Quelle: OHB SE.

Oberpfaffenhofen, 27. September 2019. Im Januar dieses Jahres haben die OHB System AG und Israel Aerospace Industries (IAI) die Kräfte gebündelt, um gemeinsam einen kommerziellen Mondlandedienst zu entwickeln. Im Zuge dieser ersten Vereinbarung luden die Partner Interessenten aus Wissenschaft und Wirtschaft zu einem Anwenderworkshop am OHB-Standort in Oberpfaffenhofen ein, um mehr über ihre speziellen Anforderungen zu erfahren.
LSAS – Mondlandedienst
Der „Lunar Surface Access Service“ (LSAS) genannte Dienst basiert auf dem Konzept für den „Israeli Lunar Lander“ (ILL). Der ILL hat wiederum seine Wurzeln in der (in Zusammenarbeit mit der NGO SpaceIL entwickelten) Mondlandefähre Beresheet, die Anfang des Jahres mit einer kleinen wissenschaftlichen Nutzlast ihren Erstflug absolvierte. Bei dem daraus abgeleiteten ILL-Konzept werden die Möglichkeiten bei der Unterbringung der Nutzlasten erweitert und deren erlaubte Masse erhöht. Dieses angepasste Konzept bildet die Grundlage für den LSAS-Mondlandedienst von OHB System AG und IAI. Möglich sind entweder feste oder flexibel einsetzbare Nutzlasten, die auf einem Roboterarm zur Platzierung oder zum Einsatz am Boden untergebracht sind. Dabei können auch Kleinsatelliten in eine Mondumlaufbahn entlassen werden.

„Hauptvorteil des LSAS sind die aus der Beresheet-Mission gewonnenen Erfahrungen. Dies verschafft uns gegenüber potenziellen kommerziellen Konkurrenten einen erheblichen Wettbewerbsvorteil in Bezug auf Risiko und Zeitplan“, sagt Opher Doron, IAI. „Wir sind gesprächsbereit und in der Lage, in Zusammenarbeit mit OHB bereits 2021 unseren ersten Lander zu starten.“ Das aus IAI und OHB bestehende LSAS-Konsortium arbeitet mit möglichen Kunden (einschließlich der Europäischen Weltraumorganisation ESA) an einer kostengünstigen Mondlandefähre, die mehrere wissenschaftliche, technologische und kommerzielle Nutzlasten transportieren kann.

Die OHB System AG, die in erster Linie mit der Vermarktung des LSAS an europäische Kunden, der Projekt- und Missionssteuerung und -koordination sowie der Nutzlastunterbringung beauftragt ist, wird auch mit ihrem breiten Knowhow und dem in fast 40 Jahren im Luft- und Raumfahrtbereich gewonnenen Erfahrungsschatz die Entwicklung der Mondlandefähre selbst und insbesondere der Landetechnik unterstützen.

An dem Workshop, den die beiden Partner heute veranstalteten, nahmen Gäste aus wissenschaftlichen Instituten, Wirtschaftsunternehmen sowie der Europäischen Weltraumorganisation ESA teil. „Ziel des Workshops war es, den Marktbedarf zu ergründen und die Anforderungen an die Nutzlastunterbringung zu eruieren“, sagt Dr. Timo Stuffler, Director Business Development bei OHB. „Wir haben darüber hinaus einen Fahrplan für die erste Mission im Rahmen der LSAS-Kooperation vorgestellt und diskutiert.“

Vorwärts zum Mond! In internationaler Zusammenarbeit
Neben den kommerziellen Akteuren in Europa und den USA wird die Erforschung der Mondoberfläche auch weiterhin im Rahmen von institutionellen Programmen, insbesondere in China und Indien, vorangetrieben. „Durch diese spannende Mischung aus staatlich geförderten und kommerziell umgesetzten Mondmissionen wird die geplante kurzfristige Rückkehr der Menschen auf die Mondoberfläche bereits 2024 möglich sein, wobei ab der zweiten Hälfte der 2020er Jahre eine dauerhafte menschliche Präsenz auf einer Mondumlaufbahn beabsichtigt ist. Neben den astronautischen Missionen wird auch die Mondrobotik eine wichtige Rolle spielen und auch im Fokus der OHB stehen“, ergänzt Dr. Lutz Bertling, Vorstandsmitglied der OHB SE. „Die Lande- und Rückkehrfähigkeiten werden entscheidend sein. Wir sind sehr stolz, auch bei der größeren Mondlandefähre Blue Moon mit der US-Firma Blue Origin zusammenzuarbeiten. Dieses Landegerät ist für eine Gesamtnutzlastmasse von rund 5.000 kg ausgelegt.“

Die erste Mondmission von SpaceIL und IAI
Im Februar 2019 verließ das israelische Mondlandefahrzeug Beresheet als erste privat finanzierte Raumsonde die Erde und erreichte im April erfolgreich seine Umlaufbahn um den Mond. Das Projekt Beresheet wurde in Zusammenarbeit mit IAI als Mitentwickler von der gemeinnützigen Einrichtung SpaceIL geführt. SpaceIL war der einzige Teilnehmer des vorangegangen Wettbewerbs Google Lunar X-Prize, der tatsächlich eine Mondlandemission startete. Die Leichtbauweise der Landefähre wurde während der Gesamtmission erfolgreich auf Herz und Nieren geprüft. Die Landefähre wurde in eine Mondumlaufbahn gebracht; allerdings kam es aufgrund eines fehlerhaften Kommandos (dessen Ursache konnte inzwischen vollständig geklärt werden) während des kontrollierten Abstiegs zur Mondoberfläche zu einem Reset des Bordcomputers und einem harten Aufprall. Mehr als 95 % der Hardware und Systeme funktionierten jedoch erwartungsgemäß und haben sich bewährt.

Die historische Beresheet-Mission hat entscheidende Erfolge erzielt und ebnete den Weg für kostengünstige kommerzielle Tätigkeiten in der Mondumlaufbahn, da die technische Machbarkeit einer Huckepackintegration mit einer GTO-Nutzlast, die Nutzung so genannter Phasing-Orbits zur Steigerung der Missionsflexibilität unter Widerstandfähigkeit gegenüber dem Van-Allen-Strahlungsgürtel sowie die präzise GPS-freie Navigation und Entfernungsbestimmung nachgewiesen werden konnten.

Mondmissionen der OHB
OHB führte 2014 zum Gedenken an den verstorbenen Firmengründer Manfred Fuchs eine eigene Mondmission durch. Es handelte sich hierbei um eine privat finanzierte Nutzlast, die als „Manfred Moon Memorial Mission (4M)“ bezeichnet wird, und huckepack auf der chinesischen Mondsonde Chang’e 5-T1 gestartet wurde. Aus der Mondumlaufbahn sendete die 4M-Nutzlast in einer Endlosschleife Nachrichten, die von der Familie sowie Freunden und Wegbegleitern von Manfred Fuchs vorher im System gespeichert wurden und von Funkamateuren auf der ganzen Welt empfangen werden konnten.

Die von 2003 bis 2006 durchgeführte SMART-1-Mission der OHB Sweden (ehemals SSC) war die erste Mondorbit-Mission, bei der ein solar-elektrischer Antrieb für den Transfer von der Erd- in eine Mondumlaufbahn eingesetzt wurde.

„Der Mond war für OHB schon immer von besonderem Interesse, da unser Gründer die Notwendigkeit der Erforschung und der Erschließung unseres nächsten Nachbarn im Weltraum längst erkannt hatte. Wir arbeiten an mehreren Studien und Projekten, die vom Transport zum und vom Mond, über die Nutzung von Mondressourcen bis hin zum 3D-Druck und der Erstellung einer organischen Matrix für den Pflanzenanbau reichen. Deshalb freuen wir uns über das allgemeine Interesse am Mond und können mit unserem Fachwissen und unserer Begeisterung einen wichtigen Beitrag leisten“, ergänzt Dr. Timo Stuffler, Director Business Development bei OHB.

Warum zum Mond?
Dr. Lutz Richter, Projektleiter Future Projects Science & Exploration bei der OHB System AG und Projektleiter für die LSAS-Kooperation mit IAI, erklärt, warum der Mond ein lohnender Forschungsgegenstand ist: „Im Gegensatz zur geologisch extrem aktiven Erde mit ihrer Plattentektonik, ihrer Atmosphäre und ihrem flüssigen Wasser ist der Mond ein eher ruhiger Himmelskörper. Durch die Rückführung von Mondproben auf die Erde, vor allem durch die Apollo-Astronauten, wissen wir, dass sich der Mond (kurz nach der Bildung der Planeten vor mehr als vier Milliarden Jahren) durch den Aufprall eines Himmelskörpers mit der ungefähren Größe des Mars auf die Erde gebildet hat, so dass der Mond auch Material enthält, das sich ursprünglich im Erdinneren befand. Durch die fehlende Plattentektonik und dem damit einhergehenden Ausbleiben einer großflächigen Umwälzung der Oberfläche, sowie wegen der fehlenden Atmosphäre zeichnet der Mond die Chronologie von Einschlägen von Asteroiden und Kometen auf, die auch unseren Heimatplaneten beeinflusst hat.

Auf dem Mond ist diese Historie sehr gut erhalten, so dass ein Ziel seiner künftigen Erforschung sein wird, ein besseres Verständnis der Einschlagschronologie zu gewinnen. Dies ermöglicht wiederum eine fundiertere Abschätzung der zukünftigen Gefahr einer möglichen Kollision von Asteroiden und Kometen mit der Erde. Die Entnahme von Mondproben an mehreren als sehr wichtig identifizieren Standorten, die während des Apollo-Programms nicht besucht wurden, und ihre Rückführung auf die Erde sind notwendig, um ein besseres Verständnis der geochemischen und geophysikalischen Evolution der Erde und des Mondes zu gewinnen. In der Sonnensystemforschung werden beide Himmelskörper übrigens als „terrestrische Planeten“ bezeichnet. Außerdem sollten die kürzlich bestätigten Lagerstätten von Eis in der Nähe der Mondpole besucht und von künftigen Missionen beprobt werden, um mehr über Kometen als wahrscheinliche Quelle für das durch Einschläge auf den Mond gelangte Eis zu erfahren.“

Diskutieren Sie mit im Raumcon-Forum:

• OHB-System

Der Beitrag IAI und OHB: Fly me to the Moon! erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: Florida Today, Spacenews, Spaceflight Now, ULA, USAF.

Beim Brennschluss der ersten Stufe der Atlas-V-Rakete der United Launch Alliance (ULA) am 23. März 2016 war weder die vorausberechnete Fluggeschwindigkeit noch die geplante Flughöhe erreicht. Das RD-180-Triebwerk der ersten Stufe war aus einem derzeit nicht öffentlich bekannten Grund beim 62. Flug einer Atlas-V-Rakete fünf oder sechs Sekunden zu früh abgeschaltet worden.

Dank intelligenter Programmierung und einer ausreichenden Betankung war die zweite Stufe der Atlas V, Centaur genannt, allerdings in der Lage, die zu geringe Leistung der ersten Stufe zu kompensieren.

Um das von Orbital ATK gebaute Cygnus-Versorgungsschiff auf die vorgesehen Erdumlaufbahn zu bringen, ließ die Computersteuerung des Centaur sein Haupttriebwerk vom Typ RL-10C über eine Minuten länger feuern, als im ursprünglichen Flugplan vorgesehen. Statt 18 Minuten und 9 Sekunden nach dem Abheben geschah der erste Centaur-Brennschluss nach rund 19 Minuten und 20 Sekunden. Statt rund 14 Minuten arbeite das Triebwerk über eine Minute länger, bevor es abgeschaltet und das Transportschiff ausgesetzt wurde. Inklination und Höhe des erreichten Orbits entsprechen der geplanten Bahn. Weil das Aussetzen aber nicht an der vorher festgelegten Position innerhalb dieses Orbits stattfand, werden die Bahnmanöver, die den Cygnus-Transporter zur ISS führen, angepasst.

Nach dem Aussetzen der Nutzlast standen für der Centaur weitere Manöver auf dem Programm. Um einer Existenz als Weltraumschrott aus dem Wege zu gehen war ein gezielter Wiedereintritt in die Erdatmosphäre südlich von Australien vorgesehen. Um das geplante Wiedereintrittsfenster zu erreichen, musste der Centaur sein für eine Reihe von Wiederzündungen geeignetes Haupttriebwerk erneut in Betrieb setzen. Der Centaur der AV-064 beendete eine entsprechende Brennphase 8 Sekunden früher als im ursprünglichen Flugplan festgelegt. Ob das aus Treibstoffmangel geschah, wurde bisher nicht mitgeteilt.

Nach vorliegenden Informationen erfolgte der Wiedereintritt des Centaur nicht exakt an der geplanten Position. Trotzdem sollen Trümmerteile des Centaur, die den Sturz durch die Atmosphäre überstanden haben könnten, keinesfalls über Land zu Boden gegangen sein. Gegebenenfalls sind sie in einem Bereich östlich vom vorgesehenen Gebiet südlich von Australien ins Meer gefallen, teilte die ULA-Sprecherin Lyn Chassagne dem Branchendienst Spacenews mit.

Der Vorfall, unter anderem als Booster stage anomaly bezeichnet, wird aktuell untersucht. Ob das Ereignis eine Auswirkung auf das Startmanifest der Atlas-V-Raketen haben wird, ist derzeit nicht abzusehen. Die nächste Atlas-V-Mission soll dem Start des US-amerikanischen Marinekommunikationssatelliten MUOS 5 dienen.

Aktuell ist der Start von MUOS 5 auf der Atlas-V mit der Baunummer AV-063 auf den 5. Mai 2016 terminiert, und von einem Aufschub aus aktuellem Anlass nichts bekannt.

Update 26. März 2016
Um mehr Zeit für erforderliche Untersuchungen zu bekommen, wurde der Start von MUOS 5 mittlerweile verschoben. Starten will man jetzt frühestens am 12. Mai 2016.

Diskutieren Sie mit im Raumcon-Forum:

• OA-6 Cygnus CRS Orb-6 auf Atlas V 401

Der Beitrag AV-064: Atlas-V-Startstufe vorzeitig abgeschaltet erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Roman van Genabith. Quelle: NASA, Spaceflight Now, SpaceX. Vertont von Peter Rittinger

Das Launch Services Program (LSP) der NASA hat in seiner mehrmals jährlich erfolgenden Evaluierung der Falcon 9 von SpaceX die Zertifizierung für seine Kategorie 2 erteilt, wie Stephen Clark vom US-Raumfahrtportal SpaceFlightNow.com berichtet. Damit können mit dieser Trägerrakete nun alle Nutzlasten gestartet werden, die von der NASA als Medium-Risc klassifiziert werden. Dies umfasst ausschließlich unbemannte Starts, darunter auch interplanetare Forschungsmissionen und die meisten der NASA-Erdbeobachtungssatelliten, wie NASA-Sprecher George Diller erklärte.

Die höchste Sicherheitsklassifikation ist den großen, meist multimilliarden Dollar schweren Flaggschiffmissionen vorbehalten. Diese erhielt unter anderem die Delta II, de Atlas V und die Pegasus XL-Rakete.

SpaceX und NASA begannen das Zertifizierungsprogramm für die Falcon 9 bereits im Jahre 2012, damals erhielt SpaceX den Zuschlag zum Start von Jason 3, einer Gemeinschaftsmission der französischen Raumfahrtagentur CNES und der USA zur Erd- und Ozeanbeobachtung, der für SpaceX mit einem Plus von rund 82 Millionen Dollar zu Buche schlägt. Jason 3 erhielt einen Starttermin für den 22. Juli 2015 von der kalifornischen Vandenberg Air Force Base (VAFB).

Die zweistufige Falcon 9 wird den 509,84 kg schweren Satelliten in einen 1.335 km hohen Orbit befördern, wo er Messungen zur weltweiten Wellen- und Meereshöhe durchführen und weitere Kenndaten der Ozeanographie und Klimaforschung beobachten wird.

Der Transport von Jason 3, der von Thales Alenia Space in Frankreich gebaut wurde, zur Startanlage in Vandenberg ist für Juni geplant, die Komponenten der Falcon 9 befinden sich bereits an der Central California launch facility.

Der Start von Jason 3 wird Falcons zweiter Start von Vandenberg, von wo zumeist Satelliten in polare Orbits geschossen werden. SpaceX´ erster Flug mit einer Falcon 9 erfolgte am 29. September 2013.

Bekanntermaßen führte SpaceX als NASA-Vertragspartner mit der Falcon 9 bereits wiederholt Versorgungsflüge zur ISS durch, ohne die erste jetzt erfolgte Kategorie 2-Einstufung des LSP zu besitzen. Dies ermöglichte die NASA unter Verweis auf das CRS-Programm (Commercial Resupply Services), in dessen Rahmen die Versorgung der ISS durch private Raumfahrtunternehmen geregelt ist und umging auf diese Weise die regulär notwendige Zertifizierung.

Für 2017 plant SpaceX den Start des Planetenjägers Transiting Exoplanet Survey Satellite (TESS) von Cape Canaveral.

Der Beitrag Falcon 9 fliegt NASA-Nutzlasten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Günther Glatzel. Quelle: Raumfahrer.net.

Insgesamt wurden 78 Raketen erfolgreich mit ihren Nutzlasten, und dies waren bis zu 33 in einem Ritt, gestartet. Es gab aber auch vier Fehlschläge. Russland hat 33 Raketen gestartet, aber auch zwei Fehlstarts mit dem jeweiligen Totalverlust der Nutzlast zu verzeichnen. Dabei gelangten 30 russische Nutzlasten neben einer Vielzahl weiterer Satelliten für andere Staaten und Organisationen in Erdumlaufbahnen.
Die USA haben 19 erfolgreiche Starts zu verzeichnen und stellen mit 85 Satelliten bzw. Raumsonden sowie 4 Beteiligungen an weiteren Projekten das Gros der Nutzlasten. Danach folgt China mit 14 erfolgreichen Starts und 17 eigenen Nutzlasten bei einem Fehlschlag. 5 Raketenstarts hat Europa ohne Russland (Arianespace) zu verzeichnen, jeweils drei Indien und Japan sowie einen Südkorea. Ein iranischer Satellit erreichte hingegen keine Erdumlaufbahn.

Die Nutzlasten sind neben Kommunikations- und Erdbeobachtungssatelliten für zivile oder militärische Zwecke auch unbemannte Frachter und bemannte Raumschiffe, die zum größten Teil die Internationale Raumstation anflogen und eine Vielzahl an Kleinsatelliten von 127 Gramm bis einige Kilogramm, die bei mehreren Missionen en masse ins All transportiert wurden. So trug am 20. November eine Minotaur 1 30 Nutzlasten in erdnahe Umlaufbahnen, einen Tag später eine Dnjepr 34 Satelliten und am 3. Dezember eine Atlas 5 immerhin 13.

Die ISS wurde insgesamt von 12 Raumschiffen angeflogen, 4 davon waren bemannte Sojus. Hinzu kamen 4 Progress-Frachter sowie jeweils ein ATV, HTV, Dragon und Cygnus. Das chinesische Raumschiff Shenzhou 10 hingegen flog die Mini-Station Tiangong 1 an. Demnach starteten 2013 15 Menschen ins All.

Die weiteren Nutzlasten wurden für Großbritannien (7 + 2 Beteiligungen), die ESA (7), Deutschland (6), Indien (5), Japan (5), Kanada (4 + 1 Beteiligung), Südkorea (3 + 2 Beteiligungen), die Niederlande (3), Argentinien (2 + 2 Beteiligungen), Spanien(2), Dänemark (2), Vietnam (2), Equador (2), Luxemburg (2), Peru (2), Eutelsat (2) und Inmarsat (2) ins All transportiert. Mit jeweils einem Satelliten bzw. der Beteiligung an einem Projekt gehen Estland, Aserbaischan, Österreich und die ASRA (1+1), Mexiko, die Türkei, Israel, die Vereinigten Arabischen Emirate, Polen, Italien, Norwegen, Südafrika, Bolivien, Pakistan, die Ukraine, Singapur sowie Australien und Quatar in die Annalen der Raumfahrtgeschichte ein.

Der leichteste Raumflugkörper dürfte dabei mit 127 g der peruanische Sub-sub-Satellit Pocket-PUCP sein, der aus PUCP-Sat 1 ausgestoßen wurde, nachdem dieser seinerseits aus Unisat 5 entlassen worden war. Die schwerste Nutzlast dürfte mit etwa 17 t der US-amerikanische Aufklärungssatellit NROL 65 gewesen sein.

163 Nutzlasten gelangten in niedrige Erdumlaufbahnen (LEO = Low Earth Orbit), 26 in die Geostationäre Bahn (GEO), …

Insgesamt kamen 25 verschiedene Raketentypen zum Einsatz, wobei einige schwer unterscheidbare Untertypen verwendet wurden. Die Sojus-Varianten, die auf der R7 aufbauen starteten 15 Mal, chinesische Langer Marsch (2,3 oder 4) 14 Mal, einmal mit vorzeitiger Triebwerksabschaltung der Oberstufe, die Proton hatte 10 Einsätze, einer davon endete in einer Explosion. Die Atlas 5 bringt es auf 8 Starts, Rokot/Strela auf 5, Ariane 5 auf 4, Delta 4, PSLV und Falcon 9 auf jeweils 3. Zwei Starts absolvierten Antares, H-2, Dnjepr und Zenit, wobei letztere einen Fehlschlag verzeichnete. Mit jeweils einem erfolgreichen Start schreiben sich Minotaur 1, Pegasus, Minotaur 5, Naro, Kuaizhou, Vega, Epsilon und die Sojus 2.1W in die Startliste ein. Die Safir 1 absolvierte einen (Fehl-)Start, bei dem die Nutzlast nicht in eine Erdumlaufbahn gelangte.

Der Beitrag Raumfahrt-Statistik 2013 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Roland Rischer. Quelle: ESA.

Die drei baugleichen Swarm-Satelliten A, B und C wurden von vornherein auf optimale Ausnutzung des zur Verfügung stehenden Nutzlastraumes konstruiert. Der Abstand zwischen den Satelliten auf dem Spezial-Dispenser betrug nur knapp 15 Zentimeter auf rund 5 Meter Länge. Die Nutzlastintegration war daher besonders sensibel, insbesondere beim Einheben des dritten Satelliten. Das gleiche galt natürlich auch bei der Nutzlastseparation – die erste größere Herausforderung nach dem Start der Swarm-Satelliten. Die simultane Aussetzung von drei Satelliten dieser Dimension (Animation siehe hier oder auch hier) war eine Premiere für die ESA. Der Leiter der Missionskontrolle, Dr. Paolo Ferri, bekannte sich denn auch 15 Minuten vor der Separation im Interview zu seiner Anspannung, die erst mit dem Empfang des ersten Signals von Swarm A und B, Indiz für ein gelungenes Manöver, wich. Die Frage lag natürlich nahe, warum man sich nicht für eine sequentielle Aussetzung entschieden hat. Offensichtlich sah man in der simultanen Freisetzung ein geringeres Risiko als in einer aufeinanderfolgenden.

Da sich der Nutzlastraum nach oben hin verjüngt, wird der Querschnitt der Satelliten im letzten Drittel immer kleiner. Das schlanke Ende eines Swarm-Satelliten stellt jedoch nicht dessen Spitze, sondern das Heck dar. Sie sind also entgegen ihrer späteren Flugrichtung auf dem Nutzlastadapter aufgesetzt und müssen im Rahmen der Inbetriebnahme noch gewendet werden. Das aufwendige Manöver wird noch ein bis zwei Tage auf sich warten lassen. Es setzt, so Ferri, bei jedem Satelliten voraus, dass der Ausleger

ausgeklappt ist und die darauf angebrachten Sternensensoren arbeiten. Erst dann hat man die notwendige Orientierung im All. Das Ausklappen des ersten Auslegers ist daher auch relativ früh gegen Ende des Starttages angesetzt. Es ist die weitere, von der üblichen Routine abweichende Herausforderung. Das Animationsvideo zum Ausklappvorgang (siehe hier) lässt vermuten, dass beim Einpendeln des Auslegers erheblich Hebelkräfte an dem vergleichsweisen leichten Satelliten auftreten werden. Zu diesem Zeitpunkt hat man mangels Sternensensor keine Daten zur genauen Lage des Satelliten. Aus dem gleichen Grund kann man den Kräften auch nicht gegensteuern. Laut Ferri ist das Problem allen bewusst gewesen. Der Vorgang wurde in den Modellen häufig simuliert, mit dem Ergebnis, dass die Fluglage des Satelliten stabil bleibt. Das Gelingen dieses Manövers ist essentiell für die Aufgabenstellung des Swarm-Projektes, nicht nur wegen der Sternensensoren, sondern auch, weil nur auf dem Ausleger eine magnetisch „saubere“ Umgebung gewährleistet ist.

Sieben Wochen nach dem Start und noch während der Kommissionierungsphase werden die künftigen Arbeitsumlaufbahnen angesteuert. Die Swarm-Satelliten werden mit einfachen Kaltgas-Triebwerken unter Nutzung von Freon im All manövriert und auf Höhe gehalten. Der Flug in den regulären Orbit erfordert

hunderte von kurzen Schubstößen. Swarm A und B sollen sich in relativ enger Formation mit maximal 150 Kilometer Abstand in einem fast-polaren Orbit in 460 Kilometer Höhe bewegen. Im Laufe der Mission werden sie auf 300 Kilometer absinken. Ihre Aufgabe ist hauptsächlich die Vermessung des Magnetfeldes und seiner Veränderungen. Das Absinken ist gewollt, denn die niedrigere Flughöhe erlaubt feinere Messungen in der Erdkruste. Swarm C wird davon losgelöst einen anderen polaren Orbit mit um 0,6 Grad abweichender Inklination in dauerhaft 530 Kilometer Höhe einnehmen. Er soll von dort unter anderem Löcher in der Ionosphäre vermessen. Die Umlaufbahn der A/B-Formation wird sich wegen der unterschiedlichen Inklination zunehmend von der von Swarm C entfernen. In drei Jahren werden die beiden Umlaufbahnen im 90-Grad-Winkel zueinander stehen. Pro Tag finden 15 Erdumkreisungen statt.

Primäre Bodenstation für den Datenaustausch ist Kiruna. Bei Bedarf können weitere Empfangsstationen hinzu geschaltet werden. Die Steuerung der Satelliten erfolgt vom European Space Operations Center (ESOC) in Darmstadt aus. Die wissenschaftlichen Rohdaten werden von Kiruna kommend zunächst in einem Payload Data Ground Segment (PDGS) der ESA im britischen Farnborough bearbeitet und archiviert. Das PDGS wird vom ESA-Zentrum für Erdbeobachtung (ESRIN) in Frascati, Italien, betrieben. Beim ESRIN erfolgt die Qualitätskontrolle und die Verteilung der Daten an die involvierten Forschungsinstitute wie zum Beispiel das GeoForschungsZentrum (GFZ) in Potsdam.

Diskutieren Sie mit:

• Swarm

Der Beitrag Swarm-Start II: Was im ESOC noch zu erfahren war erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat

Verwandte Artikel:

• N-1
• N-1 – Technische Daten

Der Beitrag N-1 – Startliste erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat

N-1/L3

N-1F/L3

Verwandte Artikel:

• N-1
• N-1 – Startliste

Der Beitrag N1 – Technische Daten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat

Falcon Heavy

Verwandte Artikel:

• Falcon Heavy
• Falcon Heavy – Startliste

Der Beitrag Falcon Heavy – Technische Daten erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Innerhalb von 12 Jahren entwickelte die NASA nicht weniger als 14 verschiedene Varianten der Delta, welche in ganzen 10 Varianten zusammengefasst wurden. Diese wurden nach manchmal nur zwei Starts ersetzt. Da aber klar war, dass solch eine Nomenklatur nicht mehr lange durchführbar war, suchte die NASA nach einem neuen Benennungssystem. Schnell wurde man sich einig, eine vierstellige Nummernfolge zu nutzen, die die folgt aussieht:

Delta XXXX-X

• Die 1. Stelle bezeichnet die eingesetzte Erststufe und die eingesetzten Booster.
• Die 2. Stelle bezeichnet die Anzahl der eingesetzten Booster.
• Die 3. Stelle bezeichnet die eingesetzte Zweitstufe.
• Die 4. Stelle bezeichnet die eingesetzte Drittstufe
• Der Anhang bezeichnet entweder die zusätzlich eingesetzte Drittstufe PAM-D oder auch als Dash-Nummer den Durchmesser der Nutzlastverkleidung.

Als Basis für die Entwicklung der neuen Deltas nahm man die Delta L-N.

Versionen

Die Delta nach der neuen Nomelklatur gabs in fünf größeren Überversionen:

Delta 0000-Serie

Die Delta 0000er-Serie nutzte mit der LTTA Thor die gleiche Erststufe und mit den Castor 2 die gleichen Booster wie die Delta L-N. Diese Konfiguration bekam die Erststellennummer 0. Neu war bei diesem Träger die Zweitstufe, die Delta F, mit einem neuen Triebwerk vom Typ AJ-10-118F. Um die neue Stufe tragen zu können, wurde die Erststufe verstärkt. Dabei kamen die Versionen 0300 (auch 300) und 0900 (auch 900) zwischen Juli 1972 und November 1973 insgesamt fünf Mal zum Einsatz. Dabei startete man ausschließlich von Vandenberg aus.

Delta 1000-Serie

Die Delta 0000-Serie war nur ein Träger im Übergang. Die Neuerung bei der Erststufe war die Delta 1000-Serie. Sie setzte eine neue, vergrößerte Erststufe vom Typ ELTTA Thor (für Extra Long Tank Thurst Argumented Thor, also extralange Tanks, schubverstärkte Thor), behielt aber die Castor 2 als Booster. Auch gab es eine neue Zweitstufe, die Delta P. Diese setzte gelagerte Triebwerke ein, welche einst für die Oberstufe des Mondlanders aus dem Apollo-Programm entwickelt wurden. Diese bekam die Nummer 1 im Nomenklatursystem. Daneben stand aber auch die Delta F weiter zur Verfügung. Auch wurden in der neuen Nomenklatur erstmals auch Drittstufen benutzt. Diese waren zum einem die Burner II-Stufe, auch als Star 37D bekannt, welche noch aus dem Thor Burner-Programm stammen und bei den Delta-Versionen J und M schon im Delta-Programm genutzt wurden. Sie bekam die Ziffer 3 in der Nomenklatur. Daneben stand nun die Star 37E, eine verbesserte Variante der Burner II, zur Verfügung. Sie bekam in der Nomenklatur die Ziffer 4. Darüber hinaus stand nun auch eine neue Nutzlastverkleidung zur Verfügung. Sie hatte einen Durchmesser von acht Fuß, also 2,44 m, was dem Durchmesser der Erststufe entspricht. Sie umhüllte nun auch die Zweitstufe und bot der Nutzlast mehr Volumen, was auch der Nutzlast an sich zugute kam, da sie nun voluminöser ausfallen konnte.

Erstmals konnte die Delta ihre später so berühmte Flexibilität ausleben, denn es gab ganze sechs verschiedene Modelle, die Versionen:

• Delta 1410
• Delta 1604
• Delta 1900
• Delta 1910
• Delta 1913
• Delta 1914

In diesen sechs Versionen flog sie acht Mal, was ihre Flexibiltät noch bemerkenswerter macht. Als Startplätze nutzte man sowohl Cape Canaveral als auch Vandenberg und als Nutzlast starten vor allem NASA-Satelliten, so etwa der Umweltsatellit GEOS 3, die Forschungssatelliten Explorer 47 und Explorer 50 sowie die beiden kanadischen Kommunikationssatelliten Anik A1 und Anik A2.

Delta 2000-Serie

Mit der Delta 2000-Serie kam eine Neuerung, welche das Programm bis zur Delta II und der Delta III zum Einsatz kommen sollte: die Erststufe bekam mit dem RS-27 ein neues Triebwerk, welches aus dem H-1-Triebwerk der Saturn 1 abgeleitet wurde. Das RS-27 trug maßgeblich zur Zuverlässigkeit aller späteren Deltas bei und hat auch heute noch eine Art von Kultstatus bei der Raumfahrtcommunity. Daneben bekam die Erststufe auch eine neue Farbe: war sie wie bisher weiß, was noch auf die Thor zurückgeht, hatte sie nun ihre heute so bekannte grüne Farbe bekommen. Als Bosser nutze sie immer noch die alten Castor 2, welche erstmals bei der Delta L-N in den späten 1960er Jahren zum Einsatz kamen. Auch die Zweit- und Drittstufen blieben die Gleichen wie bei der 1000-Seire, wobei nun die Delta F vollständig von der Delta P verdrängt wurde.

Dieser Träger startete ziwschen 1974 und 1981 in den folgenden fünf Versionen:

• Delta 2310
• Delta 2313
• Delta 2910
• Delta 2913
• Delta 2914

In inrer ganzen Vielfalt startete die Delta 2000 nicht weniger als 44 Mal, der Flugrekord für eine Version der Delta in den 1970er Jahren. Dabei gab es nur einen Fehlstart, nämlich gleich den Jungfernflug am 19. Januar 1974. Dabei kam es aufgrund eines Kurzschuss in der Steuerungselektronik der Zweitstufe zu einer vorzeitigen Abschaltung dieser und der britische Kommunikationssatellit Skynet 2A erreichte nicht seinen geplanten Orbit. Doch alle darauffolgenden Flüge verliefen problemlos. Dabei wurden erstmals vermehrt Kommunikationssatelliten anstatt NASA-Nutzlasten gestartet. Erwähnenswerte Nutzlasten waren unter anderem die beiden deutsch-französischen experimentellen Kommunikationssatelliten Symphonie 1 und 2 (welche zur Entwicklung der Ariane 1 führten), die ersten drei Einheiten der Landsat-Satelliten, der europäische Wettersatellit Meteosat 1 sowie den International Ultraviolet Explorer (IUE). Man startete dabei sowohl von Cape Canaveral als auch von Vandenberg aus.

Delta 3000-Serie

Mit der Delta 3000 kam eine neue Generation von Boostern, welche die US-amerikanische Raumfahrt für über 30 Jahre prägen sollte: die Castor 4. Sie waren über drei Meter länger als die bisherigen Castor 2 und im Durchmesser 30 cm größer als diese. Auch lieferten sie doppelt so viel Schub als die bisherigen Booster. Daneben gab es drei große Neuerungen: zum einem eine neue Zweitstufe, welche bis zur Delta II genutzt wurden, und zwar die Delta K. Mit ihr kam das AJ-10-Triebwerk zurück ins Delta-Programm. Aber es wurde weiter die Delta P verwendet. Die Delta K bekam zur Identifikation die Ziffer 2.
Die zweite Neuerung war eine neue Drittstufe: die PAM-D (Payload Assistant Module–Delta). Diese auf der Star 48B basierende Oberstufe war zunächst als ein Perigäums-Kickmotor die Nutzlast auf den entgültigen Orbit bringen und wurde deswegen gesondet hinter der vierstelligen Identifikationsnummer mit /PAM gekennzeichnet, bekam aber nach einiger Zeit eine eingene Ziffer, nämlich die 5. Später wurde sie vor allem mit der Delta II die Standartoberstufe des Programms und wurde sowohl in der Titan als auch im Space Shuttle genutzt.
Schließlich kam auch die Dash-Number, welche die Nutzlastverkleidung abgab. Diese folgte auf die verstellige Identikikationsnummer. Die Nummer beschrieb dabei den Durchmesser der Nutzlastverkleidung. So war die Delta 3920-8 eine Delta 3920, welche eine 8-Fuß-Nutzlastverkleidung, also mit 2,44 m Durchmesser nutze.

Insgesamt startete die Delta 3000 in neun (im Grunde genommen acht) verschiedenen Varianten, nämlich:

• Delta 3910
• Delta 3910/PAM
• Delta 3913
• Delta 3914
• Delta 3920
• Delta 3920-8
• Delta 3924
• Delta 3920/PAM / Delta 3925

Diese acht Versionen starteten zwischen 1975 und 1989 insgesamt ganze 38 Mal, was für die Flexibilität der Delta spricht. Sie startete dabei sowohl von Cape Canaveral als auch von Vandenberg aus. Von diesen 38 Starts schlugen drei fehl. Dabei gingen beim ersten Fehlschlag am 13. September 1977 der aus Europa stammende Technologiesatellit OTS 1, beim zweiten am 3. August 1981 die beiden Satelliten Dynamics Explorer 1 und 2 und beim dritten am 3. Mai 1986 der Astronomiesatellit Exosat und der Technologiesatellit OTS 2 verloren. Trotzdem bildere sie das Rückgrad der Trägersysteme.

Delta 4000-Serie

Nachdem das Space Shuttle im Jahr 1981 endlich seinen Erstflug durchführte, war sowohl für die NASA als auch für das Militär klar, womit in Zukunft die Satelliten ins All kommen sollten. Somit war für die altbewährten Träger, so etwa die Atlas, die Titan und auch die Delta ihre Tage gezählt und ihre Produktion wurde eingestellt.

Doch der 28. Januar 1986 veränderte die gesamte Lage: an diesem Tag kam es zum Challenger-Unglück, wobei sieben Astronauten starben und die Shuttle-Flotte auf dem Boden bleiben mussten. Nun rächte sich, dass man die Produktion der altbewährten Träger auslaufen ließ. Man kratzte nun alle Teile zusammen, die man noch auf Lager hatte, um damit Trägerraketen bauen zu können. Somit kam es zur Entwicklung der Delta 4000-Serie.

Die Delta 4000-Serie nutzte neue, weiterentwickelte Booser vom Typ Castor 4A, während die Erststufe vom Typ ELTTA Thor anstatt dem RS-27-Triebwerk das alte MB-3-3-Triebwerk einsetzte, welches zum letzten Mal in der Delta 1000-Serie eingesetzt wurde. Die einzig eingesetzte Verion, die Delta 4925, startete 1989 und 1990 inggesamt zwei Mal von Cape Canaveral und brachte dabei den Nachrichtensatelliten Marco Polo 1 aus Großbrittanien und Insat 1D aus Indien in den Orbit.

Delta 5000-Serie

Die Delta 5000-Serie war eine 4000, welches in der Erststufe wieder das RS-27 einsetzte. Sie wurde am 18.November 1989 nur einmal eingesetzt, und zwar zum Start des Satelliten COBE, welcher zum erstem Mal das Universum im Mikrowellenbereich kartierte und so wichtige Daten zur kosmischen Hintergrundstahlung und den Anfängen unseres Universums lieferte. Dabei wurde eine Delta 5920 eingesetzt.

Technik

Die Delta nutzte eine Reihe von neuen Booster und Stufen:

• Die Booster vom Typ Castor 2 waren die Booster der Versionen Delta 0000 bis Delta 2000. Sie waren je 7,57 m lang, hatten einen Durchmesser von 0,79 m und wogen voll betankt 4.470 t. Das von Thiokol gefertigte Triebwerk vom Typ TX-354-5 lieferte vor eine Brenndauer von 40 Sekunden einen Schub von 157 kN. Als Treibstoff wurde der Festtreibstoff HTPB genutzt. Dabei wurden Kombinationen aus drei, vier, sechs und neun Boostern eingesetzt.
• Die Booster vom Typ Castor 4 wurden nur in der Delta 3000 eingesetzt. Sie waren je 10,05 m lang, hatten einen Durchmesser von 1,01 m und wogen voll betankt 11,41 t. Ein Triebwerk von Thiokol lieferte einen Schub von 379,2 kN bei einer Brenndauer von 56 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man HTPB. Auch hier konnten verschiedene Kombinationen genutzt werden, wobei bei jedem Start neun Booster genutzt wurden.
• Die Booster vom Typ Castor 4A wurden schließlich von der Delta 4000 und der Delta 5000 genutzt. Sie waren 10,7 m lang, hatten einen Durchmesser von 1,02 m und wogen voll betankt 11,63 t. Ein einzelner von Thiokol gebauter Booster lieferte einen Schub von 452,2 kN bei einer Brenndauer von 52 Sekunden.
• Die Erststufe von Typ LTTA Thor stammte noch von den älteren Delta-Versionen Delta L-N. Sie war 21,43 m lang, ahtte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 70,35 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ Rocketdyne MB-3-3 lieferte einen Schub von 765 kN bei einer Brenndauer von 215 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den altbewährten Treibstoffmix aus RP-1 (Kerosin) als Treibstoff und LOX (flüssiger Sauerstoff) als Oxydator.
• Die Erststufe von Typ ELTTA Thor der Delta-Versionen Delta 1000 und Delta 4000 nutzt als Triebwerk noch das MB-3-3. sie war 22,05 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 85,5 t. Das einzelne Rocketdyne MB-3-3-Triebwerk lieferte für eine Brenndauer von 260 Sekunden einen Schub von 765 kN aus Meereshöhe. Als Treibstoff nutzte man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Erststufe von Typ ELTTA Thor der Delta-Versionen Delta 2000, Delta 3000 und Delta 5000 nutzt das neue RS-27-Triebwerk. Sie war 22,4 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 84,37 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ Rocketdyne RS-27-Triebwerk lieferte einen Schub von 920,9 kN auf Meereshöhe für eine Brenndauer von 227 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Delta F-Zweitstufe war eine Weiterentwicklung der Delta E, welche zuvor im Delta-Programm genutzt wurde. Sie kam auf der Delta 0000-Serie zum Einsatz. Eine Delta F war 5,25 m lang, hatte einen Durchmesser von 1,52 m und wog voll betankt 5,43 t. Das einzelne Aerojet AJ-10-118F-Triebwerk lieferte einen Schub von 42,3 kN bei einer Brenndauer von 335 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man Aerozin 50, ein Mix aus 50% Hydrazin und 50% Unsymetrischem Dimethylhydrazin (UDMH), als Oxydator nutzte man Distickstofftetroxid (N₂O₄). Diese lagerbaren und hypergolen Treibstoffe erlaubten es, dass die Stufe wiederzündbar war. Die Stufe bekam in der Nomenklatur die Ziffer 0.
• Die Delta P-Zweitstufe nutzte vor allem Teile aus dem Apollo-Programm und kam auf den Delta-Versionen 1000 und 2000 zum Einsatz. Sie war 5,88 m lang, hatten einen Durchmesser von 1,4 m bzw. 2,44 m am Adapter zur Erststufe und wog voll betankt 5,43 t. Das einzelne TRW TR-201-Triebwerk, welches schon in der Oberstufe des Mondlanders des Apollo-Programms genutzt wurde, lieferte einen Schub von 43,9 kN bei einer Brenndauer von 305 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man Aerozin 50, als Oxydator N₂O₄. Die Stufe bekam in der Nomenklatur die Ziffer 1.
• Die Delta K-Zweitstufe wurde in den Delta-Versionen 3000, 4000 und 5000 und später auch in der Delta II genutzt. Eine Stufe war 5,97 m lang, hatte einen Durchmesser von 1,4 m bzw. von 2,44 m am Adapter zur Erststufe. Das einzelne Triebwerk vom Typ Aerojet AJ-10-118K lieferte einen Schub von 43,6 kN bei einer Brenndauer von 431 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man Aerozin 50, als Oxydator N₂O₄. Die Stufe bekam in der Nomenklatur die Ziffer 2.
• Die Burner II-Drittstufe, auch bekannt als Star 37D, wurde in den Delta-Versionen Delta 1000 bis Delta 3000 eingesetzt. Sie war 1,32 m lang, hatte einen Durchmesser von 0,93 m, wog voll betankt 718 kg und war drallstabilisiert, das heißt dass sie sich zur Stabilisation um ihre eigene Achse drehte. Das einzelne Triebwerk vom Typ Thiokol TE-M-364-3 lieferte einen Schub von 42,28 kN bei einer Brenndauer von 44 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibstoff HTPB. In der Nomenklatur erhielt sie die Ziffer 3.

• Die Star 37E-Drittstufe, eine verstärkte Version der Star 37D, wurde in den Delta-Versionen Delta 1000 bis Delta 3000 eingesetzt. Sie war 1,73 m lang, hatte einen Durchmesser von 0,93 m, wog voll betankt 1,123 t und war drallstabilisiert. Das einzelne Triebwerk vom Typ Thiokol TE-M-364-4 lieferte einen Schub von 43,6 kN bei einer Brenndauer von 43,6 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibstoff HTPB. In der Nomenklatur erhielt sie die Ziffer 4.
• Die PAM-D-Drittstufe, auch bekannt als Star 48B, wurde in den Delta-Versionen Delta 3000 und Delta 4000 eingesetzt. Sie war 2,03 m lang, hatte einen Durchmesser von 1,24 m, wog voll betankt 2,141 t und war drallstabilisiert. Um die Rotation zu starten, wurde sie auf einem Drehtisch auf der Zweitstufe mit acht kleinen Feststoffmotoren befestigt und die Feststoffmotoren feuerten, die die Stufe darauf zur Rotation brachten. Um diese zu beenden, verfügte die PAM-D über zwei Gegengewichte, die sie an Drahtseilen auswarf. Nachdem die Rotation ausreichend abgebrenst wurde, wurden die Gegengewichte abgeworfen und die Nutzlast wurde abgetrennt. Das einzelne Triebwerk vom Typ Thiokol TE-M-711-18 lieferte einen Schub von 68,64 kN bei einer Brenndauer von 84,5 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den von Thiokol entwickelten Festtreibstoff TP-H-3340. In der Nomenklatur erhielt sie den Zusatz /PAM, später aber dann doch die Ziffer 5.

Starts

Die Delta startete in den Versionen Delta 0000 bis Delta 5000 zwischen 1972 und 1990 insgesamt 98 Mal, wobei es zu fünf Fehlstarts kam. Als Startplätze nutzte man sowohl den Launch Complex 17A und 17B in Cape Canaveral, Florida, als auch den Space Launch Complex 2 West der Vandenberg Air Force Base bei Los Angeles, Kalifornien.

Hier eine kleine Statistik zu den Starts der einzelnen Versionen:

• Delta 0000: 5 Starts, 1 Fehlstart; Erstflug: 23. Juli 1972, Letzter Flug: 6. November 1973
• Delta 0300: 3 Starts, 1 Fehlstart; Erstflug: 15. Oktober 1972 , Letzter Flug: 6. November 1973
• Delta 0900: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 23. Juli 1972, Letzter Flug: 11. Dezember 1972
• Delta 1000: 8 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 23. September 1972,, Letzter Flug: 21. Juni 1975
• Delta 1410: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 9. April 1975, Letzter Flug: 9. April 1975
• Delta 1604: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 23. September 1972, Letzter Flug: 16. Oktober 1973
• Delta 1900: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 16. Dezember 1973, Letzter Flug: 16. Dezember 1973
• Delta 1910: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 21. Juni 1975, Letzter Flug: 21. Juni 1975
• Delta 1913: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 10. Juni 1973, Letzter Flug: 10. Juni 1973
• Delta 1914: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 10. November 1972, Letzter Flug: 20. April 1973
• Delta 2000: 44 Starts, 1 Fehlstarts; Erstflug: 19. Januar 1974, Letzter Flug: 6. Oktober 1981
• Delta 2310: 3 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 15. November 1974, Letzter Flug: 6. Oktober 1981
• Delta 2313: 3 Starts, 1 Fehlstart; Erstflug: 19. Januar 1974, Letzter Flug: 25. August 1977
• Delta 2910: 6 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 22. Januar 1975, Letzter Flug: 24. Oktober 1978
• Delta 2913: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 9. August.1975, Letzter Flug: 4. Mai 1976
• Delta 2914: 30 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 30. April 1974, Letzter Flug: 10. August 1979
• Delta 3000: 38 Starts, 3 Fehlstarts; Erstflug: 13. Dezember 1975, Letzter Flug: 24. März 1989
• Delta 3910: 3 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 14. Februar 1980, Letzter Flug: 8. Februar 1988
• Delta 3910/PAM: 7 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 15. November 1980, Letzter Flug: 9. September 1982
• Delta 3913: 1 Start, 1 Fehlstart; Erstflug: 3. August 1981, Letzter Flug: 3. August 1981
• Delta 3914: 13 Starts, 2 Fehlstarts; Erstflug: 12. Dezember 1975, Letzter Flug: 26. April 1987
• Delta 3920: 4 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 16. Juli 1982, Letzter Flug: 24. März 1989
• Delta 3924: 4 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 28. Oktober 1982, Letzter Flug: 16. August 1984
• Delta 3920/PAM / Delta 3925: 7 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 15. November 1980, Letzter Flug: 9. Juni 1982
• Delta 4000: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 27. August 1989, Letzter Flug: 12. Juni 1990
• Delta 4925: 2 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 27. August 1989, Letzter Flug: 12. Juni 1990
• Delta 5000: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 18. November 1989, Letzter Flug: 18. November 1989
• Delta 5920: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 18. November 1989, Letzter Flug: 18. November 1989

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Thor
• Delta – Teil 1
• Delta II
• Delta III
• Delta IV
• Saturn 1

Der Beitrag Delta – Teil 2 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieses berühmten Trägers begann in Ende der 1950er Jahre, als man in Huntsville, Alabama, unter Wernher von Braun mit ihren Überlegungen für die Saturn 1 begann. Man hatte schnell eine Reihe von Vorschlägen von Trägern zusammengestellt, mit denen größere Nutzlasten in den erdorbit und darüber hinaus transportiert werden könnten. So gab es zunächst sechs Vorschläge, die Saturn C-Serie:

• Die Saturn C-1 war im Grunde genommen eine Saturn 1 Block 1 mit entsprechender Erststufe.
• Die Saturn C-2 ähnelte der Saturn 1 Block 2, doch war zwischen Erststufe und der S-IV-Stufe eine weitere, S-II genannte Stufe. Zusätzlich sollte eine Centaur der Atlas-Rakete als Oberstufe genutzt werden.
• Die Saturn C-3 sollte eine neue Erststufe mit zwei Triebwerken vom Typ F-1 nutzen. Als Zweitstufe sollte auch eine neue Stufe mit vier Triebwerken vom Typ J-2 genutzt werden. Als Drittstufe sollte eine S-IV der Saturn 1 Block 2 dienen.
• Die Saturn C-4 sollte eine Erststufe mit vier Triebwerken vom Typ F-1 und eine S-IVB-Drittstufe der Saturn 1B nutzen. Sonst glich die der Saturn C-3.
• Die Saturn C-5 sollte eine Erststufe mit fünf Erststufentriebwerken vom Typ F-1 nutzen, sowie eine Zweitstufe ähnlich der Saturn C-3 oder der Saturn C-4, aber mit fünf Triebwerken. Die Drittstufe sollte eine S-IVB sein.
• Die Saturn C-8 war das Monster der Saturn C-Varianten. Die Erststufe sollte von acht F-1 angetrieben werden, die Zweitstufe von acht J-2. Als Drittstufe war die S-IVB geplant.

Nachdem im April 1961 Juri Gagarin als erster Mensch in den Weltraum startete, war das für die USA ein herber Schlag in ihr Selbstbewusstsein. Als Folge verkündete im Mai 1961 der damalige Präsident John F. Kennedy, dass die USA „bis zum Ende des Jahrzehnts einen Menschen zum Mond und sicher zur Erde zurückbringen“ würde. Damit gab er der NASA die damals wie heute verrückt klingende Aufgabe, innerhalb von acht Jahren eine Rakete, ein Raumschiff, einen Lander sowie die ganze Infrastruktur zu entwickeln und zu bauen und dann noch zum Mond zu fliegen.

Im Juli 1962 wählte die NASA schließlich die Saturn C-5 dafür aus, zum Mond zu starten. Zur gleichen Zeit hat sich nämlich die Meinung durchgesetzt, die so genannte „lunare Rendezvoustechnik“ anstatt den „direkten Aufstieg“ oder die „Erdrendezvoustechnik“ als Basis für den Flug zum Mond zu nehmen. Der große Vorteil dieser Rakete ist, dass sie aus zwei einzelnen, spezialisierten Raumschiffen besteht, einer Kapsel für die Besatzung, in der sie starten und landen, sowie einem leichten Lander, mit dem sie auf dem Mond landen und zur Kapsel zurückkehren. Dafür müssten sie aber eine Reihe von Kopplungsmanövern durchführen, was damals als großer Herausforderung gesehen wurde. Dennoch sah man dies als die einfachste Möglichkeit an, Kennedys Traum zu erfüllen, als wie beim „direkten Aufstieg“ mit dem ganzen Raumschiff auf dem Mond zu landen und somit eine noch monströsere Rakete als schon die Saturn C-5 es war entwickeln zu müssen oder das Raumschiff wie im „Erdrendezvousmanöver“ mit mehreren Starts im Erdorbit aufzubauen, wobei man zwar nicht so große Raketen brauchte, aber noch mehr Kopplungen durchführen müsste als beim „lunaren Rendezvousmanöver“. Die NASA benannte die Saturn C-5 um, und zwar in Saturn 5.

Das größte Problem bei der Entwicklung war ganz klar die Nutzlast: die Rakete sollte 47 t Nutzlast zum Mond bringen bzw. 118 t in die Erdumlaufbahn. Dies war für die damalige Zeit eine astronomisch große Nutzlast. Somit musste die Rakete sehr groß ausfallen. Doch damit brauchte man große Stufen mit großen Tanks sowie starke Triebwerke. Man plante etwa 10 m im Durchmesser messende Tanks für die ersten zwei Stufen. Doch die zu schweißen war eine Herausforderung. Ein weiteres Problem war das Erststufentriebwerk, das F-1. Ein einzelnes Triebwerk sollte auf Meereshöhe einen Schub von über 6.700 kN liefern, und die Erststufe, die so genannte S-IC (für Saturn-IC) sollte gleich fünf dieser Monster als Triebwerke bekommen. Doch hat man bisher nur Triebwerke entwickelt, die nur ein Sechstel dieses Schubes hatten, und zwar in Form der Triebwerke der Titan 2.

Darüber hinaus brauchte man ein neues kryogenes Triebwerk, das J-2. Dieses sollte aber zunächst mitsamt der gesamten Drittstufe, die S-IVB der Rakete auf der Saturn 1B getestet werden. Die Zweitstufe, die S-II sollte fünf J-2 als Antrieb nutzen.

Die Entwicklung der Rakete an sich lief für die Zeit unerwartet reibungslos ab, aber es kam dennoch zu Rückschlägen. So explodierte eine S-IVB-Stufe am 29. Januar 1967, also zwei Tage nach dem Unfall von Apollo 1. Es stellte sich heraus, dass eine Schweißnaht in einem Helium-Druckbehälter der Stufe aufgrund unsauberer Verarbeitung gerissen ist und so die gesamte Stufe in die Luft jagte. Doch nachdem man den Fehler behoben hatte, lief alles wieder rund.

Wie schon im Saturn 1-Artikel beschrieben, hatte die Saturn 5 ein Nummerierungssystem. Diese dreistellige Nummer bezeichnete den eingesetzten Träger sowie die Flugnummer der Rakete. So bezeichnet die Nummer SA-506 die Saturn 5, mit der die Mission Apollo 11 zur ersten Mondlandung aufbrach.

Versionen

Die Saturn 5 flog in insgesamt zwei Versionen:

• Die Saturn 5 war die am häufigsten eingesetzte Version. Sie flog zwischen 1967 und 1972 zwölf Mal, wobei nur zwei Flüge unbemannt waren. Alle anderen führten an der Spitze eine Apollo-Kapsel mit drei Mann Besatzung mit sich. Dabei gingen von diesen zwölf Flügen ganze neun in Richtung Mond. Nur die ersten zwei Testflüge sowie Apollo 9 blieben im Erdorbit. Mit einer Höhe von 111 m hält sie auch heute noch den Weltrekord als höchste Rakete und war etwa so hoch wie ein 30-stöckiges Haus. Im Laufe der Mondlandungen wurde die Saturn 5 immer weiter verbessert und konnte am Ende über 49 t zum Mond transportieren.
• Die Saturn 5 (2 st.), auch als Saturn 5 INT 21 bekannt, entsprach der Saturn 5, hatte aber keine S-IVB-Drittstufe, sondern transportierte dafür die Raumstation Skylab in den Weltraum. Sie startete als letzte Saturn 5 im Jahr 1973.

Technik

Die Saturn 5 nutzte drei Stufen:

• Die Erststufe, die S-IC, war und ist die wohl stärkste Stufe, die bisher gebaut wurde. Die von Boeing gebaute Stufe war 42,06 m lang, hatte einen Durchmesser von 10,06 m und wog voll betankt 2.286,2 t. Die fünf Triebwerke vom Typ Rocketdyne F-1, welche wie die Augen auf einem Würfel ab der Stufe befestigt wurden, lieferten je einen Schub von 6.747,5 kN, zusammen also 33.737,5 kN und brannten für 161 Sekunden. Dabei wurde das mittlere Triebwerk schon 30 Sekunden vor Brennschluss abgeschaltet, um so dem gefürchteten POGO-Effekt (Verstärkung von Schwingungen der Treibstoffleitungen) entgegenzuwirken. Auch war dieses Triebwerk nicht schwenkbar, während die restlichen vier kardanisch aufgehängt wurden und so die Rakete steuern konnte. Das F-1 ist auch heute noch das stärkste Einkammertriebwerk, das je entwickelt wurde. Als Treibstoff nutzte die S-IC RP-1 (Kerosin) und als Oxydator LOX (flüssiger Sauerstoff).
• Die Zweitstufe, die S-II, war und ist die größte kryogene Stufe, die bisher gebaut wurde. Die von North American Aviation gebaute Stufe war 24,85 m lang, hatte einen Durchmesser von 10,06 m und wog voll betankt 490.79 t. Die fünf Triebwerke vom Typ Rocketdyne J-2, welche schon auf der Saturn 1B genutzt wurden, lieferten je einen Schub von 1.033 kN, also zusammen 5.165 kN, und brannten für 390 Sekunden. Wie bei der Erststufe wurde ein Triebwerk noch vor dem Brennschluss, etwa 30 Sekunden davor, der restlichen vier abgeschaltet Die Triebwerke waren genauso angebracht wie bei der S-IC, wobei auch das mittlere Triebwerk nicht schwenkbar, wohl aber die vier äußeren. Als Treibstoff nutzte sie LH₂ (flüssiger Wasserstoff) und als Oxydator LOX.
• Die Drittstufe, die S-IVB, glich der Zweistufe der Saturn 1B, hatte aber eine neue Isolierung im Tank, um so die Verdampfung des kryogenen Treibstoff und des kryogenen Oxydators zu minimieren. Sie war 17,8 m lang, hatte einen Durchmesser von 6,61 m und wog voll betankt 119 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ Rocketdyne J-2 lieferte für eine Brenndauer von 475 Sekunden einen Schub von 1.033 kN. Die Stufe verfügte über ein zusätzliches Steuerungssystem, da das einzelne Triebwerk nicht die Steuerung über die Rollachse bewältigen konnte (man bräuchte mindestens zwei). Als Treibstoff nutzte sie LH₂, als Oxydator LOX.

Starts

Die Saturn 5 startete zwischen dem 9. November 1967 und dem 14. Mai 1973 insgesamt 13 Mal, und das jedes Mal erfolgreich. Das war für die damalige Zeit sehr außergewöhnlich, da sonst jeder andere Träger eine Reihe von Fehlstarts verbuchen musste. Diese konnten aber durch rigorose Testreihen verhindert werden. Als Startplatz nutzte man stets die eigens gebaute Startrampe LC 39 des extra für das Apollo-Programms gebaute Kennedy Space Centers. LC 39 bestand wiederum aus zwei Startrampen, nämlich LC 39A und LC-39B. Dabei wurde LC-39B lediglich einmal von der Saturn 5 benutzt, nämlich für den Start von Apollo 10 im Mai 1969. Dagegen kann sich LC 39A damit rühmen, dass von ihr die erste bemannte Mondlandung, Apollo 11 ihren Anfang nahm. Um die monströse Rakete zusammenbauen zu können, baute man das Vehicle Assembly Building (VAB), eine über 160m große Bauhalle, in der die Rakete zusammengebaut und dann zur Rampe gefahren wurde. Dieser ganze Prozess wurde zwischen Mai und Oktober 1965 mit dem Modell SA-500F getestet.

Die ersten zwei Starts am 9. November 1967 und am 4. April 1968 waren reine, unbemannte Testflüge. Während der erste Flug, Apollo 4, mit der SA-501 perfekt verlief, war Apollo 6 mit der SA-502 weniger Glück vergönnt. Probleme aufgrund des POGO-Effektes führen fast dazu, dass die Mission abgebrochen werden musste. Auch eine Simulation des Mondeinschusses nach zwei Erdumkreisungen schlug fehl, da die S-IVB-Stufe nicht zündete. Somit musste das Servicemodul des Apollo-Raumschiffes diese Aufgabe übernehmen, wobei sie freilich nicht das angestrebte Apogäum von 22.000 km erreichen konnte. Um trotzdem den Hitzeschild des Raumschiffes testen zu können, wurde das Apogäum niedriger gewählt und die Kapsel erreichte dennoch sicher die Erde.

Der dritte Flug der Saturn 5 sollte der erste bemannte Einsatz der Rakete sein und das gesamte Equipment, also Apollo-Raumschiff und Mondlander, im Erdorbit testen. Doch beunruhigten die NASA und Wernher von Braun ein Bericht der CIA und Nachrichten von Grumman im zweiten Halbjahr des Jahres 1968: zunächst wurde klar, das Grumman den Mondlander für die Mission Apollo 8 nicht liefern können würde. Somit dachte man darüber nach, anstatt in den Erdorbit einfach mit dem Apollo-Raumschiff, welches schon einsatzbereit war, zum Mond zu fliegen und dort in einen Orbit zu gehen. Zudem entdeckte man auf Fotoaufnahmen eines Spionagesatelliten im sowjetischen Baikonur eine Rakete, die von den Dimensionen der Saturn 5 entsprach. Wie sich nach dem Zerfall der UdSSR herausstellte, handelte es sich dabei um die N-1, mit der Russland zum Mond wollte. Die NASA bekam Panik und wollte so schnell wie möglich zum Mond, wenn auch nur in einen Orbit, um so zu zeigen, dass man diesen Wettlauf gewinnen würde. So startete der erste bemannte Einsatz, Apollo 8, am 21. Dezember 1968 gleich zum Mond mit der SA-503. Zu Heiligabend sendete die Besatzung des Raumschiffes, bestehend aus Kommandant Frank Borman, Pilot Jim Lovell und 2. Pilot William Anders am Heiligabend 1968 eine geschichtsträchtige Botschaft aus dem Mondorbit zur Erde und sahen als erste Menschen mit eigenen Augen die von der Erde nicht sichtbare Rückseite des Mondes. Am 27. Dezember 1968 landete Apollo 8 wieder sicher auf der Erde.

Mit Apollo 9 holte die NASA ab dem 3. März 1969 das Programm nach, welches schon für Apollo 8 geplant war. Dabei war dies der vorletzte Flug einer Saturn 5, der den Erdorbit als Ziel hatte. Bei diesem Flug wurden alle Komponente im Erdorbit getestet. Dabei wurde für den Start die SA-504 eingesetzt. Am 18. Mai 1969 startete Apollo 10 mit der SA-505, die als Generalprobe für die erste Mondlandung gilt. Dabei flog man zum Mond und näherte sich diesem im Landemodul bis auf eine Höhe von 15 Kilometer. Nach ihrer Rückkehr am 26. Mai 1969 war man nun bereit, Kennedys Traum zu erfüllen.

Ihren berühmtesten Einsatz hatte die Saturn 5 am 16. Juli 1969. Die Saturn 5 mit der Seriennummer SA-506 hatte an der Spitze die Kommandokapsel mit dem Namen Columbia und den Lander mit dem Namen Eagle an Bord. Die Mission, zu der sie starten sollte, war keine geringere als Apollo 11, die erste Mondlandung. Die SA-506 transportierte Kommandant Neil Armstrong, Landerpilot Edwin „Buzz“ Aldrin und Kommandomodulpilot Michael Collins zum Mond. Für den Start waren über eine Million Menschen nach Cape Kennedy (so der damalige Name für Cape Canaveral, benannt nach John F. Kennedy, der 1963 ermordet wurde) und weitere 500 Millionen schauten das Spektakel im Fernseher an. Den Mond erreichen sie am 19. Juli 1969. Einen Tag später, am 20. Juli 1969, begannen Armstrong und Aldrin ihren historischen Anflug zum Mond. Auf diesen landeten sie um 22:17.58 MESZ. Armstrong betrat den Mond schließlich am 21. Juli 1969 um 4:56.20 MESZ (in den USA war es noch der 20. Juli), wobei ihm 500 Millionen Menschen zuschauten. Seine ersten Worte, „That`s one small step for (a) man, but giant leap for mankind“ (Dies ist ein kleiner Schritt für einen Menschen, aber ein großer Sprung für die Menschheit) sind heute weltberühmt und jedes Kind kennt sie. Kurz darauf betrat auch Aldrin den Mond und beide verbrachten 2 Stunden außerhalb der Eagle und sammelten dabei 21 kg Mondgestein und stellten eine Reihe von Experimente auf. Nach etwa 21 Stunden auf dem Mond starteten sie wieder vom Mond und koppelten mit der Columbia, in der Collins die ganze Zeit Wache hielt, wieder an. Am 24. Juli 1969 landete Apollo 11 wieder sicher im Pazifik. Nach einer 40-tägigen Quarantäne, bei der sie schon begeistert empfangen wurden, reisten sie durch die ganzen USA, um von den Menschen bejubelt zu werden.

Zwar war Kennedys Traum erfüllt, doch war das Apollo-Programm bei weitem noch nicht beendet. So startete schon am 14. November 1969 die Saturn 5 mit der Seriennummer SA-507 zur zweiten Mondlandung, Apollo 12. Doch schlugen kurz nach dem Start gleich zwei Blitze in die Rakete ein und setzen den Bordcomputer kurzzeitig außer Gefecht. Doch konnte die Rakete und die Besatzung ihre Mission ohne Probleme durchführen und man landete auf dem Mond.

Der Start der SA-508 zur Mission Apollo 13 am 11. April 1970 war der problematischste seit dem Start von Apollo 6. Beim Betrieb der zweiten Stufe fielen zwei Triebwerke aus und es sah kurzzeitig so aus, als müsste man die Mission abbrechen. Doch konnte man die Mission nichtsdestotrotz fortführen. Doch das Drama begann erst später. Am 13. April 1970 explodierte ein Sauerstofftank des Servicemoduls und machte somit die Mission zu einem Kampf ums Überleben. Doch die Besatzung und die Missionskontrolle meisterten all ihnen in den Weg gelegten Schwierigkeiten und so kam die Besatzung sicher zur Erde zurück und machte Apollo 13 laut Leiter der Missionskontrolle, Gene Kranz, zum „erfolgreichsten Fehlschlag“ der NASA.

Zwischen 1971 und 1972 starteten nur noch vier Saturn 5 mit den Seriennummern SA-509, SA-510, SA-511 und SA-512 für die Missionen Apollo 14, Apollo 15, Apollo 16, und Apollo 17 zum Mond. Der Start von Apollo 17 war der wohl spektakulärste, da dies der einzige Nachtstart der Saturn 5 war. Mit ihr endete die Ära der Apollo-Flüge.

Nachdem man das Apollo-Programm um drei Flüge verkürzt hat, standen fünf Raketen vom Typ Saturn 1B und drei Saturn 5 zur Verfügung für weitere Missionen. So entschied man, mit der SA-513 die erste amerikanische Raumstation, Skylab, zu starten. Dafür ersetzte man die S-IVB-Drittstufe durch die Raumstation, die auf eben jener S-IVB basierte. Dieses Gespann startete zur Mission Skylab 1 am 14. Mai 1973 und war damit der letzte Start einer Saturn 5. Doch verlief diese Mission nicht ganz so erfolgreich wie erhofft. 63 Sekunden nach dem Start riss die Meteoriten- und Hitzeschutzverkleidung der Raumstation ab und mit ihr einen Solarzellenflügel. Der zweite wurde eingeklemmt und konnte im Erdorbit nicht entfaltet werden. Die Temperatur in der Raumstation stieg und man musste sich schnell einfallen lassen, wie man die Station retten könnte. Die Notreparaturen führe die erste Besatzung, Skylab 2, Ende Mai 1973 durch und rettete so die Raumstation.

Geplante Versionen

Es waren eine Reihe von Versionen der Saturn 5 geplant. So war zunächst geplant, anstatt der S-IVB eine nukleare Oberstufe mit dem Triebwerk NERVA einzusetzen. Doch wurde dieses Vorhaben aufgegeben. Später gab es eine Reihe von Pläne, die Saturn 5 noch leistungsfähiger zu machen. So gab es Versionen, die zusätzlich als Booster noch die SRBs des Space Shuttles nutzen sollten und die Stufen sollten in der Leistung gesteigert werden. Doch wurden diese Pläne vor allem wegen fehlender Ziele und knapper Finanzierungslage aufgrund des anlaufenden Space Shuttle-Programms aufgegeben.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Saturn 1
• N 1
• Space Shuttle
• SLS

Der Beitrag Saturn 5 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieses Trägers begann schon im April 1957, also noch vor dem Start von Sputnik 1. Bei der Army Ballistic Missile Agency (ABMA) in Huntsville, Alabama, begann man damit, Pläne für eine neue Rakete zu machen, welche die Nutzlastkapazität der bisherigen amerikanischen Trägerraketen in den Schatten stellen sollte. Als Programmleiter wählte man den wohl berühmtesten Raketenkonstrukteur überhaupt aus: der Deutsche Wernher von Braun, welcher schon für das Nazi-Regime die V-2 entwickelte und nach dem Krieg nach Amerika kam, um dort die Redstone-Rakete zu entwickeln.

Von Braun wollte zunächst schon bewährte Elemente benutzen, um die neue Rakete zu bauen. Man einigte sich schnell bei er Erststufe auf folgende Konstruktion: eine Erststufe der Jupiter-Mittelstreckenrakete ohne Triebwerk bildete das Rückgrat der Rakete. Um dieses Rückgrat herum wurden kreisförmig acht Redstone-Raketen angebracht. Dabei bildeten vier Außentanks und die Zentralstufe die Oxydatortanks, während die restlichen vier Außentanks als Treibstofftanks dienten. Als Triebwerk sollte ein modifiziertes Triebwerk der Jupiter genutzt werden. Dabei sollten vier Triebwerke im Zentrum der Stufe starr montiert werden, während vier weitere Triebwerke im Abstand von 90° zueinander an der Peripherie der Stufe angebracht wurden. Diese wurden kardanisch aufgehängt, um somit die Rakete lenken zu können.

Die ganze Rakete bekam zunächst die Bezeichnung Juno V. Dieser Name deutete zwar auf den Ursprung auf die Juno (Jupiter / Redstone)-Raketen, bldete aber einen großen Entwicklungsfortschritt im Gegensatz zu den bisherigen amerikanischen Raketen. Die Juno V sollte als Zweitstufe noch eine Erststufe der Titan 1-Interkontinentalrakete und als Drittstufe eine kyrogene Oberstufe vom Typ Centaur, welche sich schon in der Entwicklung für die Atlas-Rakete befand, nutzen. Im November 1958 übernahm schließlich die NASA das Programm. Die Rakete bekam darauf einen neuen Namen: Saturn. Dieser wurde gewählt, um darauf hinzudeuten, dass dies eine neue Generation von Trägern war und die ersten Trägerraketen vom Typ Jupiter beerben sollte.

Doch zunächst gab es eine Reihe von Vorschlägen, wie die neue Rakete aussehen sollte. Ein erster Entwurf, die Saturn A-1, basierte noch auf dem Juno V-Konzept, welches von Braun bevorzugte. Auch eine Version, bei der eine Zweitstufe auf vier gebündelten Titan 1-Erststufen verwendet werden sollte, war im Bespräch. Die NASA entschied sich schließlich im Einvernehmen mit von Braun für die so genannte Saturn C-1. Diese war zunächst nur die Erststufe, welche inzwischen den Namen S-I (für Saturn-I) hatte. Später wurde eine neue kryogene Zweitstufe hinzugefügt, die so genannte S-IV. Diese war zwar eine Neuentwicklung, nutzte aber die für die Centaur entwickelten Triebwerke vom Typ RL-10 nutzen. Insgesamt sollten sechs dieser Triebwerke die neue Stufe antreiben. 1961 schließlich gab der US-Präsident John F. Kennedy unter dem Eindruck des Starts von Juri Gagarin bekannt, dass die USA bis zum Ende der 1960er Jahre bemannt auf dem Mond landen würde. Dazu wählte die NASA die neue Saturn als Träger. Diese bekam nun den Namen Saturn I.

Im Juli 1962 gab die NASA bekannt, dass man das so genannte lunare Rendezvous durchführen wolle. Dazu bräuchte man die gigantische Saturn 5-Rakete. Da sie aber so viele neue Technologien nutzen sollte, dass man zum einem diesen Entwicklungssprung für nicht verantwortlich ansah, zum anderen aber die Raumkapsel und den Mondlander des Apollo-Programms auch ohne die neue Rakete testen wollte, brauchte man eine Alternative zum Test dieser Elemente, da die bisherige Saturn 1 nicht genügend Nutzlastkapazität besaß, um diese zu starten. So beschloss man, die neuentwickelte Oberstufe der Saturn 5, die S-IVB, mit einer modifizierten S-I-Erststufe der Saturn 1 zu starten. Daraus entstand die Saturn 1B, welche für das Apollo- und später das Skylab-Programm und den ASTP-Flug unverzichtbar wurde. Die neue S-IVB war größer als ihr Pendant bei der Saturn 1 und nutzte nun ein einzelnes Triebwerk vom Typ J-2, welches alleine mehr Schub hatte als die sechs RL-10-Triebwerke der S-IV zusammen.

Die neue Rakete hatte zwei eigens entwickeltes Nummerierungssystem, um die einzelnen Versionen und Flüge auseinanderzuhalten.

• Das erste Nummerierungssystem war relativ einfach. Am Anfang stand das Kürzel SA-, welche von der zweistelligen Flugnummer gefolgt wurde, so war der Flug SA-5 der fünfte Flug einer Saturn 1. Es wurde nur für die Saturn 1 eingesetzt.
• Das zweite Nummerierungssystem war eine Weiterentwicklung des ersten. So wurde das anfängliche Kürzel ersetzt durch das neue Kürzel AS- für Apollo Saturn. Dahinter stand eine dreistellige Zahl. Die erste Ziffer dieser Zahl bezeichnete dabei die eingesetzte Saturn-Version. Dabei stand die „1“ für die Saturn 1, die „2“ für die Saturn 1B und die „5“ für die Saturn 5. Die zwei nachfolgenden Nummern standen wieder für den Flug beziehungsweise für die Rakete. So war der Flug AS-205 der fünfte Flug einer Saturn 1B, wobei die erste bemannte Apollo-Mission, Apollo 7, gestartet wurde.

Versionen

Die Saturn 1 flog in insgesamt drei Versionen:

• Die Saturn 1 Block 1 war eine S-I-Stufe ohne eine zusätzliche Zweitstufe, sondern mit Ballast zur Simulation eines Fluges. Sie flog zwischen dem 17. Oktober 1961, also nur fünf Monate nach dem ersten Flug eines amerikanischen Astronauten, bis zum 28. März 1963. Dabei testete man beim ersten Flug einfach nur die Stufe, ob sie funktioniert oder auch nicht. Beim zweiten und dritten Flug wurde die Rakete nach dem Ausbrennen gesprengt. Dabei wurde das Wasser, welches den Ballast bildete, freigelassen und Forscher konnten die Auswirkungen von Wasser auf die Hochatmosphäre untersuchen. Dieses Unternehmen wurde auch Operation Highwater genannt. Beim vierten und letzten Flug wurde nach 100 Sekunden Betrieb eines der acht Triebwerke abgeschaltet, um zu schauen, ob die Rakete die Minderleistung kompensiert.

• Die Saturn 1 Block 2 war eine Block 1, welche anstatt Ballast die S-IV-Zweitstufe nutzte. Sie flog zwischen dem 29. Januar 1964 und dem 30. Juli 1965 insgesamt sechs Mal. Der erste Flug diente nur dazu, die Funktionsfähigkeit der S-IV zu beweisen. Die restlichen fünf Flüge transportierten ein Modell der Apollo-Raumkapsel, den Boilerplate, mit zusätzlichen Startabbruchsystem ins All. Bei den restlichen drei Flügen kamen auch drei Pegasus-Satelliten gestartet. Der Pegasus-Satellit wurde dazu genutzt, die Mikrometeoritenrate im Erdorbit zu messen, um so zu schauen, ob es für ein bemanntes Raumschiff sicher wäre. Sie wurden dabei fest mit der S-IV-Stufe verbunden.
• Die Saturn 1B nutzt die neue S-IVB-Oberstufe, welche für die Saturn 5 entwickelt wurde. Die S-I-Erststufe wurde verstärkt, um die schwerere S-IVB aufnehmen zu können. Sie war die meist eingesetzte Version der Saturn 1-Familie. Sie starte zwischen dem 26. Februar 1966 und dem 15. Juli 1975 insgesamt neun Mal. Der Erstflug diente zur Verifizierung der neuen S-IVB-Stufe sowie zum Start der ersten voll funktionsfähigen Apollo-Kapsel. Ab dem fünften Flug mit Apollo 7 waren alle restlichen Flüge der Rakete bemannt. Später startete sie die Besatzungen der Raumstation Skylab sowie die Apollo-Kapsel für den ASTP-Flug. Dabei lagen zwischen dem Start von Apollo 7 im Jahr 1967 und dem Start von Skylab 2 im Jahr 1973 fast sechs Jahre.

Die Saturn 1-Familie basierten alle auf einer Erststufe:

• Die Erststufe der Saturn 1, die S-I, war die erste Stufe, die im Saturn-Programm entwickelt wurde und basierte auf der Erststufe der Juno V. Die von Crysler gebaute Stufe war 24,48 m lang, hatte einen Gesamtdurchmesser von 6,52 m lang und hatte eine Startmasse von 432,7 t. Sie bestand aus einem zentralen Oxydatortank, um den insgesamt acht weitere Tanks, je vier für Treibstoff und Oxydator, welche um den zentralen Tank herum angebracht wurden. Die acht Triebwerke vom Typ Rocketdyne H-1, welche auf dem Triebwerk der Jupiter basierte, hatten je einen Schub von 836,2 kN bei einer Brenndauer von 150 Sekunden. Insgesamt lieferte sie also einen Schub von 6.689,6 kN. Als Treibstoff nutzte man Kerosin (RP-1), als Oxydator flüssigen Sauerstoff (LOX).

• Die Erststufe der Saturn 1B, die S-IB, war eine Weiterentwicklung der S-I der Saturn 1, wurde aber strukturell verstärkt, um die schwerere S-IVB-Zweitstufe aufnehmen zu können. Die von Crysler gebaute Stufe war 24,48 m lang, hatte einen Gesamtdurchmesser von 6,52 m lang und hatte eine Startmasse von 448,65 t. Sie bestand aus einem zentralen Oxydatortank, um den insgesamt acht weitere Tanks, je vier für Treibstoff und Oxydator, welche um den zentralen Tank herum angebracht wurden. Die acht Triebwerke vom Typ Rocketdyne H-1b, welche gegenüber dem H-1 etwas leistungsstärker waren, hatten je einen Schub von 911,9 kN bei einer Brenndauer von 155 Sekunden. Insgesamt lieferte sie also einen Schub von 7.295,2 kN. Als Treibstoff nutzte man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Zweitstufe der Saturn 1, die S-IV, war erst die weltweit zweite kryogene Stufe nach der Centaur der Atlas und nutzte für sie entwickelte Technologien. Die von Douglas gebaute Stufe war 12,19 m lang, hatte einen Basisdurchmesser von 5,49 m, einen Kopfdurchmesser von 3,90 m und wog voll betankt 50,6 t. Die sechs Triebwerke vom Typ Pratt & Whitney RL-10-A-3 lieferten einen Gesamtschub von 400,3 kN bei einer Brenndauer von 482 Sekunden. Auf ihr befand sich der Bordcomputer der gesamten Rakete und steuerte somit diese. Als Treibstoff nutzte man flüssigen Wasserstoff (LH₂) und als Oxydator LOX.
• Die Zweitstufe der Saturn 1B, die S-IVB, wurde speziell für die Saturn 5 entwickelt und für die Saturn 1B adaptiert. Die von Douglas gebaute Stufe war 17,80 m lang, hatte einen Durchmesser von 6,61 m und wog voll betankt 118,8 t. Die sechs Triebwerke vom Typ Rocketdyne J-2 lieferten einen Schub von 1.033 kN bei einer Brenndauer von 475 Sekunden. Auf ihr befand sich der Bordcomputer der gesamten Rakete und steuerte somit diese. Als Treibstoff nutzte man LH₂, als Oxydator LOX.

Starts

Alle Versionen der Saturn 1-Familie starteten zwischen dem 27. Oktober 1961 und dem 15. Juli 1975 insgesamt 19 Mal, wobei jeder einzelne Start erfolgreich war. Diese Erfolgsquote war für die frühen 1960er und die 1970er Jahre etwas außergewöhnliches, da sonst jeder andere Träger eine Reihe von Fehlschlägen hinnehmen musste. Als Startplatz nutzte man zunächst die Startkomplexe LC 34 und LC 37 der Cape Canaveral Air Force Station in Cape Canaveral, Florida. LC 37 bestand wiederum aus zwei Rampen, LC 37A, welche nie genutzt wurde, und LC 37B, welche Jahrzehnte nach Ende des Apollo-Programms für die Delta IV umgebaut wurde.

Einer der größten Unfälle der bemannten Raumfahrt ereignete sich am 27. Januar 1967 an der Startrampe LC 34: an diesem Tag übte die Besatzung von AS-204, besser bekannt als Apollo 1, Kommandant Virgil „Gus“ Grissom, Senior Pilot Edward White und Pilot Roger Chaffee einen Start auf der Rampe. Bei diesem Test kam es zu einem Feuer in der Kapsel. Die Astronauten konnten nicht mehr aus der Kapsel fliehen und die Bodenmannschaft konnte nicht rechtzeitig die Kapsel öffnen. Alle drei Astronauten starben bei diesem Unglück, welches das Apollo-Programm zurückwarf. Später stellte sich heraus, dass ein Funke das Feuer in der reinen Sauerstoffatmosphäre auslöste, da unter anderem die Raumanzüge der Astronauten aus dem leicht brennbaren Nylon bestand, breitete sich das Feuer schnell aus. Die Konstruktion der Tür tat ihr Übriges, da diese nicht schnell genug hätte geöffnet werden können. Die genutzte Rakete mit der Nummer AS-204 blieb beim Unfall unbeschädigt und transportierte den ersten Mondlander in den Erdorbit, wo er erstmals im Weltraum getestet werden konnte. Der erste bemannte Start fand am 11. Oktober 1968 statt, wobei an Bord die Astronauten Walter Schirra, Donn Eisele, Walter Cunningham waren.

Nach dem Ende der Mondlandungen 1972 und dem Beginn des Programms Skylab modifizierte man einen Mobile Launcher der Saturn 5, um mit ihm die Saturn 1 starten zu können. Da sich die Saturn 1B und die Saturn 5 ab der dritten Stufe glichen, wollte man die Leitungen für Treibstoff sowie vor allem den Crew Access Arm, also den Zugangsarm für die Besatzung, nicht an einer anderen Stelle befestigen müssen, sodass man ein Plattform baute, auf der die Rakete stand. Diese bekam den Spitznamen Milkstool, also Milchschemel, da diese wie ein Milchschemel aussah, auf dem ein Bauer sitzt, wenn er eine Kuh melkt. Für den Start einer Saturn 1B vom ML wurden neben dem Milkstool noch die Leitungen für Treibstoff und Oxydator für die Erststufe neu angebracht. So starteten insgesamt vier Saturn 1B zwischen 1973 und 1975 vom Startkomplex LC 39B des Kennedy Space Centers in Cape Canaveral.

Geplante Versionen

Die Saturn 1 sollte die Basis für eine Reihe von Raketen sein. So gab es Pläne für eine Reihe von neuen Erststufen, etwa einem massiven Feststoffmotor, oder insgesamt vier Erststufen der Minuteman-Interkontinentalrakete als Startunterstützungsraketen. Auch hat man geplant, eine Centaur-Oberstufe zu benutzen, um somit eine Sonde zu starten. Dies plante man zwar, aber man strich die Sonde, womit die Saturn 1B / Centaur genannte Rakete überflüssig wurde.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Saturn 5
• Delta IV
• SLS

Der Beitrag Saturn 1 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieses Trägers begann schon im Jahr 2005, zur Zeit der ESAS-Studie (Exploration Systems Architecture Study). Damals suchte die NASA ein Konzept für die neu zu entwickelnde Schwerlastrakete, die man zum Erreichen des Mondes brauchen würde. Eine Idee war dabei ein Shuttle Delivered Launch Vehicle (SDLV), welche vor allem Komponente aus dem Space Shuttle-Programms nutzen sollte. Die Idee dahinter war, den Externen Tank (ET) mit dem SSME-Triebwerk des Shuttles auszustatten und die Feststoffbooster weiter zu nutzen. Die Nutzlast, entweder eine Raumkapsel oder zusätzlich noch eine Oberstufe, sollte dann auf die Rakete gesetzt werden. Die NASA entschied sich aber für das Ares-Konzept, dass auf viele neu zu entwickelnde Technologien setzte. 2006 schlossen sich eine Reihe von Experten, etwa Ingeneure, NASA-Manager und Journalisten, zusammen und starteten das Projekt DIRECT, welches auf dem SDLV-Konzept der ESAS-Studie aufbaute. Im Laufe von vier Jahren verfeinerte man das DIRECT-Konzept und die vorgeschlagene Rakete Jupiter und es wurde vor allem in der Raumfahrt-Community sehr beliebt, vor allem nach einer Reihe von massiven Kostensteigerungen im Constellation-Programm, vor allem bei den Trägerraketen Ares I und Ares V. Dies führte 2009 zum Human Spaceflight Commitee, auch als Augustine-Komitee, benannt nach dem Vorsitzenden, Norman Augustine, und schließlich im Februar 2010 zur Einstellung des Programms durch den US-Kongress und Präsident Barack Obama. Danach sah es zunächst düster für die zukünftige US-amerikanische Raumfahrt aus.

Im Laufe des Jahre 2010 wurden eine Reihe von Konzepte vorgestellt, die auch schon in der ESAS-Studie vorkamen. Dabei waren vier Varianten in der engeren Auswahl. Die erste war das Sidemount-Konzept, welches am ehesten auf dem Space Shuttle beruht. Dabei würde der Orbiter durch eine Triebwerkssektion aus drei SSMEs ersetzt werden und drauf käme eine große Nutzlastverkleidung, in der die Nutzlast transportiert werden könnte. Das zweite Konzept baute auf dem Konzept der Saturn 5 des Apollo-Programms auf, wobei die Rakete nur flüssige Treibstoffe einsetzen sollte. Das dritte Konzept wurde vor allem von der United Launch Alliance, dem Vermarkter der Atlas V und der Delta IV, unterstützt. Dabei sollte aus den EELVs, der Atlas V und der Delta IV, eine Schwerlastrakete entwickelt werden. Das vierte Konzept schließlich war die Jupiter aus dem DIRECT-Konzept, welche aber eine Reihe von Variationen aufwies. So gab es etwa Pläne für Flüssigtreibstoffbooster oder für eine Reihe von Oberstufen. Im Oktober 2010 entschied man sich schließlich zugunsten eines DIRECT-ähnlichen Konzeptes, welches von der Community begrüßt und von der DIRECT-Mannschaft als Erfolg verbucht wurde. Die neue Rakete wurde von da an als Space Launch System (Weltraum-Startsystem), auch SLS, bezeichnet. Sie sollte von nun an sowohl Fracht in den Erdorbit bringen und auch das bemannte Raumschiff Orion (auch MPCV für Multi-Purpose Crew Vehicle) aus dem Constellation-Programm starten.

Im Laufe des Jahres 2011 wurde das Konzept des SLS weiter verfeinert. So beschloss man, die übrigen SSME-Triebwerke aus dem Space Shuttle-Programm für die ersten Starts des Trägers zu nutzen. Auch kam es zu Diskussionen um die Anzahl der Triebwerke der Erststufe. Schließlich beschloss man folgende Konfiguration:

• Als Booster sollen zunächst 5-Segmente-Booster verwendet werden, die noch aus dem Constellation-Programm stammen. Eine Ausschreibung für die Booster wurde ausgerufen, wobei der Gewinner den Booster herstellen soll. Es wird entweder der 5-Segment-Booster oder ein völlig neuer Flüssigbooster sein.
• Als Erststufe nutzt man einen überarbeiteten ET des Space Shuttles mit zunächst drei, ab dem elften Flug fünf SSMEs als Antrieb.
• Optional soll eine Oberstufe genutzt werden. Dabei stehen die Zweitstufe der Delta IV, die neu zu entwickelnde Cryogenic Propulsion Stage sowie eine große Oberstufe für schwere Nutzlasten oder hohen Geschwindigkeiten zur Verfügung.

Darüber hinaus soll Hardware genutzt werden, die für das Constellation-Programm entwickelt wurden. Dies schließt das MLP (Moblie Startplattform) der Ares I sowie das Oberstufentriebwerk J-2X ein. Im September 2011 schließlich stellte die NASA das neue Design der Rakete vor. Sie erinnerte nun von der Farbe stark an die alten Saturn-Raketen.

Versionen

Das SLS soll in drei Versionen verfügbar sein:

• Der Block 1 ist die am frühesten verfügbare Konfiguration des SLS. Die Erststufe entspricht einem verlängerten ET des Space Shuttles mit drei oder fünf Haupttriebwerken. Als Booster nutzt man den neu entwickelten 5-Segment-Booster aus dem Constellation-Programm. Als Oberstufe soll eine Oberstufe der Delta IV mit einem Durchmesser von 5 m genutzt werden. Diese wird man-raded sein, also verbessert für den bemannten Gebrauch. Mit diesem Träger sollen die bemannten Orion-Raumschiffe gestartet und verifiziert werden. Auch sollen erste Missionen wie etwa ein zirkumlunarer Flug möglich sein.
• Der Block 1a entspricht der Block 1, nutzt aber eine neue Oberstufe, die Cryogenic Propulsion Stage (CPS). Mit ihr sollen die ersten Frchtflüge, aber auch bemannte Flüge stattfinden.
• Der Block 2 schließlich nutzt eine neue noch zu entwickelnde Oberstufe mit drei Triebwerken vom Typ J-2X als Antrieb. Mit ihr sollen vor allem schwere Nutzlasten, etwa Teile für ein Mars- oder ein NEO-Raumschiff, transportiert werden.

Technik

Das SLS basiert auf Technologie, welche entweder für das Shuttle, das Constellation-Programm oder die Saturn-Raketen entwickelt wurden:

• Die Feststoffbooster, die RSRMs (Reusable Solid Rocket Motors für wiederverwendbarer Feststoffmotor), bringen den Großteil des Startschubes auf. Ein einzelner Booster besteht aus fünf einzelnen Segmenten, die während der Montage der Rakete miteinander verbunden werden. Ein einzelner Booster ist 53,86 m lang, hat einen Durchmesser von 3,71 m und wiegt voll betankt 731,88 t. Das von ATK gebaute Triebwerk liefert für eine Brenndauer von 124 Sekunden einen Schub von 13.964 kN. Als Treibstoff nutzt man den Festtreibstoff HTPB. Es kann aber sein, dass nach der Booster-Ausschreibung der NASA ein völlig anderer Booster verwendet wird.

• Die Hauptstufe basiert auf dem Externen Tank (ET) des Space Shuttles, wurde aber im Gegensatz zum Vorbild verlängert und verfügt über eine veränderte Struktur, um eine Oberstufe und die Haupttriebwerke aufzunehmen. Sie ist 64 m lang, hat einen Durchmesser von 8,2 m, wobei das Startgewicht noch unbekannt ist. Zunächst sollen nur drei Triebwerke vom Typ Rocketdyne RS-25D, auch bekannt als SSME, genutzt werden mit einem Schub von 1.817 kN. Die Brenndauer ist noch nicht bekannt. Später sollen bis zu fünf Triebwerke vom Typ RS-25D/E genutzt werden, die im Gegensatz zum SSME vereinfacht sind, da sie nicht mehr auf Wiederverwendbarkeit ausgelegt sein müssen. Die Leistungsdaten bleiben dieselben. Als Treibstoff nutzt man den im Space Shuttle genutzten Triebstoffmix aus LH₂ (flüssiger Wasserstoff) als Treibstoff und LOX (flüssiger Sauerstoff) als Oxydator.
• Eine Oberstufe für die Rakete ist die iCPS, die Iterim Cryogenic Propulsion Stage, welche nichts anderes als eine Oberstufe der Detla IV+ 5-Serie und der Delta IV Heavy ist, die für den bemannten Betrieb optimiert ist. Sie ist 12 m lang, hat einen Durchmesser von 5,1 m und wiegt voll betankt 30,7 t. Das einzelne Pratt&Whittney RL-10B-2-1-Triebwerk liefert für eine Brenndauer von 1.130 Sekunden einen Schub von 110 kN. Als Treibstoff nutzt man LH₂, als Oxydator LOX.

• Eine weitere Oberstufe ist die Cryogenic Propulsion Stage (CPS), welche neu entwickelt wird. Die CPS hat eine Länge von 13 m, hat einen Durchmesser von 7,5 m und wiegt voll betankt 79 t. Das Triebwerk steht noch nicht fest, es sollte aber einen Mindestschub von etwa 133,45 kN haben. Als Triebwerke stehen eine Reihe von Variationen des RL-10 und das J-2X sowie die europäischen Triebwerke Vulcain 2 und Vinci oder das japanische LE-5B zur Diskussion. Als Brenndauer werden bisher maximal 3000 Sekunden angegeben. Als Triebstoffmix steht schon LH₂ als Treibstoff und LOX als Oxydator fest.
• Die letzte Oberstufe hat zwar noch keinen Namen, soll aber in der Block 2 SLS eingesetzt werden. Sie soll 26,85 m lang und hat einen Durchmesser von 8,04 m. Das Startgewicht ist zurzeit (Stand: November 2011) noch nicht bekannt. Als Triebwerk soll es zwischen einem und drei Triebwerken vom Typ Rocketdyne J-2X mit je einem Schub von 1.221 kN, wobei die Brenndauer noch nicht bekannt ist. Als Treibstoff soll LH₂, als Oxydator LOX eingesetzt werden.

Starts

Zurzeit (Stand: November 2011) ist der erste Start eines SLS für das Jahr 2017 angesetzt. Die Starts sollen dabei vom Startkomplex 39 des Kennedy Space Centers in Cpae Canaveral, Florida stattfinden. Von den beiden Rampen des Startkomplexes starteten schon die Saturn-Raketen zum Mond und das Space Shuttle zu seinen Missionen im Orbit. Die Rakete wird dabei im Vehicle Assembly Building (VAB) zusammengebaut und dann zur Startrampe gerollt. Als Startplattform will man das schon für die Ares I gebaute MLP umbauen, damit es die neue Rakete aufnehmen kann.

Der erste Start im Jahr 2017 soll noch unbemannt sein, doch schon der zweite Start 2018 soll ein bemanntes Orion-Raumschiff um den Mond bringen. Der gesamte Zeitplan ist aber sehr lang gestreckt, so sollen 13 Starts in einem Zeitraum von 15 Jahren durchgeführt werden, bis das SLS voll einsatzfähig sind.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Saturn 5
• Ares
• NASA stellt Design für SLS vor (15. September 2011)

Der Beitrag Space Launch System erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieser Trägerfamilie begann im Jahr 2000, als die Regierung der Volksrepublik in Betracht zog, eine Reihe von Next-Generation Launch Vehicles, also Trägerraketen der neusten Generation, entwickeln zu lassen, um so den Zugang sowohl in den LEO als auch in den GTO für die nächsten 30 Jahre zu sichern. Dabei soll die Rakete nicht mehr den giftigen Treibstoffmix aus Unsymmetrischem Dimethylhydrazin als Treibstoff und Distickstofftetroxid als Oxydator, sondern Kerosin oder Wasserstoff als Treibstoff und Sauerstoff als Oxydator nutzen. Auch sollte diese Rakete modular aufgebaut werden, ähnlich der Atlas 5 und der Delta IV aus den USA oder der russischen Angara. Auch sollte sie schwerere Raumstationsmodule in einen erdnahen Orbit bringen können. Um diese Rakete zu bauen, beauftrage man den Konstrukteur Long Lehau als Chefkonstrukteur und die China Academy of Launch Vehicle Technology (CALT) als Hauptauftragnehmer.

Die Entwicklung unter Long Lehau begann schließlich offiziell im Jahr 2001. Das Konzept bestand zunächst aus vier Elementen:

• Die Zentralstufe soll einen größeren Durchmesser haben als bisherige chinesische Raketen und den Treibstoffmix aus LH₂ (flüssiger Wasserstoff) als Treibstoff und LOX (flüssiger Sauerstoff) als Oxydator. Sie bildet den Kern der CZ 5.
• Es gibt zwei Arten von Boostern: die größeren Booster basieren auf der Hauptstufe der DF 5, welche die Basis des Großteils der Langer Marsch-Flotte bisher war. Sie soll nun aber einen neuen Treibstoffmix, nämlich RP-1 (Kerosin) als Treibstoff und LOX als Oxydator, und neue Triebwerke nutzen. Die zweite Art von Booster sind etwas kürzer als die größeren und nutzen den gleichen Treibstoffmix, haben aber den gleichen Durchmesser wie die Booster der Langer Marsch-Versionen CZ 2E, CZ 2F, CZ 3B, CZ 3B/E und CZ 3C.
• Für Missionen in den erdnahen Orbit reicht eine Kombination aus Erststufe und Boostern aus. Für Missionen in den geostationären Orbit aber braucht die Rakete eine zusätzliche Oberstufe, sie soll auf den Oberstufen der Langer Marsch 3-Serie basieren, aber den gleichen Durchmesser haben wie die Zentralstufe.

Am 26. September 2009 verkündete das CALT, dass man auf Basis der kleineren Booster der CZ 5 eine neue Rakete für kleine Nutzlasten in den erdnahen Orbit entwickeln will. Diese Rakete bekam den Namen CZ 6 und nutzt eine neue Oberstufe, welche, wie die Erststufe, RP-1 als Treibstoff und LOX als Oxydator nutzt.

Die CZ 6 ist nicht die erste Idee für eine Nutzung eines CZ 5-Boosters als eigene Trägerrakete. Schon noch dem Start des bemannten Raumschiffes Shenzhou 7 sprach man davon, die altbewährte CZ 2F nicht mehr als Träger für das bemannte Weltraumprogramm zu nutzen. Stattdessen sollte eine Rakete genutzt werden, die als Zentralstufe die größeren Booster und als Booster die kleineren Booster der CZ 5 nutzen soll. Eine neu entwickelte Zweitstufe mit einem RP-1/LOX-Antrieb vervollständigt die Rakete. Die zunächst CZ 2G/H genannte Rakete wurde 2010 schließlich in CZ 7 umbenannt und ihre modularität vergrößert. So soll sie nun auch eine kryogene Drittstufe nutzen, welche im Grunde genommen nichts anderes ist als eine adaptierte Drittstufe der Langer Marsch-Versionen CZ 3A, CZ 3B, CZ 3B/E und CZ 3C.

Neu für die gesamte Raketenfamilie ist das neue Nummerierungssystem (CZ XYZ(/HO)), welche die unterschiedlichen Versionen besser voneinander unterschiedet. Dies sieht wiefolgt aus:

• Die 1. Ziffer bezeichnet die Erststufe. Es stehen dabei drei Ziffern zur Auswahl, welche den Durchmesser der Stufe bezeichnen. Die 2 steht dafür für die Erststufe der CZ 6, die einen Durchmesser von 2,25 m verfügt. Die 3 bezeichnet die Erststufe der CZ 7 und hat einen Durchmesser von 3,35 m. Die 5 schließlich steht für die CZ 5, dessen Erststufe einen Durchmesser von 5,2 m hat.
• Die 2. Ziffer steht für die Anzahl der kleinen Booster, welche bei der CZ 6 als erststufe genutzt werden. Diese Ziffern werden nur bei der CZ 5 und der CZ 7 vergeben. Dabei stehen drei Ziffern zur Verfügung: die 0 bedeutet, dass keine Booster dieses Types genutzt werden. Die 2 steht für zwei genutzte Booster. Die 4 schließlich steht für vier eingesetzte Booster.
• Die 3. Ziffer steht für die Anzahl der großen Booster, die als Erststufe in der CZ 7 genutzt werden. Diese Ziffer wird nur bei der CZ 5 vergeben. Auch hier stehen drei Ziffern zur Verfügung: die 0 bezeichnet eine Version, die keine derartigen Booster nutzt. Die 2 steht für zwei eingesetzte Booster und die 4 steht für vier eingesetzte Booster.
• Der Anhang steht bisher für eine zusätzliche Oberstufe. Diese kann bei der CZ 5 und der CZ 7 genutzt werden. Die kryogene Oberstufe wird mit dem Anhang HO bezeichnet.

Versionen

Die Raketen der CZ 5-Familie zeichnen sich durch eine hohe Modularität und eine große Variantenvielfalt aus:

• Die CZ 5 ist die Basis der gesamten Familie. Sie nimmt vier Booster auf, die je nach Version variierbar sind, und optional eine Zweitstufe für geostationäre Nutzlasten mittragen. Ihre Basis ist die kryogene Zentralstufe H-5-1, welche mit zwei Arten von Booster und einer Oberstufe aufgerüstet werden kann. Sie soll in sechs Versionen verfügbar sein:
• Die CZ 6 basiert, anders als die CZ 5, auf den K2-1-Booster der CZ 5 und nutzt sie als Erststufe. Als Zweitstufe wird die neue Zweitstufe K2-2 nutzen, die den gleichen Treibstoffmix wie die Erststufe nutzen soll. Sie soll vor allem kleinere Nutzlasten bis zu einem Gewicht von 1,5 Tonnen in einen sonnensynchronen Orbit bringen.
• Die CZ 7 basiert schließlich auf den größeren K3-1-Booster der CZ 5, kann aber auch K2-1-Booster zur Startunterstützung nutzen. Als Zweistufe soll die K3-2 entwickelt werden, die, wie die K2-1 und die K3-1, RP-1 und LOX als Treibstoff und Oxydator nutzen soll.

Technik

Die CZ 5 / 6 / 7-Familie ist auf höchstem Grad modular ausgelegt worden. So können mit sieben Stufen zwölf einzelne Raketen gebildet werden:

• Die Booster vom Typ K2-1, auch als L-60 bezeichnet, sind den Boostern der CZ 2F, CZ 3B, CZ 3B/E und CZ 3C nachempfunden, sind aber länger und nutzen einen anderen Treibstoff. Auch werden sie als Erststufe für die CZ 6 genutzt. Sie sind an sich 25 m lang, hat einen Durchmesser von 2,25 m und wiegt voll betankt 69 t. Das neuentwickelte einzelne Triebwerk vom Typ YF-100 soll einen Schub von 1.175 kN bei einer Brenndauer von 145 Sekunden haben. Als Treibstoff nutzt man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Booster vom Typ K3-1, auch als L-130 bezeichnet, basieren auf den Zentralstufen der CZ-Familien CZ 2, CZ 3 und CZ 4. Neben ihrer Nutzung als Booster der CZ 5 werden sie auch als Erststufe der CZ 7 genutzt werden. An sich ist eine K3-1 26 m lang, hat einen Durchmesser von 3,35 m und wiegt beim Start 147 t. Die zwei YF-100-Triebwerke leisten zusammen einen Schub von 2.350 kN bei einer Brenndauer von 165 Sekunden. Als Treibstoff nutzt man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Erststufe, die H5-1 oder L-155, ist der Kern der CZ 5. Sie ist 31 m lang, hat einen Durchmesser von 5 m und wiegt voll betankt 175 t. Die zwei neu entwickelten Triebwerke vom Typ YF-77 liefern zusammen einen Schub von 1.100 kN bei einer Brenndauer von 475 Sekunden. Als Treibstoffkombination nutzt man den kryogenen Treibstoffmix aus LH₂ als Treibstoff und LOX als Oxydator.
• Die Zweitstufe der CZ 5, die H5-2 oder L-45, ist eine Neuentwicklung, welche aber Technologie nutzt, die schon für die CZ 3-Familie entwickelt wurde und soll nur für Einsätze in den Geotransferorbit eingesetzt werden. Sie ist 10 m lang, hat einen Durchmesser von 5 m und wiegt voll betankt 42,3 t. Die zwei Triebwerke vom Typ YF-75D, welche für die Drittstufe der CZ 3A entwickelt wurde, liefern einen Schub von 394 kN bei einer Brenndauer von 700 Sekunden. Als Treibstoff nutzt man LH₂, als Oxydator LOX.
• Die Zweitstufe der CZ 6, die K2-2 oder L-9, ist eine Neuentwicklung für die CZ 6 und die kleinste Stufe im Sortiment. Sie ist 5 m lang, hat einen Durchmesser von 2,25 m und wiegt voll betankt 10,1 t. Das neuentwickelte einzelne Triebwerk vom Typ YF-115 liefert für eine Brenndauer von 200 Sekunden einen Schub von 147,1 kN. Als Treibstoff nutzt man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Zweitstufe der CZ 7, die K3-2 oder L-18, ist eine Entwicklung extra für die CZ 7. Sie ist 7,5 m lang, hat einen Durchmesser von 3,35 m und wiegt voll betankt 20,2 t. Die zwei gebündelten Triebwerke vom Typ YF-115 liefern für eine Brenndauer von 200 Sekunden einen Schub von 294,2 kN. Als Treibstoff nutzt man RP-1, als Oxydator LOX.
• Die Drittstufe der CZ 7, die H3-3 oder L-18, ist eine adaptierte Drittstufe der CZ 3-Familie. Sie ist 11,5 m lang, hat einen Durchmesser von 3 m und wiegt voll betankt 20,2 t. Die zwei Triebwerke vom Typ YF-75 liefern einen Schub von 167,17 kN bei einer Brenndauer von 500 Sekunden. Als Treibstoff nutzt man LH₂, als Oxydator LOX.

Starts

Zurzeit (Stand: November 2011) ist der erste Start einer CZ 5 für das Jahr 2014 angesetzt. Als Startplatz wird zurzeit der neue Weltraumbahnhof Wenchang auf der Insel Hainan in Südostchina gebaut. Ab der Einführung dieser Raketenfamilie sollen die Versionen dieser Träger alle bisherigen chinesischen Raketen ersetzen. Dabei soll der Weltraumbahnhof Wenchang die bisherigen drei, nämlich Jiuquan, Xichang und Taiyuan, ersetzen, da diese sich entweder in dicht besiedeltem Gebiet (Xichang) befinden oder schon Alterserscheinungen zeigen (Jiuquan).

Die CZ 5-Familie und das bemannte Weltraumprogramm Chinas

Die im bemannten chinesischen Weltraumprogramm eingesetzte Raketen, die CZ 2F und ihre Abwandlung, die CZ 2G, sind an die Grenzen ihrer Möglichkeiten angelangt. Sie können zum Beispiel nicht ein größeres Raumstationsmodul starten, was für die zukünftige chinesische Raumstation essentiell sein wird. Außerdem nutzt man hoch toxische Triebstoffe, weswegen man diese Raketen ersetzen will. Für die bemannten Shenzhou-Kapseln wurde deswegen die CZ 2G/H entwickelt, die heute als CZ 7 bekannt ist. Mit dieser leistungsstärkeren und umweltfreundlicheren Rakete sollen nicht nur die bemannten Shenzhou-Flüge starten, sondern auch die auf der Raumstation Tiangong 1 basierenden Frachter gestartet werden. Sie hatte damit in etwa die Funktion der Sojus-Rakete in Russland.

Die CZ 5 dagegen soll vor allem die großen Raumstationsmodule starten, so etwa das Basismodul der geplanten modularen Raumstation. Es gibt aber auch Spekulationen, dass mehrere Raketen vom Typ CZ 5 dazu genutzt werden könnten, um damit ein Mondraumschiff auf den Weg zu bringen. Doch das ist heute noch Zukunftsmusik.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Index: China

Der Beitrag Langer Marsch 5 / 6 / 7 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Stefan Heykes und Daniel Maurat.

Ab 1974 wurde in der damaligen Sowjetunion die SLBM (Submarine Launched Ballistic Missile = U-Boot gestützte ballistische Rakete) R-29 in Dienst gestellt. Diese Rakete verwendete die lagerfähigen Flüssigtreibstoffe Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) und Distickstofftetroxid (NTO). Diese Treibstoffe sind gut handhabbar und hypergol, also zünden von selbst bei Kontakt der beiden Komponenten, allerdings auch stark giftig. Die guten technischen Eigenschaften haben aber dafür gesorgt, dass fast alle russischen militärischen Raketen diese Treibstoffe nutzen. Viele davon werden heute als Konversionsraketen für Satellitenstarts verwendet (Dnepr, Start, Strela, Rockot).

Die ursprüngliche R-29 besaß bei zwei Stufen eine Startmasse von 32,8 Tonnen. Sie war 13,20 m lang und besaß einen Durchmesser von 1,80 m. Die R-29 (NATO-Bezeichnung SS-N-8 Sawfly mod. 1) konnte einen 680 kg schweren Sprengkopf mit einer Sprengkraft von 800 Kilotonnen TNT über 7.700 km verschießen. Noch im gleichen Jahr 1974 wurde die leicht verbesserte R-29D / SS-N-8 Sawfly mod. 2 eingeführt. Sie zeichnete sich vor allem durch ihre höhere Reichweite von 9.100 km bei unveränderter Sprengkraft und Größe aus, sie war lediglich 500 kg schwerer als das Basismodell. Beide Modelle wurden von U-Booten der Delta-I Klasse verwendet, die jeweils 12 Raketen tragen konnten.

Für die Delta-II Klasse wurde 1978 das Modell R-29K (NATO-Bezeichnung SS-N-18 Stingray mod. 1/2) entwickelt. Dieses war mit 34,4 t etwas schwerer und mit 14,4 m ebenso leicht länger als der Vorgänger und bot die Möglichkeit, entweder einen 450 kT oder drei 200 kT Sprengköpfe über 8.000 km zu transportieren.

Der nächste Schritt war 1979 die R-29RL / SS-N-18 Stingray mod. 3 für die Delta-III. Sie kann eine Wurfmasse von 1.600 kg über 6.500 km transportieren. Bestückt war sie mit 3 Sprengköpfen mit jeweils 100 kT Sprengkraft. Die Startmasse wuchs auf 35,3t an, die Länge ging allerdings wieder auf 14,09 m zurück. Diese Version wird als Wolna vermarktet. Für orbitale Einsätze erhält sie noch eine kleine zusätzliche Feststoffoberstufe, da die R-29RL allein keine Kreisbahn erreichen kann. Sie brennt in zu geringer Höhe aus und kann daher nur ballistische, suborbitale Bahnen erreichen. Die Nutzlast beträgt damit bei Starts vom Äquator aus theoretisch bis zu 115 kg, allerdings kann die Wolna aufgrund der für solche Missionen nötigen Bodenkontrolle nur von der Barentssee aus in nahezu polare Umlaufbahnen mit maximal 50 kg Nutzlast starten.

Ab 1986 wurde die R-29RM für die Delta-IV Klasse eingeführt. Sie verfügt über eine weitere Stufe, wodurch die Startmasse auf 40,3 t und die Länge auf 14,80 m ansteigt. Auch der Durchmesser ist um 10 cm gewachsen. Dadurch ist die R-29RM / SS-N-23 Skiff deutlich leistungsfähiger und kann 4 100kT Sprengköpfe über 8.300 km verschießen (Wurfmasse 2.800 kg). Als R-29RMU Sinewa und R-29RMU2.1 Lainer mit 10 Sprengköpfen befindet sich dieses Modell als derzeit einzige russische SLBM in der Produktion.

Die R-29RM wird vom Hersteller KB Makejew als Schtil für Satellitenstarts angeboten. Die Nutzlast in einen Referenzorbit von 500 km bei 79° Inklination beträgt je nach Ausführung der Nutzlastverkleidung 80 bis 200 kg und liegt damit deutlich höher als bei der Wolna. Dies ist der dritten Flüssigtreibstoffstufe zu verdanken, die deutlich mehr Leistung als die Feststoffoberstufe der Wolna bietet.

Verwandte Artikel:

• Startliste Wolna / Schtil
• Dnepr
• Rockot/Strela

Der Beitrag R-29 / Wolna / Schtil erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Die Geschichte dieser Trägerrakete begann in den 1960er Jahren. Das China unter Mao Tse Tung war gerade dabei, eigene Nuklearwaffen zu entwickeln, um so von den damaligen Supermächten (USA / UdSSR) als gleichwertig anerkannt zu werden. Deswegen und aus der Tatsache, dass China über keine strategische Bomberflotte (wie etwa die UdSSR und vor allem die USA) verfügten, wich man auf das nächstliegende Trägersystem aus: die Rakete. So begann man, zunächst noch mit Technologiehilfen aus Russland, eine Trägerrakete zu entwickeln und zu bauen. Als erstes machte man sich an einen Nachbau der russischen R-2, die nichts anderes war als eine Modifikation der berühmten deutschen Rakete V-2, welche noch aus den Tagen des NS-Regimes stammte und vom legendären Raketenentwickler Wernher von Braun konzipiert wurde. Diese neue Rakete nannte man Dong Feng 1 (abk. DF-1, chin. für Ostwind) bildete Chinas Grundlage für die weitere Entwicklung von Raketen. Sie war eine Kurzstreckenrakete, die etwa dem Entwicklungsstand der späten 1940er Jahre entsprach. Aus der DF-1 entwickelte man dann die Mittelstreckenraketen DF-2, DF-3A und DF-4, die zunächst das Rückgrat der chinesischen Nuklearstreitkräfte bildeten. Die DF-3A und ihre Weiterentwicklung, die DF-4, wurde dann Mitte der 1960er Jahre dazu ausgewählt, den ersten chinesischen Satelliten zu starten.

Die DF-3A wurde seit 1963 entwickelt. Man nutzte bei der Entwicklung der Rakete Technologien, die man mit der DF-1 erworben hatte, aber darüber hinaus auch Teile der sowjetischen R-12. Wie diese hatte es ein Vierkammer-Triebwerk in der Erststufe mit Strahlrudern zur Steuerung, als Treibstoff nutzte man Unsymmetrisches Dimethylhydrazin (UDMH) und Salpetersäure (HNO₃) als Oxydator. Später entwickelte man eine Zweitstufe für die DF-3A, woraus sich die DF-4 ergab. Die neue Zweitstufe brachte die Rakete nun in die Lage, amerikanische Stützpunkte in Guam und den Philippinen sowie mehrere sowjetische Städte, eingeschlossen Moskau, von chinesischem Boden aus anzugreifen. Diese wurde schon während der Betriebszeit der ersten Stufe gezündet, ähnlich den sowjetischen Raketen und der amerikanischen Titan. Solch eine Stufentrennung heißt auch heiße Stufentrennung.

Nachdem man in der chinesischen Regierung 1965 beschlossen hat, ein Raumfahrtprogramm zu starten, suchte man einen Träger, mit dem man schnell einen Satelliten starten konnte. Die einzige Rakete, die dazu schnell umgebaut werden konnte, war die DF-4. Man brauchte nun eine neue Oberstufe, um einen kleinen Satelliten auf eine Umlaufbahn zu bringen. Dazu entwickelte man eine kleine Feststoffoberstufe, mit der China technisches Neuland betrat, da man bisher keine Feststoffstufen im Reich der Mitte gebaut hat. Doch hatte man nach einigen Tests zwischen 1969 und 1971 die Stufe verifiziert.

Doch stellte sich einem Start zunächst ein großes Problem entgegen: während der Kulturrevolution in China waren die Wirren selbst im Politbüro der KPCh so groß, dass es zu zwei parallelen Programmen kam: neben dem Programm auf Basis der DF-4 lief ein Programm auf Basis der Interkontinentalrakete DF-5 (als Träger besser bekannt Feng Bao 1 und Urahn der heutigen Raketen vom Typ Langer Marsch 2 bis 4). Nachdem die Kulturrevolution aber überwunden war, setzte China wieder auf die nun als Chang Zheng 1 (CZ 1, chin. für Langer Marsch 1, LM 1) bekannte Rakete.

Der Name ist dabei sehr symbolisch zu sehen: der „Lange Marsch“ war und ist der zentrale Heldenmythos der KPCh, der militärische Rückzug der Kommunisten in den Jahren 1934/35 vor der Koumintang unter Chiang Kai-Shek. Dabei flüchteten 90.000 Menschen unter Mao Tse Tung und anderen später wichtigen Funktionären wie Deng Xiaoping aus der südöstlichen Provinz Jiangxi in die nördliche Provinz Yan’an, wobei nur 7.000 ankamen. Sie bildeten den Kern der Kommunisten und stärkten sich für den Kampf zunächst gegen die japanischen Besetzter und nach Ende des 2. Weltkrieges auch gegen die Kuomintang, was am 1. Oktober 1949 in die Staatsgründung der Volksrepublik China unter Mao sowie die Flucht der Kuomintang unter Chinag nach Taiwan.

Nach vier Jahren Entwicklung stand dann schließlich 1969 die erste CZ 1 auf der Startrampe, doch endete dieser erste Startversuch in einem Fehlschlag. Erst 1970 brachte man den ersten chinesischen Satelliten, Dong Fang Hong 1 (DFH 1 chin. für Der Osten ist rot), in den Weltraum. Dieser Satellit war nichts anderes als ein Radiosender mit Batterien, der das Lied Der Osten ist Rot (woraus sich der Name des Satelliten ableitet) aussendete. Die zweite Nutzlast war der Satellit Shijian 1 (chin. Übung), der zur Technologieerprobung diente.

In den 1990er Jahren überraschte China die Welt dadurch, dass man die CZ 1, di zu diesem Zeitpunkt seit mehr als 20 Jahren nicht mehr geflogen ist, in einer modifizierten Form wieder einsetzte. Dabei gab es vor allem neue Triebwerke in den Stufen sowie eine komplett neue Drittstufe. Mit dieser neuen Rakete, die den Namen CZ 1D erhielt, führe man suborbitale Wiedereintrittsversuche durch, wobei die Nutzlasten auf eine Höhe von über 1000 km gebracht wurden und dann wieder in die Erdatmosphäre eintraten. Die CZ 1D startete 1995 zum erstem Mal.

Technik

Die Raketen vom Typ Langer Marsch 1 basieren auf der DF-4-Mittelstreckenrakete und verfügen über drei Stufen:

• Die Erststufe war eine Erststufe der Mittelstreckenrakete DF-4. Sie war 17,8 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,25 m und wog voll betankt 64,1 t. An der Basis befanden sich vier Flossen, um die Rakete während des Atmosphärenfluges zu stabilisieren. Als Triebwerk nutzte man in der CZ 1 das YF-2A-Triebwerk, das wiederum aus vier gebündelten Triebwerken vom Typ YF-1, welche einen Schub von 1.214,4 kN bei einer Brenndauer von 131 Sekunden hatte. Als Treibstoff nutzte man dabei den sehr üblichen lagerfähigen Treibstoff UDMH, der Oxydator war dabei Salpetersäure.
• Die Zweitstufe der CZ 1 war, genauso wie die Erststufe, aus der DF-4-Rakete entnommen worden. Sie war 7,35 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,25 m und wog voll betankt 15 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ YF-3A lieferte dabei einen Schub von 320 kN bei einer Brenndauer von 109 Sekunden. Als Treibstoff nutze man, wie in der Erststufe, die Kombination aus UDMH als Oxydator und Salpetersäure als Oxydator.
• Die Zweitstufe der CZ 1D war etwas kleiner dimensioniert als die Zweitstufe ihres Vorgängers, dagegen aber ausgerüstet mit moderneren Elementen. Sie war 5,33 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,25 m und wog voll betankt 14,34 t. Die zwei Triebwerke vom Typ YF-40 lieferten für 365 Sekunden Brenndauer einen Schub von 98,1 kN. Als Treibstoff nutzte man nun die modernere Treibstoffkombination aus UDMH als Treibstoff und nun Distickstofftetroxid (N₂O₄) als Oxydator.
• Die Drittstufe der CZ 1 war eine Neuentwicklung für die Rakete. Sie war 3,95 m, hatte einen Durchmesser von 0,77 m und wog voll betankt 2,05 t. Das einzelne Feststofftriebwerk vom Typ FG-02 brannte für 38 Sekunden bei einem Schub von 118 kN. Die Stufe wurde dabei vor der Zündung in Rotation versetzt und so drallstabilisiert.
• Die Drittstufe der CZ 1D war eine Neuentwicklung für die CZ 1D. Sie war 1,53 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,05 m und wog voll betankt 1,315 t. Das Triebwerk vom Typ FG-36 hatte dabei einen Schub von 44,6 kN bei einer Brenndauer von 41 Sekunden. Die Stufe verfügte über Manövertriebwerk und war dadurch dreiachsenstabilisiert. Dies wurde mit Hydrazin betrieben. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibsoff HTPB.

Starts

Die Raketen der CZ 1-Familie starteten zwischen 1969 und 2002 insgesamt nur sechs Mal, jeweils drei Starts pro Version. Dabei startete die CZ 1 zwischen 1969 und 1971, die CZ 1D zwischen 1995 und 2002. Dabei startete man die CZ 1 vom Weltraumbahnhof in Jiuquan in der Provinz Gansu, dem ältesten Weltraumbahnhof Chinas, während die CZ 1D vom Weltraumbahnhof Taiyuan in der Provinz Shanxi ihre Missionen begann. Dabei versagte jede Version je einmal. Ihre wohl bekanntesten Nutzlasten waren dabei der erste chinesische Satellit Dong Fang Hong 1 und der Forschungssatellit Shijian 1, die 1970 und 1971 gestartet wurden. Der Start von DFH 1 machte China zur fünften Raumfahrtnation, nach der UdSSR, der USA, Frankreich und Japan, wobei vor allem die Tatsache, dass Japan vor China einen eigenen Satelliten startete, ein herber Dämpfer für Chinas Selbstbewusstsein war, da China und Japan um die Vorherrschaft in Asien kämpften.

Verwandte Artikel:

• Technische Daten
• Startliste
• Feng Bao 1

Der Beitrag Langer Marsch 1 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.