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Trägerrakete Wostok
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UdSSR
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Die zum Start der Wostok-Raumschiffe
eingesetzte Trägerrakete entstand in
in den Jahren 1959 / 1960. Sie basierte
auf der Rakete mit der 1957 der erste
künstliche Erdsatellit, Sputnik 1, auf seine Bahn
gebracht wurde, besaß jedoch im
Unterschied zu dieser eine zusätzliche Drittstufe.
Der technische Aufbau ist fol-
gender: Um einen Mittelblock A von
rund 28 m Länge waren vier konische
Antriebseinheiten, die Blocks B, W, G und D, angeordnet,
die die erste Stufe
bildeten. Beim Start wurden die Triebwerke aller
5 Blocks gleichzeitig gezündet.
Während die Außenblocks 2 min
nach dem Start abgetrennt wurden, arbeiteten
die Triebwerke des Mittleblocks noch 3 min als Zweitstufe
weiter. Danach trat
die Drittstufe (Block E) in Tätigkeit, die
das Raumschiff in
die Umlaufbahn brachte.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.
Stufe (vier Außen-
blocks B, W, G, D)
Länge
Max. Durchmesser
Geamtmasse
Antrieb:
4 Flüssigkeitstriebwerke
RD-107
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (Mittelblock A)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 108
Startschub
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer |
1961 - 1963
3
38,36 m
287 t
4,7 t
1,6 %
4030 kN
je 19,80 m
je 2,85 m
170...175 t
4 x 821 =
3281 kN
120 s
28,75 m
2,95 m
95...100 t
745 kN
940 kN
300 s |
3.Stufe
(Block E)
Länge
Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 107
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
Max. Durchmesser
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2,98
m
2,58 m
7,8 t
55 kN
375 s
6,63 m
2,58 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Atlas
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USA
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Zum Start der einsitzigen Mercury-Raumkapseln
wurde in den Jahren 1962 / 63
dieser aus einer Interkontinentalrakete abgeleitete
Träger verwendet. Als Antrieb
dienten zwei Starttriebwerke und ein Marschtriebwerk,
die beim Start gleichzeitig
arbeiteten. Nach Brennschluß der äußeren
(Start-) Triebwerke wurden diese
abgetrennt ; die Marschtriebwerke arbeiteten noch
rund 3 min weiter. Danach
erfolgte die Abtrennung des Raumfahrzeuges. Die
Zelle der in extremer Leicht-
bauweise ausgeführten Atlas hatte eine Wandstärke
von nur 1 mm; sie mußte in
unbetanktem Zustand durch Helium-Druckgas in der
Form gehalten werden
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Technische Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmassse
Nutzmassenanteil
Startschub
Antriebsstufe
(LV-3)
Länge
Körperdurchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Starttriebwerke
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
Marschtriebwerke
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
mit Rettungssystem
Max. Durchmessser
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1966 - 1963
1
29,06 m
118 t
1,3 t
1,1 %
1590 kN
20,52 m
3,05 m
116 t
1 Triebwerkssystem MA-1
Kerosin / Flüssigsauerstoff
2 Flüssigkeitstriebwerke LR - 89
1335 kN
125 s
1 Flüssigkeitstriebwerk LR - 105
270 kN
260 s
7,80 m
1,83 m
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Woßchod
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UdSSR
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Sie stellt eine Weiterentwicklung der Wostok-Trägerraket
dar, der sie im konstuk-
tiven Aufbau gleicht. Der Hauptunterschied zum
Ausgangstyp besteht in der Ein-
führung einer neuen, wesentlich schubstärkeren
Drittstufe, um die masse-
reicheren Woßchod-Raumfahrzeuge
in die Bahn befördern zu können
Das Triebwerk dieser als Block I bezeichneten,
rund 8 m langen Stufe gab im
Vakuum mit 295 kN einen mehr als fünfmal
so hohen Schub ab als der bei der
Wostok-Trägerrakete verwendete Block E
und ermöglichte eine Vergrößerung
der Nutzmassenkapazität um 25 bis 30 %.
Weitere Verbesserungen betrafen
das Lenksystem
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.
Stufe (vier Außen-
blocks B, W, G, D)
Länge
Max. Durchmesser
Geamtmasse
Antrieb:
4 Flüssigkeitstriebwerke
RD-107
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (Mittelblock A)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 108
Startschub
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer |
1964
-1965
3
43,48 m
305 t
5,7 t
1,9 %
4030 kN
je 19,80 m
je 2,65 m
170...175 t
4 x 821 =
3281 kN
120 s
28,75 m
2,95 m
95...100 t
745 kN
940 kN
280 s |
3.Stufe
(Block I)
Länge
Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 461
Teibstoff:
Kerosin /
Flüssigsauerstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
Max. Durchmesser |
8,10
m
2,66 m
23 t
290 kN
250...260 s
6,63 m
2,66 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Titan II (Titan
2)
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USA
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Auch diese für den Start der zweisitzigen
Gemini-Raumfahrzeuge benutzte Rakete
stellt eine Ableitung aus einer Interkontinetalrakete
dar. Dazu mußten jedoch einige
Veränderungen vorgenommen werden; sie betrafen
im wesentlichen das Kom-
mando- und Lenksystem, so u.a. den Ersatz des
Selbstlenksystems durch eine
Funkkommandoanlage, die Einführung eines
Fehler-Detektionssystems sowie
einer zweiten Flugkontrolanlage. Für die
Aufnahme der Gemini-Kapsel wurde ein
stezieller Adapter an der Spitze der zweiten Stufe
angebracht. Insgesamt sind mit
der Titan II zehn bemannte und zwei unbemannte
Gemini-Raumfahrzeuge gestartet
gestartet worden
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.Stufe
Länge
mit Adapter
Körperdurchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.Stufe
Länge
mit Adapter
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
Max.Durchmesser |
1965 - 1966
2
33,22 m
152 t
3,5 t
2,3 %
1910 kN
21,34 m
3,05 m
119 t
2 Flüssigkeitstreibwerke XLR-87
Aerozin 50 / Stickstofftetroxid
1910 kN
150...160 s
8,23 m
3,05 m
27 t
1 Flüssigkeitstriebwerk XLR-91
Aerozin 50 / Stickstofftetroxid
445 kN
160...165 s
5,79 m
3,05 m
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Sojus
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UdSSR
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Auch dieser deisufige Träger geht in seiner
konstruktiven Auslegung auf den Typ
Wostok zurück. Er stellt eine direkte
Weiterentwicklung der zum Start der
Woßchod-Raumschiffe
eingesetzten Raketen dar. Wichtigster
Unterschie zu
dieser ist die Einführung eines aus mehreren
Feststofftriebwerken bestehenden
Rettungssystems. Es tritt im Fall einer Havarie
automatisch in Tätigkeit und trennt
den oberen Teil der Nutzlastverkleidung mit der
Orbitalsektion und der Lande-
kapsel des Raumschiffs von der Rakete
und führt es aus dem Gefahrenbereich.
Im Scheitelpunkt der Flugbahn tritt das Fallschirmsystem
des Raumschiffes in
Aktion und übernimmt dessen sichere Rückführung
zur Erde.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.
Stufe (vier Außen-
blocks B, W, G, D)
Länge
Max. Durchmesser
Geamtmasse
Antrieb:
4 Flüssigkeitstriebwerke
RD-107
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (Mittelblock A)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 108
Startschub
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer |
seit
1967
3
49,30 m
310 t
7,0 t
2,3 %
4100 kN
je 19,80 m
je 2,65 m
170...175 t
4 x 821 =
3281 kN
120 s
27,76 m
2,95 m
95...100 t
745 kN
940 kN
280 s |
3.Stufe
(Block I)
Länge
Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
1 Flüssigkeitstriebwerk
RD - 461
Teibstoff:
Kerosin /
Flüssigsauerstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
Max. Durchmesser |
8,10
m
2,66 m
23 t
290 kN
250...260 s
13,44 m
3,00 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Saturn IB
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USA
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Innerhalb des Mondflugprogramms der USA diente
diese Zweistufenrakete von
1966 bis 1968 zur Erprobung unbemannter und bemannter
Apollo-Raumfahrzeuge
in der Erdumlaufbahn (Apollo 7); drei weitere
Saturn IB wurden 1973 innerhalb des
Programms
Skylab als Trägerrakete für
die Zubringer-Raumfahrzeuge zur
Raumstationmodifiziert und eingesetzt. Die letzte
Saturn IB brachte im Juli 1975
das Apollo-Raumschiff für das gemeinsame
sowjetisch-amerikanische
Raum-
flugunternehmen
Sojus-Apollo in die Umlaufbahn.
Die Erststufe der Rakete wurde von neun Treibstoffbehältern
gebildet
- einem zentralen Tank und acht um ihn gruppierten
Außentank. Die Oberstufe war
von konventionellem Aufbau; bei ihr fand erstmals
in der bemannten Raumfahrt
die Treibstoffkombination Flüssigwasserstoff
/ Flüssigsauerstoff Verwerndung
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.Stufe
(S-IB)
Länge
Körpdurchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (S-IVB)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
mit Rettungssystem
Max. Durchmesser
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1966 - 1975
2
68,27 m
590 t
15 t
2,5 %
7100 kN
24,56 m
6,52 m
450 t
8 Flüssigkeitstriebwerke H-1
Kerosin / Flüssigsauerstoff
7100 kN
145 s
18,71 m
6,60 m
115 t
1 Flüssigkeitstriebwerk J-2
Flüssigwasserstoff / Flüssigsauerstoff
900 kN
470 s
25,00 m
6,60 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Saturn V (Saturn
5)
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USA
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Diese überschwere Trägerrakete von rund
110 m Höhe und 3000 t Startmasse
wurde eigens für das Apollo-Mondflugprogramm
der USA entwickelt. Sie stellt
bisher die teuerste und aufwendigste Entwicklung
einer Trägerrakete mit sehr eng
begrenzter Aufgabenstellung dar - bei einer auf
nur 14 Exemplare beschränkten
Stückzahl. Die Saturn V erhielt gegenüber
der Saturn
IB eine veränderte Erst- und
eine neue Zweitstufe; die Oberstufe der Saturn
IB fungierte als Drittstufe. Ihr schloß
sich das aufklappbare Mondlandergehäuse an,
auf dem das aus Kommando-
kapsel
und Geräteteil bestehende Apollo-Mondfahrzeug
saß. Den Abschluß
bildete das Rettungssystem auf der Spitze der
Rakete.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.
Stufe (S-IC)
Länge
Körperdurchmesser
Geamtmasse
Antrieb:
Treibstoff:
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (S-II)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb:
Treibstoff:
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
3.
Stufe (S-IVB)
Länge
mit Adapter
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer, gesamt
Nutzlastteil
Länge
mit Rettungssystem
Max. Durchmesser |
1967-1972
3
110,64 m
2930 t
44 t
1,5 %
34050 kN
42,06
m
10,06 m
2280 t
5 Flüssigkeitstriebwerke F-1
Kerosin / Flüssigsauerstoff
34050 kN
160 s
24,87 m
10,06 m
480 t
5 Flüssigkeitstriebwerk J-2
fl. Wasserstoff / fl.Sauerstoff
5000 kN
685 s
18,71 m
6,60 m
120 t
1 Flüssigkeitstriebwerk J-2
fl. Wasserstoff / fl Sauerstoff
900 kN
500 s
25,00 m
6,60m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Proton
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UdSSR
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Dieser für Nutzmassen von 20 bis 25 t ausgelege
dreistufige Träger diente zum
Sart der Orbitalstationen des Salut
Typs sowie von Modulsatelliten der
Kosmos-Serie.
1986 brachte eine Proton den Basisblock
der Raumstation Mir in die Umlaufbahn
und 1987 den astrophysikalischen Modul Quant,
der mit der Station verbunden
wurde. Im Konstruktiven Aufbau weicht der Proton-Träger
von den Typen
Wostok,
Woßchod
und Sojus
ab. Die erste Stufe besteht aus einem Zentralkörper,
der die Oxydatorkomponenten des Treibstoffs enthält,
und 6 um ihn gruppierte
Außenblocks mit dem Brennstoff und den Triewerken.
Auf dieser Grundstufe sind
die beiden Oberstufen und die Nutzlastsektion
angeordnet.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmassenanteil
Startschub
1.Stufe
Länge
Durchmesser über Außenblocks
Antrieb
Treibstoff
Startschub
Treibwerks-Brenndauer
2.Stufe
Länge
Max. Durchmesser
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
3.Stufe
Länge
Max. Durchmesser
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
Nutzlastteil
Länge
Max. Durchmesser
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seit 1971
3
60,00 m
750 t
20 t
2,7 %
8844 kN
21,00 m
7,40 m
6 Flüssigkeitstriebwerke RD-253
UDMH / Stickstoffoxid
6 x 1474 = 8844 kN
130 s
16,00 m
4,00 m
4 Flüssigkeitstriebwerke Kosberg
UDMH / Stickstofftetroxid
4 x 600 = 2400 kN
7,00 m
4,00 m
1 Flüssigkeitstriebwerk Kosberg
UDMH / Stickstofftetroxid
600 kN
17,00 m
4,20 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Trägerrakete Saturn V / Skylab
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USA
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Für
den Start der Raumstation
Skylab im Jahre 1973 modifizierte man
eine der
beiden vom Apollo-Mondflugprogramm übriggebliebenen
Saturn V.
Während Erst-
und Zweitstufe unverändert blieben; baute
man aus der Drittstufe die Triebwerke
und Treibstoffbehälter aus; dafür wurde
eine Inneneinrichtung für Aufenthalt und
Arbeit dreier Astronauten installiert. An die
Stelle des Mondlanderghäusese trat
eine zylindrische Verkleidung für das Schleusenteil
und den Kopplungsadapter von
Skylab. Den oberen Abschluß der Nutzlastverkleidung
bildete der konische
Nassenkegel, der die Teleskopanlage der Raumstation
aufnahm.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum
Stufenzahl
Gesamthöhe
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmasseanteil
Startschub
1.
Stufe (S-IC)
Länge
Körperdurchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
2.
Stufe (S-II)
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Treibstoff
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
Nutzlastteil
Länge
Max. Durchmesser
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1973
2
101,71 m
2820 t
77 t
2,7 %
34050 kN
42,06 m
10,06 m
2245 t
5 Flüssigkeitstriebwerke F-1
Kerosin / Flüssigsauerstoff
34050 kN
150 s
24,87 m
10,06 m
490 t
5 Flüssigkeitstriebwerke J-2
Flüssigwasserstoff / Flüssigsauerstoff
5000 kN
360 s
34,81 m
6,61 m |
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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Space Shuttle
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USA
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Der wiederverwendbare Raumtransporter besteht
aus dem Orbiter
in Form eines
Deltaflugzeugs, der die Besatzungskabine, den
Nutzlastraum sowie die Trie-
werksanlage enthält, dem Treibstoff Außenbehälter
und zwei Feststoffboostern.
Letztere werden etwa 2 min nach dem Start abgetrennt,
während die drei vom
Außentank gespeisten Haupttriebwerke noch
6 min weiterarbeiten. Danach
wird der Treibstoffbehälter abgetrennt, und
mit Hilfe seiner Manövriertriebwerke
gelangt der Orbiter in die Umlaufbahn. Die Landung
wird mit dem Abstieg aus
der Umlaufbahn mittels der Manövriertriebweke
eingeleitet, der Landeanflug
erfolgt im Gleitflug mit etwas 350 km/h. Der erste
Orbitalflug eines Space Shuttle
fand mit dreijähriger Verspätung am
12.04.1981 statt. Infolge der Explosion
der Challaenger am 28.01.1986 wurde das Flugprogramm
für mehr als zwei Jahr
unterbrochen.
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Technische
Daten:
Einsatzzeitraum:
Höhe in Startposition
Startmasse
Nutzmasse
Nutzmasseanteil
Startschub
Feststoffbooster
Länge
Körperduchmesser
Gesamtmasse
Antrieb
Startschub
Triebwerks-Brenndauer
Treibstoff-Außenbehälter
Länge
Max. Durchmesser
Gesamtmasse
Orbiter
Länge
über alles
Flügelspannweite
Gesamtmasse ohne Nutzlast
Antrieb
Treibstoff
Starschub
Vakuumschub
Triebwerks-Brenndauer
|
seit 1981
56,14 m
2045 t
29,5 t
1,4 %
28590 kN
je 45,48 m
je 3,71 m
1180 t
je 1 Feststofftriebwerk
je 12900 = 25800 kN
123 s
47,00 m
8,38 m
756 t
37,24 m
23,79 m
80 t
3 Flüssigkeitstriebwerke SSME
fl. Wasserstoff / fl. Sauerstoff
5010 kN
6300 kN
480 s
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Inhalt, Foto und Zeichnung: "Raumfahrer
A-Z" - Peter Stache - 1. Aufl. - Militärverlag der
DDR, 1988
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