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- Herausgeber: Books on Demand
- Kategorie: Fachliteratur
- Sprache: Deutsch
- Veröffentlichungsjahr: 2015
Aufgrund des medienwirksamen Wettlaufs der Supermächte zum Mond wurden die europäischen Aktivitäten bei der Raketenentwicklung von der Öffentlichkeit kaum wahrgenommen. Dabei beherrscht Europa mit der Ariane 4 den kommerziellen Transport. Im Buch „Europäische Trägerraketen Band 1“ beschreibt Bernd Leitenberger umfassend und auf fesselnde Weise, welche faszinierenden Projekte im Bereich des Raumtransports in der zweiten Hälfte des letzten Jahrhunderts durch europäische Organisationen und Staaten durchgeführt wurden. Der Leser wird in diesem Buch durch eine leicht verständliche Einführung in die Grundlagen der Raketentechnik auf das Thema vorbereitet. Danach werden die europäischen Trägerraketenprogramme von der Diamant über die Black Arrow und Europa-Rakete bis hin zu der Ariane 4 in chronologischer Folge beschrieben. Den Abschluss des Buches bilden Kapitel über das Weltraumzentrum in Kourou und den oft kontroversen Einfluss der europäischen Politik auf die Raumfahrtprogramme. Neu in der zweiten Auflage ist ein ausführliches Kapitel über die ominöse OTRAG Rakete, den ersten privatwirtschaftlichen Versuch ein Trägersystem zu entwickeln. Immer wieder versteht es der Autor dabei, den Leser durch Beschreibungen zu fesseln, welche ihm die jeweiligen Raketenmodelle zum Anfassen nahe bringen. Immer wieder auch fragt sich der Leser, was wäre gewesen, wenn...... Auf 404 Seiten findet sich eine Fülle von Fakten, Typenblättern und Startlisten. 155 Tabellen nehmen die technischen Daten von 15 Trägerraketen auf, 200 Diagramme, Skizzen und Fotos lassen die Raketen erneut lebendig werden. Über hundert Literaturhinweise führen den Leser zu weiterführenden Quellen. Dieses Buch ist ein absolutes „Must have“ für den Raumfahrtenthusiasten und interessierten Laien. Dieser Band 1 behandelt die heute nicht mehr eingesetzten Trägerraketen, endet also mit der Ariane 4. Band 2 (ISBN: 978-3839101650) die aktuellen Projekte Ariane 5, 6 und die Vega.
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Seitenzahl: 489
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Ähnliche
Inhaltsverzeichnis
Vorwort
Die Aufholjagd bei den Technologien
Erdumlaufbahnen
Diamant
Die Topaze, Rubis, Emeraude und Saphir
Diamant A
Diamant B
Diamant BP.4
Black Arrow
Entwicklungsgeschichte
Die Testflüge
Wasserstoffperoxid – ein ungewöhnlicher Treibstoff
Das Gamma Triebwerk
Die Technik der Black Arrow
Pläne für eine Leistungssteigerung
OTRAG-Rakete
Die Entstehung der OTRAG
OTRAG und die Politik
Die OTRAG Rakete
Entwicklungsgeschichte
Starts der OTRAG-Rakete
Woran scheiterte die OTRAG?
Diskussion
ELDO / Europa
Die Entwicklung der Europa im historischen Kontext
Die Testflüge
Warum scheiterte die Europa?
Aufbau der Europa-I
Startprofil
Europa-II
Europa-III
ELDO Projektstudien
Europa Starts
Ariane 1
L3S
Ariane – eine europäische Rakete
Die Entwicklung der Ariane 1
Der überraschende kommerzielle Erfolg
Ariane 1 – Die Rakete
Startprofil
Ariane 2 und 3
Der Einsatz
Ariane 2 und 3 – evolutionäre Änderungen
Startprofil
Ariane 4
Der Einsatz
Die Ariane 4 Familie
Die Gesamtbilanz
Ariane 4 – Die Rakete
Startprofil
Die Ariane 4 XL und XXL
Das CSG
Installationen für die Diamant
Europa-II
Ariane 1
Ariane 2 und 3
Ariane 4
Kontrollzentren
Die Politik im Wandel der Zeit
Abkürzungsverzeichnis
Vorwort
Vierzig Jahre europäischer Trägerraketenentwicklung lassen sich schwer auf wenigen Seiten zusammenfassen. Während der Recherche entschloss ich mich daher, das Thema in zwei Bänden zu behandeln. Dieser Band behandelt die früher eingesetzten Modelle, Band 2 die aktuellen Modelle Ariane-5 und Vega.
Ich bin ein überzeugter Anhänger der Ariane und stolz darauf, was Europa mit dieser Rakete erreicht hat. Im gleichen Atemzug ärgere ich mich über die deutsche Zurückhaltung bei der Entwicklung dieser Trägerrakete. Doch der Erfolg von Ariane ist nicht verständlich, wenn die Geschichte der ELDO und der Entwicklung ihrer Europa-Rakete nicht bekannt ist.
Die in diesem Buch beschriebenen nationalen Träger, die französische Diamant und die britische Black Arrow zeigen auch exemplarisch, wie Raketenentwicklungen verlaufen können. Der fehlende politische Wille bei der Black Arrow führte dazu, dass sich England hinsichtlich der Raketentechnik heute hinter Entwicklungsländern und seinen ehemaligen Kolonien einreihen muss. Der Gegensatz dazu ist Frankreichs unbedingtes Bestreben nach einem unabhängigen Zugang zum Weltraum – unabhängig von den entstehenden Kosten.
Dieses Buch wäre nicht ohne fremde Unterstützung zustande gekommen. Ich möchte der ESA für den Zugang zur Fotobibliothek für Professionals danken und Jürgen Klug von MT Aerospace für ausführliche Informationen zu ELA-2 und den Ariane-5 Boostern. Thomas Jakaitis und Ralph Kanig haben sich dem Manuskript angenommen und es zur Korrektur gelesen. Michel Van hat Grafiken für dieses Buch erstellt und das Coverbild gestaltet.
Das Buch behandelt jede Rakete als abgeschlossenes Kapitel für sich. Die einzelnen Abschnitte können einzeln gelesen oder nachgeschlagen werden. Sofern eine Rakete eine Weiterentwicklung eines bestehenden Modells ist, werden lediglich die Veränderungen besprochen. Jedes Kapitel hat eine einheitliche Struktur. Die Entwicklungs- und Einsatzgeschichte bildet den Anfang, es folgt eine ausführliche Beschreibung der Technologie, und den Abschluss bilden nicht umgesetzte Projektstudien. Jedes Kapitel endet mit einem Typenblatt und einer Startliste der Rakete. Schwierig war es, Grenzen zu ziehen: Zu viele Projekte entstanden in den letzten 40 Jahren in Raumfahrtagenturen und Aerospace-Firmen. Ich habe mich auf die beschränkt, die am häufigsten veröffentlicht wurden. Auch habe ich bewusst auf die Beschreibung von Raketen verzichtet, die nicht zu einer Trägerrakete führten, auch wenn sie entwicklungsgeschichtlich wichtig waren, wie die deutsche A4 oder die französische Véronique. Keine Erwähnung finden ausschließlich militärisch eingesetzte Raketen.
Den Installationen in Kourou und dem Bodennetzwerk ist ein eigenes Kapitel gewidmet, welches chronologisch den Ausbau des europäischen Weltraumbahnhofs CSG (Centre Spatial Guyanais) in Französisch-Guayana beschreibt.
Der Band zwei dieser Reihe behandelt die aktuellen europäischen Trägerraketen – die Ariane 5 und die Vega. Von den meisten frühen Trägerraketen liegt heute kein Bildmaterial in digitaler, hochauflösender Form vor. Für dieses Buch musste ich oft auf gedruckte Dokumente zurückgreifen und diese einscannen. Die Abbildungen entsprechen daher nicht immer dem heutigen Standard. Ich bitte, diesen Umstand zu entschuldigen.
Neu in der zweiten Auflage ist ein Kapitel über die OTRAG. Ich überlegte lange Zeit, ein eigenes Buch über diese Rakete zu schreiben, auch weil sie in vielen Aspekten von den anderen Trägern abweicht. Doch da sich auch die Auskopplungen der ersten Auflage kaum verkauften, denke ich gibt es dafür keinen Bedarf. Die anderen Kapitel wurden in der neuen Auflage vor allem auf Rechtschreibfehler untersucht und nur wenig angefügt.
Die dritte Aufläge enthält einige Änderungen bei der OTRAG, nachdem Kayser wieder an die Öffentlichkeit ging. Sie wurde aber vor allem gemacht um günstigere Druckpreise an den Leser weiterzugeben.
Es existieren zu fast allen Trägerraketen leicht schwankende technische Angaben. Diese beruhen neben dem nachlässigen Umgang mit Zahlenmaterial vor allem auf unterschiedlichen Sichtweisen. So ist zum Beispiel oft unklar, ob das angegebene Leergewicht einer Raketenstufe dem Trockengewicht oder dem Gewicht nach Brennschluss (mit Treibstoffresten, Flüssigkeiten und Gasen) entspricht. Sofern es möglich war, habe ich dies aufgeschlüsselt. Weiterhin habe ich mich bemüht, Zahlen über Entwicklungskosten und Startpreise zusammenzutragen. Dabei gab es jedoch zwei Probleme – wechselnde Währungsangaben (DM, Pfund, Dollar, Accounting Units) mit variablen Umrechnungskursen und die Inflation, die vor allem in den Siebziger Jahren sehr hoch war.
Die Aufholjagd bei den Technologien
Ergänzend zu den Angaben in den folgenden Kapiteln gebe ich hier noch eine kleine Gesamtübersicht zur Technologieentwicklung in Europa.
Europa begann mit der Entwicklung der Raketentechnologie recht spät. Das hatte nachvollziehbare Gründe. Nach dem Zweiten Weltkrieg gab es dringendere Probleme. Die geografische Nähe zu den Ländern des Warschauer Pakts erforderte keine Raketen, um das Land des Gegners zu erreichen. Atombomben, welche der Antrieb für die Raketenentwicklung in den USA und der UdSSR waren, wurden auch erst später und in kleinerer Zahl als bei den beiden Supermächten entwickelt. Weiterhin hatten Russland und die USA fast alle Experten übernommen, die in Deutschland die A4 und andere Raketen entwickelt hatten. Europas Einstieg in die Trägertechnologie erfolgte daher recht spät und begann praktisch bei „Null“.
Am weitesten waren Anfang der sechziger Jahre die Engländer. Sie hatten die Blue Streak entwickelt – immerhin auf der technologischen Stufe der Thor oder Atlas, aber mit Triebwerken, die in Lizenz gefertigt wurden. Die USA halfen mit der Freigabe von Lizenzen, aber auch bei der Konstruktion. Sie waren daran interessiert auch in Europa Raketen auf die Sowjetunion gerichtet zu haben, um die Bedrohung zu verstärken. England verfügte mit der Black Knight zudem über einen Träger mit selbst entwickelten Triebwerken, wenn auch mit der ungewöhnlichen und nicht sehr leistungsfähigen Kombination Wasserstoffperoxid / Kerosin und einem nur geringen Schub.
Frankreichs Trägerrakete Diamant A hinkte in vielen Dingen hinterher. Die erste Stufe verwendete die veraltete Kombination von Salpetersäure und Terpentinöl. Statt eine Turbine mit Turbopumpe zu verwenden, wurde die gesamte Stufe unter Druckgas gesetzt, wodurch die Leermasse anstieg. Die zweite Stufe verwendete einen Feststoffantrieb mit hoher Leermasse, doch bei der dritten Stufe hatte Frankreich technologisch gleichgezogen. Ein leichtes Glasfasergewebe bildete die Brennkammer, und ihr spezifischer Impuls war hoch. Dasselbe galt auch für die dritte Stufe der britischen Black Arrow. Bei beiden Nationen waren militärische Gründe für die Entwicklung ausschlaggebend. England baute eine Atlas ohne Marschtriebwerk nach, beendete die Entwicklung aber vorzeitig. Frankreich plante schon damals eine eigene Raketentruppe, die natürlich eigene Raketen einsetzen sollten. Gemäß der militärischen Planung mussten diese nicht wie die Blue Streak Moskau erreichen, sondern nur Deutschland, konnten also kleiner ausfallen.
Die ebenfalls in den sechziger Jahren entwickelte Europa-Rakete der europäischen Raumfahrtorganisation ELDO war ein sehr teurer Träger. Zum einen, weil die Verteilung der Aufträge nach Proporz, anstatt nach fachlicher Kompetenz, zu deutlichen Mehrausgaben führte. Zum andern erforderte ein Träger in dieser Größenordnung generell hohe Aufwendungen für Entwicklung, Schaffung von Infrastruktur und Know-How. Von dem Programm zur Entwicklung der Europa-Rakete profitierte vor allem Deutschland, wo es seit dem Exodus der weltbesten Raketenspezialisten am Ende des Zweiten Weltkriegs keine Erfahrungen mit Trägerraketen mehr gab. Deutschland übernahm mit der Entwicklung der dritten Stufe im Entwicklungsprogramm den technologisch aufwendigsten Part. Die Astris genannte Stufe war in ihrer Auslegung mit modernen US-Oberstufen wie der Delta vergleichbar. Neue Technologien wurden dafür entwickelt, wie das Elektronenschweißen oder Explosionsverformen.
Europas Rückstand wurde in den Siebziger Jahren mit dem Ariane-Programm fast auf geholt. Dieses Programm konnte auf den Vorinvestitionen für die Europa-Rakete aufbauen und wurde daher erheblich preisgünstiger. Die ersten beiden Stufen wurden bewusst einfach gefertigt, mit Triebwerken mittlerer Leistung und einer robusten und nicht besonders leichtgewichtigen Konstruktion. Der Grund dafür war die Minimierung der Entwicklungskosten. Auf der anderen Seite wurde in der dritten Stufe erstmalig außerhalb der USA Wasserstoff als Treibstoff genutzt. Die mit diesem Treibstoff betriebenen Oberstufenversionen der Ariane, H8/H10, entpuppten sich als zuverlässiger als die amerikanische Centaur-Oberstufe, waren aber erheblich preiswerter in der Herstellung.
Die Ariane-5 setzte ab den Neunziger Jahren neue Maßstäbe. Erstmals wurden in Europa sehr große Feststofftriebwerke gebaut. Sie waren leichter als die Booster der Titan-4 und zudem günstiger in der Produktion. Das in der Zentralstufe der Ariane-5 verwendete Vulcain ist das größte und leistungsfähigste Triebwerk, das Wasserstoff im Nebenstromverfahren verbrennt. Die Aestus-Oberstufe erreicht mit einer sehr leichten Konstruktion einen sehr hohen spezifischen Impuls für eine druckgeförderte Stufe. Mit dem Vinci-Triebwerk, das sich für den Einsatz in der Oberstufe ESC-B in der Entwicklung befindet, wird auch in Europa erstmals ein Triebwerk nach dem „Expander Cycle“ eingesetzt werden – mit dem höchsten spezifischen Impuls, den bisher ein chemisch betriebenes Triebwerk erreicht hat.
Die für den Einsatz ab 2012 eingesetzten kleinen Trägerrakete Vega schließlich nutzt leichte Kohlefaserverbundwerkstoffe für das Gehäusem. Auch hier setzt die P85FW Stufe einen Weltrekord. Es scheint, als hätte Europa inzwischen in nahezu allen Technologien die USA überholt. Die einzige Ausnahme ist die Nutzung des „Staged Combustion“ Prinzips, nach dem die Shuttle-Haupttriebwerke und auch zahlreiche russische Antriebe arbeiten. Zwar gibt es bisher kein Triebwerk dieser Technologie in einer europäischen Rakete, doch unbekannt ist das Verfahren bei uns nicht. Schon 1963 begann die deutsche Firma MBB diese Technologie zu erforschen und entwickelte den Versuchsantrieb P111 mit 60 kN Schub. Die Haupttriebwerke des Space Shuttles arbeiten nach den von MBB entwickelten Prinzipien, die vom Hersteller der Shuttle-Haupttriebwerke, der amerikanischen Firma Rocketdyne, lizenziert wurden.
Treibstoffförderung
Jedes Raketentriebwerk verbrennt Treibstoff unter hohem Druck. Dabei muss der Druck beim Einspritzen in die Brennkammer größer sein, als der durch die Verbrennung erzeugte Druck in der Brennkammer. Anhand des Verfahrens, wie der Treibstoff gegen den Verbrennungsdruck in die Brennkammer eingespritzt wird, unterscheidet man verschiedene Typen von Raketenmotoren.
Bei der Druckgasförderung stehen die Tanks selbst unter Druck. Dies limitiert den Brennkammerdruck auf niedrige Werte. Weiterhin werden die Tanks schwer, vor allem, wenn sie nicht kugelförmig sind. Zylindrische Tanks müssen versteift werden, um nicht durch den Druck auszubeulen. Diese Art der Treibstoffförderung ist zwar technisch sehr einfach und zuverlässig, kann aber nur bei kleineren Stufen wie beispielsweise der Astris oder EPS eingesetzt werden. Sie ist bei Satellitenantrieben die einzige Form der Treibstoff förderung, auch weil bei hypergolen Triebwerken es reicht, die Ventile zu den Treibstoffleitungen zu öffnen, um das Triebwerk zu zünden. Es entfällt eine komplexe Anlasssequenz, die bei den anderen Verfahren nötig ist.
Beim klassischen Nebenstromverfahren wird ein Teil des Treibstoffes in einem Gasgenerator verbrannt. Das dabei entstehende Druckgas treibt eine Turbine an, welche die Leistung für die Treibstoff-Turbopumpe aufbringt. Die Bezeichnung Nebenstromverfahren resultiert aus den beiden Treibstoffströmen zur Brennkammer und zum Gasgenerator. Der Förderdruck kann nun viel höher als der Tankdruck sein. Damit nicht zu hohe Temperaturen entstehen, wird üblicherweise der Verbrennungsträger im Überschuss verbrannt. Das Nebenstromverfahren ist zuverlässig und erprobt, hat aber technologische Grenzen. Bei hohen Brennkammerdrücken sinken die Wirkungsgrade der Turbopumpen stark ab und der Aufwand für die Treibstoffförderung steigt. Das Vulcain Triebwerk setzt hier mit 120 bar einen Rekord, die meisten anderen Triebwerke mit Gasgenerator Betrieb bleiben unter 100 bar Brennkammerdruck. Weiterhin kann beim Nebenstromverfahren das Gas für den Gasgenerator nicht für die Verbrennung genutzt werden. Die Menge des Treibstoffs, die vom Gasgenerator benötigt wird, steigt mit steigendem Förderdruck an. Sehr deutlich zeigt sich dies beim Übergang vom Vulcain zum Vulcain 2: Bei der Steigerung des Brennkammerdrucks von 110 auf 118 bar – also um 7% stieg der Anteil des Stroms zum Gasgenerator um 30%. Das Abgas des Gasgenerators wird zum Teil genutzt, z. B. um die Triebwerke zu schwenken oder mit Düsen die Rollachse zu stabilisieren. Der größte Teil wird aber über einen "Auspuff" neben dem Triebwerk entlassen, der z. B. bei der Abbildung des HM-7B auf S. 264 rechts zu erkennen.
Beim Hauptstromverfahren wird der gesamte Treibstoff verbrannt und es wird kein Gasgenerator benötigt. Etabliert haben sich zwei Verfahren. Beim “Staged Combustion“ Verfahren wird der Treibstoff teilweise in einem Vorbrenner verbrannt (zum Beispiel der ganze Verbrennungsträger mit einem Teil des Oxidators). Das erzeugte heiße Gas treibt dann die Turbopumpe an. Dabei werden sehr hohe Förderdrücke durch die große Gasmenge erreicht und dieses Gas mit dem Rest des Oxidators dann in die Brennkammer zur vollständigen Verbrennung eingespritzt. Durch den hohen Brennkammerdruck von über 200 bar wird der Treibstoff besonders gut ausgenützt und es gibt kein unverbranntes Gas wie beim Nebenstromverfahren. Dieses Verfahren setzen die meisten modernen russischen Triebwerke wie das RD-180 ein. Auch das SSME (Space Shuttle Main Engine) arbeitet nach diesem Verfahren. In Europa gibt es noch kein Triebwerk, welches das „Staged Combustion“ Verfahren in der Praxis einsetzt.
Das „Expander Cycle“ Verfahren ist das zweite Hauptstromverfahren. Der gesamte Verbrennungsträger durchströmt zuerst die Brennkammerwand zur Kühlung, erwärmt sich und verdampft. Das Gas treibt dann die Turbopumpe an. Praktisch anwendbar ist das Verfahren nur bei Wasserstoff und Methan, da andere Treibstoffe nicht bei der Kühlung so weit erwärmt werden, dass sie verdampfen. Da die erzeugte Gasmenge und Temperatur von der aufgenommenen Wärmemenge abhängt, eignet sich dieses Verfahren nur für kleine bis mittelgroße Triebwerke bis etwa 300 kN Schub; da die Oberfläche der Brennkammer quadratisch zum Durchmesser ansteigt, der Schub aber in der dritten Potenz. Vinci ist das bisher erste Triebwerk in Europa, welches dieses Verfahren einsetzt. Erstmals wurde es im RL-10, welches die Centaur Oberstufe antreibt, erprobt.
Erdumlaufbahnen
Im Zusammenhang mit Erdumlaufbahnen werden immer wieder gewisse Begriffe verwendet, die hier kurz erläutert werden sollen. Unter dem Perigäum wird der erdnächste Punkt einer elliptischen Umlaufbahn verstanden; der erdfernste Punkt wird als Apogäum bezeichnet. Jede Bahn hat eine Neigung zum Äquator, die Inklination. Sie legt fest, welche Gebiete der Satellit bei seinen Umläufen überfliegen kann. Eine Bahnneigung (Inklination) von 50 Grad bedeutet also, dass ein Satellit die Erde zwischen 50 Grad nördlicher und 50 Grad südlicher Breite überfliegt und nie höhere Breiten als 50 Grad erreicht.
Es gibt Erdumlaufbahnen mit einer besonderen Bedeutung. Sie werden mit folgenden Abkürzungen bezeichnet:
LEO
(Low Earth Orbit): In diesen Orbit können Trägerraketen die größte Nutzlast befördern. Die Bahnhöhe ist niedrig und liegt üblicherweise bei 180 bis 300 km. Die Nutzlast einer Trägerrakete wird maximiert, wenn die Inklination des LEO der geografischen Breite ihres Startplatzes entspricht. Oftmals ist ein LEO nur eine Übergangsbahn zur Erreichung anderer Orbits.
PEO
(Polar Earth Orbit): Dies ist eine Bahn, welche direkt über die Pole führt und so die Beobachtung der ganzen Erde ermöglicht. Die Bahnhöhe liegt höher als beim LEO, da sonst die Restatmosphäre den Satelliten rasch wieder zum Verglühen bringen würde.
SSO
(Sun-Synchronous Orbit): Der sonnensynchrone Orbit ist die wichtigste Umlaufbahn für die Erdbeobachtung. Die Neigung ist etwas größer als beim PEO und liegt je nach Bahnhöhe bei etwa 96 bis 110 Grad. Die typische Bahnhöhe beträgt etwa 600 bis 1.000 km. Ein Satellit in dieser Bahn passiert ein Gebiet auf der Erde immer zur gleichen lokalen Uhrzeit, sodass der Schattenwurf bei Aufnahmen aus verschiedenen Umläufen identisch ist. Das erleichtert die Auswertung. Weiterhin werden die Solarpaneele ohne Unterbrechung beschienen und sichern so die Energieversorgung.
GEO
(Geo-Synchronous Orbit): Der geosynchrone Orbit liegt in rund 36.000 km Höhe über dem Äquator (Inklination;: Null Grad). Ein Satellit in einem GEO umkreist die Erde einmal in 24 Stunden. Da diese sich in 24 Stunden um ihre Achse dreht, steht er von der Erde aus gesehen scheinbar still. Dies ist von Vorteil, wenn der Satellit als Kommunikationsrelais benutzt werden soll, weshalb sich die meisten Nachrichtensatelliten in einem GEO befinden. In der Regel wird ein Satellit von einer Trägerrakete zuerst in einen GTO transportiert, bevor er den GEO durch seinen eigenen Antrieb ansteuert. Der Energiebedarf dafür ist abhängig von der Bahnneigung des GTO.
GTO
(Geo-Synchronous Transfer Orbit): Der geosynchrone Übergangsorbit ist eine Bahn, welche zwischen dem LEO-Orbit und dem GEO-Orbit liegt. Der erdnächste Punkt liegt üblicherweise in etwa 200 km Höhe und der erdfernste in der Höhe des GEO-Orbits, also in rund 36.000 km Entfernung. Wenn ein Satellit in 36.000 km Höhe angekommen ist, muss er mit seinem eigenen Antrieb auch den erdnächsten Punkt auf diese Höhe anheben (Zirkularisierung). Ist ein Satellit schwerer oder leichter als die Nutzlast für den GTO-Orbit, so wird er in einen subsynchronen (Apogäum kleiner als 36.000 km) oder supersynchronen (Apogäum höher als 36.000 km) GTO-Orbit befördert. Dies kam früher bei den alten Atlas-Versionen vor, da diese nicht in demselben Ausmaß an unterschiedlich schwere Nutzlasten angepasst werden konnten. Heute nutzt die Falcon 9 dieses Flugregime.
MEO
(Medium Earth Orbit): Mittelhohe Erdbahnen sind alle Bahnen oberhalb des SSO und unterhalb des GEO. Diese Bahnen decken zwar einen großen Bereich von rund 1.200 bis 36.000 km Höhe ab, genutzt wird aber nur ein Bereich in 20.000 bis 24.000 km Höhe. Hier befinden sich die Bahnen von Navigationssatelliten wie dem amerikanischen Navstar, dem russischen Glonass und dem europäischen Galileo System. Sie sind um 50 bis 60 Grad gegenüber dem Äquator geneigt, um einen globalen Empfang auch in hohen Breiten zu gewährleisten.
Diamant
Mit der Diamant wurde Frankreich 1965 die dritte Nation, die einen eigenen Satelliten in eine Erdumlaufbahn beförderte. Seither ist Frankreich die treibende Kraft in der europäischen Raketenentwicklung.
Die Topaze, Rubis, Emeraude und Saphir
Nachdem Anfang der Fünfziger Jahre Frankreich begonnen hatte, eigene Atomwaffen zu bauen, kam bald auch der Wunsch nach eigenen, militärisch genutzten Raketen auf. Zuerst war Frankreich bemüht, diese in Zusammenarbeit mit Boeing und Lockheed zu entwickeln, doch die Firmen lehnten dieses Ansinnen ab. Im Jahr 1958 beschloss daher General de Gaulle, der frisch gewählte Präsident Frankreichs, die Gründung der SEREB (Société pour l' Etude et la Réalisation d' Engins Balistiques). Diese Organisation hatte die Aufgabe, militärisch genutzte Raketen zu entwickeln.
Die SEREB entwickelte eine Reihe von Versuchsträgern für diesen Zweck. Diese wurden nach einem Schema bezeichnet – „VE“ als Präfix und eine dreistellige Nummer. Letztere war folgendermaßen aufgebaut:
Erste Ziffer: Anzahl der Stufen
Zweite Ziffer: Antrieb mit flüssigem (2) oder festem (1) Treibstoff
Dritte Ziffer: eigenes Navigationssystem (1) oder Fernlenkung (0)
Es bürgerte sich ein, die Raketen nach Halbedel- oder Edelsteinen zu benennen. In den folgenden Jahren entwickelte die SEREB einige Versuchstypen, wobei nicht nur an die militärische Eignung gedacht wurde, sondern auch an eine mögliche Nutzung als Höhenforschungsrakete und später als Satellitenträger. Neben der Trägerrakete musste auch das Navigationssystem neu entwickelt werden. Die Versuchstypen boten die Gelegenheit, dieses System relativ preiswert zu testen.
Die ersten beiden Träger Aigle und Agate wurden entwickelt, bevor die SEREB an eine Trägerrakete dachte. Die Aigle (Adler) war eine 2.355 kg schwere und 8,00 m lange Feststoffrakete mit 8 t Schub. Die Agate (Achat) wog 3.255 kg und hatte einen Schub von 19 t bei einer Länge von 8,53 m.
Im Jahre 1961 wurde beschlossen, eine eigene Trägerrakete zu entwickeln. Frankreich griff dafür auf die Vorarbeiten der SEREB zurück. Zu Beginn plante die SEREB eine Rakete, die einen 45 kg schweren Satelliten transportieren könnte. Das Design sollte so beschaffen sein, dass es innerhalb von zwei Jahren auf 60 bis 80 kg Nutzlast ausgebaut werden könnte. Es sollte die Rakete schon 1964 zur Verfügung stehen. Nach einer Revision des Konzepts wurde die Option zur Nutzlaststeigerung gleich umgesetzt und entwickelt wurde eine größere Rakete, deren Erstflug für den März 1965 geplant war. Sie sollte eine Nutzlast von maximal 80 kg aufweisen.
Die Vorarbeiten bestanden darin, die einzelnen Stufen zuerst einzeln und dann zusammen mit dem Lenksystem in eigenen Versuchsträgern zu testen. Den Anfang machte von 1962 bis 1965 die Topaze (VE-111). Die Topaze (Topas) sollte später die zweite Stufe der Diamant werden. Ihre Entwicklung war schon vor der Diamant beschlossen worden. Die Topaze war die erste französische Feststoffrakete, die nicht aerodynamisch stabilisiert war. Vier schwenkbare Düsen dienten zu ihrer aktiven Stabilisierung. Weiterhin verfügte sie erstmals über ein eigenes Navigationssystem, das in dieser Form auch bei der Diamant eingesetzt werden sollte. Vom 19.11.1962 bis zum 21.5.1965 gab es 14 Erprobungsflüge der Topaze, davon waren 13 erfolgreich.
Die nächste Stufe war die VE-210 Rubis (Rubin). Sie diente dazu, die Nutzlastverkleidung und die Oberstufe der Diamant zu erproben. Die Rubis war das erste Muster, das direkt zur Diamant führen sollte. Sie bestand aus zwei Stufen. Die erste Stufe war die aerodynamisch stabilisierte Agate, welche die Aufgabe hatte, die Oberstufe P0.64 in den Weltraum zu bringen, um sie unter realistischen Bedingungen zu testen. Erprobt wurde das Absprengen der Nutzlastverkleidung, die Rotation des P0.64 Antriebs sowie seine Abtrennung und Zündung in der Schwerelosigkeit.
Die Rubis startete zehnmal. Die ersten sechs Flüge dienten zur Qualifikation, die restlichen vier Flüge nutzten sie als Höhenforschungsrakete. Sie transportierten Experimente der CNES / von Max-Planck-Instituten. In dieser Konfiguration konnte sie 35 kg auf 2.000 km Höhe, 150 kg auf 1.000 km Höhe oder 450 kg auf 200 km Höhe transportieren. Der erste Start fand am 10.6.1964 statt, der Letzte am 10.7.1967, als die Diamant schon im Einsatz war. Zwei der Starts schlugen fehl.
Damit waren die zweite und die dritte Stufe sowie das Lenksystem getestet. Es fehlte aber noch die erste Stufe. Die VE-121 Emeraude (Smaragd) testete die erste Stufe der Diamant. Sie hatte schwenkbare Düsen und wurde in der Rollachse durch aerodynamische Finnen stabilisiert. Die zweite Stufe war Ballast von der Masse einer Topaze Stufe. Vom 15.6.1964 bis zum 13.5.1965 fanden fünf Starts statt, wovon aber drei fehlschlugen. Alle drei Fehlstarts beruhten auf einem sehr typischen Problem von Raketen – dem Schwappen des Treibstoffs und den dadurch induzierten Vibrationen in den Leitungen. Hier war der Name der Rakete der gleiche wie der der Stufe.
Obgleich die Emeraude Fehlschläge hatte, ging Frankreich den nächsten Schritt an – den gemeinsamen Test der ersten und zweiten Stufe der Diamant. Dies war die Saphire, VE231. Von ihr gab es nicht weniger als 15 Flüge mit zwei Fehlstarts. Die Saphire testete nicht nur die Funktion der ersten und zweiten Stufe unter realistischen Bedingungen, sondern auch die Kontrolle über Funkleitstrahl (VE231P) und für das Militär einen ablativen Schutzschild für einen Atomsprengkopf (VE231R). Der erste Start fand am 6.7.1965 statt, der letzte am 27.1.1967, als die Diamant schon ihren Erstflug absolviert hatte. Nach der Erprobung der Saphire war die französische SEREB sicher, dass mit einer dritten Stufe ein Satellit von 47 kg Startmasse in einen Orbit befördert werden konnte. Während der Entwicklung konnte das Vexin-Triebwerk der ersten Stufe leicht im Schub gesteigert werden, sodass bei der Diamant die B-Version des Vexins zum Einsatz kommen konnte.
Obwohl die CNES als zweite nationale Weltraumorganisation nach der NASA am 19.12.1961 gegründet wurde, erfolgte die Entwicklung der Diamant A noch durch die SEREB. Eine Woche nach dem Start des ersten französischen Satelliten wurde die Weiterentwicklung der Diamant von der CNES übernommen. Kein anderer Träger wurde vor der ersten orbitalen Mission mit so vielen Versuchsmustern getestet. Dieses inkrementelle Testen erhöhte zwar die Entwicklungskosten, führte aber zu einem erprobten Träger. Die erste Stufe war 20-mal, die Zweite 29-mal und die Dritte 10-mal vor dem Jungfernflug der Diamant geflogen.
Diamant A
Die Diamant A war eine dreistufige Rakete. Die erste Stufe setzte lagerfähige flüssige Treibstoffe ein, die beiden Oberstufen dagegen feste Treibstoffe. Die ersten beiden Stufen wurden aktiv gelenkt, die dritte Stufe war spinstabilisiert.
Die erste Stufe Emeraude
Die erste Stufe der Diamant Emeraude (Smaragd) setzte die Treibstoffkombination Salpetersäure und Terpentinöl ein. Zu dieser Zeit war diese Kombination schon veraltet. Auch die erste Stufe der Kosmos 11K63, einer sowjetischen Mittelstreckenrakete, setzte diese Kombination ein. Sie ist lagerfähig wie NTO / Hydrazin, hat aber einen geringeren Energiegehalt und ist nicht selbst entzündlich. Die Zündung erfolgte durch Tetrahydrofuranol, welches sich am Boden des Terpentinbehälters befand. Furanol reagiert mit Salpetersäure hypergol, entzündet sich also spontan.
Der Tank aus Stahl 15 CDV 6 war massiv. Die Wandstärke des Tanks mit einem gemeinsamen Zwischenboden betrug 2,30 mm. Diese Konstruktion hatte ihren Grund in der Treibstoffförderung. Anders als andere Raketen dieser Größe setzte die Diamant keine Förderung mit einer Turbopumpe ein. Es gab zwar einen Gasgenerator, er verbrannte einen Pulvertreibstoff, dessen Verbrennungsgase mit Wasserdampf gekühlt wurden. Dieses Gasgemisch wurde dann in die Tanks eingespeist. Dadurch standen diese unter 22 bar Druck und mit diesem Druck wurde der Treibstoff in die Brennkammer gefördert. Es wurde erwogen, den Druck auf 28 bis 30 bar zu erhöhen, um die Energieausbeute zu verbessern und den Schub zu erhöhen. Der Gasgenerator saß auch nicht am Triebwerk, sondern über dem oberen Terpentin-Tank. Er erzeugte auch den Strom für die Elektronik der ersten Stufe, wobei eine Wechselspannung mit einer Frequenz von 400 Hz genutzt wurde. Der Preis für diese Auslegung war eine hohe Leermasse. Bei einer Startmasse von 14,72 t betrug die Leermasse 1,95 t. Diese Entscheidung wurde bewusst getroffen. Zwar hätte der Übergang zu einer klassischen Lösung – mit Turbopumpe – die Leermasse von 15% auf 9% senken können, doch hätte die Entwicklung länger gedauert. Da es jedoch wichtig war, schnell eine Trägerrakete zur Verfügung zu stellen, wurde die technisch weniger optimale Lösung gewählt. Die Entwicklungskosten wären sonst erheblich höher gewesen, und ob sich diese ausgezahlt hätten, war fraglich, denn die Diamant sollte nur wenige Male eingesetzt werden. Bei der ersten Stufe war eine hohe Leermasse zu verschmerzen, da die Erhöhung der Leermasse sich nur gering auf die Nutzlast auswirkt. Normalerweise bewirkt eine Reduktion der Leermasse der ersten Stufe um 100 kg nur eine Nutzlaststeigerung um 5 bis 10 kg.
Das Vexin-B Triebwerk mit einer 74 cm langen, konusförmigen Expansionsdüse war schwenkbar aufgehängt und steuerte die Rakete um die Nick- und Gierachse. Die Steuerung um die Rollachse erfolgte durch aerodynamische Ruder (Finnen). Sie wurden anfangs durch zwei Raketentriebwerke an ihrem Ende, später durch Druckluft gedreht. Da die Brenndauer nur 93 Sekunden betrug, war die Emeraude schon in 32 km Höhe ausgebrannt und Finnen, die nur in der unteren Atmosphäre wirksam sind, reichten zur Steuerung aus. Die Kühlung der Brennkammer erfolgte durch Filmkühlung. Es befanden sich 52 Bohrungen entlang der Achse des Triebwerks, durch die Terpentinöl in die Brennkammer einströmte, verdampfte die Wand kühlte. Der Einspitzkopf hatte 677 Bohrungen, um eine optimale Durchmischung der Treibstoffe zu erreichen. Das Vexin B Triebwerk hatte den vierfachen Schub des Vexin A in der Europa Rakete. Bedingt durch den niedrigen Brennkammerdruck arbeitete es mit einem niedrigen Expansionsverhältnis von 3,6, der spezifische Impuls war daher gering.
Konstrukteur des Valois Triebwerks war der Deutsche Karl Heinz Bringer, der mit dreißig anderen Ingenieuren der Heeresversuchsanstalt Peenemünde 1946 zu Frankreich wechselte. Bringer war Gruppenleiter für Flüssigkeitsantriebe und hatte 1942 einen Gasgenerator zum Patent angemeldet, der kühles Gas für die Turbopumpe produzierte, indem er Wasser einspritzte und dieses verdampfte. Diese Technologie behielt er in Folge bei, genauso wie die Radialeinspritzung. Bei den meisten Triebwerken wird der Treibstoff am Kopfende und nicht an der Seitenwand eingespritzt. Bis zum Vexin hatte Bringer schon drei Triebwerke entwickelt: für die beiden Höhenforschungsraketen Veronique AG und 61 und die Vesta Rakete. Ausgangsbasis war auch in Frankreich die deutsche Technologie gewesen. Die Veronique war im wesentlichen eine kleinere Version der deutschen „Wasserfallrakete“, eine Flugabwehrrakete, die noch während des Kriegs 42-mal geprobt wurde, aber nicht mehr zum Einsatz kam. Auch die Veronique arbeitete mit Terpentinöl und Salpetersäure – zwei nicht kriegswichtigen Komponenten, die in der Folge bis zur Diamant beibehalten wurde. Die Véronique war die erste Rakete, die im französischen Vernon entwickelt wurde. Es begründete die Tradition, die Namen dieser Triebwerke mit dem Buchstaben „V“ für Vernon – beginnen zu lassen. Die Veronique hieß sogar danach (Vernon und électronIQue). Erheblich bekannter wurden spätere Triebwerke aus Vernon, wie das Viking, Vulcain und Vinci.
Die zweite Stufe Topaze
Die zweite Stufe P2.2 „Topaze“ setzte den festen Treibstoff Isolane 28/7 ein, die Bezeichnung für eine Mischung aus 22% Polyurethan-Binder, Aluminium und Ammoniumperchlorat, vergleichbar dem Einsatz von Polyacryl und Hydroxyl-terminiertem Polybutadien in den USA, nur mit einem anderen Kunststoff als Binder.
Auffällig waren vier Schubdüsen, die um 15 Grad zur Längsachse geneigt und schwenkbar waren. Zusammen mit der Rollachsensteuerung war dies der erste Feststoffantrieb, der in allen drei Achsen steuerbar war. Die Entwicklung dieses ungewöhnlich aufwendigen Antriebs erfolgte, um Kosten bei der Entwicklung einer analog aufgebauten Feststoffstufe für eine strategische Rakete in der Größe von 10 bis 16 t Treibstoffzuladung einzusparen. Die notwendigen Technologien der Schubvektorsteuerung konnten so einfach bei der vier bis sieben Mal kleineren Topaze erprobt werden. Die Verwendung von vier Düsen ist bei einer Stufe mit festem Treibstoff recht ungewöhnlich.
Der Treibstoffbehälter bestand aus Stahl mit hoher Zähigkeit von 140 bis 160 kg/mm2 (Vascojet 1000, 40 CDV 20). Vor der Düse war er verstärkt durch ein Graphit-Epoxidharz als Wärmeschutz. Er musste einem Verbrennungsdruck von 35,2 bar standhalten.
Die Düsen selbst bestanden aus einer dünnen Basis aus Titan als Träger mit einem Belag aus Graphit am 92 mm großen Düsenhals und Asbest bei den konischen Expansionsdüsen. Das Entspannungsverhältnis war niedrig und betrug nur 12,2. So war auch der spezifische Impuls mit 2.539 m/s gering. Die Düsen wurden durch hydraulische Aktoren mit einem Druck von 200 bar bewegt. Zu diesem Zweck befand sich eine Einheit mit Batterien und elektrischer, wassergekühlter, Pumpe und dem Reservoir an Hydraulikflüssigkeit am Heck.
Die hohe Leermasse der Topaze resultierte nicht nur aus der Stahlhülle, sondern auch daraus, dass die Topaze das gesamte Lenk- und Steuerungssystem der Diamant an Bord hatte. Zusätzlich trug sie noch einen Dralltisch, der die Topaze mit der dritten Stufe vor deren Abtrennung in rasche Rotation brachte. So benötigte diese keine eigene Stabilisierung und aktive Steuerung. Der Dralltisch wurde durch zwei kleine Feststoffantriebe angetrieben, welche innerhalb von 0,4 s ein Drehmoment von 2.800 Ns erzeugten. Er befand sich zusammen mit der Ausrüstungseinheit am Heck der Stufe.
Die Steuerung von MATRA umfasste Sender für die Telemetrie im UKW-Bereich, eine Dreiachsen-Kreiselplattform von SAGEM, einen digitalen Computer, Batterien, Empfänger und Zünder für die Selbstzerstörung und Stickstoffdruckgas für die Steuerung der Düsen und die Bewegung um die Rollachse. Vor dem Einsatz auf der Diamant gab es insgesamt 61 Tests der Topaze – 47 am Boden, zwei unter Höhenbedingungen und 14 als Testrakete. Die Topaze war eine sehr zuverlässige Stufe, versagte jedoch einmal bei der Diamant B.
Die dritte Stufe P0.6
Die Oberstufe P0.6 war fortschrittlich für die damalige Zeit. Zur Gewichtseinsparung bestand das Gehäuse aus einer Glasfiber-Matrix, in der zum Wärmeschutz Graphit eingelassen war, verbunden mit Epoxyd-Kunststoff. Der Isolane 28/7 Treibstoff war eine Mischung aus Polyurethan, Aluminium und Ammoniumperchlorat. Die Düse bestand aus einer Struktur aus Silikat und Phenolharz, verstärkt mit Glasfasern und einem Überzug aus Graphit als Ablationsschutz. Die Brennkammer musste einen Verbrennungsdruck von nominal 19 bar aushalten und wurde mit bis zu 40 bar getestet. Der Schub variierte während des Abbrands und lag zwischen 23,5 und 52 kN.
Die Oberstufe hatte keine eigene Steuerung und wurde vor der Zündung in eine Rotation von 270 U/ min gebracht. Diese Drallstabilisierung ersetzte die Dreiachsen-Stabilisierung der unteren Stufen. Der Schubvektor konnte nicht mehr verändert werden, die Stufe musste also vor der Zündung korrekt im Raum ausgerichtet sein.
Von allen drei Stufen hatte die dritte Stufe sowohl den höchsten spezifischen Impuls als auch das beste Gewichtsverhältnis. Dies wurde erreicht durch die leichte Bauweise und ein hohes Expansionsverhältnis von 27,7 bei einem Düsenhalsdurchmesser von 9,60 cm. Er weitete sich bis auf 51 cm auf. Die Zündung des Motors erfolgte zeitgesteuert durch einen Zeitgeber, der vor der Abtrennung gestartet wurde. Basis für den Zeitgeber war die vermessene Bahn nach dem Ausbrennen der zweiten Stufe.
Vor dem Start fanden 42 Tests des P0.6 statt, davon sieben unter Flugbedingungen.
Nutzlasthülle, Nutzlast und Bahn
Die Nutzlasthülle hatte einen Durchmesser von 0,65 m und eine Länge von 2,40 m. Sie bestand aus zwei Hälften aus Glasfasergeflecht, verbunden durch Kunstharz.
Die Nutzlast der Diamant A betrug bei einem Start vom CSG aus 130 kg in eine 200 km hohe Kreisbahn. Für eine polare Bahn in der gleichen Höhe betrug die Nutzlast noch 95 kg. Da die Diamant A immer von Algerien aus startete, war die Nutzlast kleiner, auch weil ein besonderes Flugregime gewählt wurde, aus welchem elliptische Umlaufbahnen resultierten. In der Praxis betrug dadurch die Maximalnutzlast etwa 85 kg.
Flugprofil
Der gesamte Countdown zog sich über 6 Stunden 30 Minuten hin. Die letzten zehn Minuten wurden automatisch vom Computer durchgeführt. Bis 50 Minuten vor dem Start durften sich noch Personen an der Startrampe aufhalten.
Nach dem Start stieg die Diamant A senkrecht auf, bis sie eine Geschwindigkeit von 100 m/s erreicht hatte, begann dann ihr Pitchprogramm, d.h. sie neigte sich langsam in die horizontale Lage. Die Emeraude war nach 93 Sekunden ausgebrannt. Vier Feststofftriebwerke trennten die Emeraude von der Topaze ab. Die Stufentrennung fand in 37 km Höhe statt, die Entfernung vom Startplatz betrug 27 km. Die Emeraude schlug 350 km vom Startplatz entfernt auf. Die Geschwindigkeit relativ zur Erde betrug bei der Zündung der zweiten Stufe 1.660 m/s. Der Winkel zur Erdoberfläche betrug je nach Bahnhöhe 40 bis 48,9 Grad. Kurz nach Zündung der zweiten Stufe wurde die Nutzlastverkleidung abgetrennt. Dies war verglichen mit anderen Raketentypen relativ früh.
Der Neigungswinkel änderte sich kaum während der Betriebszeit der zweiten Stufe. Er sank nur leicht auf 42,7 Grad ab. 139 Sekunden nach dem Start hatte die zweite Stufe die Oberstufe mit der Nutzlast auf 2.710 m/s beschleunigt. Dabei wurde eine Höhe von 98 bis 128 km erreicht. Die Trennung der dritten Stufe fand in 122 km Entfernung vom Startplatz statt. Die ausgebrannte Topaze schlug in 1.900 km Entfernung auf.
Die dritte Stufe zündete nicht sofort nach der Trennung, sondern es folgte zunächst eine ballistische Flugphase. Nahe des Scheitelpunkts der Parabel wurde dann die dritte Stufe gezündet. Durch den Scheitelpunkt der Parabel betrug nun der Winkel zur Erdoberfläche 0 Grad und die Stufe erreichte die Orbitalgeschwindigkeit, ohne weitere Höhe aufzunehmen.
Beim Start des ersten französischen Satelliten Astérix fand die Zündung der dritten Stufe nach 452 Sekunden bei einer Geschwindigkeit von 2.520 m/s in 547 km Höhe statt, 880 km vom Startplatz entfernt. Schon 45 Sekunden später hatte der Satellit eine Geschwindigkeit von 7.710 m/s erreicht. Die Höhe lag bei 550 km. Der Brennschluss fand in 1.040 km Entfernung vom Startgelände statt. Bei Berücksichtigung der Erdrotation hatte Astérix eine Geschwindigkeit von 8.110 m/s erreicht – ausreichend für eine elliptische Bahn von 550 km bis 2.850 km Entfernung von der Erde und einer Bahnneigung von 34 Grad. Deutlich ist auch, dass die dritte Stufe den größten Teil der Geschwindigkeit (hier mehr als doppelt so viel wie die ersten beiden Stufen zusammen) aufbrachte und entsprechend leichtgewichtig konstruiert war.
Bei dieser Flugbahn musste der Impuls der dritten Stufe genau bekannt sein, damit diese von den beiden unteren Stufen auf eine ballistische Bahn mit vorgegebenen Parametern gebracht werden konnte. Da nur die erste Stufe die Möglichkeit zum vorzeitigen Brennschluss hatte, diese aber noch in der unteren Atmosphäre ihren Betrieb beendete, bedeutete dies, dass große Reserven einkalkuliert werden mussten, damit die Bahnhöhe nicht zu tief lag oder die Endgeschwindigkeit nicht zu gering war. Durch die Wahl des Neigungsprogramms der ersten Stufe konnte die Bahnhöhe festgelegt werden. In der Praxis resultierten aus diesen Reserven elliptische Bahnen. Moderne Typen wie die Vega lösen dieses Problem durch eine vierte Stufe, mit einer kleinen Menge an flüssigen Treibstoffen. Diese vierte Stufe kann dann Ungenauigkeiten und Abweichungen der unteren Stufen ausgleichen. Die Diamant A kam viermal in kurzer Folge zum Einsatz, weil man das Startgelände in der algerischen Wüste 1967 räumen musste. Zwischen den beiden letzten Starts lag sogar nur eine Woche, was schon damals beeindruckte, gab es doch nur eine Startrampe für die Diamant.
Diamant B
Die Version Diamant B ging auf den Vorschlag einer „Super-Diamant“ aus dem Jahr 1965 zurück. Die erste Stufe wurde auf die energiereichere Kombination UDMH und NTO umgerüstet. Das erhöhte den spezifischen Impuls und Schub und erlaubte es, die erste Stufe zu verlängern. Die Entwicklung der Diamant B erfolgte nun durch die französische Weltraumorganisation CNES.
Der Startschuss zur Entwicklung der Diamant B fiel im Juli 1967. Untersucht wurden zwei verschiedene Konfigurationen. Im Gespräch war auch eine Erststufe mit 16 t festem Treibstoff, die vom Militär für die SSBS (sol-sol ballistique stratégique) Rakete der französischen U-Bootflotte entwickelt wurde. Mit maximal 200 kg Nutzlast wäre diese Lösung noch leistungsfähiger als die gewählte Kombination gewesen. Die CNES wollte jedoch nicht von einer militärischen Entwicklung abhängig sein und hoffte auch auf Startaufträge aus dem Ausland, weil so die Diamant eine rein zivile Rakete blieb.
Die Startkosten einer Diamant betrugen 7 Millionen Franc (540.000 Pfund). Das war zwar teurer als der Fertigungspreis einer Scout (450.000 Pfund), doch die Startkosten dürften vergleichbar gewesen sein. Die maximale Nutzlast der Diamant B betrug 190 kg in eine äquatoriale 200 km hohe Bahn und 130 kg in eine polare Bahn mit derselben Höhe. In der Praxis war die Nutzlast aufgrund des Bahnregimes auf maximal 115 kg beschränkt.
Ursprünglich sollten sechs Diamant B gefertigt werden, davon nur zwei für die CNES, dagegen vier für die ELDO. Da die dritte Stufe auch als vierte Stufe für die Europa-II fungieren sollte, plante die ELDO Tests der P0.68 Stufe auf der Diamant, um Zeit und Kosten zu sparen. Aufgrund der Auflösung der ELDO wurden diese Aufträge annulliert und es wurden fünf Diamant B gebaut. Der erste Start fand mit zwei Satelliten statt, dem deutschen Satelliten Dial (auch Wika genannt) als Hauptnutzlast und Mika, einer französischen Plattform zur Messung und Übertragung zahlreicher Parameter der Diamant zur Optimierung folgender Flüge. Durch starke Vibrationen der ersten Stufe fiel Mika aus, während Dial über 70 Tage lang die Hochatmosphäre untersuchte. Geplant war eine Betriebszeit des batteriegespeisten Satelliten von 28 Tagen. Dial war die einzige, nicht französische Nutzlast, welche die Diamant je transportierte. Die sechste, nicht gestartete, Diamant B steht heute in einem Museum. Die Entwicklung kostete die CNES insgesamt 55 Millionen französische Francs.
Die Diamant B war die erste Trägerrakete, die vom Centre Spatial Guyanais aus startete. Die Diamant A wurde von Hammaguir in der algerischen Wüste aus gestartet. Algerien war seit 1962 unabhängig, die Basis dürfte von Frankreich jedoch noch bis 1970 genutzt werden. Für die Diamant B suchte man nach einem neuen Startgelände und fand es in dem französischen Übersee-Departement.
Die erste Stufe Améthyste
Das Triebwerk in der verlängerten Erststufe Améthyste musste auf die Treibstoffkombination NTO/UDMH umgerüstet werden. Der neue Antrieb hieß „Valois“, benannt nach einer Grafschaft in Frankreich. Der Startschub von 348 kN war 72 kN höher als bei der Diamant A. Der Valois Antrieb war kardanisch aufgehängt und um 3,5 Grad schwenkbar. Die Steuerung um die Rollachse erfolgte durch zwei Hilfsruder, die beim Start über Feststoff- Hilfstriebwerke an ihrem Ende gestartet wurden. Nach der Startphase wurden die Ruder durch das Abgas des Gasgenerators pneumatisch bewegt. Die Kühlung der Brennkammer erfolgte wie beim Vexin durch Filmkühlung. Der Düsenhals aus Graphit war hochtemperaturfest und musste nicht gekühlt werden. Die Düse wurde strahlungsgekühlt.
Im Einspritzkopf befanden sich 410 Bohrungen für die Vermischung von Stickstofftetroxid und UDMH. Die Kühlung der Brennkammer erfolgte durch 41 Bohrungen entlang der Brennkammerwand, durch welche UDMH einströmte, verdampfte und so die Wand kühlte.
Es wurde die massive Bauweise der Tanks und die Förderung des Treibstoffs durch einen hohen Tankinnendruck beibehalten. Ebenso gibt es einen Feststofftreibsatz im Gasgenerator, der jedoch leicht verändert wurde. Das Massenverhältnis verbesserte sich, da nun die Tanks nur noch auf den praktisch genutzten Druck ausgelegt waren und somit leichter wurden. Auch stieg der spezifische Impuls durch die verwendete Treibstoffkombination leicht an.
Die zweite Stufe wurde unverändert von der Diamant A übernommen. Zwischen erster und zweiter Stufe befand sich ein 1,20 m langer Zwischenstufenadapter. Zwischen 1968 und 1969 fanden zwölf Bodentests der Améthyste und vier Flugversuche statt.
Die dritte Stufe P0.68
Die Diamant B erhielt eine neue Oberstufe mit der Bezeichnung P0.68 „Dropt“. Ihr Antrieb war für die Europarakete als Perigäumsantrieb entwickelt worden. Er bestand aus einem Fiberglasgehäuse, einem Düsenhals aus Graphit und einer Expansionsdüse aus Silikat in Epoxidharz. Die Füllung mit Isolane 29/9 entsprach der des P0.6. Zum Wärmeschutz war die Brennkammer mit einem Überzug aus synthetischem Buna ausgekleidet. Der Brennkammerdruck betrug 12 bar. Der Antrieb war spinstabilisiert mit 180 U/min.
Die Entwicklung begann 1966 und endete mit einer erfolgreichen Qualifikation 1970. Es gab 15 Tests, davon drei mit dem Antrieb in Rotation und drei unter simulierten Höhenbedingungen. Insgesamt wurden zwölf Antriebe produziert, wovon acht flogen und dabei einwandfrei funktionierten. Die neue Oberstufe hatte keine höhere Performance. Sowohl ihr spezifischer Impuls als auch ihr Voll- und Leergewicht waren vergleichbar mit der P0.64. Ihr Durchmesser war aber größer und erlaubte so eine neue Nutzlastverkleidung. Die Nutzlasthülle bestand wie diejenige der Diamant A aus glasfaserverstärktem Kunststoff. Sie bot mit 0,85 m Durchmesser und 2,80 m Länge mehr Raum für die Nutzlast. Da die Nutzlasthülle auch die dritte Stufe umhüllte, wurde durch die kürzere Bauweise des P0.68 Antriebs das nutzbare Volumen deutlich vergrößert. Die CNES nutzte den größeren Raun für Doppelstarts leichter Satelliten.
Das Flugregime der Diamant B unterschied sich von demjenigen der Diamant A. Die dritte Stufe zündete nicht erst bei Erreichen des Scheitelpunktes der suborbitalen Bahn. Als Folge davon wurden niedrigere und weniger elliptische Bahnen erreicht und schwerere Nutzlasten transportiert. Von den fünf Starts, welche die Trägerrakete in drei Jahren absolvierte, scheiterten die beiden letzten Einsätze. Beim vierten Flug versagte die Topaze Zweitstufe und beim letzten Flug gelang es nicht, die Nutzlastverkleidung von der dritten Stufe zu lösen. Die Pause zwischen der Diamant A und B resultierte auch daraus, dass nun die Starts von Kourou aus stattfanden. Dazu mussten zuerst ein Startkomplex und die nötige Infrastruktur aufgebaut werden.
Diamant BP.4
Die Entwicklung der letzten Version der Diamant wurde im Februar 1972 beschlossen. Ziel war es, die Nutzlast für höhere Bahnen deutlich zu erhöhen. Das zeigt ein Vergleich der Diamant BP.4 mit der Diamant B.
Die Entwicklung der Diamant BP.4 fand von 1971 bis 1974 statt, mit einem finanziellen Aufwand von 75 Millionen Francs. Sie war eines der wenigen Projekte, welche deutlich preiswerter wurden als geplant, denn die Entwicklungskosten wurden zunächst auf 100 Millionen Franc taxiert. Analog zur Entwicklung der Black Arrow beschloss die CNES aber schon am 14.10.1974, die Entwicklung und Produktion der Diamant einzustellen, da die Ariane die Mittel für die Trägerentwicklung auf Jahre hinweg binden würde. Anders als bei der Black Arrow wurden aber drei Exemplare geordert, weil noch so viele Nutzlasten auf einen Start warteten.
Die erste Stufe der Diamant BP.4 wurde weitgehend unverändert von der Diamant B übernommen, erhielt aber eine neue Elektronik.
Auch das Bodenkontrollzentrum in Kourou wurde aufgerüstet und erhielt einen Telemecanique T-2000 Rechner mit 15.000 Wort Haupt- und 256.000 Wort Hilfsspeicher.
Insgesamt hatte die Diamant in zehn Jahren zwölf Starts durchgeführt, davon zehn erfolgreich. Diese Zuverlässigkeit von 83,3% war für eine völlige Neuentwicklung ein respektabler Wert. Fünf der zehn gestarteten Nutzlasten befinden sich heute noch, vierzig Jahre nach dem letzten Start im Orbit.
Die zweite Stufe P4
Die letzte Version der Diamant erhielt ihre Bezeichnung aufgrund der neuen, P4 genannten Zweitstufe. Sie wurde aus der französischen U-Boot-Lenkwaffe MSBS-1 (Mer-Sol Balistique Stratégique) entwickelt. Die P4 verwendete 4,0 t feste Treibstoffe (P für Poudre und 4 für 4 t Treibstoff). Die interne Bezeichnung war „Rita 1“. Die Rita 1 beinhaltete nahezu die doppelte Treibstoffmenge wie die Topaze und erhöhte die Nutzlast um rund 20% gegenüber der Diamant B.
Der Treibstoff Isolane 36/9 befand sich in einer Brennkammer aus Graphit und Epoxidharz. Dieses Material löste den schwereren Stahl der Topaze ab. Die Stufe hatte ein einzelnes, nicht schwenkbares Triebwerk, mit einem Düsenhals aus Graphit und einer Düse aus Kohlenfaserverbundwerkstoffen. Die Düse war an der Außenseite verstärkt durch Windungen aus Refrasil, einem feuerfesten, faserigen Silikatmaterial. Die Stabilisierung erfolgte durch vier Einspritzdüsen für Freon in den Düsenhals zur Schubvektorsteuerung und durch kleine Raketen für die Rollsteuerung.
Auffällig war die hohe Leermasse von 700 kg, ein Erbe der Topaze. Es wurde dadurch verursacht, dass sich das gesamte Steuersystem in der zweiten Stufe befand. Es umfasste neben dem Kreiselsystem, Sensoren, Elektronik und Batterien auch acht Druckgastanks mit Stickstoff für die Rollmanöver und das Aufspinnen der dritten Stufe. Das Ausrüstungsmodul von 50 cm Länge wog 147 kg. Der Spin-Tisch für die dritte Stufe und das Heck der P4 wogen zusammen weitere 47 kg bei 1,51 m Länge. Beide Teile waren ringförmig und wurden aus einer leichten Aluminium-Magnesiumlegierung gefertigt.
Es gab jedoch Verbesserungen. Auch wenn die Leermasse der Zweitstufe gleich hoch wie bei der Topaze war, so hatte sich doch die Treibstoffmenge verdoppelt. Zudem wurde der Adapter zur ersten Stufe nach der Zündung abgesprengt, sodass die zweite Stufe im Betrieb etwas leichter wurde. Der Adapter zur ersten Stufe wurde etwas länger, wodurch deren Gesamtlänge von 14,01 m auf 14,68 m anstieg. Der 1,779 m lange, zylindrische Adapter wog 145 kg.
Die erste und dritte Stufe wurden unverändert von der Diamant B übernommen. Der 50 cm lange Drittstufenadapter aus Aluminium und Magnesium wog 23 kg. Ein Spannband verband die zweite und dritte Stufe. Nach dessen Durchtrennung drückten acht Federn die beiden Stufen auseinander.
Nutzlastverkleidung
Bedingt durch den nun gleichen Durchmesser von erster und zweiter Stufe hatte die CNES sich auch für eine neue Nutzlastverkleidung entschlossen, welche die dritte Stufe mit umhüllte. Dabei übernahm die CNES die Hülle von der Black Arrow. Sie bot der Nutzlast mit 1,5 m3Volumen erheblich mehr Raum als die vorherige Version mit nur 0,73 m3. Die Nutzlastverkleidung bestand aus Aluminium und Magnesium, hatte eine Länge von 3,46 m, einen Außendurchmesser von 1,38 m und einen nutzbaren Innendurchmesser von 1,23 m. Das Scheitern der letzten Diamant B, bei der sich die Nutzlastverkleidung nicht löste, könnte am Übergang vom schwereren Aluminium-Magnesium zum leichteren Glasfaserverbundwerkstoff in der Nutzlasthülle (wie auch in anderen strukturellen Teilen der Rakete) liegen. Ähnliche Erfahrungen hatten auch die USA gemacht. Bei der Raumsonde Mariner 3 schmolz eine Fiberglashülle durch die Reibung beim Aufstieg und ließ sich ebenfalls nicht lösen. Eventuell war dies auch die Ursache des Fehlstarts der Diamant B. Wie in den USA wurde dann wieder auf eine Nutzlastverkleidung aus Metall zurückgegriffen.
Nicht umgesetzte Versionen
Zeitweise war auch eine „Black Diamant“ oder Diamant B/C (C für „Co-Operation“) im Gespräch, bei der die zweite Stufe der Black Arrow die P4 ersetzen sollte. Diese hätte 190 kg in einen 300 km hohen Orbit gebracht. Eine weitere Option war eine vierte Stufe mit eigener, integrierter Steuerung, die von Deutschland beigesteuert werden sollte und die Nutzlast auf 240 kg hätte anheben können.
Auch eine Erweiterung der Diamant A durch Starthilfsraketen mit festen Treibstoffen wurde von der SEREB vorgeschlagen. Diese Idee und verschiedene Versionen der „Super-Diamant“ und „Hyper-Diamant“ mit Feststofftreibwerken in allen Stufen, wurde aber zugunsten der Entwicklung der Diamant B verworfen. Sehr frühe Pläne der Diamant sahen auch den Einsatz von Wasserstoff und Sauerstoff in den oberen Stufen vor. Ende der sechziger Jahre wurde auch das LOX/LH2 Triebwerk HM4 mit 40 kN Schub entwickelt. Es kam nicht zum Einsatz, war aber in den ersten Entwürfen der L3S als Drittstufentriebwerk geplant. Auf dem HM4 basierte aber später das HM7 der Ariane 1.
Es gab auch noch weitere Pläne für eine Leistungssteigerung der Diamant BP.4. Sie umfassten die Reduktion der Leermasse der zweiten Stufe und eine größere dritte Stufe. Eine Nutzlast von 280 kg, also eine Steigerung um 40%, sollte so möglich sein. Doch mit dem Beschluss, die Ariane zu entwickeln, stellte Frankreich sein nationales Programm ein und nach nur drei Flügen der Diamant BP.4 im Jahr 1975 wurde die Entwicklung der Diamant beendet. Ein Start dieses Trägers kostete 1975 etwa 14 Millionen Francs. Das war vergleichbar mit dem Preis einer Scout mit etwas höherer Nutzlast, die 1977 etwa zwei Millionen Dollar pro Start kostete.
Starts der Diamant
Quellen / Referenzen
AIAA 98-3980: G. Uhrig / D. Boury: „Large space solid rocket motors in Europe – Past and future developments“
Brian Harvey: „Europe's Space Program: To Ariane and Beyond“
ISBN: 9781852337223
Peter Always: „Rockets of the World“
Horst W. Köhler: „100 × Raumfahrt“
Mielke: „Lexikon der Raumfahrt und Weltraumforschung“
Peter Stache: Raumfahrt-Trägerraketen, zweite Auflage, 1973
Didier Capdevila: „Capcom Espace“ (http://www.capcomespace.net)
Norbert Brügge: „Space Launch Vehicles of the World“ (http://www.b14643.de/Spacerockets_1/index.htm)
Flight Global 27.7.1962 „Europe looks to Space“
Flight Global 15.8.1963 „Pierres Précieuses“
Flight Global 3.8.1967 „Diamant B Specifications“
Flight Global 10.2.1972 „France approves new Diamant“
Flight Global 4.5.1972 „Upgraded Diamant Control“
CNES: The Diamant Programme
http://www.cnes.fr/web/CNES-en/4997-the-diamant-programme.php
Black Arrow
Wie Frankreich wollte auch England sich als technologisch fortschrittliche Nation präsentieren und Mitglied im exklusiven Club der Nationen werden, die einen Satelliten mit ihrer eigenen Trägerrakete gestartet haben.
Die ersten Bestrebungen in diese Richtung gab es mit der Blue Streak. Die Blue Streak war eine in den Fünfziger Jahren bis zur Einsatzreife entwickelte Mittelstreckenrakete, deren militärische Verwendung vor der Stationierung im April 1960 aufgegeben wurde. Im Sommer 1960 wurde die Blue Streak auch für eine zivile, nationale, Verwendung in der Raumfahrt als zu teuer befunden. In der Folge versuchte England, andere Nationen im Commonwealth und in Europa dafür zu gewinnen, eine gemeinsame Rakete zu bauen. Diese Bemühungen führten schließlich zur Gründung der ELDO und zur Entwicklung der Europa-Rakete.
Das Grundproblem der Trägerentwicklung in England war der fehlende politische Wille. Zwar wollte die Regierung beweisen, dass England fähig ist, eine eigene Trägerrakete zu entwickeln, aber die dafür nötigen Mittel wollte sie nicht bereitstellen. Dies galt über die Parteigrenzen hinweg. In den Sechziger Jahren wechselten die Regierungen im kurzen Abstand die Zuständigkeiten der Ministerien änderten sich ständig. Schließlich landete die Raumfahrt sogar im Schifffahrtsministerium mit der Begründung, es gehe ja um „Space-Ships“.
Die Triebfeder hinter der gesamten britischen Trägerraketenentwicklung war die RAE, die „Royal Aircraft Establishment“, ein halbstaatliches, britisches Luftfahrtunternehmen, welches unter anderem auch an der Entwicklung der Concorde und des Harrier Senkrechtstarters beteiligt war.
Nachdem die „große Lösung“ Blue Streak keinen Zuspruch gefunden hatte, suchte die RAE nach preiswerteren Vorschlägen, welche auf vorhandener Technologie basierten. So war der nächste Vorschlag im
