von 25 Meilen von der Rakete einhalten.

Der Start der ersten zwei Stufen erfolgt wie bei der Zenit. Die Nutzlastverkleidung wird nach 229 Sekunden abgeworfen. Bei einer GTO Mission wird das RD-120 der zweiten Stufe nach 429 Sekunden heruntergefahren und bis 504 Sekunden nach dem Start arbeiten die Vernierdüsen weiter. Danach brennt Block-DM zum ersten mal für 270 Sekunden und erreicht dabei einen 180 km hohen Parkorbit. Nach 1800 Sekunden wird Block DM im Apogäum nochmals für 425 Sekunden gezündet und erreicht die endgültige 220 × 36000 km GTO Bahn. Es ist auch nur eine Zündsequenz von Block-DM möglich, doch dies ergibt eine niedrigere Perigäumshöhe von 200 km. Dafür ist die Nutzlast um 66 kg höher.

Durch den Start von einer mobilen Plattform aus kann der Satellit dort gestartet werden, wo es geographisch am günstigsten ist. Bei polaren Orbits ist dies nahe Hawaii, bei geostationären Orbits nahe der Weihnachtsinseln (0°N, 154° Ost) am Äquator. Man schätzt dass das Unternehmen "Sea Launch" 400-500 Millionen USD in die Zenit investiert hat. 19 Starts sind durch 2 Langzeitverträge mit Loral und Hughes schon gebucht. Der dritte Start schlug am 13.3.2000 fehl, ob sich dies auf weitere Aufträge auswirkt ist noch offen.

Ein Start ist 18 Monate nach Vertragsunterzeichnung möglich. Der einer weiteren Nutzlast nach jeweils 12 Monaten. Die Zeit zwischen zwei Starts liegt bei mindestens 50 Tagen. Diese Fristen sind relativ lange. Bei Ariane 4 waren Starts nach 4 Monaten möglich und die Zeit zwischen zwei Starts lag bei 20-28 Tagen.

Seit 2004 stehen verbesserte Versionen der ersten und zweiten Stufe zur Verfügung. Der Schub des RD-171 wurde leicht abgesenkt auf 7840 kN, dafür die Brenndauer auf 148 Sekunden erhöht. Dafür wurde der Schub des RD-120 auf 913 kN angehoben.

Ein weiterer Start scheiterte am 28 Juni 2004, als der Block DM die Nutzlast Telstar 18 in einem zu niedrigen Orbit absetzte (760 x 21000 km anstatt 760 x 35794 km). Der Satellit konnte seinen endgültigen Orbit erreichen, jedoch unter erhöhtem Treibstoffverbrauch, so dass seine Lebensdauer um einige Jahre reduziert sein wird.

Seit 2004 wird eine Version der Zenit mit verbesserten Triebwerken eingesetzt, die auch als Zenit 2M bezeichnet wird. Das als RD-171M oder RD-172 Triebwerk bezeichnete Triebwerk ist modernisiert und qualifiziert für en Betrieb im 105% Schubniveau, auch wenn es wahrscheinlich nur mit 100% betrieben werden wird. Im 105% Schubniveau erreicht es einen Vakuumschub von über 8300 kN. Deutlich stärker wurde der Schub des Zweitstufentriebwerks von 833 auf 917 kN erhöht.

Der letzte und gravierendste Fehlstart fand am 1.2.2007 statt, als eine Zenit auf der Startplattform beim Start explodierte. Die Startplattform ist nach den Angaben von Sealaunch nicht gravierend bestätigt, doch mit Sicherheit wird sich dies auf den ehrgeizigen Terminplan von Sealaunch, der 6 Starts für 2007 vorsah auswirken. Bei 24 Starts für Sealaunch hat die Rakete nun 2 Fehlstarts und einen partiellen Erfolg vorzuweisen. Ein Jahr später kam die Zenit zurück, 30 km Verkabelung mussten auf der Odyssey ausgewechselt werden. Starts sind bis 2010 ausgebucht, doch hat man auch Kunden an Arianespace verloren. Dies sollte noch weitreichende Folgen haben. Der Verlust von Startaufträgen brachte die Firma in finanzielle Schwierigkeiten. Am 22. Juni 2009 musste Sea Launch Insolvenz, nach US-Insolvenzrecht Chapter 11, anmelden. Grund für die Insolvenzanmeldung war Überschuldung – Aktiva von geschätzten 100 bis 500 Millionen US-Dollar standen Verbindlichkeiten von bis zu zwei Milliarden US-Dollar entgegen.

Die von den russisch/ukrainischen Partnern durchgeführten Starts der Land-Launch Variante gehen allerdings weiter, sie sind nicht von dem "Bankrott" betroffen. Es gelang der Firma 2011 wieder aus Chapter 11 zu entkommen. Intelsat und ein Hersteller von Satelliten bürgten für Aufträge. Doch beim Start des Intelsat IS-19 am 31.5.2012 gab es einen Vorfall. Eines der beiden Solarpaneele konnte nicht entfaltet werden. Es zeigte sich, dass dies auf die Zenit zurückzuführen ist. Details gab es keine, doch passieret dies 72 s nach dem Start, in etwa zum Zeitpunkt der maximalen aerodynamischen Belastung. Da es im Januar 2004 schon einmal einen solche Vorfall gab, als der Satellit Telstar 14/Estrela do Sul-1 seine Solarzellen nicht entfallen konnte wird dieser Vorfall nun eingehender untersucht.

Boeing ist aus dem Unternehmen ausgestiegen. Energija hat die Anteile fast aller Beteiligten aufgekauft und hält nun 95% des Unternehmens. Boeing prozessierte noch gegen Energija, weil Kosten die durch die Insolvenz anfielen nur von Boeing bezahlt wurden. Die Forderungen umfasst 222 Millionen Dollar von Energija und 133 Millionen Dollar von Juschnoje. Sealaunch hat nun seinen Sitz in Bern in der Schweiz und ist eine AG. Im Februar 2014 wurde berichtet, die russische Regierung erwäge durch Sealaunch eigene Satelliten starten zu lassen. Dann würde das Unternehmen aufgekauft werden und von einem russischen Hafen aus in See stechen, anders geht es nicht, denn Russland kann nicht seine Satelliten die meist militärischer Natur sind in den USA auf den Start vorbereiten lassen.

Die Zenit hat derzeit die gleiche Nutzlast wie die Proton, wiegt aber ein Drittel weniger und braucht nur drei anstatt vier Stufen um den GSO Orbit zu erreichen. Der Nutzen ist so niicht sofort offensichtlich. Da die Rakete größtenteils in der Ukraine gefertigt wird und der Start von See aus teurer ist, wäre für Russland der Nutzen nicht so hoch. Eventuell gibt es so mehr Luft bei den Proton Starts, die seit dem Kommerzialisierung deutlich zugenommen haben, oder man denkt an eine Erhöhung der Nutzlast z.B. durch den Einsatz der unten angegeben Fregat Version, die bisher nur von Land aus startete.

Zenith 3 SL

Zenit 3 SL

Erststart 28.1999, letzter Start: 21.5.2008
Starts: 24, Fehlstarts 3
Zuverlässigkeit 91.6 %
Startkosten: 75 Mill. USD
Nutzlast 15700 kg (200 km 0°)
6000 kg in GTO mit Δv = 1500 m/s
4005 kg auf Fluchtgeschwindigkeit
Höhe 60 m

Stufe 1:
Vollmasse: 354582 kg
Leermasse: 32302kg
Schub: 7257 kN Boden
Schub: 7911 kN Vakuum
1 Triebwerk  RD-171 mit 4 Brennkammern
Länge 32.9 m, Durchmesser 3.9 m
Brenndauer: 144 sec.
Spez. Impuls: 3036 m/s / 3308 m/s (Boden / Vakuum)

Stufe 2:
Vollmasse: 90757 kg
Leermasse: 9017 kg
Schub: 913.7 kN + 4 Steuerdüsen 78.4 kN
1 Triebwerk RD-120,4 RD-8.
Länge 10.4 m, Durchmesser 3.90 m
Brenndauer: 300-315 sec.
Spez. Impuls: 3433 m/s (Vernier 3355)

Stufe 3: Block DM-2 (11S86S-01)
Vollmasse 19811 kg.
Leermasse: 3861 kg.
Schub: 80 kN
Spezifischer Impuls: 3541 m/s
Durchmesser 3.7 m, Länge 5.6 m
1 Triebwerk RD-58S + 10 Vernierdüsen 11,22,44 N
Brennzeit 600 sec.

Nutzlastverkleidung:
11.16 m (2100 kg) × 3.90 m Durchmesser
13.65 m (2300 kg) × 3.90 m Durchmesser
max. Volumen 90 m²

Zenit 3 Land Launch und Zenit 2M

Zenit 2 Land LaunchInzwischen wird die Zenit auch als Land-Launch Version angeboten. Dabei startet die Zenit von den Zenit 2 Startrampen in Baikonur aus. Es ist hier eine zweistufige und dreistufige Version möglich. Bislang steht der erste Start einer Zenit 2 LL oder Zenit-3LL (LL: Land Launch) von Baikonur aus noch aus.

Die Zenit 3LL basiert auf der Zenit 2M, wobei die M für "modified" steht. Die Rakete bekam ein moderneres Steuersystem und das Triebwerk RD-171M in der ersten Stufe. Weitere Details über die Rakete gibt es nicht. Die Zenit 2M (die bei anderen Quellen aber auch als "normale Zenit 2 aufgeführt wird) hatte ihren Erstflug am 29.7.2007 mit Kosmos 2428.

Für GTO Missionen hat die Zenit 3LL Version nur eine Nutzlast von 3600 kg. Diese wird in einen 4100 × 36000, 23.2 Grad geneigten Orbit entlassen. Dieser ist energetisch gleichwertig mit einem 186 × 36000 km Orbit mit 0 Grad Inklination. Für GTO oder GEO Missionen ist ein Start von Baikonur aus also unattraktiv. In einen GEO Orbit können nur 1600 kg transportiert werden. Die Nutzlast für einen 200 km hohen 51.6° zum Äquator geneigten Orbit liegt mit 13000 kg nur geringfügig unter dem der Zenit 2. Die Gründe sind nicht bekannt, eventuell liegt es an der langen Nutzlastverkleidung von 13.7 m Länge, die Zenit 2 verwandte in der Regel die kurze Version. Der Start in den GTO Orbit erfordert drei Brennperioden. Die erste führt Nutzlast und Block DM-SLB in eine niedrige Erdumlaufbahn. Nach Erreichen des Äquators wird Block DM zum zweiten mal gezündet und man erhält einen 200 x 36000 km Orbit mit einer verringerten Inklination (durch Zünden am Äquator). Die dritte Zündung am Apogäums nach 5 Stunden hebt diesen Orbit an und verringert nochmals die Inklination. Dieser Orbit hat durch sein erhöhtes Perigäum die gleiche Geschwindigkeitsdifferenz wie ein Orbit von Kourou aus (200 x 36000 km, aber 5 Grad Inklination).

Zenith 2 LLDie Zenit Land Launch kann zweistufig oder dreistufig mit der Oberstufe Block DM oder einer neuen Oberstufe eingesetzt werden. Die von ILS angebotene Zenit 3 LL setzt Block DM wie die Sea Launch ein. Dabei hat Block DM ein strukturelles Limit von 5.0 t. Er wiegt mit 17.8 t voll getankt auch weniger als der bei der Zenit 3 SL verwendete. Durch zwei neue 100 N Steuerdüsen konnte auch der mindestens vorhandene Resttreibstoff für eine Wiederzündung von 4000 auf 1500 kg gesenkt werden.

Diese Version ist vor allem geeignet 12 t zur Raumstation ISS zu transportieren. Diese umkreist die Erde in der gleichen Inklination wie Baikonur. Sea Launch bot 2001 die Land Launch Version der NASA als Cargo Transporter für die ISS an. Bislang gab es jedoch seitens der NASA keinen Bedarf. Sie hat selbst einen Ausschreibung laufen um einen Transport von Fracht zur ISS durchzuführen, an dem sich SpaceX und Rocketplane beteiligen (Commercial Orbital Transportation Services), Japan und Europa werden mit dem ATV und HTV ab 2007 den Transport von Fracht übernehmen. Andere zivile Nutzlasten in der Gewichtsklasse von 10-12 t sind eher selten, daher harrt diese Version noch auf einen Erststart.

Eine Version für russische Nutzlasten setzt eine modifizierte Fregat Oberstufe ein. Genauere Details sind noch nicht bekannt. Genauso wenig, warum man nicht bei dem bewährten und leistungsfähigen Block DM bleibt. ein Grund könnten aber die Restriktionen von Block DM sein: Er ist für maximal 6.0 t schwere Nutzlasten ausgelegt. Will man Nutzlasten in höhere Orbits befördern, so nimmt die Nutzlast der zweistufigen Zenit 2 aber schnell ab, wie auch obige Grafik zeigt. Der erste Start soll auch einen russischen Wettersatelliten befördern. Derartige Nutzlasten gelangen in polare, >900 km hohe Umlaufbahnen, in denen die Nutzlast einer normalen zweistufigen Zenit nur noch etwa 3000 kg beträgt.

Für kleinere geostationäre Satelliten ist die Zenit 3LL eine Alternative, da die gesamten Startvorbereitungen in Baikonur erfolgen können. Das verbilligt diese, verglichen mit dem kompletten Transport der mobilen Startplattform zum Zielgebiet. Der Erststart der Zenit LL hat sich um einige Jahre verzögert, doch seitdem startet sie genauso oft wie ihre Sea Launch Version.

Eine Variation der Land Launch Variante ist die Zenit Fregat. Nachdem die Phobos-Grund Mission zu schwer für eine Sojus 2 wurde, entschloss sich Russland die Fregat Oberstufe auf der Zenit einzusetzen. Die Zenit selbst kann mit zwei Stufen keinen Fluchtkurs erreichen. Der Block-DM wird dabei nicht eingesetzt, obwohl er in der Leistung der Fregat überlegen ist. Der Wechsel erfolgte weil die Fregat Oberstufe mit der Raumsonde eng verbunden ist. Die Fregat wurde durch einen externen Tank ergänzt. Sie wiegt dann rund 9,2 t während die Sojus Version nur 6,6 t wiegt. Der niedrige Schub macht zwei Zündungen notwendig. Der erste bringt die Stufe mit der Raumsonde in eine elliptische Umlaufbahn, die zweite bringt Phobos-Grunt auf einen Fluchtkurs.

Datenblatt Zenit 3 LL / Zenit Fregat

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:




Nutzlastverkleidung:

2008 – heute

3, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

59,27 m Höhe
3,90 m Durchmesser

461.160-470.150 kg

13.000 kg in einen 200-km-LEO-Orbit mit 65° Inklination
3.600 kg in einen GTO-Orbit mit Δv = 1500 m/s
4120 kg in GTO mit Δv = 1800 m/s
1.600 kg in einen GSO-Orbit
3780 kg auf Fluchtgeschwindigkeit

11,39 m Länge, 4,15 m Durchmesser. max. Volumen 90 m²


Stufe 1

Stufe 2

Block DM-SL

Fregat SB

Länge

32,80 m

10,40 m

4,90 m

2,30 m

Durchmesser:

3,90 m

3,90 m

3,70 m

3,44 m

Startgewicht:

354.582 kg

90.757 kg

17.800 kg

11.600 kg

Trockengewicht:

32.302 kg

9.017 kg

3.220 kg

1.350 kg

Schub Meereshöhe:

7.688,4 kN

-

-

-

Schub Vakuum:

8.354 kN

813 kN
+ 78,4 kN

80 kN

19,85 kN

Triebwerke:

1 × RD-172

1 × RD-120
+ 1 × RD-08

1 × RD-85S

1 × S5.92M

Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

3049 m/s

-

-

-

Spezifischer Impuls
(Vakuum):

3308 m/s

3432 m/s

3452 m/s

3246 m/s

Brenndauer:

128 s

265 s-290 s

548 s

1534 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

NTO / UDMH

Links

Zenit Startlisten

NPO Energomasch

KB Yuzhnoye

Artikel zuletzt aktualisiert am 5.3.2014

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.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




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