Quelle: ZARM 17. April 2024.

17. April 2024 – Mehr als ein halbes Jahrhundert nach den ersten Schritten der Menschheit auf dem Mond treten wir in eine neue Phase von Weltraummissionen ein, einschließlich der Rückkehr zum Mond und der Reise zum Mars. Um dies zu erreichen, ist ein Umdenken bei den Antriebssystemen erforderlich. Unter Beteiligung des ZARM ist ein Übersichtsartikel in der Fachzeitschrift Nature Portfolio Journals „Microgravity“ erschienen, in der kryogene Flüssigkeiten, insbesondere flüssiger Wasserstoff und Methan in Verbindung mit flüssigem Sauerstoff, als die effektivsten und vielversprechendsten Treibstoffe für diese Raumfahrtmissionen angesehen werden. Bisher machen die Treibstoffe noch den größten Teil der Transportmasse eines Raumfahrzeugs aus, sodass die Neubetankung im Weltraum von entscheidender Bedeutung ist, um die Reichweite von Weltraummissionen zu verlängern. Die Arbeit ist das Ergebnis der Zusammenarbeit von Forschenden in einem Topical Team der Europäischen Weltraumagentur (ESA) und widmet sich den physikalischen Grundlagen der Handhabung von Treibstoffen. Sie wird als Basis für zukünftige Untersuchungen und Experimente dienen, wie z.B. einem Experiment mit flüssigem Wasserstoff auf einer Forschungsrakete.

Die kryogene Herausforderung
Kryogene Treibstoffe wie Methan oder Wasserstoff werden bei extrem niedrigen Temperaturen flüssig. Die überaus komplizierte Handhabung dieser Medien im Weltraum stellt eine erhebliche wissenschaftliche und technologische Hürde dar. Der Artikel befasst sich mit den wesentlichen Voraussetzungen für die Handhabung kryogener Treibstoffe, einschließlich Konditionierung, Lagerung, Kontrolle und Transfer. Die Arbeit zielt außerdem darauf ab, Lücken in unserem physikalischen Verständnis aufzuzeigen, die geschlossen werden müssen, um zukünftige Explorationsmissionen zu ermöglichen. Zur Lösung dieser Aufgabe ist interdisziplinäre Forschung auf den Gebieten der Thermodynamik, Fluiddynamik und Strukturmechanik erforderlich.

Sprungbrett in den Weltraum
Für die Verlängerung der Reichweite und Dauer von Weltraummissionen ist die Betankung von Raumfahrzeugen außerhalb unserer Umlaufbahn essentiell. ZARM Direktor Marc Avila ist Co-Autor des Artikels und unterstreicht die Relevanz von Tankstellen im Weltall: „Die Möglichkeit Raumfahrzeuge aufzutanken, nachdem sie das Schwerfeld der Erde überwunden haben und auf der Strecke bereits den größten Teil ihres Treibstoffes verbraucht haben, ist eine notwendige Voraussetzung, um den Mars zu erreichen. Um aber tatsächlich eine Weltraumtankstelle in die Realität umzusetzen, brauchen wir Strategien, die wissenschaftlichen und technologischen Fortschritt vereinen.“

Artikel in Microgravity:
www.nature.com/articles/s41526-024-00377-5
pdf: https://www.nature.com/articles/s41526-024-00377-5.pdf

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• Fallturm Bremen (ZARM)

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Quelle: DLR 27. Juli 2023.

27. Juli 2023 – Weltweit wird an umweltfreundlichen Alternativen zum Hydrazin (N₂H₄) geforscht, das als Treibstoff für Satellitentriebwerke in der Raumfahrt eingesetzt wird. Zwei vielversprechende Produkte aus dem Deutschen Zentrum für Luft- und Raumfahrt (DLR) sollen nun in den Weltraum und gleichzeitig auf den Markt gebracht werden. Dr. Lukas Werling und Felix Lauck aus dem DLR-Institut für Raumfahrtantriebe in Lampoldshausen gründen dazu das Start-up InSpacePropulsion Technologies.

Die beiden Wissenschaftler forschen seit vielen Jahren im DLR an fortschrittlichen Raketentreibstoffen. „Dabei wurde der Bedarf des Raumfahrtmarktes an kostengünstigen und trotzdem zuverlässigen Antriebslösungen immer offensichtlicher. Das gilt gerade auch für den New-Space-Bereich, in dem der Einsatz des teuren und giftigen Hydrazins oft gar nicht denkbar ist“, sagt Felix Lauck, einer der beiden Gründer der InSpacePropulsion Technologies GmbH i.G. (in Gründung). „New Space“ bezeichnet die Kommerzialisierung der Raumfahrt und ihre enge Verbindung mit der Wirtschaft.

HyNOx, eine der beiden entwickelten Antriebstechnologien, hat eine vergleichsweise hohe Leistung, ist sicher in der Handhabung und kostengünstig. Bei der zweiten Technologie handelt es sich um eine selbstzündende Treibstoffkombination mit dem Namen HIP_11, die vom DLR patentiert wurde. Beide Entwicklungen ergänzen sich: „HyNOx eignet sich für kleine und leichte Satelliten oder Raumfahrzeuge. HIP_11 hingegen bietet Vorteile bei größeren und schwereren Raumfahrzeugen“, erklärt InSpacePropulsion-Technologies-Gründer Dr. Lukas Werling.

Triebwerke für HyNOx-Treibstoffe aus dem 3D-Drucker
HyNOx ist ein Zweikomponententreibstoff und besteht aus Lachgas (N₂O) und Ethan (C₂H₆). Die Komponenten sind weltweit gut verfügbar. Zusätzlich werden die passenden Triebwerke im 3D-Druck Verfahren hergestellt, was Kosten reduziert und kurze Herstellungszeiten ermöglicht. HyNOx Treibstoffe wurden beim DLR sowohl als vorgemischter Einkomponenten-Treibstoff, als auch als klassischer Zweikomponententreibstoff erprobt. „In inzwischen mehreren tausend Heißläufen am Prüfstandskomplex M11 in Lampoldshausen zeigte sich das Potenzial des Treibstoffs. Die Ausgründung fokussiert sich dabei auf die Anwendung von HyNOx als Zweikomponententreibstoff“, sagt Lukas Werling. Die Basis für die Entwicklungen bilden zahlreiche DLR-interne sowie von der ESA geförderte Projekte.

In den letzten Monaten haben die Forschenden HyNOx-Triebwerke mit unterschiedlichen Schubklassen getestet. Ihr Start-up treibt nun die Weiterentwicklung und die anschließende Demonstration der Technologie im All voran.

HIP_11 – selbstzündend und leistungsstark
Den Treibstoff „HIP_11“ (Hypergolic Ionic Propellant developed at M11) hat Felix Lauck im Rahmen seiner Doktorarbeit entwickelt. Versuche verliefen erfolgreich, zusätzlich wurde der Treibstoff patentiert. „Eine Komponente von HIP_11 ist konzentriertes Wasserstoffperoxid, ein leistungsstarker und gut zu handhabender Oxidator. Bei der zweiten Komponente handelt es sich um ein Salz, das eine sehr geringe Schmelztemperatur aufweist und damit bei Raumtemperatur flüssig ist. Sobald dieses Salz mit Wasserstoffperoxid in Kontakt ist, reagieren die Stoffe miteinander und es kommt zur Zündung“, erklärt Felix Lauck. Diese selbstzündende Eigenschaft heißt „hypergol“. Die hypergole Zündung ist sehr zuverlässig. Selbstzündende Treibstoffe auf Hydrazin-Basis werden für viele Raumfahrt-Antriebe eingesetzt. „Bei HIP_11 handelt es sich nun um einen alternativen Treibstoff, der eine vergleichbare Leistung wie konventionelle Treibstoffe bietet. Er ist jedoch viel einfacher zu handhaben. Auch das reduziert die Kosten von HIP_11-Antrieben gegenüber konventionellen Technologien deutlich“, ergänzt Felix Lauck.

Der Weg zur Ausgründung
Die beiden InSpacePropulsion-Technologies-Gründer möchten mit ihren im DLR entwickelten Technologien eine kostengünstige und nachhaltige Raumfahrt voranbringen. Bereits kurz nach dem Start ihres Ausgründungsprojekts erhielten Felix Lauck und Lukas Werling die ersten Absichtserklärungen (sogenannte Letters of Intent) der Industrie. „Die Technologien stoßen auf großes Interesse“, sagt Lukas Werling. Auch mit dem DLR wird eine starke und langfristige Kooperation angestrebt. Schon im kommenden Jahr sollen die Triebwerke und Systeme im All erprobt werden.

Während der Gründungsphase werden die beiden Wissenschaftler vom DLR-Technologietransfer und von der Helmholtz-Gemeinschaft unterstützt. „Diese Ausgründung ist ein Beispiel dafür, wie wichtig und am Ende eben auch erfolgreich die professionelle und systematische Unterstützung von Ausgründungen im DLR ist. Wir begleiten die Gründungen von der ersten Idee, über die Marktsondierung, die Entwicklung von Produkt-Prototypen, Schulungen in Marketing und Vertrieb, Finanzierungsberatung und vielem mehr und machen sie so für den Markt fit. So bringen wir Forschungsergebnisse in die Anwendung, erzeugen Wertschöpfung und schaffen hochkarätige Arbeitsplätze“, erklärt Prof. Karsten Lemmer, Mitglied des DLR-Vorstands und verantwortlich für Innovation, Transfer und wissenschaftliche Infrastrukturen.

Die Forschung geht weiter
Das DLR-Institut für Raumfahrtantriebe, an dem die Gründer angestellt sind, forscht weiter an fortschrittlichen Treibstoffen. In der Abteilung Satelliten- und Orbitalantriebe arbeiten die Forschenden insbesondere an neuen Treibstoffmischungen und darauf abgestimmten Antriebssystemen. Auch ihr Ziel ist es, die Luft- und Raumfahrt nachhaltiger, einfacher, günstiger und sicherer zu machen.

Satelliten spielen im Alltag eine wichtige Rolle: Sie sind unter anderem Grundlage für die Erforschung und Überwachung des Klimawandels, aber auch für Anwendungen in der modernen Landwirtschaft sowie im Katastrophenschutz und in der Kommunikation und Navigation.

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• InSpacePropulsion Technologies

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Quelle: Universität Bremen.

1. März 2022, Kai Uwe Bohn, Universität Bremen. Schwappender Kaffee ist vielen Menschen als nerviges Alltagsproblem bekannt, mit dem man leben kann und muss. Im Ingenieurbereich kann sich eine solche Dynamik jedoch fatal auswirken. „Schwappender Treibstoff gefährdet beispielsweise die Flugstabilität von Raketen. Oder der Transport von Flüssiggas in Tankschiffen wird gefährlich, wenn das Schwappen in Resonanz mit der Schiffsbewegung gerät“, sagt Dr. Kerstin Avila, Verfahrenstechnikerin im Fachbereich Produktionstechnik der Universität Bremen und am Leibniz-Institut für Werkstofforientierte Technologien (IWT). Gemeinsam mit weiteren europäischen Wissenschaftlerinnen und Wissenschaftlern hat sie ganz neue Forschungsergebnisse vorlegt, die jetzt in den renommierten Fachzeitschriften Nature Communications und Physical Review Letters publiziert wurden.

Resonanzen schwappender Wellenbewegungen verlässlich vorhergesagt
Vorhersagen hinsichtlich der Resonanz von schwappenden Flüssigkeiten mit anderen Bewegungen waren bisher nur eingeschränkt möglich. In Kooperation mit Theoretikern der ETH Zürich ist es Kerstin Avila und ihrem Team in der Experimentellen Strömungsmechanik nun jedoch gelungen, erstmalig Resonanzen schwappender Wellenbewegungen verlässlich vorherzusagen. Dazu wurden durch die Kombination von abstrakten Theorien, maschinellem Lernen und Experimenten ganz neue Wege in der Forschungsarbeit beschritten. „Wir haben gezeigt, dass alle benötigen Informationen für die Vorhersage in nur ganz wenigen Messungen enthalten sind, die unser Team durchgeführt hat“, sagt Kerstin Avila. 

Zusammen mit drei Wissenschaftlern aus Österreich, Polen und Frankreich zeigte Kerstin Avila in einer weiteren Untersuchung, dass sich die Ausbreitung von Turbulenzen sehr einfachen Gesetzmäßigkeiten unterwirft. „Diese Gesetzmäßigkeiten gelten dabei nicht speziell für Fluide, sondern beschreiben in erster Näherung beispielsweise auch die Ausbreitung eines Virus durch die Bevölkerung oder eines Waldbrandes“, bringt Kerstin Avila einen weiteren interessanten Aspekt zur Sprache. „Im Kern steckt hinter dieser Ausbreitungsdynamik die Theorie der ‚direkten Perkolation‘, die in vielen Wissenschaftsgebieten genutzt wird, um Phänomene zu erklären.“ 

Meilenstein: Belastbare Daten statt nur einer Hochrechnung
Bisher wurden die vorhergesagten Zahlen, die bei einer Virusausbreitung beispielsweise letztlich nur auf hochgerechneten Daten basieren, noch nie tatsächlich exakt in der Natur oder einem räumlich ausgedehnten Experiment beobachtet. Genau dies ist dem Team mit der Bremer Verfahrenstechnikerin jetzt aber nach jahrelanger Forschung mit einem Strömungsexperiment gelungen. „Für die Bestätigung der Theorie und für die Beschreibung des Turbulenzübergangs stellt das einen echten Meilenstein dar“, freut sich die Wissenschaftlerin.

Für ihre Forschung an den hier vorgestellten Projekten wird Kerstin Avila seit zwei Jahren von der Zentralen Forschungsförderung der Universität Bremen unterstützt. Als Postdoktorandin soll sie so die Möglichkeit erhalten, mit einem eigenständigen Projekt ihre Arbeiten in einem hochproduktiven Umfeld zu betreiben, sich international in ihrer jeweiligen Scientific Community zu vernetzen und die Voraussetzungen zur Berufung auf eine Lebenszeitprofessur zu schaffen. Als „Gastgeber“ für diese Forschungen hat sich die Nachwuchswissenschaftlerin die renommierten Verfahrenstechniker Professor Lutz Mädler und Professor Udo Fritsching von der Universität Bremen sowie dem Bremer Leibniz-Institut für Werkstofforientierte Technologien ausgesucht.

Daneben erforscht Kerstin Avila als Teil der interdisziplinären Forschungsgruppe FOR 2688 (Ingenieurswissenschaft, Physik, Medizin) die Bewegung von Partikeln in Rohrströmungen mit einem pulsierenden Massenstrom. Das von der Deutschen Forschungsgemeinschaft (DFG) geförderte Projekt hat das Ziel, die strömungsdynamischen Aspekte der Blutströmung besser zu verstehen.

Links zu den Originalpublikationen:
M. Cenedese, J. Axås, B. Bäuerlein, K. Avila K, G. Haller G: Data-driven modeling and prediction of non-linearizable dynamics via spectral submanifolds, Nature Communication, https://www.nature.com/articles/s41467-022-28518-y

L. Klotz, G. Lemoult, K. Avila, and B. Hof: Phase Transition to Turbulence in Spatially Extended Shear flows, Physical Review Letters, https://journals.aps.org/prl/abstract/10.1103/PhysRevLett.128.014502

Weitere Informationen:
www.uni-bremen.de/mvt/team/dr-rer-nat-kerstin-avila
www.uni-bremen.de

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• physikalische Grundlagenforschung

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Quelle: BDLI.

180 Tonnen Treibstoff braucht es, um eine Ariane 6-Rakete ins Weltall zu befördern. Der kryogene Treibstoff besteht aus hochenergetischem Flüssigsauerstoff und Flüssigwasserstoff. Diese Stoffe halten ihren Aggregatzustand nur tiefkalt – bei minus 200 beziehungsweise minus 253 Grad. Die Herausforderung besteht darin, diese Temperaturen während des Aufstiegs und der Mission der Rakete konstant zu halten – andernfalls werden sie wieder zu Gas und gefährden die Mission. Diese Tiefsttemperaturen im Inneren zu halten, ist umso schwieriger, da beim Flug in der Erdatmosphäre mitunter eine extreme Hitze von mehreren Hundert Grad Celsius an der Raketenoberfläche entstehen kann.

Zwei neue Verfahren in der Entwicklung
ArianeGroup in Bremen hat neue Isolierungstechnologien entwickelt, die optimalen Thermalschutz bieten und gleichzeitig umweltfreundlicher, schneller und damit kostengünstiger auf die Tanks aufgebracht werden können. Für die Ariane 6 sind aktuell zwei komplett neue Verfahren geplant. Erstens das Laser Surface Treatment (LSI): Dabei reinigen und glätten Laser zuerst die Oberfläche der Raketentanks in ungeahnter Qualität, so dass später aufgetragenes Isolationsmaterial auch unter den extremen Bedingungen im All perfekt auf den Tanks haftet. Bislang werden dafür Lösungsmittel in einem chemischen Verfahren verwendet.

Zweitens wird ein ebenfalls neu entwickelter Thermalschutz namens External Thermal Insulation (ETI) aufgebracht. Roboter sprühen den speziellen PU-Schaum vollautomatisch auf die Oberflächen der Tanks, gefolgt von Fräsarbeiten, die die Begehbarkeit für spätere Arbeiten im inneren des Tanks gewährleisten.

Zukunft der europäischen Trägerrakete
Die neuen Isolierungstechnologien tragen ihren Teil dazu bei, dass die Ariane 6 deutlich kostengünstiger und schneller gebaut werden kann. So ersetzt ETI mehrere bislang verwendete Isolationsstoffe, wodurch sich die Zahl der nötigen Arbeitsschritte erheblich reduziert. Sowohl der verwendete Schaum als auch das Verfahren LSI sind umweltfreundlich und erzeugen so gut wie keinen Industrieabfall mehr – eine teure Entsorgung entfällt. Insgesamt sinken die Kosten im Bereich der Isolierung um rund die Hälfte im Vergleich zur Ariane 5. Und die neuen, deutlich effizienteren Technologien tragen außerdem dazu bei, dass künftig 12 Ariane 6-Raketen pro Jahr gebaut werden können – von der Ariane 5 können jährlich bis zu sieben Träger ausgeliefert werden.

Die innovativen Isolationsverfahren sind zudem für andere Bereiche hochinteressant. So etwa für die Schifffahrt: Erste Kreuzfahrtschiffe nutzen einen umweltfreundlichen Flüssiggas-Antrieb (LNG), der wie die Ariane 6 eine perfekte, kostengünstige und in Serie herstellbare Isolation ihrer Tanks braucht. Ganz nebenbei unterstützen die Entwickler der ArianeGroup so die grüne Revolution auf den Weltmeeren.

Aktuell steht die Entwicklung der neuen Technologien kurz vor dem Abschluss. Ein erster Ariane 6-Tank ist bereits mit dem Verfahren verarbeitet worden. Demnächst werden weitere Pilotanwendungen folgen, bevor die Verfahren bei der Produktion der ersten Ariane 6 tatsächlich zum Einsatz kommen.

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• Trägerrakete Ariane 6

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Quelle: ZARM.

Auf der Erde können wir uns darauf verlassen, dass die Erdanziehungskraft alles im Griff hat: Leichteres Gas von einer schwereren Flüssigkeit zu trennen, gelingt durch den hydrostatischen Druck wie von allein und das ganz verlässlich. Das Gas treibt nach oben auf, die Flüssigkeit sammelt sich automatisch unten an. Ein Vorgang, den wir alltäglich in einem gefüllten Benzintank eines Autos beobachten können, wo der Treibstoff blasenfrei zum Motor geleitet wird.

Diese physikalische Gesetzmäßigkeit gerät ins Wanken, wenn wir in den Weltraum blicken. Die Umgebungsbedingung ist dort vor allem durch Schwerelosigkeit bestimmt. Ein oben und unten gibt es nicht mehr und der hydrostatische Druck bleibt wirkungslos. Dennoch ist es für Satelliten, Raumsonden oder bemannte Explorationsmissionen unerlässlich, eine Phasentrennung von Gas und Flüssigkeit an Bord von Weltraumfahrzeugen sicherzustellen: Treibwerke müssen gas- und blasenfrei mit Treibstoff versorgt werden, Lebenserhaltungssysteme müssen eine Gasphase von einer Flüssigkeitsphase trennen, Systeme zur Regulierung des Wärmehaushaltes müssen eine Dampfphase von einer Flüssigkeitsphase scheiden und selbst Anlagen, die eines Tages auf Mond oder Mars betrieben werden zur Herstellung oder Umwandlung von (Roh-)Stoffen, müssen so konzipiert sein, dass sie eine Phasentrennung gewährleisten.

Die ZARM-Wissenschaftler entwickelten eine Apparatur, die die Phasentrennung unter Weltraumbedingungen möglich macht und bisheriges Grundlagenwissen zur Handhabung von Flüssigkeiten im All erweitert. Die Testflüssigkeit wurde so ausgewählt, dass sie den Eigenschaften von Raketentreibstoffen, wie sie in der Raumfahrt Anwendung finden, ähnelt und zugleich für den Menschen völlig ungefährlich ist und bei einem Parabelflug verwendet werden darf.

Experimentaufbau und Erkenntnisse:
Der Testaufbau besteht aus einem rechteckigen, ca. fünf Millimeter breiten Kanal als Flüssigkeitsleitung, der entlang einer zehn Zentimeter langen Messstrecke an einer Seite offen zur Umgebungsluft ist. Abgedeckt ist die offene Messstrecke alleinig durch ein sehr feinmaschiges Metallsieb mit nur 14 tausendstel Millimeter großen Poren, das abstrahiert als poröses Medium beschrieben werden kann. Oben auf dem Sieb sitzt an einer Stelle ein zehn Zentimeter langes und fünf Millimeter breites Messröhrchen auf, das ebenfalls mit Flüssigkeit gefüllt ist. Im Versuch unter Schwerlosigkeit ist zu beobachten, wie die Flüssigkeit aus dem Messrohr durch das Metallsieb in den Strömungskanal gesogen wird, ohne dass über die gesamte offene Messtrecke hinweg Umgebungsluft als Bläschen mit in die Flüssigkeitsphase eindringt.

Hier wirken die Kapillarkraft mit dem Blasendurchbruchsdruck und den Eigenschaften des porösen Mediums zusammen: Die Kapillarkraft – die Eigenschaft von Flüssigkeiten, sich in Spalten und Röhrchen auszubreiten – sorgt zunächst dafür, dass die Flüssigkeit in die feinen Poren des gesamten Metallsiebs kriecht und es mit Flüssigkeit sättigt. Das Metallsieb fungiert dann wie eine Membran, die Flüssigkeit hindurchtreten lässt, aber gegen Gas sperrt. Voraussetzung dafür ist jedoch, dass der Blasendurchbruchsdruck – auf Englisch Bubble Point – nicht überschritten wird, also jener Punkt, an dem die Umgebungsluft durch das Metallsieb in den Strömungskanal gesogen wird und sich Bläschen im Flüssigkeitsstrom bilden. Der Blasendurchbruchsdruck steht dabei in einer direkten Abhängigkeit zur Größe der Poren des Siebes – je kleiner die Poren, desto größer kann der Druck sein, bis Gas in den Flüssigkeitsstrom eindringt.

Die Parabelflugkampagne:
Die von ZARM-Wissenschaftlern entwickelte Apparatur wurde während der 33. Parabelflugkampagne des Raumfahrtmanagements des Deutschen Zentrums für Luft- und Raumfahrt (DLR) vom 12.-14. März 2019 erfolgreich getestet und bewies ihre volle Funktionsfähigkeit zur Flüssigkeits-Gastrennung. An drei aufeinanderfolgenden Flugtagen wurden mit dem Airbus 310 ZERO G vom französischen Bordeaux aus über dem Gebiet des Atlantiks mehr als 90 Einzelparabeln geflogen, die den Wissenschaftlern jeweils 22 Sekunden Schwerelosigkeit ermöglichten – eine Experimentumgebung, die nicht nur für die Testapparatur eine Herausforderung darstellte, sondern auch für die Wissenschaftler, die mit an Bord waren und den Versuch schwebend durchführen mussten.

Der menschliche Körper reagiert umgehend auf die Phasen reduzierter Gravitation (Schwerelosigkeit), wenn das Flugzeug in den freien Fall übergeht, und reagiert ebenso auf die Phasen erhöhter Gravitation, die am Beginn und am Ende der Parabeln auftreten. Umso wichtiger war es für die ZARM-Crew, sich auf die Parabelflüge gut vorzubereiten. Dazu gehörte, eine klare Aufgabenteilung im vierköpfigen Team festzulegen, die Handgriffe zur Steuerung des Experiments einzuüben, die Durchführung der zuvor festgelegten Testparameter zu überwachen und die technische Bereitschaft des Experimentaufbaus sowie die Datengewinnung sicherzustellen.

Relevanz der Ergebnisse:
Der Untersuchungsansatz der ZARM-Wissenschaftler ist der anwendungsbezogenen Grundlagenforschung gewidmet und dient dazu, eine gute Mess- und Beobachtbarkeit strömungsmechanischer Vorgänge zu erreichen. Der gewählte Versuchsaufbau ist daher nicht die Abbildung einer konkreten technischen Ausführung eines Bauteils für Weltraumfahrzeuge. Mit den Ergebnissen der „Untersuchungen zur Flüssigkeits-Gastrennung unter Anwendung poröser Medien bei kompensierter Gravitation“ wird jedoch eine quantitative Datenbasis geschaffen und bereitgestellt, die eine Übertragung der Erkenntnisse auf konkrete Anwendungen in der Weltraumexploration zulässt und somit eine Basis für innovative Konzepte von Flüssigkeitsleitungen bildet. Ergänzend zu den gewonnen Daten aus der Parabelflugkampagne liegt dem Forschungsteam eine Datenreihe aus Versuchen vor, die zuvor im Fallturm Bremen am ZARM durchgeführt wurden. Das Projekt wird vom DLR-Raumfahrtmanagement gefördert.

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Quelle: Universität Luxemburg.

19. März 2019 Die Universität Luxemburg und der europäische Raketenhersteller ArianeGroup haben eine Kooperationsvereinbarung unterzeichnet, um die Forschung im Bereich Raketenantriebe voranzubringen. Ziel des zweijährigen Projekts ist es, die Kosten für Raketenstarts zu reduzieren. Das Forschungsprojekt wird von ArianeGroup und dem Luxembourg National Research Fund (FNR) finanziert.
Kryogene Treibstoffe, wie z. B. flüssiger Sauerstoff und flüssiger Wasserstoff, kommen häufig bei Antriebssystemen in der Raumfahrt zum Einsatz, weil sie effizienter und weniger toxisch sind als andere Treibstoffe. Damit sie in einem flüssigen Zustand bleiben, müssen sie bei extrem niedrigen Temperaturen gelagert werden. Allerdings müssen das Raketentriebwerk sowie seine Ventile und Zuleitungen einwandfrei funktionieren, wenn sie in direkten Kontakt mit den extrem kalten Kraftstoffen kommen. Für die störungsfreie Funktion des Triebwerks müssen einige Triebwerkskomponenten vor dem Start auf die Temperatur der kryogenen Flüssigkeiten heruntergekühlt werden.

Um zu gewährleisten, dass die Treibstoffe und das technische System die gleiche Temperatur haben, wird vor dem Start ein komplexer Prozess der Wärmeübertragung, das sogenannte Chill-Down, eingeleitet. Vor der Zündung werden die Treibstoffe in das Hauptzufuhrventil des Raketentriebwerks geleitet. Erst nachdem das Ventil vollständig abgekühlt ist, kann es sicher geöffnet werden und die Treibstoffe werden dem Triebwerk zur Zündung zugeführt.

Für die Raumfahrtingenieure sowie für Luft- und Raumfahrtunternehmen stellt dieser komplexe Prozess eine Herausforderung dar, denn es ist schwierig, den Zeitaufwand für das Abkühlen des Triebwerks und seiner Komponenten genau zu bestimmen. „Es gibt derzeit keine genauen Modelle, um diesen kryogenen Wärmeübertragungsprozess im Voraus zu berechnen. Dadurch sind wir gezwungen, langwierige Komponententests durchzuführen und technische Schätzungen mit sehr hohen Sicherheitsmargen vorzunehmen. Dies hat teure Testverfahren zur Folge und verlängert die Entwicklungszeiten. Außerdem führt dies in der Flugvorbereitungsphase zu einem übermäßigen Einsatz von Treibstoffen oder Ersatz-Kühlmitteln, was die Startkosten erhöht“, sagt Dr. Sebastian Soller von ArianeGroup.

Die Universität Luxemburg und ArianeGroup haben sich in einer öffentlich-privaten Partnerschaft zusammengeschlossen, um den Wärmeübertragungsprozess zwischen dem kryogenen Treibmittel und dem Ventil experimentell und mithilfe von Computersimulationen zu untersuchen. „Unser Team besteht aus Experten für Thermoanalyse und numerische Strömungsmechanik. Um Daten für die Ventilkühlung zu erhalten, werden wir zunächst den Prozess eingehend untersuchen. Anschließend werden wir zuverlässige und präzise Modelle entwickeln, um den Wärmeübertragungsprozess zu berechnen, der beim Chill-Down der Ariane-6-Raketentriebwerke abläuft“, erklärt Prof. Stephan Leyer, Leiter der Forschungseinheit für Ingenieurwissenschaften (Research Unit in Engineering Sciences, RUES). Prof. Stephan Leyer hat das Projekt zusammen mit dem Postdoktorats-Forscher Edder Jose Rabadan Santana ins Leben gerufen.

Ziel des Projekts ist es, die ermittelten Wärmeübertragungsmodelle in den Engineering-Workflow der ArianeGroup zu integrieren, um so das Design von Tieftemperaturventilen zu optimieren und Prüfkosten und Entwicklungszeiten zu reduzieren.

Diese neue Zusammenarbeit ist Teil der verstärkten Aktivitäten der Universität Luxemburg im Raumfahrtbereich, wie z. B. dem Interdisciplinary Space Master (ISM), der im September 2019 anläuft. „Mit diesem neuen Projekt in Zusammenarbeit mit dem europäischen Marktführer der Raumfahrt beweist die Universität Luxemburg ihre hohe Kompetenz in der Raumfahrttechnologie und trägt damit auch zur Anerkennung Luxemburgs als Raumfahrtnation bei“, sagt Stéphane Pallage, Rektor der Universität Luxemburg.

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Autor: Martin Knipfer.

Die Kernstufe des Space Launch Systems (SLS) dient dazu, die enormen Mengen an flüssigem Treibstoff aufzubewahren, damit ihn die vier RS-25 Triebwerke verbrennen und so den nötigen Schub erzeugen können. Sie basiert auf dem Außentank (External Tank, ET) des Space Shuttles und besteht aus fünf Hauptkomponenten:

1. Triebwerke:

Am unteren Ende der Hauptstufe des SLS sollen vier Haupttriebwerke vom Typ RS-25 angebracht sein. Bei handelt es sich um die SSMEs (Space Shuttle Main Engines), die Haupttriebwerke des Space Shuttles. Sie verbrennen extrem kalten flüssigen Wasserstoff und flüssigen Sauerstoff, um so Schub zu erzeugen. Und das gelingt ihnen sehr gut: Obwohl das Design noch aus den 70ern stammt, ist das RS-25 immer noch eines der leistungsfähigsten und effizientesten Triebwerke der Welt. Nach der Einstellung des Space Shuttle-Programms 2011 verfügte die NASA noch über 15 verwertbare Triebwerke, ein 16. wurde inzwischen aus Ersatzteilen zusammengebaut, fast alle haben bei Space Shuttle-Flügen ihre Zuverlässigkeit demonstriert. Dieser Bestand reicht für vier SLS-Flüge, danach müssen neue RS-25 gebaut werden, weil die Triebwerke anders als beim Space Shuttle nicht erneut verwendet werden. Momentan verhandelt die NASA mit der Herstellerfirma Aerojet Rocketdyne über eine Wiederaufnahme der Produktion. Man hofft, dabei durch verbesserte Herstellungstechnologien und ein vereinfachtes Design die Kosten zu senken.

Obwohl die Triebwerke nach all den Jahren immer äußerst leistungsfähig (die vier Turbopumpen eines Triebwerks wären dazu in der Lage, ein Schwimmbecken in gerade mal 20 Sekunden leerzupumpen, die Leistung der vier RS-25 ist vergleichbar mit der von 32 Kernkraftwerken) und effizient sind, sind doch für den Einsatz am SLS Modernisierungen und Änderungen nötig. Diese betreffen vor Allem die Kontrolleinheit, die dazu dient, den Treibstofffluss zu steuern. So kann der produzierte Schub und damit auch die Flugbahn und Geschwindigkeit der Rakete verändert werden. Genauso ist die Kontrolleinheit auch dafür zuständig, das Triebwerk zu starten und auszuschalten. Das bisherige „Computergehirn“ des RS-25 ist über 20 Jahre alt und dementsprechend veraltet. Die neue Kontrolleinheit verfügt über ein modernisiertes Design auf Basis der Kontrolleinheit des J-2X Triebwerks und eine neue Software. Da bei SLS-Flügen eine stärkere Erwärmung der Düse sowie höhere Treibstoffdrücke und niedrigere Treibstofftemperaturen erwartet werden, wurde des weiteren die Isolierung der Düse verstärkt und die Startsequenz geändert.

Technische Daten: RS-25

Schub (Meereshöhe): 1.860 kN
Schub (Vakuum): 2.279 kN
Spezifischer Impuls (Meereshöhe): 366s
Spezifischer Impuls (Vakuum): 452s
Länge: 4,3m
Durchmesser: 2,4m
Treibstoff: Flüssiger Wasserstoff, flüssiger Sauerstoff (LH2/LOX)
Kosten (neu): 50 Millionen Dollar

2. LH2-Tank
Der LH2-Tank dient dazu, den unter -250 Grad Celsius kalten flüssigen Wasserstoff, mit dem das SLS angetrieben werden soll, aufzubewahren. Obwohl er vom Volumen ausgehend wesentlich größer als der LOX-Tank ist, ist er befüllt deutlich leichter. Der Grund dafür liegt darin, dass flüssiger Wasserstoffs wesentlich leichter als flüssiger Sauerstoff ist. Der LH2-Tank wird in der Michoud Assembly Facility (MAF) mithilfe von Rührreibschweißen hergestellt, einer State-Of-The-Art Fertigungstechnologie. Er besteht aus mehreren Bauteilen aus einer leichtgewichtigen Aluminium-Legierung, nämlich von oben nach unten aus einem kuppelförmigen Tankdom, einem Tankring, fünf Tankzylindern, einem weiteren Tankring und einem weiteren Tankdom. Der LH2-Tank befindet sich über den RS-25 Triebwerken und unter dem LOX-Tank.

Technische Daten LH2-Tank

Länge: 42m
Durchmesser: 8,4m
Material: Aluminium 2219

3. LOX-Tank
Die Aufgabe des LOX-Tankes ist es, den unter -180 °C kalten flüssigen Sauerstoff, der als Oxidator in den RS-25 Triebwerken dient, aufzubewahren. Er ist zwar wesentlich kleiner als der LH2-Tank (er verfügt über nur zwei statt fünf Tankzylinder), ist jedoch befüllt aufgrund des höheren Gewichts des flüssigen Sauerstoffes deutlich schwerer. Befüllt wird er –genauso wie der LH2-Tank- über zwei TSMUs (Tail Service Mast Umbicials). Dabei handelt es sich um zwei Halterungen auf der Startplattform mit beweglichem Arm, durch den flüssiger Treibstoff geleitet werden kann. Zum Betanken werden sie an die Hauptstufe herangeschwenkt. Der Inhalt des LOX-Tanks wird über eine lange Leitung an der Außenseite zu den Triebwerken befördert. Die Lage des zylinderförmigen LOX-Tanks ist über dem LH2-Tank und unter der ICPS (Interim Cyrogenic Propulsion Stage)-Oberstufe.

Technische Daten LOX-Tank

Länge: 16m
Durchmesser: 8,4m
Material: Aluminium 2219

4. Zwischenstufenstrukturen
Die Hauptstufe des SLS wird über zwei Zwischenstufenstrukturen verfügen: Eine zwischen dem LH2- und dem LOX-Tank und eine über dem LOX-Tank. Sie dienen dazu, die Tanks der Hauptstufe miteinander und mit der Oberstufe zu verbinden. An der unteren Zwischenstufenstruktur sind außerdem die beiden Feststoffbooster montiert, von wo aus ihr enormer Schub auf die restliche Rakete übertragen wird. Eine weitere Aufgabe der Zwischenstufenstrukturen ist es, die zwischen den Tanks angebrachten Avionikysteme geschützt aufzunehmen. Bei diesen elektronischen Systemen handelt es sich sozusagen um das Nervensystem des SLS, sie steuern die Rakete während des Fluges. Die eingesetzten Flugcomputer werden die leistungsfähigsten sein, die jemals in einer Rakete zum Einsatz gekommen sind, sie basieren auf existierenden Technologien, die bei Satelliten eingesetzt werden.

5. Isolierung
Um die Tanks im Inneren der Kerntstufe vor zu hoher Erwärmung zu schützen, verfügt die Stufe über eine außen angebrachte Isolierung. Sie besteht aus wärmeableitenden Materialien und einer aufgesprühten Schaumstoffschicht und wird von dem Außentank des Shuttles übernommen. Mit dieser Isolierung gab es zu Space Shuttle-Zeiten Probleme: Immer wieder lösten sich Teile der Isolierung und trafen den Hitzeschutzschild des Orbiters. Eine Beschädigung der im intakten Zustand hitzebeständigen Flügelvorderkante war dafür verantwortlich, dass 2003 die Raumfähre Columbia während des Wiedereintritts auseinanderbrach. Zum Glück ist dadurch, dass bei dem SLS die Nutzlast über und nicht an der Seite der Hauptstufe befestigt ist, bei SLS-Flügen ein ähnliches Unglück nicht möglich. Obwohl aktuelle Bilder die Isolierung mit einer Lackierung ähnlich der Saturn-V zeigen, ist anzunehmen, dass sie genauso wie der ET des Shuttles unlackiert bleibt und so eine orange bis rotbraune Farbe haben wird.

Technische Daten Hauptstufe

Länge: 64,6m
Durchmesser: 8,4m
Leergewicht: 85,275 t
Startgewicht: 1.092, 452 t
Startschub: 7.268 kN
Brennzeit: 476 s
Treibstoff: LH2/LOX

Der Beitrag Space Launch System – Die Kernstufe erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Ralph-Mirko Richter. Quelle: NASA, JHU/APL, HST.

Zeitgleich zu einer gegenwärtig stattfindenden umfassenden Systemüberprüfung, einem sogenannten „Annual Checkout“ (Raumfahrer.net berichtete), sind die in die Mission der von der US-amerikanischen Weltraumbehörde NASA betriebene Raumsonde New Horizons involvierten Mitarbeiter derzeit noch mit einer weiteren Aufgabe beschäftigt:

Der Suche nach einem Asteroiden im Bereich des inneren Kuiper-Gürtels, den die Raumsonde in den Jahren nach ihrem Pluto-Vorbeiflug ansteuern und dann ebenfalls untersuchen soll. Hierfür wurde im Juni 2014, ergänzend zu verschiedenen erdgebundenen Großteleskopen, auch das Weltraumteleskop Hubble eingesetzt. Für eine erste Beobachtungskampagne wurde den beteiligten Wissenschaftlern hierfür eine Beobachtungszeit von 40 Stunden zur Verfügung gestellt (Raumfahrer.net berichtete).

Bei der Auswertung von rund 200 Aufnahmen, welche zwischen dem 16. und dem 26. Juni angefertigt wurden, gelang den beteiligten Wissenschaftlern unter der Verwendung einer speziellen Bildauswertungssoftware dann auch tatsächlich die Entdeckung von zwei zuvor unbekannten Kuipergürtel-Objekten (engl. „Kuiper Belt Object“, kurz „KBO“). Obwohl bisher unklar ist, ob die neu entdeckten Objekte „1110113Y“ und „0720090F“ – beide befinden sich derzeit in einer Entfernung von mehr als 1,6 Milliarden Kilometern ‚hinter‘ dem Pluto – wirklich als zukünftige Ziele für New Horizons in Frage kommen, wurde durch diese Entdeckung der Nachweis erbracht, dass das Hubble Space Telescope derartige Ziele prinzipiell entdecken kann.

Aus diesem Grund wurde dem New Horizons-Team von dem für die Vergabe der Hubble-Beobachtungszeiten verantwortliche Experten-Ausschuss jetzt eine zusätzliche Beobachtungszeit von weiteren 156 Stunden bewilligt. Die entsprechenden Beobachtungen sollen bereits in den nächsten Wochen erfolgen und dabei einen im Sternbild Schütze gelegenen Himmelsabschnitt abdecken, der in etwa über die Größe des Vollmondes verfügt. Nur in diesem kleinen Bereich des Himmels befindliche KBOs, so die Mitarbeiter der New Horizons-Mission, können mit den nach dem Pluto-Vorbeiflug noch zur Verfügung stehenden Treibstoffreserven der Raumsonde erreicht werden.

Die Hubble-Kampagne soll noch im August 2014 abgeschlossen werden. Anschließend wird es zunächst mehrere Wochen dauern, um die dabei angefertigten Aufnahmen auszuwerten. Die an der Suchkampagne beteiligten Wissenschaftler hoffen, dabei gleich mehrere KBOs zu entdecken, von denen hoffentlich zumindestens einer mit den zur Verfügung stehenden Mitteln erreicht werden kann. Allerdings werden sogar noch mehrere Monate vergehen, bis durch weiterführende Beobachtungen die exakten Bahndaten von potentiellen Zielen mit der benötigten Genauigkeit ermittelt werden können.
Erst im Anschluss an die Bestimmung dieser Bahndaten von potentiellen zukünftigen Zielen können die für die Durchführung der Mission verantwortlichen Mitarbeiter damit beginnen, die Flugbahn zu berechnen, welche New Horizons auf dem Weg zu dem nächsten Ziel einschlagen muss. Die entsprechenden Arbeiten müssten eigentlich noch vor dem Juli 2015 abgeschlossen sein. Ein erstes durchzuführendes Kurskorrekturmanöver zum Erreichen des nächsten Ziels sollte dann möglicht bereits innerhalb von wenigen Wochen nach der am 15. Juli 2015 erfolgenden Pluto-Passage, spätestens jedoch im Herbst 2015 erfolgen.

Es bleibt zu hoffen, dass die Suche nach einem geeigneten KBO erfolgreich verläuft, denn auf absehbare Zeit wird New Horizons wohl die letzte Raumsonde sein, welche in die äußeren Regionen unseres Sonnesystems vordringen wird und damit die Gelegenheit erhält, die dort beheimateten Kuipergürtel-Objekte näher zu untersuchen.

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Ein Beitrag von Roland Rischer. Quelle: ILS.

Es ist immer wieder erstaunlich, an welchen einfachen Fehlern Raketenmissionen fast oder ganz scheitern. Der Start des Gasprom-Kommunikationssatelliten Yamal 402 auf einer Proton-Rakete am 8. Dezember 2012 im kasachischen Baikonur lief bekanntlich bis zum vierten Zünden der Oberstufe Breeze-M reibungslos. Dann kam es zu einem vorzeitigen Abbruch des Brennvorganges. Der Satellit konnte zwar mit seinem Bordtriebwerk auf die vorgesehene Umlaufbahn gehoben werden, wird dort aber wegen des nun geringeren Treibstoffvorrates voraussichtlich nur 11 statt der vorgesehenen 15 Jahre Dienst tun können.

International Launch Services (ILS) als „Transportdienstleister“ hat nun den Abschlussbericht zum Versagen der Breeze-M-Stufe veröffentlicht. Bereits kurz nach dem Beinahe-Desaster wurde ein möglicher Lagerschaden in der Turbopumpe der Oxidator-Zuleitung zur Brennkammer des Triebwerks als naheliegendste Ursache genannt. Aber wie kam es zu diesem Lagerschaden? Die russische Untersuchungskommission FROB (ILS Failure Review Oversight Board) ist vorsichtig und argumentiert mit Annahmen von hoher Wahrscheinlichkeit. Demnach war unter anderem der Oxidator (Distickstofftetroxid) zu warm.

Nun ist bekannt, dass es im Innern eines Triebwerks in der Regel heiß her geht, aber hier war es diesmal offensichtlich doch zu heiß. Laut FROB lag eine unglückliche Kombination einer bereits auf der Startrampe über der Normtemperatur liegenden Treibstofftemperatur und eines ungewöhnlich starken Hitzerückstaus im Triebwerk vor. Folge war, dass die Oxidator-Zuführungsleitung bereits vor der dritten Zündung überhitzt gewesen sein soll. Der normalerweise flüssige Oxidator in der Zuleitung verdampfte. Dafür reichen bereits +21 Grad Celsius aus. Das Gas entsprach nicht mehr den Spezifikationen des Triebwerks. Nach der dritten Zündung kam es deswegen zu einer Drehzahlüberschreitung der Turbopumpe. Gleichzeitig entfielen die Kühleigenschaften eines flüssigen Oxidators. Beides führte zum oben genannten Lagerschaden, der wiederum das vorzeitige Abschalten des vierten Brennvorganges verursachte.

Laut ILS reicht es aus, künftig bei den thermischen Parametern höhere Sicherheitsmargen vorzusehen. Modifikationen an der Breeze-M-Technik seien nicht erforderlich. Der nächste Start einer von ILS beauftragten Proton ist am 27. März 2013 vorgesehen mit Satmex 8 der Satellites Mexikanos S.A. de C.V. als Nutzlast an Bord.

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Autor: Daniel Maurat

N-1/L3

N-1F/L3

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Autor: Daniel Maurat

Falcon Heavy

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Autor: Daniel Maurat.

Geschichte

Im Jahr 1986 standen die beiden großen US-Raumfahrtinstitutionen, die US Air Force und die NASA, vor einem Dilemma: man ging nach dem Start des ersten Space Shuttles im April 1981 davon aus, dass sie bald alle anderen US-Träger, einschließlich der Atlas, der Titan und auch der Delta, ersetzen würde beim Start von Satelliten. Zu diesem Zeitpunkt dachte man noch, dass das Shuttle durch eine hohe Startrate einen unschlagbar günstigen Preis haben würde. Doch die angestrebte Startrate von 60 Starts pro Jahr wurde nie erreicht und zu allem Überfluss kam es am 28. Januar 1986 zur Challenger-Katastrophe, wobei nicht nur sieben Astronauten umkamen, sondern auch das Space Shuttle aus dem kommerziellen Markt genommen wurde. Da man aber die Produktion der großen Träger, so auch die der Delta, auslaufen ließ, standen nur noch eine begrenzte Anzahl an Trägern zur Verfügung. Zum allem Überfluss standen im Startmanifest des Space Shuttles schon 20 Starts von Satelliten für eine neue Version des GPS, welche eine hohe Priorität hatten.

Deswegen veröffentlichte die Air Force im August 1986 die Medium Launch Vehicle-Ausschreibung. Dabei sollte eine Trägerrakete entwickelt werden, die einen GPS-Satelliten mit einem Gewicht von einer Tonne in einen mittelhohen Erdorbit (etwa 20.000 km) transportieren kann. Diese Ausschreibung gewann McDonnell Douglas mit einer Entwicklung, die auf der Delta 3000-Serie basierte. Die Erststufe sollte aber nochmals verlängert werden und man wollte zunächst als Booster den Castor 4A-Booster nutzen, welcher auch von den Delta-Versionen 4000 und 5000 genutzt wurde. Später sollten sie durch die leichteren GEM 40-Booster ersetzt werden. GEM steht dabei für Graphite Epoxy Motor welche das Material des Boostergehäuses bezeichnet. Diese bestanden nämlich aus Kohlefasern, verstärkt mit Epoxydharz, welche leichter und stabiler waren als die bisherigen aus Aluminium bestehenden Boosterhüllen. Um zu zeigen, dass dies eine neue Generation von Raketen war, bekam die Rakete nun den Namen Delta II.

Versionen

Die Delta II gab es in zwei größeren Überversionen:

Delta 6000-Serie

Nachdem McDonnell Douglas die Ausschreibung für die Entwicklung der Delta II gewonnen hatte, war die Delta 6000 die erste Entwicklung. Dazu nutzte man schon die meisten Elemente, welche die Delta II auszeichneten. Man nutzte aber als Booster den Castor 4A-Booster, welcher auch von den Delta-Versionen Delta 4000 und Delta 5000 genutzt wurden. Auch stand zum ersten Mal zwei neue Nutzlastverkleidungen zur Verfügung: eine mit einem Durchmesser von 9,5 Fuß (2,9 m) und eine mit einem Durchmesser von 10 Fuß (3,05 m). Neben der altbewährten Nutzlastverkleidung mit einem Durchmesser von 8 Fuß (2,44 m) wurden sie nun auch für Nutzlasten eingesetzt, die ein großes Volumen haben. Das gezahnte 9,5-Fuß-Fairing wurde schnell zum Markenzeichen der Delta II, vor allem später bei der Delta 7000 und zur Standartnutzlastverkleidung.

Dieser Träger startete zwischen 1989 und 1992 in den folgenden zwei Versionen:

• Delta 6920
• Delta 6925

Diese zwei Versionen flogen insgesamt 17 Mal, wobei alle Starts von Launch Complex 17A und 17B der Cape Canaveral Air Force Station. Zu ihren Nutzlasten gehörten insgesamt neun Satelliten vom Typ GPS-2, aber auch einige kommerzielle Nutzlasten, so etwa die Kommunikationssatelliten Palapa B2R, Marco Polo 2 oder zwei Inmarsat-2-Satelliten. Aber auch die Forschungssatelliten wie UEVE oder das deutsche Röntgenteleskop ROSAT (welcher durch seinen Wiedereintritt im Jahr 2011 für Aufregung sorgte) starteten mit dieser Rakete.

Delta 7000-Serie / Delta II

Die Delta 7000-Serie ist die wohl erfolgreichste und am meisten genutzte Delta überhaupt. Sie unterscheidet sich von der Delta 6000-Serie nur in den neuen GEM 40-Booster und das RS-27A in der Erststufe. Nachdem die Delta 6000-Serie mit nur zwei Untervarianten betrieben wurde, explodierte die Variantenvielfalt der Delta II geradezu. Dabei nutzte man verschiedene Boosterkonfigurationen, wie etwa drei oder vier Booster, oder die neue Oberstufe Star 37FM, eine verbesserte Variante älterer Oberstufen der Star 37-Serie, die früher im Delta-Programm verwendet wurde.

Die Delta II nutzte zudem eine Reihe von Nutzlastverkleidungen. Sie wurden mit der so genannten Dash-Nummer, einem Anhängsel zur vierstelligen Nomenklatur der Delta. Es gab insgesamt vier verschiedene Nutzlastverkleidungen:

Das 8-Fairing stammte noch von den älteren Delta-Versionen. Sie hatte einen Durchmesser von 8 Fuß (2,44 m) und war 7,92 m lang. Sie hatte somit den gleichen Durchmesser wie die Hauptstufe und gab der Rakete ein homogenes Aussehen. Als Material benutzte man Aluminium. Das 9,5-Fairing war die Standartnutzlastverkleidung für die Delta. Diese bestand aus einem Übergang mit einem Durchmesser von 8 Fuß (2,44 m), welcher in den eigentlichen Nutzlastraum mit einem Durchmesser von 9,5 Fuß (2,9 m) übergeht. Im Übergangsraum befeindet sich entweder der Nutzlastadapter oder (in den meisten Fällen) die Oberstufe, also entweder die PAM-D oder die Star 37FM. Insgesamt ist die Nutzlastverkleidung 8,5 m lang. Mit ihrem Zahnfußfairing wurde sie schnell zum Erkennungsmerkmal der Delta II. Das 10-Fairing wurde für voluminöse Nutzlasten eingesetzt. Die aus Aluminium bestehende Nutzlastverkleidung war 8,3 m lang und hatte einen Durchmesser von 10 Fuß (3 m). Wie die 9,5 Fuß-Nutzlastverkleidung war sie gezahnt. Das 10C-Fairing hat den gleichen Durchmesser wie das 10-Fairing, doch bestand es aus Verbundwerkstoffen (engl. Composite, deswegen C). Sie war 8,89 m lang und hatte einen Durchmesser von 3 m. Sie ersetzte ab 1997 das alte 10-Fairing. Das 10L-Fairing war eine Spezialausführung des 10C-Fairings, wobei für die Nutzlast eine längere Nutzlastverkleidung zur Verfügung stand. Sie war 9,2 m lang und hatte einen Durchmesser von 3 m, womit sie nur wenig länger war als das 10C-Fairing. Aber es stand für die Nutzlast über eine Länge von 4,67 m der maximale Durchmesser zur Verfügung. Dagegen stand der maximale Durchmesser bei der 10C-Fairing über eine Länge von 3,69 m zur Verfügung.

• Das DPAF (Dual Payload Attach Fitting für Doppelnutzlast-Befestigungselement) war eine optionale Ergänzung bei einem Doppelstart. Sie ähnelt dem Sylda-Doppelstartsystem, welches in den europäischen Ariane-Raketen genutzt wurden. Sie ist in zwei Längen verfügbar und wurde ausschließlich in Verbindung mit dem 10-Fuß-Fairing genutzt.

Eine weitere Neuerung war die Delta II Heavy, eine verstärkte Variante der Delta II. Dazu nutze man die GEM-46-Booster, die einst für die Delta III entwickelt und auf ihr eingesetzt wurden. Sie waren zwar um einiges größer als die GEM-40-Booster, doch steigerten sie die Nutzlast nur geringfügig.

Insgesamt startete die Delta II in neun verschiedenen Versionen:

• Delta 7320
• Delta 7326
• Delta 7420
• Delta 7425
• Delta 7426
• Delta 7920
• Delta 7925
• Delta 7920 Heavy
• Delta 7925 Heavy

Alle Versionen der Delta II flogen insgesamt 134 Mal, wobei es nur zwei Fehlstarts hatte. Der Träger flog zwischen 1997 und 2011 96 Mal in Folge erfolgreich, ein Rekord, der solange nicht gebrochen wird. Mit der Delta II starteten eine Reihe von berühmten Nutzlasten, darunter sehr viele Raumsonden, so etwa die Raumsonden Mars Global Surveyor und Mars Pathfinder im Jahr 1996, der Mars Climate Orbiter im Jahr 1998, der Mars Polar Lander im Jahr 1999 (Die Missionen von MCO und MPL schlugen später am Mars fehl), Mars Odyssey im Jahr 2001, die beiden Marsrover Spirit und Opportunity im Jahr 2003 sowie der Marslander Phoenix im Jahr 2007. Daneben starteten die meisten Raumsonden des Discovery-Programms, so etwa die Asteroidensonden NEAR und Dawn oder der weltraumbasierte Planetenjäger Kepler. Auch startete die Delta II eine Reihe von GPS-Satelliten der Version GPS-2. Alle Flüge starten von den Startkomplexen SLC 17A und 17B in Cape Canaveral sowie SLC 2W in Vandenberg.

Technik

Die Delta nutzte eine Reihe von neuen Booster und Stufen:

• Die Booster vom Typ Castor 4A wurden von der Delta 6000 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 TX-780-Booster lieferte einen Schub von 452,2 kN bei einer Brenndauer von 52 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibstoff HTPB.
• Die Booster vom Typ GEM 40 von der Delta 7000 / Delta II eingesetzt. Sie waren je 12,95 m lang, hatten einen Durchmesser von 1,02 m und wogen voll betankt 13,08 t. Von dem Booster gab es zwei Versionen, eine Ground lit– und eine Air lit-Version. Der Unterschied bestand darin, dass die Air lit-Version eine größere, an den Vakuumbetrieb angepasste Düse hatte, da sie erst nach dem Ausbrennen der Ground lit-Version zündete. Dabei lieferte die Ground lit-Version einen Schub von 447 kN und die Air lit-Version 487 kN bei einer Brenndauer von 63 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man HTPB. Auch hier konnten verschiedene Kombinationen genutzt werden, wobei bei jedem Start drei, vier oder neun Booster genutzt wurden. Bei einem Start mit drei oder vier Boostern wurden alle Booster gleichzeitig am Boden gezündet. Bei neun eingesetzten Boostern wurden zunächst sechs Ground Lit-Booster am Boden gezündet. Nachdem sie ausgebrannt waren, wurden sie abgeworfen und die drei übrigen Air Lit-Booster wurden gezündet.
• Die Booster vom Typ GEM 46 wurden in der Delta II Heavy eingesetzt. Sie wurden zunächst von der Delta IIIATK gebauten Booster bestanden aus Kohlefaserverbundwerkstoffen, woraus sich neen dem Durchmesser des Boosters der Name ableitete (GEM 46 engl. Graphite-Epoxy Motor für Graphit-Epoxy Motor und die Zahl für 46 inch (46 Zoll = 1,17 m)). Wie bei der GEM 46 gab es bei der GEM 40 eine Ground lit– und eine Air lit-Version. Je nachdem, welche Version man benutzte, erzeugte der Booster einen Schub von entweder 537,7 kN (Ground lit) bzw. 579,3 kN (Air lit), wobei beide Versionen 74 Sekunden brannten. Als Treibstoff nutzte man den bewähren Festtreibstoff HTPB. Es wurden immer neun Booster bei einem Start eingesetzt, wobei die sechs Booster der Ground Lit-Version zuerst zündeten. Nachdem sie ausgebrannt waren, zündeten die restlichen drei Air Lit-Booster. Darauf wurden dann die ausgebrannten Booster abgeworfen. Nachdem auch die restlichen drei Booster ausgebrannt waren, wurden auch sie abgetrennt und die Rakete flog alleine weiter. In der Nomenklatur wurden sie mit dem Anhängsel H oder Heavy gekennzeichnet.
• Die Erststufe von Typ EELTTA Thor war eine vergrößerte Version der ELTTA Thor, welche ab der Delta 1000-Serie genutzt wurde. Sie war 25,71 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 101,34 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ Rocketdyne RS-27-Triebwerk lieferte einen Schub von 851,9 kN auf Meereshöhe für eine Brenndauer von 280 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man RP-1 (Kerosin), als Oxydator LOX (flüssiger Sauerstoff).
• Die Erststufe von Typ EELTTA Thor der Delta 7000 entsprach der der Delta 6000, verfügte aber über ein neues Triebwerk. Sie war 25,71 m lang, hatte einen Durchmesser von 2,44 m und wog voll betankt 101,34 t. Das einzelne Triebwerk vom Typ Rocketdyne RS-27A-Triebwerk, eine Weiterentwicklung des RS-27 der älteren Delta-Versionen, lieferte einen Schub von 923,7 kN auf Meereshöhe für eine Brenndauer von 258 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man RP-1 (Kerosin), als Oxydator LOX (flüssiger Sauerstoff).

• Die Delta K-Zweitstufe wurde schon ab der Delta 3000-Serie 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, ein Mix aus 50% Hydrazin und 50 % Unsymetrischem Dimethylhydrazin, als Oxydator N₂O₄ (Distickstofftetroxid). Die Stufe bekam in der Nomenklatur die Ziffer 2.
• Die PAM-D-Drittstufe, auch bekannt als Star 48B, stammte noch von den älteren Delta-Versionen. 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 Festtreibstoff HTPB. In der Nomenklatur erhielt sie den Zusatz /PAM, später aber dann doch die Ziffer 5.
• Die Star 37FM-Drittstufe war eine modernisierte Version der alten Drittstufen Star 37D und Star 37E. Sie war 1,69 m lang, hatte einen Durchmesser von 0,93 m, wog voll betankt 1,147 t und war drallstabilisiert. Das einzelne Triebwerk vom Typ Thiokol TE-M-783 lieferte einen Schub von 47,26 kN bei einer Brenndauer von 64,6 Sekunden. Als Treibstoff nutzte man den Festtreibstoff HTPB. In der Nomenklatur erhielt sie die Ziffer 6.

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 6000: 17 Starts, 0 Fehlstart; Erstflug: 14. Februar 1989, Letzter Flug: 24. Juli 1992
• Delta 6920: 3 Starts, 0 Fehlstart; Erstflug: 14. Februar 1990, Letzter Flug: 7. Juni 1992
• Delta 6925: 14 Starts, 0 Fehlstart; Erstflug: 14. Februar 1989, Letzter Flug: 24. Juli 1992
• Delta 7000: 134 Starts, 2 Fehlstarts; Erstflug: 26. November 1990, Letzter Flug:
• Delta 7320: 10 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 24. Juni 1999, Letzter Flug: 10. Juni 2011
• Delta 7326: 3 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 24. Oktober 1998, Letzter Flug: 8. August 2001
• Delta 7420: 13 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 14. Februar 1998, Letzter Flug: 6. November 2010
• Delta 7425: 4 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 11. Dezember 1998, Letzter Flug: 3. Juli 2002
• Delta 7426: 1 Start, 0 Fehlstarts; Erstflug: 7. Februar 1999, Letzter Flug: 7. Februar 1999
• Delta 7920: 28 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 4. November 1995, Letzter Flug: 28. Oktober 2011
• Delta 7925: 69 Starts, 2 Fehlstarts; Erstflug: 26. November 1990, Letzter Flug: 17. August 2009
• Delta 7920H: 3 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 25. August 2003, Letzter Flug: 10. September 2011
• Delta 7925H: 3 Starts, 0 Fehlstarts; Erstflug: 8. Juli 2003, Letzter Flug: 27. September 2007

Ende – oder auch nicht?

Die Delta war jahrelang vom Start von GPS-Satelliten abhängig und blieb deswegen am Leben. Als die US Air Force aber die Produktion der GPS-2-Satelliten auslaufen und die neuste Generation von GPS-Satelliten mit den EELVs, also der Delta IV und der Atlas V starten ließ, beendete sie auch die Nutzung der Delta II im Jahr 2007. Dem schloss sich die NASA kurze Zeit später an, da man die Fixkosten für die Startrampen nicht allein tragen wollte. Nach dem letzten Start im Oktober 2011 verfügte der Hersteller Boeing nur noch über Bauteile für fünf Delta II. Sie sollte dabei von der Falcon 9 und der Antares (früher Taurus II) ersetzt werden.

Doch im August 2009 verkündete die NASA, dass man im Verlauf der NASA Launch Services II (NSS II), einer Ausschreibung für einen Träger, der mittlere Nutzlasten in den Erdorbit beziehungsweise leichte Raumsonden starten kann. Neben der Falcon 9 und der Antares ist eben auch die Delta II im Gespräch. Deswegen gibts die Möglichkeit, dass die Delta doch noch einmal fliegen wird.

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Der Beitrag Delta II 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

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• Startliste
• Thor
• Delta – Teil 1
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• Saturn 1

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

Ein Beitrag von Thomas Weyrauch. Quelle: NOAA.

Der seit dem 5. März 2010 im All befindliche GOES 15 hat die GOES West (135 Grad West) genannte Position von GOES 11 über dem Pazifik, die ungefähr in der Mitte einer gedachten Linie zwischen Hawai und der Westküst der USA liegt, übernommen. GOES 15, eine weiterentwickelte Konstruktion von Boeing, liefert Daten von höherer Auflösung und mit besserer Bildstabilität.

GOES Ost (75 Grad West) ist derzeit von GOES 13 besetzt. Den Dienst an einer weitere Position, GOES-South America, erledigt derzeit GOES 12. GOES 14 fungiert aktuell als Reservesatellit im Bedarfsfall.

Unter dem Eindruck der zur Neige gehenden Treibstoffvorräte an Bord von GOES 11 hatte die NOAA sich in den vergangenen Monaten auf die Beendigung des Einsatzes von GOES 11 vorbereitet und die erforderlichen Planungen vorgenommen. Der Transfer der Wetterdatenbereitstellung von GOES 11 auf GOES 15 erfolgte am 6. Dezember 2011.

Am 15. Dezember 2011 will die NOAA die Bahn von GOES 11 unter Einsatz von Triebwerken an Bord des Satelliten anheben. Vorgesehen ist eine Steigerung der Flughöhe von GOES 11 um rund 300 Kilometer, so dass er künftig in ausreichend großem Sicherheitsabstand zu den im Geostationären Orbit aktiven Raumfahrzeugen um die Erde ziehen kann.

Der am 3. Mai 2000 gestartete GOES 11 besaß eine Auslegungslebensdauer von 5 Jahren, die er deutlich übertraf. Die Standfestigkeit des Satelliten und seine lange Einsatzdauer sind ein deutliches Zeichen für die gute Arbeit seines Herstellers Space Systems/Loral (SS/L), der Luft- und Raumfahrtagentur NASA und der NOAA mit ihren Partnern, die am Betrieb des Satelliten beteiligt waren.

Eine neue Generation geostationärer Wettersatelliten wird folgen. Der erste Satellit des GOES-R genannten Programms soll den derzeitigen Planungen zufolge im Jahr 2015 ins All gelangen. Von ihm erwartet man die Lieferung von Bildern in kürzeren Abständen mit noch einmal gesteigerte Qualität. Außerdem soll er Aufgaben bei der Erdbeobachtung und Ozeanüberwachung erfüllen und regelmäßig Daten zum Zustand der Erdatmosphäre und der Sonne liefern.

GOES 11 alias GOES L ist katalogisiert mit der NORAD-Nr. 26.352 und als COSPAR-Objekt 2000-022A.

Der Beitrag NOAA beendet Einsatz von GOES 11 erschien zuerst auf Raumfahrer.net.

Ein Beitrag von Klaus Donath. Quelle: Roskosmos.

Laut Wladimir Popowkin wird sich Fobos-Grunt noch bis Januar in einem Orbit halten können, allerdings hätte man nur bis Anfang Dezember Zeit, noch zum Mars zu fliegen, da sich danach das Startfenster schließt. Es gibt weiter Hoffnung, allerdings gibt es nach wie vor keine Telemetriedaten mit genaueren Informationen. Fest steht nur, dass die Computer der Sonde noch funktionieren, da Sie sich weiter mit Ihren Solarpanelen in Richtung Sonne ausrichtet.

Das Zeitfenster für einen Kontakt ist aufgrund des niedrigen Orbits nur zwei Minuten lang. Zur Zeit verringert man die Sendeleistung um den Empfänger der Sonde nicht zu überlasten. Ein ähnliches Vorgehen gab es bereits bei der europäischen Raumfahrtagentur in zwei Fällen, so dass es weiter Chancen gibt, die Mission zu retten. Sollte Fobos-Grunt dennoch aufgegeben werden müssen, so besteht laut Popowkin keine Gefahr für die Erde. Es gäbe keinen Zweifel, dass die Raumsonde beim Wiedereintritt explodieren würde. Damit verbrennt etwaiger giftiger Treibstoff. Zudem verneinte er entschieden Vermutungen über Designfehler. Diese Version sei nicht richtig.

Fobos-Grunt war nie dafür ausgelegt, aus dem niedrigen Erdorbit mit den Bodenstationen zu kommunizieren. Ähnliches gilt übrigens auch für den neuen Mars-Rover Curiosity, der am Freitag kommender Woche gestartet werden soll. Die letzte erfolgreiche interplanetare Mission der Russen waren die zur Erforschung des Halleyschen Kometen und der Venus Vega 1 und Vega 2, beide durchgeführt in den Jahren 1984-1996.

Komplette Startübertragung als Replay:

• Spacelivecast Startübertragung als Replay

Raumcon:

• Fobos-Grunt / Yinghuo-1
• Phobos-Grunt auf Zenit-2M

Der Beitrag Fobos-Grunt noch nicht aufgegeben erschien zuerst auf Raumfahrer.net.