Ein Beitrag von Axel Nantes. Quelle: astronet.ru, Chrunitschew, Interfax, RIAN, Roskosmos, runews24, topwar.ru.

Auf welche Quelle sich Interfax konkret bezieht, gab die Agentur nicht an. Die Einstellung des Programms wegen Unterfinanzierung käme insofern überraschend, als noch gerade an diesem Wochenende auch die Medium-Version der Proton-Rakete von Chrunitschew auf einer Messe in Astana in Kasachstan präsentiert wurde. Auf der KADEX-2018 genannten Messe wurden vom 23. bis 26. Mai 2018 Waffen und andere Militärausrüstung gezeigt.

Am 23. Mai 2018 schrieb die russische Agentur RIA Nowosti, die russischen Proton-Raketen seien modernisiert worden und würden nun eine deutliche verringerte Umweltbelastung verursachen. Andrej Pankratow, Chrunitschews Generaldirektor für das Auslandsgeschäft, habe auf der KADEX-2018 am 23. Mai mitgeteilt, man habe ernsthafte Arbeiten zur Verbesserung der Umweltbilanz der Raketen Proton-M (das derzeitige Standard-Modell) und Proton Medium (letztere in Russland auch Proton-L bzw. Протон-Л genannt) durchgeführt. Die Raketen seien hinsichtlich ihrer Umweltbilanz jetzt unter den besten. Die Verbesserungen ergäben sich durch die möglichst vollständige Verbrennung aller Treibstoffe an Bord.

Die Variante Medium wurde im Herbst 2016 vorgestellt und exklusiv über das Konsortium International Launch Service (ILS) vertrieben. Ein erster Entwurf für die Proton Medium sah noch deutliche Veränderungen der Rakete gegenüber dem Ausgangsmodell vor. Die zuletzt verfolgte Version war eine im wesentlichen um eine Raketenstufe gekürzte Version des Standard-Modells – Raumfahrer.net berichtete.

Eine Reihe russischer Agenturen hatte jüngst mit Bezug auf Andrej Pankratow gemeldet, Chrunitschew lägen derzeit 24 Startaufträge für unterschiedliche Varianten der Proton-Raketen vor. Ob Buchungen aus dem Ausland für die Proton Medium mit dem Standard-Modell der Rakete abgewickelt werden sollen oder können, wurde bisher nicht bekannt.

Zuletzt war sowohl für die Proton Medium als auch das Standard-Modell eine neue, vergrößerte Nutzlastverkleidung in der Planung. Wann genau die großvolumige Verkleidung mit einem Durchmesser von rund fünf Metern realisiert wird, ist offen.

Update:
Über den Kurznachrichtendienst Twitter verbreitete der Journalist Stephen Clark am 30. Mai 2018 eine Mitteilung, nach der Informationen über die Einstellung der Proton-Medium-Variante gemäß Angaben eines nicht namentlich genannten Sprechers von ILS völlig unzutreffend seien und keinerlei Basis besäßen.

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• Proton Traegerrakete

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: MAKS, Energija, WPK.

Auch Änderungen, die erst im Dezember vergangenen Jahres durch den Auftraggeber Roskosmos vorgenommen wurden, sind im Entwurf berücksichtigt. Zuletzt hatte man im Juli noch letzte Hand angelegt.

Demnach soll PTK NP nur in zwei Varianten gebaut werden, eine für erdnahe Bahnen, beispielsweise zum Anfliegen einer Raumstation und eine für Mondflüge. Beide unterscheiden sich im Wesentlichen in Tank- und Triebwerksgrößen, in der vorgesehenen maximalen Einsatzdauer und in der Stärke des Hitzeschildes für den Wiedereintritt in die Erdatmosphäre.

Die Variante für den Erdorbit besitzt eine Startmasse von 14,4 Tonnen, wovon etwa 10 t auf die Besatzungskabine entfallen. Diese hat die Form eines Kegelstumpfes mit einem Basisdurchmesser von 4,50 m, einer Höhe von etwa 3,50 m und einem oberen Durchmesser von etwa 2,20 m. Damit ergibt sich ein Innenvolumen von etwa 30 Kubikmetern, von denen 17 Kubikmeter der Besatzung im oberen Teil zur Verfügung stehen. Den übrigen Anteil belegen Frachtraum, Aggregatabteil, ein spezielles Fallschirmabteil sowie der Kopplungsstutzen am Bug.

Mittlerweile ist das Raumschiff nur noch für eine vierköpfige Besatzung ausgelegt, verfügt aber über einen abgetrennten und zeitweilig vergrößerbaren Hygienebereich, der nicht nur als Toilette dient. Klima- und Belüftungsanlagen sind vollständig verkleidet, eine modernisierte Bedienkonsole steht den Raumfahrern auf den beiden mittleren Plätzen zur Verfügung und kann nach „oben“ geklappt werden. Im Frachtabteil können 500 kg Nutzlast ins All und auch wieder zurück auf die Erde transportiert werden. (Mit den älteren Kasbek-Sitzschalen lässt sich das Raumschiff auch für 6 Personen ausrüsten. Diese Variante bietet sich für Kurzzeitflüge in den Erdorbit an.)

Beim Start existieren für jede Flugphase Rettungsmöglichkeiten, vor allem durch einen mit Feststoffsätzen bestückten Raketenturm, wie er ähnlich bereits bei Sojus-Raumschiffen Anwendung findet. Bei der Landung ist man wieder konservativer geworden. Zwei Sätze von Pilotschirmen ziehen die drei Hauptfallschirme aus dem Innenraum. Erst in der Endphase der Landung und nach dem Abwurf des Hitzeschildes werden 4 Beine ausgeklappt und in etwa 10 Metern Höhe Triebwerke gezündet, die für eine weiche und aufrechte Landung sorgen sollen.

Durch die veränderte Form und die breitere Basisfläche lässt sich das neue Raumschiff aerodynamisch besser steuern und kann die Flugbahn stärker strecken sowie seitlich korrigieren als dies bei der Sojus der Fall ist. So eignet sich die modular aufgebaute Besatzungskabine gleichermaßen für Erdorbit- und Mondflüge. Die drei Teile des Landers sollen sich unabhängig voneinander warten lassen. Man strebt an, dass jede Einheit bei fünf Flügen zum Einsatz kommt. Als Landegenauigkeit werden 5 km angegeben.

Das Geräteabteil ist zylindrisch und an der Unterseite der Kapsel befestigt. Es wird nicht wieder verwendet. Der Durchmesser liegt bei 3,5 Metern, die Länge bei der Erdorbitversion bei etwa 2,60 Metern. Damit ist das Raumschiff insgesamt 6,10 m lang. Zwei Solarzellenpaneele sind während des Starts am Serviceteil anliegend zusammengeklappt und unter einer Verkleidung verborgen. Ausgeklappt ergibt sich eine Spannweite von 13,80 m, jeder Flügel enthält zwei Solarzellenflächen mit Abmessungen von etwa 1,60 m mal 2,30 m. Die Gesamtfläche der am Ausleger um eine Achse drehbaren Solarzellen liegt bei etwa 14 bis 15 Quadratmetern, woraus sich bei 25% Wirkungsgrad etwa 5 kW elektrischer Leistung gewinnen lassen.

Die Erdorbitvariante soll bis zu einem Jahr im All bleiben können. Für die Struktur und die Hülle kommen neue Materialien zum Einsatz, die auch vor Mikrometeoriten einen besseren Schutz bieten sollen. Die Mondflugvariante, die auch für Missionen zu Langrangepunkten vorgesehen ist, soll eine Masse von 20 Tonnen besitzen. Der Nutzlastanteil sinkt dabei auf 100 kg, die maximale Flugdauer auf 180 Tage.

Noch nicht klar ist die Trägerrakete für das neue Raumschiff. Erste Testflüge könnten an der Spitze einer Zenit erfolgen. Für das einsatzfähige Raumschiff wird wohl eine spezielle Variante der Angara 5 entwickelt. Für Mondflüge sind dann aber stärkere Raketen gefordert.

Die Vorgeschichte für das Raumschiff ist etwas komplex. Zunächst plante man mit Kliper ein Raumschiff im Auftriebskörperdesign, dem zwischenzeitlich sogar Flügel wuchsen. Da sich diese Form aber nicht für die Rückkehr mit hoher Geschwindigkeit vom Mond eignete, ging man zurück zum Kapseldesign. Hier wollte man mit der ESA ein gemeinsames Raumfahrzeug entwickeln, konnte sich aber nicht einigen, wer für welche Komponenten die Hauptverantwortung übernehmen sollte. Schließlich beauftragte Roskosmos Energija 2009 direkt mit der Entwicklung des neuen Raumschiffes. Nach einigen Änderungen in der Ausschreibung wurde schließlich August 2013 als Zielzeitpunkt für den Abschluss der Konzeptphase festgelegt. Einige der Neuentwicklungen sollen beim modifizierten Sojus-MS-Raumschiff bereits getestet und verwendet werden.

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• Neues russisches Raumschiff: PPTS
• Kosmodrom Wostotschny
• Angara A5 (Erstflug)

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Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: Xinhua, Wikipedia, Raumcon.

Die CZ 7 soll etwa 13,5 t Nutzlast in einen niedrigen Erdorbit befördern können. Damit wäre sie das geeignete Transportmittel für zukünftige Frachtraumschiffe aus dem Land der Mitte, die vom derzeit im Orbit befindlichen Mini-Labor Tiangong abgeleitet werden. Der Name des Frachtschiffs soll in Bälde bekannt gegeben werden. Möglicherweise kommt die Rakete dann auch zum Start des Nachfolgers von Tiangong 1 zum Einsatz.

Dieses Labor soll in etwa zwei Jahren in eine Erdumlaufbahn gelangen und die Erfahrungen der chinesischen Raumfahrer und Ingenieure mit experimentellen Raumstationen vergrößern. Insbesondere soll Tiangong 2 nachgetankt werden können und über zwei Kopplungsaggregate verfügen, so dass Versorgungsschiffe ankoppeln und entladen werden können und somit längere Missionen chinesischer Raumfahrer ermöglichen.

Die CZ 7 soll wie CZ 5 und 6 mit Kerosin und flüssigem Sauerstoff arbeiten und damit sowohl umweltverträglicher als auch billiger werden als ihre Vorgänger. Startplätze werden auf jeden Fall im neuen Raumfahrtzentrum auf der Insel Hainan gebaut. Auch das Hainan Weltraum-Startzentrum soll 2015 in Betrieb gehen. Möglicherweise kann Tiangong 2 auf einer CZ 7 bereits von dort aus starten.

Tiangong 1 (sprich: Tjengung) bekommt derweil im Sommer erneut Besuch von einem bemannten Raumschiff aus dem Land der Mitte. Die Mission Shenzhou 10 (sprich: Schindschu) soll etwa 14 Tage dauern und eine dreiköpfige Besatzung transportieren. Darunter wird sich auch wieder eine Frau befinden. Nach der Rückkehr der Besatzung soll das Mini-Raumlabor noch etwa 2 Jahre unbemannt die Erde umrunden und die Zuverlässigkeit der Technik beweisen oder Schwachstellen aufdecken. Bisher funktioniert Tiangong 1 aber offenbar einwandfrei. Man verzichtet sogar ausdrücklich auf den Austausch verschiedener Systeme, die ursprünglich eigentlich erneuert werden sollten.

Geplant sind für die Mission Shenzhou 10 wissenschaftliche Untersuchungen zur Anpassung des Menschen an die Schwerelosigkeit, das Training von Reparaturmethoden sowie die Erprobung weiterer technischer Systeme, die für den Langzeitbetrieb einer Raumstation erforderlich sind. Zudem stehen wissenschaftliche Lektionen für Schüler auf dem Programm.

Um 2020 will China dann eine eigene Raumstation aufbauen, die aus wenigstens drei Modulen besteht und regelmäßig von Besatzungen sowie unbemannten Frachtraumschiffen angeflogen wird. Auch eine internationale Nutzung des Weltraumlabors hat man dabei im Sinn. Eine Beteiligung Chinas an der Internationalen Raumstation hatten die USA immer kategorisch abgelehnt.

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• Tiangong 2
• Tiangong 1
• Shenzhou 10

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Ein Beitrag von Daniel Maurat

Geschichte

Anfang der 1990er Jahre gab es in der Raumfahrt eine neue Entwicklung: Nutzlasten wurden immer spezialisierter und damit auch kleiner, weswegen man nun auch mit kleineren Trägerraketen starten konnten. Sowohl die USA mit ihren Kleinträgern, so etwa Pegasus und Taurus, als auch die ehemaligen Sowjetrepubliken, allen voran Russland und die Ukraine mit den abgewandelten Interkontinentalraketen Dnepr, Rockot, Start oder Kosmos, konnten diesen Markt dominieren. Europa dagegen hatte keine Möglichkeiten, kleine Satelliten selbst zu starten, da dazu die verfügbaren Trägerraketen, vor allem die Ariane 4 und 5, viel zu überdimensioniert und damit zu teuer waren.

Zu dieser Zeit hatte bereits Italien Erfahrung mit Kleinträgern, da sie das amerikanische Scout-Programm zum Beispiel auch mit der Startplattform San Marco vor der Küste Kenias unterstützten. Nachdem aber die USA das Programm beendeten, wollten die Italiener die Rakete in Eigenregie weiterentwickeln, wobei sie sowohl auf Technologie der Ariane als auch der Scout zurückgriffen. Die daraus resultierende Rakete, die Zefiro, nutzte die Erst- und die Zweitstufe der Scout, kombinierte sie mit zwei Feststoffboostern der Ariane 4 und mit zwei neu entwickelten Oberstufen. Einen einzigen Testflug mit den Erststufe und den Boostern führte sie am 19. März 1992 durch, doch wurde das Programm darauf eingestellt. Italien drängte dann aber bei der ESA auf die Entwicklung einer eigenen europäischen Kleinrakete, wobei man die Erfahrungen der Zefiro als auch Komponenten der sich damals in der Entwicklung befindlichen Ariane 5 nutze wollte. Doch die Entwicklung der Ariane 5 ließ keine weiteren Mittel für andere Trägerprojekte übrig, darüber hinaus regte sich heftiger Widerstand aus anderen ESA-Mitgliedsländern, allen voran aus Deutschland, da Astrium mit Eurockot auch an den Starts der Rockot beteiligt war und man keine weitere Konkurrenz wollte. Die ESA beschloss zwar im Oktober 1999, die nun Vettore Europeo di Generazione Avanzata, kurz Vega, genannte Rakete zu einem ESA-Programm zu machen, doch beteiligten sich nur sechs Staaten unter der Führung von Italien an diesem Programm. Im Jahr 2003 schließlich wurden die Verträge zum Bau der Rakete verteilt, wobei Avio aus Italien die meisten Aufträge bekam.

Technik

Die Vega verfügt über drei Stufen sowie eine Oberstufe:

• Die erste Stufe mit dem Namen P 80 FW basiert auf den Feststoffboostern EAP der Ariane 5, wurde aber weiterentwickelt und verkürzt. Der monolithische Raketenmotor, gebaut von Avio, hat eine Länge von 11,71 m, hat einen Durchmesser von 3 m und wiegt voll betankt 95,8 t. Der Feststoffmotor liefert bei einer Brenndauer von 107 Sekunden einen Schub von 2.112 kN. Als Treibstoff nutzt man den Festtreibstoff HTPB. Das Revolutionäre an der Stufe ist zunächst die Tatsache, dass die gesamte Struktur aus Kohlefaserverbundwerkstoffen besteht und damit die Hülle im Vergleich zu anderen Feststoffmotoren sehr leicht macht. Zudem werden zur Änderung der Flugbahn keine hydraulischen Aktoren, welche die Schubrichtung mittels der Düse beeinflussen, mehr benutzt, sondern elektrische.
• Die zweite Stufe vom Typ Zefiro 23 ist eine Neuentwicklung von Avio für die Vega. Die Stufe ist 7,53 m lang, hat einen Durchmesser von 1,91 m und wiegt voll betankt 25,75 t. Das einzelne Triebwerk liefert einen Schub von 954 kN bei einer Brenndauer von 72 Sekunden. Als Treibstoff nutzt man HTPB.
• Die dritte Stufe vom Typ Zefiro 9 ist eine verkleinerte Variante der Zefiro 23 Sie ist 3,47 m lang, hat einen Durchmesser von 1,91 m und wiegt voll betankt 10,95 t. Das Triebwerk liefert im Betrieb einen Schub von 225,8 kN bei einer Brenndauer von 130 Sekunden.
• Die vierte Stufe, auch als AVUM (Attitude Vernier Upper Module) ist eine kleine Stufe, welche Abbrandungenauigkeiten der Feststoffmotoren ausgleicht und den Satelliten auf seinen Orbit absetzt. Die in der Ukraine gefertigte Stufe hat eine Länge von 0,47 m, hat einen Durchmesser von 1,95 m und wiegt voll betankt 970 kg. Das einzelne Triebwerk vom Typ RD-869K von KB Juschnoje liefert bei einer Brenndauer von 315 Sekunden einen Schub von 2,54 kN. Dabei nutzt man als Treibstoff UDMH und als Treibstoff N₂O₄, welche in je zwei Tanks gelagert werden. Im AVUM ist auch die gesamte Avionik und der Bordcomputer der Rakete untergebracht.

Starts

Insgesamt gab es bisher (Stand: Mai 2012) nur einen Start der Vega. Dieser Jungfernflug fand am 13. Februar 2012 statt, wobei bei diesem Start insgesamt neun Kleinsatelliten in den Erdorbit gebracht wurden. Als Startrampe nutzt man die Startrampe ELV (l’Ensemble de Lancement Vega), welche ursprünglich als ELA 1 die Starts der Ariane-Versionen 1 bis 3 unterstützte. Der erste Start einer Vega war ursprünglich schon für 2007 geplant, doh verzögerte sich der Termin immer wieder, da zunächst die Drittstufe nach einem gescheiterten Testlauf vom 28. März 2007 diese modifiziert werden musste. Danach verzögerte sich der Start immer wieder aufgrund von Problemen an der Startrampe und mit der Rakete.

Zurzeit läuft ein Programm namens VETRA (Vega Research and Technology Accompanimen), wobei die Vega in insgesamt fünf Missionen getestet wird. Dieses Programm wird dabei von der ESA finanziert, wobei Arianespace die Starts vermarktet. Auch in Zukunft wird Arianespace für kommerzielle Flüge veranwortlich sein.

Ausblick

In den Wochen nach dem Jungfernflug im Februar und März 2012 gab es eine Reihe von Überlegungen zur Modifizierung der Vega. Einer der wichtigsten Ziele ist es, die AVUM ohne ukrainische Elemente zu bauen. Dabei zeigte Deutschland beziehungsweise die DLR große Bereitschaft, sich zu beteiligen und schlugen vor, eine neue Oberstufe zu bauen. Schon seit einigen Jahren läuft ein Programm namens VENUS (Vega New Upper Stage), wobei mehrere Konzepte für einen Ersatz der bisherigen AVUM diskutiert wurde.

Im Verlauf des VERTA-Programms sind noch vier Starts geplant, so unter anderem für Satelliten der Sentinel 2 und Sentinel 3-Serie, welche für Erderkundung genutzt werden sollen. Darüber hinaus soll mit der Vega das IXV, ein neues Konzept für ein wiederverwendbares Raumfahrzeug, starten. Das IXV macht einen knappen Erdumlauf und landet dann wieder gesteuert im Meer.

Technische Daten:

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Ein Beitrag von Florian Stremmel. Quelle: ESA.

So wurde nun eine Einrichtung fertiggestellt, mit der das Kontrollsystem für den Hauptantrieb auf seine Funktionstüchtigkeit hin untersucht werden soll. Das Vega-Entwicklungs-Programm beinhaltet in diesem Jahr eine ganze Reihe von wichtigen Tests, wie zum Beispiel Zündungen des Haupt-Motors, mechanische und elektrische Leistungs-Überprüfungen sowie System-Versuche. Auch die Elektrik der ersten Stufe des Trägers für kleine Nutzlasten wird seit März intensiv unter die Lupe genommen.

Diese erste Stufe, der P80-Haupt-Motor, wird über eine Vektor-Steuerung des Abgasstrahls („Thrust Vector Control“, TVC) verfügen. Dabei lenkt eine bewegliche Düse mit Hilfe von zwei elektromechanischen Aktuatoren den Schub des Feststoff-Antriebs um einige Grade seitlich ab und beeinflusst somit die Neigung und den Kurs der Rakete während des Fluges. Mit der neuen Test-Einrichtung, die beim Haupt-Auftragsnehmer für die Trägerrakete, ELV SpA, im italienischen Colleferro entstand, soll das Verhalten des TVC-Systems charakterisiert und die Funktionalität des elektrischen Systems spezifiziert werden. Dazu werden die verschiedenen Einflüsse und Bedingungen, die während des Fluges wirken und zu berücksichtigen sind, an Hand eines Modells simuliert.

Mit dem Modell sollen alle wichtigen Einheiten des Antriebs auf ihre jeweiligen Leistungsmerkmale hin überprüft werden, speziell die beiden Aktuatoren sowie deren elektronische Stromversorgungs-Einheiten und ein mechanisch repräsentatives Modell der Düse. Eine Batterie-Einheit mit Lithium-Ion-Technologie trägt dazu bei, die Betriebsbedingungen während des Fluges bei einigen Szenarien exakter simulieren zu können.

Einige Monate werden diese Tests in Anspruch nehmen, die gelieferten Daten werden zudem in die erste Testzündung des Hauptantriebs in Kourou im letzten Quartal 2006 mit eingehen. Zudem wird das TVC-Modell auch zu einem späteren Zeitpunkt zur Gesamtsystem-Verifizierung beitragen. Dabei wird es von einer Testversion des Vega-Bordcomputers und dessen Flugsoftware gesteuert werden.

Der Hauptantrieb P80 verfügt dann über eine Länge von 10,5 Metern und beinhaltet 88 Tonnen Treibstoff. Die Brennzeit ab Start soll 107,6 Sekunden betragen. Danach folgen zwei weitere Feststoff-Stufen, Zefiro 23 und Zefiro 9, bis die Nutzlast schließlich von der mit Flüssigtreibstoff angetriebenen Oberstufe „AVUM“ ausgesetzt wird.

Mit der kleinen Trägerrakete Vega soll das Start-Angebot von Arianespace um den Bereich der kleinen Satelliten ergänzt werden. Bis Januar nächsten Jahres soll dafür der Startplatz in Kourou fertiggestellt sein, auf dem die erste Trägerrakete Ende 2007 zum Qualifikationsflug abheben soll.

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