Опитування: чи варто українським ВПС закуповувати китайські учбово-бойові Hongdu L-15?

середа

Кмерційна затія Лутца Кайзера

  EinleitungIn diesem Artikel soll über das wohl ehrgeizigste Projekt im Raketenbau berichtet werden: Die deutsche OTRAG Rakete. Ende der siebziger Jahre machte diese Schlagzeilen. Die Idee der OTRAG stammt von Lutz Kayser, der bald Investoren für Verlustabschreibungen gewinnen konnte. Die Konzeption der OTRAG Rakete war ganz auf einen niedrigen Startpreis ausgerichtet. Es zählten weder aufwendige Technik noch niedrige Startmassen sondern nur der Startpreis.
Der Artikel wurde durch die Recherche immer länger, und so habe ich ihn in zwei Teile unterteilt.


  • Im ersten Teil gebe ich weitgehend die Daten der OTRAG wieder sowie was ich durch Recherche herausfand. Sie finden hier eine technische Beschreibung der Module, der Rakete sowie eine Geschichte der OTRAG als Firma und der Entwicklung von Kayser. Diesen Teil lesen Sie gerade.
  • Im zweiten Teil möchte ich dies diskutieren. Es geht zum einen darum ob die Werte der OTRAG so stimmen. Zum anderen ob man damit überhaupt eine große Rakete bauen kann. Zuletzt gibt es immer wieder Quellen die behaupten das Kayser fürs libysche Militär gearbeitet hat. Auch dies wird diskutiert.

Die Entstehung der OTRAG

Lutz Kayser (geboren 1939) beschäftigte sich schon als Jugendlicher mit Raketen und studierte unter Eugen Sänger an der Stuttgarter Universität Luft und Raumfahrttechnik und gehörte seit 1954 der Gesellschaft für Weltraumforschung (GfW) als Mitglied an. Das Konzept der Bündelrakete hat er wohl von O. Lutz, Dadieu, Wolfgang Pilz übernommen, die wiederum das von J. Winkler ausgearbeitete zwischen 1928-1930 ausgearbeitete Konzept kannten. Dieses sah die Bündelung vieler identischer Aggregate mit jeweils 10 t Schub vor.
Lutz Kayser gehörte eine studentischen Vereinigung von Raumfahrtbegeisterten an und entwickelte auf dem Hof seines Vaters, der Direktor der Südzucker AG war Raketentriebwerke. Es befand sich dort ein 5 m hoher Prüfstand für Triebwerke. Die Gruppe wurde von Irene Sänger-Bredt, der Ehefrau von Eugen Sänger betreut.
Im Sommer 1971 vergab das Bundesforschungsministerium Deutschlands 4 Aufträge an Firmen, die einen alternativen Plan für eine preiswerte Alternative zur Europa III B Rakete (aus der später die Ariane hervorgehen sollte) ausarbeiten sollten. Die neue Rakete sollte im Einsatz billiger sein als die Europa II und die Entwicklungskosten von 2 Milliarden DM für die Europa III unterbieten. Neben den beiden damals schon etablierten Firmen ERNO, Dornier und MAN war als Neuling die Technologieforschung GmbH dabei. Diese Firma hatte Lutz Kayser im Jahre 1971 gegründet. Jeder der Aufträge war mit 250.000 DM honoriert. Der Vorschlag von Dornier (dort arbeitete Lutz Kaysers Bruder) wurde seltsamerweise nie öffentlich erwähnt.
No Text
No TextDie Konzepte von ERNO und MAN sehen ein Einsparungen von 10-20 % der Entwicklungskosten vor und verwendeten weitgehend Teile die im Europa Programm entwickelt wurden. Der Vorschlag der Technologieforschung GmbH dagegen vertritt ein radikal neues Konzept : Die Trägerrakete soll aus 6 Modulen in der ersten Stufe bestehen. Jedes Modul würde mit 36 Triebwerken ausgestattet, die mit einfachen Treibstoffen wie Heizöl und Salpetersäure arbeiten. Die zweite Stufe bestände dann aus einem Modul von 36 Triebwerken. Die Steuerung in der Nick- und Gierachse würde durch das herunter regeln des Schubs eines der Außentriebwerke geschehen.
Die Abbildung oben zeigt einige Konfigurationen die damals noch die Coralie Stufe der Europa I+II als Oberstufe einsetzten. Dieses Konzept hätte nach Ansicht der Technologie Forschungs- GmbH die Entwicklungskosten nicht nur leicht verringert sondern von 2000 auf 500 Millionen DM reduziert. Dies war das erste Konzept von Lutz Kayser, dass er später perfektionierte.
Lutz Kayser bekam zusätzlich zu den anfänglichen 250.000 DM für die Studie weitere Mittel des Bundesforschungsministeriums, insgesamt 4 Millionen DM bis 1974 um das Konzept zu perfektionieren und ein Triebwerk zu entwickeln. Dann beteiligte sich Deutschland bei der Entwicklung von Ariane und das Konzept für das Forschungsministerium uninteressant geworden. Während dieser Zeit gab es schon erste Tests des Triebwerks.
1971 und 1974 veröffentlichte Kayser zwei Aufsätze die sich mit diesem Konzept befassten. Das Konzept der radialen Einspritzung hatte er schon 1964 veröffentlicht. Im Jahre 1973 veröffentlichte Frank Wukasch, der Vize nach Kayser, seine Diplomarbeit die sich mit der numerischen Simulation der Vielfachbündelung beschäftigte.
Lutz Kayser versuchte die Rakete ohne staatliche Unterstützung zu bauen und gründete die OTRAG. Nun endeten die Veröffentlichungen und außer von der OTRAG gab es keine Informationen zu der Rakete mehr. Die Abkürzung OTRAG stand für Orbital Transport- und Raketen-Aktiengesellschaft mit Sitz in Neu-Isenburg. Sie wurde am 17.10.1974 mit einem Stammkapital von 1 Million DM gegründet. Das Konzept für die Firma machte Kayser mit einem Schlag reich: Die Ergebnisse, die aus der vom BMFT finanzierten Forschung resultierten verkaufte Kayser für 150 Millionen DM an die OTRAG (der er vorstand) und lies sich sogleich 20 Millionen auszahlen und den Rest als Kredit, der abgelöst werden sollte wenn Einnahmen aus der Firma sprudelten. Eine genialer Coup der ihn mit einem Schlag reich machte. Er brauchte nun nur noch Leute die bereit waren 150 Millionen zu zahlen für eine Forschung die der Bund vorher mit einem 40 stel der Summe finanziert hatte. Dies gelang mit einer Kuriosität des deutschen Steuerrechts: Da die Firma so praktisch von Anfang an nur Verluste machte konnten Investoren die Einlage als Verluste verbuchen, wobei die Steuerersparnis durch die enorme Verschuldung der Firma viel höher war als die Einlage.
Im Juni 1978 hatte Lutz Thilo Kayser insgesamt 95 Millionen DM von nicht weniger als 1150 Gesellschaftern, vor allem Angestellten und Beamten akquiriert. Dies gelang, weil es durch das Steuerrecht Verlustzuweisungen von bis zu 275 Prozent gab. Anders ausgedrückt: Flog die OTRAG Rakete nicht erfolgreich, so konnten die Investoren einen Verlust von 275 Prozent des eingesetzten Kapitals steuerlich geltend machen. Wer einen Einkommensstauersatz von mehr als 37 Prozent hatte, machte also auch einen Gewinn, wenn die OTRAG Rakete nicht erfolgreich flog. Viele Investoren sahen die OTRAG daher auch als Verlustabschreibungsgesellschaft und der Vorwurf, es ging eigentlich gar nicht darum einen Satelliten in den Orbit zu bringen, verfolgte Kayser während der ganzen OTRAG Zeit.








Von den Hochschulen holte Lutz Kayser etwa 40 Ingenieure frisch vom Studium weg und als Aufsichtsratsvorsitzenden gewann er nach einem 8 tägigen Klausurgespräch Kurt Debus, ehemaliger Leiter der Kennedy Space Center von 1962-1974. Er stand ab 1976 als Aufsichtsrat der OTRAG vor. Ende 1980 schied er aus der OTRAG aus, weil diese nun in Libyen Starts vorbereitete und dadurch seine Pension der NASA gefährdet gewesen wäre. (Debus war US Staatsbürger und dürfte daher nicht Aufsichtsratsvorsitzender eine Firma sein, die mit Libyen Geschäfte macht). Debus verlieh der OTRAG Glaubwürdigkeit und dadurch kam sie erst an Mittel. Er trat aber nach außen hin nicht in Erscheinung. Im Jahre 1980, als sich Debus zurückzog wurde Lutz Kayser Aufsichtsratsvorsitzender der OTRAG und sein Stellvertreter Frank Wukasch Vorstandsvorsitzender. Obgleich OTRAG eine Aktiengesellschaft war, entschied Lutz Kayser praktisch alles persönlich.Die OTRAG besaß als kleine Firma natürlich nicht die Möglichkeiten welche größere Raumfahrtkonzerne oder Staaten verfügten. Für statische Tests des Triebwerks oder der Module griff man daher auf den für die Europa Trägerrakete gebauten Teststand in Lampoldshausen zurück. Für Starts musste man nach einem Platz außerhalb der BRD suchen.

Das Konzept

Lutz Kayser vertritt die Ansicht, dass die bisherigen Träger nicht auf Kosten hin optimiert sind. Die als "Billigstrakete" in die Gazetten eingegangene Rakete verwandte folgende Prinzipien um die Kosten zu senken, auch wenn die Startmasse dabei zwangsläufig viel höher als bei den eingeführten Trägern ist:
  • Kostenreduktion durch Verwendung kommerziell verfügbarer Technologien : Die Tanks bestehen aus Stahl für Pipeline Rohren, die Motoren der Zündventile stammen von Bosch und treiben sonst Scheibenwischer an.
  • Reduktion der Entwicklungskosten durch Einsatz vieler kleinerer Triebwerke, anstatt der teuren Entwicklung größerer Triebwerke
  • Reduktion der Produktionskosten durch eine einfache Bauweise und hohe Stückzahlen (Serienprinzip)
  • Reduktion der Produktionskosten durch preiswerte Treibstoffe
In der Rakete stecken nach Lutz Kaysers Angaben 31 von ihm patentierte Entwicklungen. Im Jahre 2005 sollten davon 20 noch Bestand haben.

Die Module

Das grundlegende Prinzip war das massive Bündeln einzelner sehr einfacher Triebwerke. Ein minimales Modul bestand aus 4 Tanks und 4 Treibwerken. Intern wurde von "1-Pack", "4-Pack" und so weiter je nach Triebwerksanzahl gesprochen. Heute bietet Lutz Kayser die Technologie in den USA an und spricht von "Common Rocket Propulsion Modules" abgekürzt CRPM oder auch "Common Rocket Propulsion Units" (CRPU). Einen deutschen Namen für die Module scheint es also nie gegeben zu haben. Das gleiche gilt für die Rakete. Bei der Gesellschafterversammlung wurde "WOTAN" vorgeschlagen, fiel aber zum Glück durch. In der Presse war meist von der "OTRAG Rakete" oder "Billigrakete" die Rede.

Die Tanks

TankproduktionDie Tanks sollten aus modifizierten Pipelinerohren aus der Erdölindustrie bestehen. Sie wurden in einem speziellen Kaltwalzprozess hergestellt um die relativ hohe Leermasse zu reduzieren. Der Stahl hatte eine Beanspruchungsgrenze von 1600 N/mm². Die Verbindung sollte im Spiralschweißverfahren erfolgen. Man wich jedoch auf normale tiefgezogene Rohre aus. Jedes Rohr ist 27 cm dick und 3 m lang. Es besteht aus 0.5-1 mm dicken, kohlenstoffarmen Edelstahl. Eine Maschine konnte weitgehend automatisch 10 Tanks pro Tag produzieren. Für die Tankdicke wurde in einem Bericht von 1979 ein Wert von 1.0 mm genannt und Lutz Kayser gab ihn 2005 mit 0.5 mm an. Harry O. Ruppe schreibt von 0.38 m, allerdings bei 30 Bar Innendruck. Man hat also versucht Tankdicke und Druck zu optimieren im Hinblick auf die beste Leistung.
Aufgrund der dünnen Wand waren die Tanks in der Querrichtung instabil und der Tankdruck war nötig um sie zu stabilisieren, wie man dies bei der Atlas tat. Die Tanks wogen bei 0.5 mm Wandstärke etwa 3.3 kg pro laufenden Meter. Dazu kam bei jeder Verbindungsstelle ein Zwischenboden von 2 kg Masse. Ein 3 m Modul wog damit etwa 12 kg mit den M10 Schrauben zum Verbinden.
Bis zu 8 dieser Rohre, mit einem Bajonettverschluss zusammen verbunden, bilden einen Tank von 27 cm Durchmesser und 24 m Länge. Es sind aber auch Bündel mit kleineren Längen möglich. (Geplant waren 12 m und 18 m lange Module). Jeder Tank hat einen Tankboden der unterbrochen sein kann, damit die Tanks durchgängig gefüllt werden können. Die Treibstofftanks werden nur zum Teil gefüllt, der Rest ist Druckluft mit bis zu 40 Bar Anfangsdruck, welche die Treibstoffförderung übernimmt. Infolge der Leerung der Tanks sinkt der Druck dann auf 15 Bar zum Schluss ab.
Als Treibstoff wird die preiswerte Kombination Salpetersäure / Dieselöl verwendet. Diese Kombination ist erheblich preiswerter als die sonst übliche Kombination Hydrazin/Stickstofftetroxid. Dies, weil die Rakete zwar einerseits billiger als die Konkurrenz sein muss, andererseits aber viel mehr wiegt. Andere Kombinationen wie die Verwendung von flüssigem Sauerstoff scheiden wegen der hohen Verdampfungsrate bei den dünnen Tanks aus.
TanksSalpetersäure hat zudem den Vorteil sehr viel zu wiegen. Ein Liter wiegt 1.52 kg. Die Zumischung von Stickstofftetroxid macht die Mischung nochmals etwas dichter. Die im amerikanischen Sprachgebrauch als HDA (High density acid) oder "IRFNA IV" bezeichnete Flüssigkeit, ist eine Mischung von 50 % Salpetersäure und 44-49 % Stickstofftetroxid und kleinen Mengen von Fluorwasserstoff und Wasser. HDA ist noch dichter als Salpetersäure und hat bei 0 Grad Celsius eine Dichte von 1.66 g/cm³. Sie wurde wegen der etwas höheren Dichte für die Orbitaleinsätze von Kayser favorisiert. Die Tests fanden jedoch noch mit normaler 98 % Salpetersäure statt.
Diese Säurekombination wurde sowohl von den USA wie der UdSSR in den fünfziger Jahren erprobt, zuerst um die Abgabe von Stickstofftetroxid durch die Salpetersäure zu begrenzen, man wich jedoch bald auf reines wasserfreies Stickstofftetroxid als Oxidator aus. Eine Reihe von Raketentriebwerken, die wohl bekanntesten sind die Triebwerke in den russischen Kosmos Raketen, verwandten diese Kombination in den fünfziger Jahren als Raketentreibstoff. Der Nachteil der Säure - dass die Dichte stark temperaturabhängig ist - spielte bei den nur teilweise gefüllten Tanks der OTRAG Rakete keine Rolle. Die Salpetersäure musste sich bei der OTRAG oben befinden, während man normalerweise, um einen niedrigeren Schwerpunkt zu erhalten, den schwereren Treibstoff nach unten füllt. Durch die nur teilweise Befüllung der Tanks ergab dies aber eine bessere Schwerpunktslage als die umgekehrte Befüllung. Der Oxidatortank war dabei 3 mal länger als der Brennstofftank, was einem Masseverhältnis von 1:5.56 (HDA) beziehungsweise 1:6.07 (Salpetersäure) entspricht.
Man hat auch andere Kombinationen wie rotrauchende (68 %) Salpetersäure als Oxidator und andere Kohlenwasserstoffe (Kerosin, JP-1) als Treibstoffe erprobt. Der Einspritzkopf des Triebwerks zeigte sich als sehr robust gegenüber unterschiedlichen Oxidatoren und Verbrennungsträgern. Das Betankungsverfahren war ungewöhnlich:
Schnittbild TankDie Betankung vor dem Start erfolgte so:
  1. Betankung mit Pressluft bis 40 bar Innendruck.
  2. Die Öffnung der Treibstoffventile lässt den Luftdruck durch die Triebwerke bis auf 15 bar ab. Dies dient der positiven Funktionskontrolle der Ventile und Freiheit des Einspritzkopfes von etwaigen Verstopfungen.
  3. Druckbetankung gleichzeitig mit Oxidator und Brennstoff bis auf 40 bar Tankdruck.
Der ganze Vorgang konnte in minimal 3 Minuten erfolgen und geschieht zeitlich parallel und vollautomatisch in allen Modulen aus mit separaten Betankungsanlagen. Der Druck nimmt beim Betrieb auf 15 Bar ab (den Druck den die Tanks vorher leer hatten). Die Ventile in den Tanks sind so justiert, dass der Widerstand beim Verbrennungsträger höher ist als bei Oxidator, so dass ein gleichmäßiger Treibstofffluss entsteht und das Volumenverhältnis von Oxidator zu Brennstoff immer gleich bleibt.
Da das Triebwerk immer gleich schwer ist, nimmt das Voll/Leermasseverhältnis bei steigender Länge zu. Als optimal wurde eine Länge von 24 m angesehen. Darüber hinaus steigen die Gravitationsverluste durch den zu geringen Schub wieder stark an. Der Schub würde eine Verlängerung bis auf 40 m zulassen.
Das Leer/Vollmasseverhältnis wurde 1980 für eine 24 m Version mit 0.15 angegeben, etwa doppelt so hoch wie bei konventionellen Raketen. Die Daten die mir 2005 Lutz Kayser gab sind erheblich besser und liegen bei 0.1 für eine 24 m Version, 0.15 für eine 18 m Version und 0.18 für eine 12 m Version. Bei der 24 m Version enthielt ein Modul 1130 kg HDA und 220 kg Dieselöl, also 1350 kg Treibstoffe bei einer Startmasse von etwa 1500 kg.
Bei den ersten 4 er Modulen wandte man noch eine andere Technologie an und füllte den Oxidatortank voll und erzeugte den Druck durch eine Druckleitung aus dem Brennstofftank. Später kam man auf die konventionelle Lösung zurück, weil der Mehraufwand nicht den Vorteil einer etwas besseren Gewichtsbilanz (man konnte die Tanks etwas voller befüllen) rechtfertigte.



Länge eines Tanksegmentes 3 m
Durchmesser eines Tanksegments 0.27 m
Masse eines Tanksegments 10 kg
Masse eines Verbindungsstückes 2 kg
Tankvolumen 171 l
Zuladung Salpetersäure bei 66 % Füllung 174 kg
Zuladung HDA bei 66 % Füllung 188 kg
Zuladung Diesel bei 66 % Füllung 92 kg
Tankdruck (Zündung) 40 Bar
Tankdruck (Brennschluss) 15 Bar

Einspritzsystem TriebwerkDas Triebwerk

Jedes Triebwerk ist wie die Tanks 27 cm breit und 1 m lang. Davon entfallen 60 cm auf die Brennkammer und Düse und der Rest auf Ventile und Einspritzblock. Das Triebwerk ist fest, nicht schwenkbar. Es wird nicht aktiv gekühlt, sondern verwendete eine Ablativkühlung aus Kunstharz und Asbest. Die einzigen beweglichen Teile sind die Ventile, welche den Treibstofffluss regeln. Die Kugelventile stammen von Argus aus der chemischen Industrie und sie werden von Gleichstrom-Elektromotoren aus der Automobilindustrie angetrieben. (Zuerst waren es 50 Watt Bosch Motoren für Scheibenwischer, diese waren jedoch nicht leistungsfähig genug, weshalb der dritte Start mit einer Schubregelung scheiterte, so dass man auf 100-120 Watt Motoren überging). Schwierig war vor allem die Entwicklung der radiale Einspritzung des Treibstoffs. Jedes Triebwerk hat einen mittleren Schub von etwa 25 kN. Dieser kann jedoch in einem weiten Bereich variiert werden, und nimmt während des Abbrandes ab.
Das Triebwerk hat jeweils eine Leitung für den Oxidator und einen für den Verbrennungsträger. Es wurde nun so befestigt, das jeweils eine der beiden Leitungen eines Tanks mit einem Triebwerk verbunden wurden. Ein Triebwerk bezog also den Oxidator aus einem Tank und den Brennstoff aus einem anderen Tank. Diese Konstruktion erlaubte es das Triebwerk mit einer Schraube fest anzubringen. Die Masse des Triebwerks betrug 65 kg beim Start. Eine Reduktion der Masse auf 50 kg sollte nach Angaben von Lutz Kayser möglich sein.
Das Triebwerk wurde noch zusammen mit der DFVLR erprobt und getestet. Das Konzept und die Rechte an den Entwicklungen blieben vertragsgemäß bei Lutz Kayser, der diese in seine neue Firma OTRAG einbringen konnte.
OTRAG EinspritzkopfSchon in der ersten Projektphase bis 1972 gab es schon 200 Brennversuche mit 3 Fehlschlägen. Bis zum Ende der Förderung durch das BMFT im Jahre 1974 waren es 2000 Versuche und heute sollen es 6000 sein, mit einer akkumulierten Betriebsdauer von 1 Million Sekunden. Ich habe von Lutz Kayser kein Schnittbild des Triebwerkes bekommen, da er fürchtet dass jemand sein geistiges Eigentum stehlen könnte. Die Abbildungen hier zeigen daher nur die schematische Funktionsweise.
Jedes Triebwerk hat eine Leitung von dem oben liegenden Oxidator und Brennstofftank. Anders als bei anderen Triebwerken wird der Treibstoff nicht durch einen Einspritzkopf oben am Triebwerk sondern radial von der Außenseite eingespritzt. Lutz Kayser nennt dies als eine von 31 Entwicklungen, die erst nach längeren Zeit und einigen Rückschlägen funktionierte. Die Einspritzung erfolgt durch 3 Ringe mit je 144 Öffnungen, welche eine besonders gute Vermischung ermöglichen sollen. Das radiale Konzept verhindert das Treibstoff auf die Brennkammerwand gelangt, und sich so der Reaktion entzieht. Die Folge ist eine besonders hoher Wirkungsgrad bei der Verbrennung. Der Düsenhals ist ein einfacher Graphitring. Durch seine Öffnung kann der Schub in einem sehr weiten Bereich geregelt werden. Das Triebwerk ist so variierbar in einem weiten Bereich von 5-50 kN. Eine Öffnung von 80 mm wurde bei den Tests mit 6 oder 12 m langen Modulen verwendet. Diese Öffnung ergibt einen Schub von 25 kN, der linear bei dem Flug auf 15 kN abnimmt (durch die Abnahme des Brennkammerdruckes von 30 auf 10 Bar). Bei den größeren 24 m langen Modulen für eine Trägerrakete hätte die Öffnung einen Durchmesser von 100 mm gehabt. Der Schub hätte dann 35 kN zum Beginn, abnehmend auf 15 kN betragen.
Da der Tankdruck durch die zunehmende Entleerung der Tanks abnimmt, sinkt der Brennkammerdruck während des Betriebs von 30 auf 10 Bar ab.
No TextDas Brennkammer- zu Düsenmündungsdruckverhältnis betrug 15. Es gab keine spezielle Anpassung für den Betrieb in großen Höhen für die zweite und dritte Stufe. Das Triebwerk verlor beim Betrieb 15 kg an Masse, weil die Ablation verdampfte. Durch die Verbrennung dieser Masse soll der spezifische Impuls um 1-2 % gesteigert worden sein.
Die Brenndauer war abhängig vom Befüllungsgrad der Tanks und dem Schub und lag bei 20 bis 150 Sekunden. Für die 24 m Version wurden 150 Sekunden angegeben, für die 15 m Version 120 Sekunden. Der spezifische Impuls für die 24 m Version wurde von Kayser mit 2648 m/s bei 1 Bar Außendruck und 2913 m/s im Vakuum angegeben. Dies sind jedoch Werte die nicht experimentell gefunden wurden, da sie einen Effekt voraus setzen der auch nach Kaysers Angaben erst bei größeren Bündelungen auftritt. Bei den Tests am Boden hatte das Triebwerk einen spezifischen Impuls von lediglich 1800 m/s entsprechend etwa 2000-2100 m/s im Vakuum.
Das unten gezeigte Schnittbild lässt einiges von der einfachen Konstruktion des Triebwerks erahnen. Zum einen gibt es keine beweglichen Teile. Keine Möglichkeit die Düse zu verstellen, keine Pumpen oder Gasgeneratoren. Auch entfiel eine aufwendige Konstruktion der Brennkammer. Es gibt keine doppelwandige Brennkammer mit Regenerationskühlung, ebenso entfiel eine aufwendige Konstruktion der Düse. Es ähnelt in dem grundsätzlichen Aufbau keinem bestehenden Triebwerk und ist als ehestem noch mit Satellitentriebwerken zu vergleichen die ebenfalls im "Blowdown" Verfahren arbeiten. Im Vergleich zu diesen ist es aber nochmals technisch einfacher (andere meinen: primitiver) ausgelegt.
DüseDie Düse ist einfach eine konische Öffnung im Block aus Ablationsmaterial . Das gesamte Triebwerk besteht praktisch aus einem Block mit dem Ablationsmaterial aus Asbest eingebettet in eine Matrix aus Phenolharz (in seinen Eigenschaften den Hitzeschutzschilden von Kapseln wie der Sojus vergleichbar), aus dem man die Konturen von Brennkammer und Düse heraus gefräst hatte. Der Düsenhals bestand, weil hier die höchsten Beanspruchungen auftreten, aus Graphit, welches bei 3825 Grad Celsius sublimiert. Die Verbrennungstemperatur von HDA mit Diesel beträgt aber nur etwa 3200 Grad Celsius. Aufgrund der Konstruktion der Rakete kann ein Triebwerk nur maximal 27 cm breit werden, das bedeutet dass die Düsenfläche begrenzt ist und man nur einen Teil der Energie im Treibstoffstrahl nutzen kann. Lutz Kayser hält Verhältnisse von Düsenfläche: Düsenenghalsfläche von über 20 für unwirtschaftlich (Dieser Wert beträgt bei modernen Oberstufen 100-1000 um den Treibstoff effizient zu nutzen). Er verweist dagegen darauf, dass die eng nebeneinander liegenden Triebwerke einen gemeinsamen gebündelten Strahl ergeben, der einen Staudruck erzeugt, welches dies wieder zum Teil ausgleichen soll.
In der gebauten Form endet die Düse fast direkt hinter dem Düsenhals, so dass der Treibstoff nicht sehr effizient genutzt wurde. Das Flächenverhältnis von Düsenhals zu Düsenmündung beträgt nur 6.
Die Zündung erfolgt durch eine Flüssigkeit (50 % Furfurylalkohol in 50 % Wasser) am Boden der Dieselöltanks, die zuerst ins Triebwerk strömt. Die 0.3 kg Furfurylalkohol sind in wässriger Lösung schwerer als Dieselöl und nicht mit diesem mischbar. Die Mischung ist mit HDA hypergol, entzündet sich also bei Kontakt. Die Zündung erfolgt innerhalb von 10 ms und das nachströmende Dieselöl hält die Verbrennung aufrecht. Eine Wiederzündung ist so nicht möglich und eine Zündung unter Schwerelosigkeit auch nicht (hier würde der Furanol sich mit dem Kerosin vermischen).
Schnittbild durch das TriebwerkEine Steuerung geschieht über Ventile mit einem Planetengetriebe, die den Treibstofffluss in 3 Stellungen regeln. (Zu, Halber Durchfluss, Voller Durchfluss). Der halbe Durchfluss entsprach einem Schub von 40 % des Nominalwertes. Die Rakete würde sich neigen, indem man den Zufluss an einer Seite absenkt und so den Schub erniedrigt. In der aerodynamischen Phase sollten bei den einfachen ersten Modellen Rohrflossen (kurze Rohre) anstatt Finnen die Rakete stabilisieren. Dieses Konzept wurde in Windkanälen der DFVLR erprobt. Die größeren Versionen würden dann eine Regelung der Schubkraft einsetzen, um die Bahn zu ändern.
Neben der Regelung der Schubkraft über den Zufluss war es auch möglich den Schub über den Förderdruck zu regeln. Dieser sank, während sich die Tanks entleerten, von alleine von 40 auf 15 Bar ab. Es wäre aber auch möglich gewesen den Anfangsdruck zu verringern. Der minimale Schub für einen stabilen Betrieb betrug 40 % des Nominalschubs, also etwa 10 kN.
Jedes Triebwerk beherbergt einen einfachen Mikrocontroller, der nur feststellen kann ob ein Triebwerk funktioniert. Es handelte sich um ein einfaches ASIC von Motorola, welches mit der Nickelcadmiumbatterie und zwei Darlington Transistoren in einem Polyurethanblock eingegossen war. Die Darlington Transistoren erlaubten es die hohe Stromlast für die Motoren zu erzeugen ohne die Versorgungsspannungen der Batterie zu belasten.
Bei einer Fehlfunktion wird das Ventil geschlossen und eine Nachricht an den Hauptrechner zur Steuerung der ganzen Rakete über Funk geleitet. Dieser schaltet bei einer Fehlfunktion das zugehörige entgegengesetzte Triebwerk ab, damit der Schub symmetrisch ist. Diese Steuerung wurde durch Rechnersimulationen erprobt.
Kayser gibt die Zuverlässigkeit der Triebwerke als "6 Sigma" an. Doch dabei handelt es sich um eine Größe aus der Produktionstechnik, die für einen Produktionsausschuss von 3.4 Teilen bei 1 Million gefertigten Stück beziffert. Es ist kein Zuverlässigkeitswert für Raketentriebwerke. Ähnlich aufgebaute Triebwerke bei Satelliten ohne Kühlung und Druckförderung sind mit einer Zuverlässigkeit von 99.55 % beziffert. Dieser Wert erscheint auch angesichts der Fehlstarts von mindestens zwei OTRAG Raketen wahrscheinlicher.
RohrfinnenDas Triebwerk zeichnet sich dadurch aus, dass zahlreiche Parameter sich während des Fluges ändern. Der Brennkammerdruck sinkt während des Betriebs ab, das Brennkammervolumen steigt durch Abtragung des Isolationsmaterials. Die Düse und der Düsenhalsdurchmesser wird laufend größer. Insgesamt sollen über 20 Jahre über 50 Millionen DM in die Optimierung des Triebwerks geflossen sein.
Unabhängige Daten gibt es nur seitens der Tests bei der DFLR. Vieles spricht dafür, dass die weiteren Daten prognostiziert sind aus den Daten der Testtriebwerke. Das DFVLR sah insbesondere in der Reduktion des Ablationsschutzes ein Risiko. Wie stark dieser über die gesamte Brennzeit abgetragen würde, wäre schwer vorhersagbar. Sowohl eine Düse mit einem hohen Expansionsverhältnis wie auch ein hoher Startschub macht eine Reduktion der Wandstärke notwendig. Vieles spricht dafür, dass das DFVLR mit der Einschätzung recht behielt, denn in dem Report von 1976 war noch die Rede von erststufentriebwerken mit 78,9 kN Schub. Niemals übertraf aber ein OTRAG Triebwerk jemals das Schubniveau von 30 kN das schon 1975 bei den Tests bei der DFVLR erreicht wurde. Bei deisen Tests zeigte das Triebwerke die ausgeprägte Tendenz mit einer Frequenz von 600 Hz zu vibrieren. Ein Problem das bis zum Abschluss der Arbeiten nicht gelöst war.
Testversion Testversion mit reduzierte Ablationsschutz
Schub 30 kN 30 kN
Gewicht: 74,8 kg 52,8 kg
Expansionsverhältnis 1 1
Parameter Wert
Masse (Zündung) 65 kg
Masse (Brennschluss) 52 kg
Länge 1 m
Durchmesser 0.27 m
Länge Brennkammer und Düse 0.6 m
Brennkammerdruck (Zündung) 30 Bar
Brennkammerdruck (Brennschluss) 10 Bar
Charakteristische Länge bei Zündung 2.0 m
Charakteristische Länge bei Brennschluss 1.5 m
Schubbereich 5-50 kN
Schub bei den Tests (Boden) 30 kN
Schub bei den Tests (Vakuum, theoretischer Wert) 36.2 kN
max. Schub bei 100 mm Düsenhalsdurchmesser 35 kN
max. Schub bei 80 mm Düsenhalsdurchmesser 25 kN
Minimaler Schub in % des Startschubs 40 %
minimale Brenndauer 20 Sekunden
maximale Brenndauer 150 Sekunden
Expansionsverhältnis: 4 erste Stufe
8,45 zweite Stufe
16,2 dritte Stufe









Stufen

Ein Tank und ein Triebwerk bilden eine kleinste Einheit. Lutz Kayser nennt heute diese Technologie "Common Rocket Propulsion Units", abgekürzt CRPU.
Die Länge der Rakete kann durch die Anzahl der 3 m Tankmodule variabel gestaltet werden. Die Tests fanden mit Modulen von 6 bis 12 m Länge statt. Möglich wären bis etwa 30 m lange Module gewesen. Ideal sind wegen des Volumenverhältnisses von Oxidator zu Brennstoff von 3:1 die Raketen von 12 und 24 m Länge, da dann der Dieseltank aus einem beziehungsweise zwei 3 m Segmenten besteht. Bei den Zwischengrößen ist es nicht möglich die volle Kapazität eines Tanks auszunutzen.
OTRAG ViererbündelDie einfachste OTRAG Rakete besteht nun aus konzentrisch ineinander geschachtelten Würfeln mit folgender Stufung :
Stufe 3 : 4 x CRPM (2x2 Würfel)
Stufe 2 : 12 x CRPM (+4 CRPM = 16 CRPM = 4x4 Würfel)
Stufe 1 : 48 x CRPM (+12 CRPM = 64 CRPM = 8x8 Würfel)
Diese Rakete mit einer Startmasse von etwa 100 t besäße eine Nutzlast von 1 t und wäre ohne Nutzlast 25 m hoch und 2.4 m breit. Die Höhe bleibt, nur die Breite wird bei den folgenden Modellen immer größer. Die äußeren Stufen umgeben daher die inneren ringförmig. Prinzipbedingt sind so zahlreiche Variationen möglich, wobei die innerste Stufe immer ein Viererkern ist.
Analog ist eine rechteckige Konfiguration möglich. Dies zeigt das nächst größere Modell:
Stufe 3 : 8 x CRPM (2x4 Rechteck)
Stufe 2 : 24 x CRPM (+8 CRPM = 32 CRPM = 4x8 Rechteck)
Stufe 1 : 96 x CRPM (+24 CRPM = 128 CRPM = 8x16 Rechteck)
Diese Rakete wäre 4.8x2.4 m breit bei einer Höhe von 24 m. Man hat auch erwogen den äußeren Ring um 3 m zu verlängern um so den Nutzlastraum zu bilden. Diese Triebwerke würden dann 15 Sekunden länger brennen. In späteren Konzepten hat man diese Idee wieder verworfen.
Die stark anwachsende Breite der Rakete und das Bündeln vieler Triebwerke sollte nach Lutz Kaysers Vorstellungen einen zusätzlichen Rückstoff erbringen. Wie beschrieben endet die Düse schon kurz nach der Brennkammer, so dass die Gase bei Düsenaustritt noch sehr wenig Energie auf die Rakete übertragen haben. Die sich aus vielen Triebwerke verbindenden Gasströme stauen sich und so kommt es zu einem weiteren Rückstoß, der nach Kaysers Angaben den spezifischen Impuls um 10-12% steigern soll.
Folgende Standardversionen waren angedacht (Nutzlast für einen 200 km hohen LEO Orbit)
Gesamtzahl an CRPM Nutzlast Startmasse Stufe 1 Stufe 2 Stufe 3
64 1 t 100 t 48 12 4
128 2 t 200 t 96 24 8
256 4 t 400 t 192 48 16
512 8 t 800 t 384 96 32
1024 16 t 1600 t 768 192 64
Die Nutzlastdaten beziehen sich auf einen niedrigen Erdorbit. Die Nutzlast für den GTO Orbit betrugNo Text etwa 40 % davon und die Nutzlast für den GSO Orbit etwa 20 % davon (dies wäre auch in etwa die Nutzlast zu Venus oder Mars). Eine 200 t schwere Rakete mit 128 Modulen hätte also die Nutzlast einer Delta 3914 gehabt, dem Standardmodell der damaligen Zeit und eine Version mit 256 Modulen wäre etwas schlechter als eine Atlas-Centaur oder Ariane 1 gewesen.
Herr Kayser gab mir zuerst Werte eines 24 m Moduls, und als ich Unstimmigkeiten bemängelte, neue Daten, die in Schub und Brennzeit von den ersten erheblich abwichen. Ich habe daher beide angegeben, getrennt durch einen "/". Hier die Daten eines 24 m langen Moduls bestehend aus einem Tank und einem Triebwerk. Diese Länge wäre für eine Orbitalversion vorgesehen gewesen.
Modul
Länge 25 m
Durchmesser 0.27 m
Tankmasse 100 kg
Triebwerk 65 kg
bei Brennschluss 50 kg
Schub beim Start 35 kN /25 kN
Schub bei Brennschluss 15 kN / 15 kN
Brenndauer 150 sec / 120 sec
Oxidator HDA 1130 kg
Füllung 66 %
Länge Oxidatortank 18 m
Verbrennungsträger Dieselöl 220 kg
Füllung 78.1 %
Länge Brennstofftank 6 m
Startmasse 1515 kg (1978: 1361 kg)
Leermasse 165 kg (1978: 172 kg)
spezifischer Impuls (Boden) 1778 / 2648 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum) 2276 / 2913 m/s
Auf die voneinander abweichenden Werte werde ich noch weiter unten eingehen. Intern rechneten Ingenieure durchaus konservativer. Ein mir von einem OTRAG Miarbeiter zugesandtes Dokument, dass den handschirftlichen Vermerk von Kayser" Gute Arbeit" trägt geht von folgenden Faktoren aus:
Strukturfaktor (Anteil der Leermasse an der Startmasse): 12-15% bi 24 m langen Modulen. 20-25% bei 12 m langen Modulen und 30% bei 6 m langen Modulen. Spezifischer Impuls 230s (2256 m/s) bei den ersten Stufen, 260 s = 2550 m/s) bei den oberen Stufen. Diese wesentlich schlechteren Daten bedeuten, dass eine dreistufige Rakete gerade einmal mit wenig Nutzlast einen Orbit erreicht und es sind vier bis fünf Stufen nötig um sie zu steigern. Der "Standardträger" mit 676 Modulen und fast 1000 t Startmasse weist so nur eine Nutzlast von 8 t auf. Bei GTO Nutzlasten wird die Differenz noch größer. Das obige Gerät würde nur 1,5 bis 2 t in die GTO Bahn transportieren. Ariane 1 hatte die gleiche GTO Nutzlast (1,86 t, aber die LEO Nutzlast betrug nur 4,5 t - das die Nutzlast bei höheren Anforderungen stark zurückgeht ist die logische Folge aus der Kombination schlechter Strukturfaktoren und ineffizienter Verbrennung.
Dies sind nur einige der mögliche Trägerraketen. Es ist möglich jederzeit Module hinzuzunehmen oder weg zu lassen. Bei den größeren Raketen ist es auch möglich eine vierte oder fünfte Stufe einzubringen, indem man zum Beispiel bei der 256 CRPM Version die zentralen 16 CRPM in 12 CRPM (dritte Stufe) und 4 CRPM (vierte Stufe) aufteilt. Dies wäre nötig gewesen für einen Transport in den geostationären Orbit oder für Planetenmissionen. Diese Flexibilität ist mit Sicherheit einer der Pluspunkte des OTRAG Konzeptes. Eine solche Einheit mit 4 Treibstoffbündeln und 4 Triebwerken würde 33200 USD kosten.
No TextDer Aufbau der Rakete gestaltete sich relativ einfach. Man brauchte nur eine Arbeitsbühne mit festen Zugängen in jeweils 3 m Abstand um jeweils die Rakete um ein Modul zu erhöhen. Viel komplexer als ein Baugerüst ist daher die Startanlage nicht. Das Betanken der Stufe erfolgte zuerst mit Druckluft und dann nach Dichtigkeitsprüfung mit dem Treibstoff. Dies war relativ einfach bei den 1-4 Modulen die bei den Teststarts gestartet wurden, ob dies noch so einfach bei 500 Modulen gewesen wäre, ist zu bezweifeln.
Der Start erfolgte folgendermaßen :
Jeder Triebwerkskontroller jedes Moduls erhält folgende Befehle vom Zentralrechner (in der 3. Stufe) und wandelt diese in Leistung an die Gleichstrom-Motoren zur Ventilbetätigung:
  1. Ventilöffnung bis 40% Schub
  2. Meldung vom Controller wenn der Brennkammerdruck 40 % erreicht ist zum Zentralrechner.
  3. Wenn Zentralrechner die 40%-Rückmeldung von allen Triebwerken erhalten hat, wartet er 0.2 Sekunden und gibt dann das Kommando "100% Schub" an alle Triebwerke.
  4. Ventilöffnung auf 100% (innerhalb von 0.5 Sekunden hebt die Rakete ab, ohne dass sie am Boden festgehalten werden müsste)
  5. Bei Abweichung von Nick- und Gier-Bewegung von dem Sollwert erhalten die entsprechenden Triebwerkskontroller vom Zentralrechner das Kommando zur Schubdrosselung/Schuberhöhung.
  6. Bei Erreichen der Endgeschwindigkeit Kommando zum Drosseln der Triebwerke auf Null.
Innerhalb von 1.2 Sekunden hebt die Rakete also ab. Dies ist sehr schnell und verglichen mit anderen Raketen bei denen der Schub erst aufgebaut werden muss (durch Hochfahren des Gasgenerators und der Turbine) ein Rekordwert (Bei der Ariane 5 und dem Space Shuttle dauert es zum Beispiel 7 Sekunden vom Zündkommando zum Abheben).
Eine Steuerung in der Nick- und Gierachse erfolgte durch gezielte Schubdrosselung einzelner Triebwerke. Einen Ausfall eines Triebwerks begegnete man, indem man das punktsymmetrisch zum Schwerpunkt gelegene Triebwerk abschaltete. Ein Nachteil dieses Konzepts ist, dass bei dem Drosseln und Abschalten von Triebwerken größere Treibstoffmengen in den Tanks verbleiben, welche von den anderen Triebwerken nicht genutzt werden können. Sie erhöhen daher die Leermasse beträchtlich. Für die Rollsteuerung erwog man zuerst die Triebwerke des äußersten Ringes um 10 Grad aus der Schubachse versetzt anzubringen. Eine Reduzierung des Schubs eines Triebwerks bewirkt dann ein Rollen der ganzen Rakete. Später fasste man ein zusätzliches Kaltgassystem ins Auge.
No TextRollen an den Tanks erlauben eine Stufentrennung, indem die nächste Stufe aus dem Gerüst der sie umgebenden Stufe heraus rollt. Die jeweils obere Stufe ist durch 5 Auflagen pro CRPM (Modul) auf die jeweils unteren Stufe gestützt, sodass sie nicht nach unten "herausrutschen", aber nach oben bei Zündung heraus starten kann. Die Trennung dauert etwa 2 Sekunden.
Es gibt keine Vorbeschleunigungstriebwerke, welche bei einem Start in der Schwerelosigkeit die Treibstoffe am Boden sammeln. Da der Furfurylalkohol zuerst in die Brennkammer strömen muss, muss die Stufe heiß gezündet werden, d.h. die obere Stufe muss gezündet werden, solange die untere noch in Betrieb ist. Die Stufentrennung erfolgte daher nicht wenn der Treibstoff erschöpft ist, sondern die Rakete eine vorgegebene Geschwindigkeit erreicht hatte.
Über der letzten Stufe befindet sich ein Zentralrechner, der wie bei anderen Raketen die Aufgabe hat die Rakete zu steuern. Er sollte über ein Kreiselsystem zur Feststellung der Beschleunigungen verfügen. Dieses diente zum Berechnen der Geschwindigkeit und Ort der Rakete. Die Steuerung erfolgte durch ein konventionelles Programm, welches die Rakete auf eine vorgegebene Sollflugbahn lenkt. Die Triebwerkskontroller wurden durch einen 600 Kanal Funksender/Empfänger angesteuert. Heute würde Kayser nach eigenen Aussagen dafür WLAN einsetzen. Die erste und zweite Stufe sollten betrieben werden, bis die Treibstoffe aufgebraucht sind. Dies soll nach Angaben von Kayser auf 0.1 % genau möglich sein. Die dritte Stufe wird bei Erreichen der gewünschten Endgeschwindigkeit abgeschaltet. Dies soll mit einer Genauigkeit von 0.01 Sekunden möglich sein.
Die Testflüge der kleineren Versionen wurden durch Programm gesteuert und waren aerodynamisch stabilisiert. Störmomente um die Rollachse erachtet Kayser sind wegen der hohen Bausymmetrie der gebündelten Module als sehr gering. Sie sollten durch ein tangentiales Kaltgasschubsystem in jeder Stufe kompensiert werden
Für die Entwicklung einer Rakete mit 2 t GTO Nutzlast hätte die OTRAG etwa 500 Millionen DM gebraucht, also etwa ein Viertel der Ariane Entwicklungskosten. Ein derartiger Träger sollte innerhalb von 10 Jahre entwickelt werden. Später sollte die OTRAG bis zu 2000 Personen direkt beschäftigen und 40.000 Arbeitsplätze in Zulieferunternehmen sichern. Wäre die OTRAG Rakete wirklich erfolgreich geworden, so wäre sie mit Sicherheit der skalierbarste und preiswerteste Träger gewesen.

Varianten der OTRAG Rakete

Varianten
Wie schon erläutert wäre es möglich jede beliebige Nutzlast durch eine geeignete Kombination von Modulen zu starten. Kayser hat folgende Standardgrößen vorgeschlagen. Sie unterscheiden sich voneinander indem der Durchmesser immer um 8 Modulbreiten (2.4 m) steigt. Für größere Raketen wären hexagonale Anordnungen anstatt quadratische oder rechteckige günstiger. Die Orbitalversionen sollten aus 24 m Modulen bestehen. Kürzere Module dienten der Erforschung der Technologie.
Bei Typen die eine vierte oder fünfte Stufe ermöglicht hätten habe ich die Daten für eine vierte Stufe in runden Klammern () und die für eine fünfte Stufe in eckigen Klammern [] gesetzt. Neben der Liste von Kayser habe ich in blauer Schrift einige Typen aufgenommen die in zeitgenössischen Publikationen angegeben wurden. Die OTRAG gab an eine Nutzlast der Delta Klasse (2.5 t Gewicht) für 7 Millionen, eine der Atlas Klasse (5t Gewicht) für 12 Millionen und eine der Titan Klasse (10 t Gewicht) für 15 Millionen Dollar zu starten.
Typ Abmessungen Stufe 1 Module Stufe 2 Module Stufe 3 Module Stufe 4 Module Stufe 5 Module Nutzlast Startmasse
Pak-64 2.4 x 2.4 m x 25 m 48 12 4 - - 1 t 97 t
Pak-128 2.4 x 4.8 m x 25 m 96 24 8 - - 2 t 194 t
Pak-256 4.8 x 4.8 m x 25 m 192 48 16 (12) (4) - 4 t 388 t
Pak-512 4.8 x 9.6 m x 25 m 384 96 32 (24) (8) [6] [2] 8 t 784 t
Pak-1024 9.6 x 9.6 m x 25 m 768 192 64 (48) (16) [12] [4] 16 t 1578 t
Pak-676 8.0 x 8.0 x 25 m 508 131 36 (27) (9) [6] [3] 10 t 1031 t
Pak-289 5.0 x 5.0 m x 25 m 225 48 16 (12) (4) - 5 t 388 t
Pak-169 4.0 x 4.0 x 25 m 121 36 12 (10) (2) - 2.5 t 255 t
Pak-100 3.0 x 3.0 x 25 m 75 21 4 - - 1.5 t 151 t
Pak-36 1.8 x 1.8 x 25 m 27 8 1 - - 0.5 t 54.3 t
Pak-25 1.5 x 1.5 x 13 m 16 4 2 - - 0.2 t 20.2 t

Die Evolution des Konzeptes

No TextWie schon erläutert wurde das grundlegende Konzept im Jahre 1971 entwickelt und bis 1974 mit 4 Millionen DM aus dem Forschungsetat des BMFT das Triebwerk entwickelt. Die damals publizierten Triebwerksteile entsprechen auch denen die noch 1980 in der Fachliteratur auftauchten. Es gab jedoch eine Änderung in der Art der Bündelung.
Die ersten Vorschläge, im Jahre 1974 noch von der Technologieforschung GmbH entwickelt, sahen zwar schon eine massive Triebwerksbündelung vor, jedoch noch einen gemeinsamen Tank.
Jeweils 36 Triebwerke sollten an einem gemeinsamen Tank von 2.54 m Durchmesser sitzen. Der Schub eines Triebwerks sollte je nach Tanklänge bis zu 75.2 kN betragen. Der Schub wäre abhängig von der Länge gewesen, das bedeutet dass der Druck bei längeren Treibstofftanks höher gewesen wäre.
Die erste Stufe wäre nach diesen Planungen etwa 24 m lang gewesen wesen und hätte aus 6 Modulen mit je 36 Triebwerken bestanden. Die zweite Stufe wäre dann etwa 16 m lang gewesen und sollte aus ebenfalls 36 Triebwerken bestehen. Sie wäre von den 6 Modulen der ersten Stufe umgeben gewesen. Die dritte Stufe sollte anders als beim späteren Konzept der OTRAG noch auf der zweiten Stufe positioniert werden und nur 8 m lang sein, bei ebenfalls 36 Triebwerken. Hier die vom Autor aus Daten einer Zeitschrift rekonstruierte Rakete. Sie hätte eine Nutzlast von 10 t in eine 200 km hohe Kreisbahn gehabt. Die Startmasse hätte 978 t betragen.
Zusammenbau eines Moduls

Stufe 1 Stufe 2 Stufe 3
Triebwerke 6 * 36 = 216 36 36
Schub 16245 kN 2008 kN 1035 kN
Länge 22 m 13.9 m 8.1 m
Durchmesser 2.54 m 2.54 m 2.54 m
Startmasse (geschätzt) 831.500 kg 94.900 kg 51.100
Leermasse (geschätzt) 76.800 kg 11.900 kg 9.700 kg
Brenndauer 113 Sekunden 112 Sekunden 112 Sekunden
spezifischer Impuls (geschätzt) 2433 m/s 2709 m/s 2800 m/s
Später ist Lutz Kayser von dem Konzept eines großen Tanks abgekommen und hin zu der Verwendung einzelner Röhren als Tanks. Der Grund ist vor allem die Flexibilität, da man praktisch eine beliebige Zahl von Einheiten bündeln kann und so die Rakete der Nutzlast anpassen kann. Technisch gesehen ist natürlich ein großer Tank erheblich leichter, weil die Oberfläche kleiner ist, doch bei der OTRAG Rakete ging es nicht um die technisch beste sondern kommerziell beste Lösung. Bei der OTRAG spielt natürlich noch ein anderer Gesichtspunkt eine wichtige Rolle: Wie teuer ist die Anlage für die Fertigung? Eine Anlage die große Tanks herstellt ist auch groß und teuer und damit steigen die Entwicklungskosten an, auch wenn vielleicht später die Herstellungskosten geringer sind.
Auch die DFVLR bei der die Tests durchgeführt wurden kam zu einem vernichtenden Urteil: Die Nutzlast dieser Rakete betrüge 0 t. Dies lag begründet darin, dass alle Angaben der Technologieforschungs Gmbh sehr optimistisch waren. So waren die spezifischen Impulse erheblich höher als die Daten welche die DFVLR errechnete, das benötigte Triebwerk mit 78,9 kN Startschub existierte nicht und die Technologieforschungs-GMBH nahm an, dass es genauso viel wiegen würde wie das 30 kN Triebwerk das getestet wurde, während das DFVLR eine Mehrmasse von 120 kg pro Triebwerk ansetzte. Auch waren die Angaben über den verbliebenden Resttreibstoff sehr optimistisch. Hier kam das DFVLR auf eine um 5 t höhere Leermasse. So verwundert es nicht das ein 1975 veröffentlichter abschlussbericht über das Konzept zu dem Uteiel kam, es sei nicht umsetzbar.
Viele innovative Konzepte die Kayser anfangs verfolgte wurden nach und nach eingestellt. So sollten die Tanks im Spiralschweißverfahren hergestellt werden. Man ging dann zu "normalen" tiefgezogenen Stahlröhren über. Auch unterschiedlich große Module, unterschiedliche Triebwerkstypen und ein Start von einem 20000 t Schiff aus wurden nicht weiter verfolgt. (erwogen als Alternative, nachdem man aus Zaire ausgewiesen wurde). Im Laufe der Zeit wurde das Modul immer einfacher und einheitlicher.
Auf bei den Triebwerken gab es eine Evolution. Man blieb im wesentlichen bei der schon früh ausgemachten Mischung Diesel/Salpetersäure (die man in Versuchsstarts variiert hat indem man etwas andere Kohlenwasserstoffe (Kerosin, JP-1) oder Stickoxide (Salpetersäure ist nichts anderes als eine wässrige Stickoxidlösung) erprobte. Bei den Leistungsdaten ging es jedoch permanent bergab hin zu niedrigeren Schüben. Von den 75 kN die man 1974 ansetzte, hin zu 25 kN in den achtziger Jahren. Auch hier spielten die Entwicklungs- und Herstellungskosten eine Rolle. Je höher der Schub ist desto schwieriger ist der Einsatz des Ablationsverfahrens zur Kühlung von Brennkammer und Düse.
Die erste Rakete die Zaire gestartet wurde, hatte noch konventionelle aerodynamische Finnen. 1979 wurden schon Rohrflossen zur Stabilisierung eingesetzt. Eine weitere Änderung gab es in der Länge der Module. In den Planungen in den siebziger Jahren waren für kleinere Nutzlasten noch Versionen mit 12 m und 18 m langen Tanks vorgesehen. Spätere Planungen setzten wegen des günstigeren Voll/Leermasseverhältnisses auf eine einheitliche Höhe von 24 m für die Tanks.

Gepachtetes Gelände von der OTRAGDie Politik

Recht bald bekam die OTRAG das Geld für die Entwicklung zusammen und man konnte schon 2 Jahre nach der Gründung an die Planung eines Starts gehen. Die wichtigsten Personen in der OTRAG waren nach Lutz Kayser (Vorstandsvorsitzender) Frank Wukasch (Vorstandsassistenz und Nachfolger im Vorstand), Bayer (Fertigung), Mok (Flugmechanik), Bierling (Telemetrie), Niviadomski (Elektronik), Statezny (Triebwerksentwicklung und Startanlagen), Ziegler (Startleitung). Kurt Debus hatte den repräsentativen, aber einflusslosen Posten des Aufsichtsratsvorsitzenden inne. Rechtlich war die OTRAG eine Aktiengesellschaft, doch ohne Aktien, sondern in den Händen von etwa 1000-2000 stillen Gesellschaftern. Kayser hatte Anrecht auf 3-5 % des Reingewinnes. Von 1974-1976 entwickelte man die Triebwerke und Module. Gleichzeitig schaute man nach einem geeigneten Startgelände. Schon zu dieser Zeit gab es Widerstände seitens der etablierten Konzerne und Wissenschaftler gegen das Konzept. MBB schickte damals einen ihrer besten Leute, Dieter Koelle, auf Vortragsreise um gegen das Konzept zu wettern. Andere vertraten die Ansicht, selbst wenn die Rakete erfolgreich fliegen würde, wäre sie nicht wirtschaftlich angesichts des Raumtransporters der ab 1980 den Raumtransport revolutionieren sollte.
Ein Start der OTRAG Rakete in Europa schied wegen der Bevölkerungsdichte von vorneherein aus. Kayser trat 1975 in Verhandlungen über einen Startplatz mit mehreren äquatorial gelegenen Staaten. (Zaire, Brasilien, Uganda, Singapur, Nauru). Auch versuchte man über Debus einen Start von den USA aus zu erreichen, jedoch ohne Erfolg. Ideal wäre nach Kaysers Vorstellungen ein Start in Indonesien gewesen, da es ein äquatoriales Gebiet aus vielen Inseln ist, in dem die Raketenstufen ins Wasser fallen würden. Ein äquatoriales Startgelände hat den Vorteil, dass man wesentlich größere Nutzlasten in einen geostationären Orbit befördern kann. Daher starten auch die Ariane Raketen vom französischen Übersee Departement Französisch Guyana aus. Gegen Indonesien sprach vor allem die große Entfernung von 14000 km zu den Produktionsstätten der Rakete in Baden Württemberg.
Kayser bekam nach nur 10 Tagen eine Zusage vom Diktator Mobutu, Staatschef in Zaire. (heute Demokratische Republik Kongo). Ein Vertrag wurde am 9.12.1975 abgeschlossen und am 24.3.1976 veröffentlicht. Er pachtete 1976 ein 100.000 km² großes Startgelände in der Provinz Shaba bis zum Jahr 2000. (100.000 km entspricht fast der Größe der früheren DDR). Die Größe war nach Kaysers Angaben notwendig um zu gewährleisten dass die ausgebrannten Stufen bei äquatorialen wie polaren Starts in unbewohntes Land fielen. Als Gegenleistung waren 5 % des Reingewinnes an Mobutu zu zahlen und ein Aufklärungssatellit für Zaire umsonst zu starten. Dieser sollte es erlauben mit einem Teleskop jeden Punkt in Zaire mit 1 m Auflösung in Echtzeit zu erfassen. Es ist offen ob es jemals dazu gekommen wäre, selbst wenn der die OTRAG Rakete einsatzfähig gewesen wäre. Schließlich gab es damals Aufklärungssatelliten nur in den USA und den UdSSR. Diese hätten aber bestimmt für Zaire keinen gebaut. Manche Quellen sprechen auch davon, dass die folgende Intervention der Sowjets wegen dieses Aufklärungssatelliten erfolgte, da damit das Monopol der Supermächte gebrochen worden wäre und insbesondere Zaires Nachbar Angola sozialistisch regiert wurde.
Andere Quellen sprechen auch von einer festen Jahrespacht von 50 Millionen USD sobald die Firma mit dem Satellitentransport Gewinn machte. Diesen Berichten widersprach die OTRAG. Der Pachtvertrag war unkündbar und beinhaltete Rechte die weit über die Polizeigewalt hinaus gingen, wie die Möglichkeit Einwohner umzusiedeln oder alle Bodenschätze auszubeuten.


Zaire bot ideale Voraussetzungen für den Start in geostationäre Bahnen, da es am Äquator liegt. Startgelände war ein 1300 m hoch gelegenes Hochplateau am Luvua Fluss. Die Startplattform befand sich am Rande eines mehrere hundert Meter abfallenden Kliffs. Doch zuerst musste das Gelände erschlossen werden. Das erste was man baute, war daher eine Landepiste für Flugzeuge.
Seit Ende 1976 gab es eine 2100 m lange und bis zu 40 m breite Landepiste und es hielten sich etwa 10-20 OTRAG Techniker permanent in Shaba auf. Sie wohnten weitgehend unter primitiven Bedingungen in Zelten. Die meisten waren keine Raketenspezialisten sondern Maurer und Zimmerleute welche erst einmal die benötigten Startanlagen bauten. Die OTRAG entwickelte sich zum wichtigen Arbeitgeber für das nur dünn besiedelte Gebiet mit etwa 100.000 Einwohner in den 100.000 km² großen Pachtgelände und beschäftigte bis zu 450 Eingeborene. zwei ausgemusterte Argosy Flugzeuge transportierten Material nach Zaire. Dazu gründete man eine eigene Tochterfirma namens OTRAS (OTRAG Range Air Service).
Im Westen wurde zweierlei an dem Deal bemängelt. Zum einen das sich Kayser mit dem Diktator Mobutu einließ, anstatt sich ein Startgelände in einem demokratisch regierten Land zu suchen. Zum andern wurde bemängelt, dass die OTRAG in dem Gebiet Rechte hatte, die eigentlich sonst nur dem Staat zufielen wie z.B. Einwohner umzusiedeln. Es war die Rede von "modernem Kolonialismus". Was tatsächlich dahinter stand, war das Recht, Buschmänner welche sich vor dem Start dem Startgelände näherten aufzugreifen, und in Sicherheit zu bringen. Wie die OTRAG mit 40 Angestellten ein Gebiet von 100.000 km² "kolonialistisch" verwalten sollte, wie manche Zeitung spekulierte, wurde allerdings nicht beantwortet. Doch in den umgebenden Staaten sah man es anders und es begann langsam zu gären.
Der erste Start eines Moduls fand am 17.5.1977 statt. Diese erste Rakete hatte 4 Module von jeweils 6 m Länge. Es gab darauf massiven politischen Druck aus Südafrika, der DDR und der UdSSR. Die Prawda und TASS titelten im Herbst 1977 mehrfach mit Hetzen gegen die OTRAG. Diese würde im Auftrag von Deutschland dort Trägerraketen für nukleare Waffen entwickeln und da bei der OTRAG Debus arbeitete, der schon an der A-4 in Peenemünde gearbeitet hatte, blieb natürlich auch der Nazi Vorwurf, der immer gerne von der UdSSR benutzt wurde, nicht aus. Unbestätigten Berichten zufolge sollen die Sowjets sogar eigens die Beobachtungssatelliten Kosmos 922 und 932 gestartet haben um den OTRAG Startplatz zu fotografieren. Die Bahnen beider Satelliten führten bei besten Sichtbedingungen zumindest über Zaire. Nach Ansicht des Autors wäre es aber viel einfach gewesen vom kommunistisch regierten Nachbartsaat Angola mit Flugzeugen Aufklärung zu betreiben und Kayser berichtete auch von MIG-23, die in niedriger Höhe über den Startplatz flogen.
LandepisteKayser betonte zwar immer, dass die OTRAG als ballistische Rakete ungeeignet wäre, weil sie eine zu geringe Zielgenauigkeit aufweisen würde, doch geglaubt hat ihm dies keiner. Zudem benötigte auch eine OTRAG Rakete Startvorbereitungen die sich über Stunden hinweg ziehen. Auf eine entsprechende Anfrage des MdB Norbert Gansel antwortete die damalige Bundesregierung im Jahr 1978: "Nach unseren Feststellungen ist die Rakete aufgrund ihrer Konstruktionsmerkmale für militärische Zwecke nicht geeignet.".
In einem Interview mit der Zeitschrift "Transatlantik" revidierte Kayser 1980 dieses Urteil und gab an, dass die Rakete zwar nicht sofort startbereit wäre, aber viel zielgenauer als eine Feststoffrakete, weil sie steuerbar wäre.
Andererseits war die OTRAG für Mobutu so wichtig, das zum dritten Start Mobutu selbst anreiste. Wie meistens bei Vorführungen ging dieser Start am 5.6.1978 schief. Die Rakete begann schon kurz nach dem Start sich zur Seite zu drehen und schlug bald darauf wieder auf dem Boden auf. Kayser ist anderer Meinung und redet von einem Test der Schubregelung, der zum Kippen der Rakete führte und wertet diesen als Teilerfolg (50 %). Die Ursache war ein Ventil, das in der 40 % Einstellung hängen blieb und dadurch zu einer Schubasymmetrie führte. Das Abweichen der Rakete nach links ist in der unteren Abbildung gut zu sehen.
Die OTRAG war nur ein Bauer im Schachspiel des kalten Kriegs. Zaire war damals eines der wenigen westlich orientierten Länder in Afrika und mit der OTRAG und der angeblichen Bedrohung der Nachbarstaaten durch Raketen wollte man Stimmung gegen den Westen machen. Die russische Propaganda erzielte Wirkung. Am 5.4.1978 intervenierte das sozialistisch regierte Angola bei der UN wegen einer neuen Welle "zairischer Angriffe" und im selben Monat veröffentlichte Nigerias größte Tageszeitung "Daily Times" einen Artikel der gegen die Bedrohung von Anrainer durch zairische Raketen gerichtet war. Am 1. Juni 1978 sprach der Premierminister von Angola von einer Bedrohung seines Landes durch den "westdeutschen Raketentestplatz". Als Helmut Schmidt im Juni 1978 durch Afrika tourte, hörte er überall Beschwerden über die OTRAG. Im August 1978 zitiert der Spiegel Bundeskanzler Helmut Schmidt mit den Worten: "Ich könnte dem Kerl den Hals umdrehen". Im Herbst 1978 soll Breschnew persönlich bei Helmut Schmidt vorstellig geworden sein.
Startvorbereitungen in ZaireKayser vertritt die Meinung dass Bundeskanzler Schmidt persönlich Mobutu genötigt habe, den Pachtvertrag zu lösen. Mobutu sollte umfangreiche Kompensationen in Form von Entwicklungshilfe bekommen. Andere Gerüchte sprechen von politischem Druck seitens Frankreichs, welche um die Beteiligung Deutschlands an der Ariane fürchtete und Sorgen hatte wegen der Konkurrenz zur Ariane. Egal was der Auslöser war (1977/78 gab es auch den Katanga Aufstand von Angola kommend, in dem Gebiet in dem die OTRAG ihre Startbasis hatte). Mobutu kündigte den eigentlich unkündbaren Vertrag am 15.4.1979. So musste man Zaire verlassen. Es war aber kein Rausschmiss, sondern man konnte das gesamte technische Gerät auszufliegen.
7 OTRAG Mitarbeiter kamen im Sommer 1979 bei einem Betriebsausflug, die Frank Wukasch als "Spritztour" auf eigene Faust bezeichnet, am Luvua Fluss ums Leben. Sie erkundeten den Fluss zwar aus der Luft, verloren aber am Boden die Orientierung. Sie starben, als sie ohne Schwimmwesten und andere Sicherungsmaßnahmen in einem Schlauchboot den Fluss befuhren und bei einer falschen Abzweigung über einen 30 m tiefen Wasserfall herabstürzten und dabei ertranken. Zumindest einige Hinterbliebene äußerten gegenüber dem Autor Zweifel an der offiziellen Version.
Die optimistischen Pläne : Für 1979 einen Start einer zweistufigen Rakete und 1980/81 für einen orbitalen Test waren nun nicht mehr zu halten. Frank Wukasch trat erneut in Verhandlungen mit Brasilien und suchte nach einer Insel im Pazifik die als Startbasis dienen könnte. Zeitweilig wurde sogar der Start von einem 20000 t Schiff (einem Vorläufer von Sealaunch) erwogen, aber als zu teuer aufgegeben. In einem Interview gab er an, dass man mindestens 6-12 Monate durch den Verlust des Startplatzes verloren habe.
Man fand ein neues Startgelände bei Tawiwa, 600 km südlich von Tripolis. Libyen wurde nach Angaben Kaysers gewählt, weil es durch seine Erdölvorkommen unabhängig war. Doch dem Ruf von Kayser und der OTRAG war es noch weniger zuträglich als Zaire. Schließlich regierte schon damals Gaddafi und verfolgte einen anti-westlichen Kurs. Es gab schon im August 1981 Duelle zwischen libyschen Jagdfliegern und der US Navy. Die Nachbarstaaten fühlten sich bedroht von Libyen und schossen Aufklärungsflugzeuge Libyens über ihrem Territorium ab. Mit dem Umzug nach Libyen verschwand auch die OTRAG aus der Öffentlichkeit. Es wurden keine Details mehr zu den Testflügen veröffentlicht.
Im August 1980 vereinigte man Produktionsstätten in Stuttgart-Vaihingen und die Verwaltung in Neu-Isenburg in einer neuen Werksanlage in Garching bei München. Presseberichte aus dieser Zeit sprachen von einem viel zu großen Areal für eine Firma, die nur etwa 40 Mitarbeiter hatte. Inoffizieller Grund des Umzugs war die ausstehende Grund- und Gewerbesteuer in Millionenhöhe die man der Stadt Stuttgart schuldete. Jeder Mitarbeiter bekam 10.000 DM für den Umzug. OTRAG hatte neben der OTRAS auch Tochterfirmen in Frankreich (OTRAG France), zeitweise in Zaire (OTRAG Zaire) und geplant war auch eine USA Niederlassung. Kritiker sprachen von einer Manie von Kayser, denn bevor man überhaupt eine Rakete gestartet hatte, machten diese Niederlassungen keinen Sinn. Im Laufe des Jahres 1980 übernahm Wukasch die Funktion von Kayser als Vorsitzender der Firma. Wukasch führte bei 31. IAA Kongress im September 1980 einen 25 Minuten Film über die OTRAG vor und warb um neues Kapital, nachdem die Entwicklung bislang 145 Millionen DM verschlungen hatte man und man schätzte dass man 660 Millionen brauchte bis zu einem Start einer Orbitalversion. 10-12 orbitale Starts sollte es von 1984-1990 geben. 1981 sollte es einen Test mit einer zweistufige Version geben, 1982 einen Start mit 48 Modulen und 1984 sollte die größte Version mit 10 t Nutzlast zur Verfügung stehen.
Der Grund für das Engagement in Libyen war laut Kayser die Möglichkeit für geringe Summen gegen Personenschäden haftpflichtversichert zu sein, dass man die Sahara als Startplatz bevorzugte. Der Weltraumvertrag schreibt eine Haftpflichtversicherung von 200.000 USD pro Person vor und die Sahara ist eines der am wenigsten bevölkerten Gebiete der Erde. Diese Pflichtversicherung ist auch ein Grund dafür, dass die meisten Weltraumbahnhöfe am Meer liegen. Auch hoffte man so den Aufklärungssatelliten der Sowjets zu entgehen.
Andere Quellen hingegen sprechen davon, dass er sich zumindest erhoffte ein Geschäft mit dem libyschen Militär zu machen. Zumindest beim ersten Start am 3.3.1981 waren libysche Generäle anwesend. Kayser räumt ein, dass es Interesse seitens des libyschen Militärs gab und auch Versuche der Einflussnahme auf die Versuche. Ob die Wahl von Libyen eine Dummheit war, oder sich Kayser Mittel von Libyen versprach, wird wohl nicht zu klären sein. In jedem Fall vergrößerte er die Schwierigkeiten der OTRAG im Inland. In einem Interview das er in einem Fernsehfilm gab er unumwunden zu, dass er meinte dass man nicht die Proliferation von Hochtechnologie in Entwicklungsländer verhindern könnte und er auch keine Probleme hätte seine Technologie an Entwicklungsländer weiterzugeben. Im Nachhinein räumt er ein, dass der Pazifik wohl besser gewesen wäre. Das Startgelände befand sich bei einer Oase in der Sahara, 600 km südlich von Tripolis und trug den Namen "Camp Tawiwa". Es war gelegen bei 27° 02' 00" Nord und 14° 26' 00" Ost.
StartIn Libyen fanden wie in Zaire nur Starts von kleineren Modulen statt. Man ging ab dem 7.ten Start (Dem vierten in Libyen) sogar von 4 Triebwerken zurück auf eines. Von einer Erhöhung der Bündelung auf 16 und 32 Triebwerke, Start einer kleinen Orbitalversion war nicht mehr die Rede. Laut Kayser, um die Einflussnahme durch libysches Militär zu verringern. Es ging nach Lutz Kayser nun darum die Parameter eines Moduls zu optimieren und um Kosten zu sparen, betrieb man nur einen Motor pro Versuch.
Der erste Start von Libyen aus fand am 3.3.1981 statt. Über ihn gibt es unterschiedliche Berichte. Kayser selbst bezeichnet ihn als vollen Erfolg. (Allerdings bezeichnet Kayser auch den Fehlstart zuvor als 50 % Erfolg). Der damalige OTRAG Ingenieur Christoph Gleich berichtet dagegen, dass sich die Rakete nach 21 Sekunden auf die Seite gelegt habe, weil die Zylinderförmige Nutzlast wohl zu schwer war. Verlautbart wird nach dem Start, dass die getestete 4 Modul Version eine Nutzlast von 400 kg in 80 km Höhe und eine von 100 kg in 230 km Höhe bringen kann. Zumindest bei diesem Start war libysches Militär anwesend. Kayser gibt insgesamt 14 Starts an die erfolgten solange er noch bei der OTRAG war. Doch verifizierbar sind diese nicht, da nun die Öffentlichkeit ausgeschlossen war.
Im Frühjahr 1981 gab es Berichte in marokkanischen Tageszeitungen und der New York Times, dass Libyen und die OTRAG einen Vertrag über die Lieferung von Mittelstreckenraketen abgeschlossen hätten. Die OTRAG dementierte die Existenz eines solchen Vertrages. Der Space Digest (Vorläufer der heutigen RSS Feeds) meldet am 29.12.1981, dass die OTRAG ihre Aktivitäten in Libyen für 2 Monate eingestellt hat, weil es interne Auseinandersetzungen gab.
Als sich Kayser nach eigenen Aussagen weigerte, eine zweistufige Version zu entwickeln wurde die gesamte Produktion Ende 1982 beschlagnahmt. Kayser musste seinen Stuhl als Aufsichtsratsvorsitzender räumen und Frank Wukasch übernahm die Geschäfte der OTRAG. Nach der Konfiskation in Libyen wurden etwa 20 Ingenieure und Techniker für einige Jahre von den Libyern weiterbeschäftigt und bezahlt. Die OTRAG verließ mit Kayser das Land.
In Libyen fanden noch weitere Starts statt. Diese wurden vom Libyschen Militär durchgeführt. Der Autor hat Kenntnis von Starts die noch 1984 stattfanden. Die Frequenz nahm jedoch nach 1984 stark ab und der letzte Start soll 1987 erfolgt sein. Als Kayser Libyen verließ hatte die OTRAG dort noch 400 Tankrohre die dann wahrscheinlich nach und nach verfeuert wurden. 10 Jahre lang prozessierte Kayser gegen die libysche Regierung um Entschädigungen zu bekommen. Diese Starts arbeiteten mit noch höheren Tankdrücken um den spezifischen Impuls zu steigern. Schräg gestartet unter einem Winkel von 71 Grad erreichten teil beladene (50 % Treibstoff anstatt 66 %) OTRAG Raketen eine Reichweite von 50-70 km. Hier die Daten des 12.ten unter libyscher Regie gestarteten Moduls:
Ergebnisse Flug 12 20. Mai 1984 Einheit
Leermasse 185,00 kg
Vollmasse 240,00 kg
Länge Oxidatortank 4,34 m
Länge Treibstofftank 1,65 m
Oxidatortank Druck 37,00 bar
Treibstofftank Druck 40,00 bar
Oxidatortank Füllung 52,00 %
Treibstofftank Füllung 53,00 %
Startwinkel Vertikal 70,50 °
Startwinkel Azimut 216,00 °
Flugergebnisse
Schub beim Abheben 3,00 t
Ausbrennen nach 32,00 sec
Ausbrennen bei 3,00 mach
Gesamtflugzeit 3,00 min
Aufschlag nach 50 - 70 km
Nach einem internen Streit verließ Lutz Kayser 1982 die OTRAG. Am 4.10.1982 berichtet Aviation Week & Technologie, dass die OTRAG nun unter der alleinigen Leitung von Frank Wukasch versucht ihr gestörtes Verhältnis zur deutschen Regierung zu bereinigen und sich nun auf die Entwicklung von Höhenforschungsraketen als Zwischenstufe zur Orbitalversion konzentriert. Eine einzelnes Modul kann 200 kg in 50 km Höhe bringen oder 30 kg in 90 km Höhe. Eine zweistufige Version mit 6 Modulen als erster und einem Modul als zweiter Stufe soll 500 kg in 280 km Höhe oder 50 kg in 655 km Höhe bringen. Wukasch agierte intelligenter als Kayser. Wie erwähnt machten die UdSSR Propaganda gegen die Firma und selbst einige US Medien beteiligten sich daran (Im März 1978 schieb Ted Szulc im Herrenmagazin "Penthouse", die OTRAG entwickele eine "V3" gegen andere afrikanische Staaten). Natürlich führte dies zu Reaktionen seitens der deutschen Regierung. Kayser berichtete jedem der es wissen wollte (oder auch nicht) wie er von der deutschen Regierung verfolgt würde, anstatt die Stellen direkt anzuschreiben um eine Lösung jenseits der Öffentlichkeit zu finden). Frank Wukasch wusste, dass ein Konfrontationskurs für eine so kleine Firma aussichtslos war und wechselte die Firmenpolitik - Zuerst einmal Zusammenarbeit mit Deutschland, indem man die OTRAG als Höhenforschungsrakete anbot - also keine Konkurrenz zur Ariane. Folgende Varianten waren vorgesehen:

1-6-P 3-9-P 4-9-P 3-6-P2 4-6-P2 6-9-P2
Module Stufe 1 1 3 4 3 4 6
Module Stufe 2 - - - 1 1 1
Gesamtlänge 9.4 m 14.1 m 14.1 m 4.4 m 14.4 m 15.1 m
Durchmesser 0.27 m 0.58 m 0.64 m 0.58 / 0.27 m 0.64 / 0.27 m 0.98 / 0.27 m
Nutzlastlänge 1.4 m 3.1 m 3.1 m 1.4 m 1.4 m 4.0 m
davon zylindrisch 0.5 m 1.1 m 1.1 m 0.5 m 0.5 m 1.5 m
davon Spitze 0.9 m 2.0 m 2.0 m 0.9 m 0.9 m 0.9 m
Durchmesser Nutzlast 0.27 m 0.64 m 0.64 m 0.27 m 0.27 m 0.98 m
Maximale Nutzlastmasse 200 kg 250 kg 300 kg 250 kg 350 kg 500 kg
No TextDoch es war zu spät für eine Kehrtwende. Das Programm tröpfelte dann langsam aus, vor allem weil es auch innerhalb Deutschland Probleme gab. Die Steuerbehörden und der Bundesfinanzgerichtshof sprachen der OTRAG die Gewinnerzielungsabsicht ab. Damit war die OTRAG für Anleger unattraktiver geworden, denn nun fielen die Verlustabschreibungen weg, Sofern der Wechsel nach Libyen die Anleger nicht vorher verprellt hatte, so kam die OTRAG nun auf jeden Fall nicht mehr an neues Geld. Die Technische Entwicklung kam zum Stillstand.
Es kam dann noch zu einem Start unter Leitung von Frank Wukasch bei der ESA in Kiruna (Norwegen) im Jahre 1983. Dieser verlief erfolgreich und es wurden Experimente der RWTH und Uni München gestartet. Allerdings öffnete sich der Fallschirm nicht und so ging die Instrumentenkapsel verloren. Kaysers Firma wurde im Jahre 1986 von den Gesellschaftern aufgelöst.
Bis dahin hatte die Trägerraketenentwicklung 150 Millionen DM verschlungen, davon jeweils 25 % für die Aktivitäten in Zaire und Libyen. Lutz Kayser rechnete damit, dass die Entwicklung einer Trägerrakete mindestens 500 Millionen DM erfordert hätte. Diesen Mitteln standen 18 Starts von Raketen mit 2.5 bis 10 t Schub gegenüber. Damit war die OTRAG Entwicklung um einiges ineffektiver als die Entwicklung bei der Ariane. Der Mittelfluss ist enorm hoch für eine Firma mit niemals mehr als 40 Angestellten. Dafür verfügte Lutz Kayser über einen Privatjet mit Piloten, eine Villa an der Costa Esmeralda und ein Motorboot. Selbst wenn alles nur gemietet war, kann man aus Artikeln der siebziger Jahre entnehmen, dass Herr Kayser auf großem Fuß lebte.
Die Behörden der Schweiz und Australiens verhängten 1997 ein Einreiseverbot gegen Lutz Kayser. Sie beriefen sich dabei auf eine schriftliche Vereinbarung zwischen libyschen Stellen und Kayser, die ihnen der CIA zugespielt hatte. Daraus gehe hervor, dass Kayser angeblich noch immer an Gaddafis Raketenprogramm mit arbeite. Offiziell arbeitete Lutz Kayser, der noch 10 Jahre nach seiner Enteignung in Tripolis lebte, an der Entwicklung von Aufwindkraftwerken. Er hatte 2002 den Grad eines Professors inne und war Direktor Technical Education an der Libyschen Akademie der Wissenschaften.
Im Jahre 2001 kam die OTRAG nochmals indirekt in die Schlagzeilen, als ein ehemaliger Mitarbeiter der OTRAG wegen illegaler Lieferungen von Raketenteilen in den Jahren 1991 bis 1996 verurteilt wurde. Diese stehen jedoch in keinem Zusammenhang zur OTRAG und fanden erst nach Ende der Versuche in Libyen statt.
Kayser verfolgte dann weitere theoretischen Arbeiten am Trägersystem mit physikalischer Grundlagenforschung (Berechnung von atomaren und Nanostrukturen und deren Dynamik), solarer Seewasserentsalzung und atmosphärischen Aufwindkraftwerken. Heute lebt Lutz Thilo Kayser in San Mateo in Florida. Er ist CEO und Präsident der Firma "von Braun Debus Kayser Rocket Science LLC", ansässig in Wilmington, Delaware, USA. Er versucht die Technologie der OTRAG heute in den USA zu vermarkten. Nach Auskunft von Kayser war es von Brauns und Kurt Debus Ziel die Technologie in die USA zu bringen und daher hat er diesen Namen für die Firma verwendet.
Das Corporate Law (Gesellschaftsrecht) im Bundesstaat Delaware / USA ist für Unternehmensgründer und -betreiber das günstigste innerhalb der Vereinigten Staaten. Delaware hat daher bei 700.000 Einwohnern 200.000 registrierte Gesellschaften. Eine LLC (Limited Liability Company) ist eine besonders günstige Form einer "Einpersonengesellschaft", bei der vor allem die Registrierungsgebühren sehr gering sind. Die von Braun Debus Kayser Rocket Science LLC ist nach Kaysers Angaben daher zunächst nur ein Mantel zur Übertragung der Lizenzrechte in die USA für die eventuelle zukünftige Einführung der CRPU Massenfertigung und ihrer kommerziellen Verwendung in Raumfahrt-Trägerraketen. Kayser gibt an nicht von der OTRAG für seine Erfindungen ausbezahlt worden zu sein und noch das Recht an ihnen zu besitzen. Frank Wukasch, Nachfolger von Kayser im Vorstand der OTRAG vertrat dagegen die Ansicht, dass die Rechte an den Entwicklungen der OTRAG noch immer bei den Gesellschaftern der OTRAG liegen. Da es die OTRAG nicht mehr gibt, ist diese Frage aber nur von akademischen Interesse.
Im Juni 2005 gab die kleine Firma Armadillo Aerospace, die an LOX/Ethanol angetriebenen suborbitalen Systemen für Bemannte Flüge arbeitet bekannt, dass Lutz Kayser ihnen einen Einspitzkopf für das Triebwerk überlassen hat und Sie von dem Konzept begeistert sind. Allerdings wollen Sie es mit Wasserstoffperoxid / Kerosin probieren, eine Treibstoffkombination die nicht viel besser als Salpetersäure/Kerosin ist aber dafür eine geringe Dichte hat, also eher ein Rückschritt als ein Fortschritt.
Test von InterpribtalIm Jahre 2008 vermeldete die Firma Interorbital, dass Kayser sie bei der Antriebstechnik berät. Ihre neue Klasse von "Neptun" Raketen verwendet die OTRAG Triebwerke und das Modulkonzept, soweit die veröffentlichten Daten dies erkennen lassen. Es gibt nur kleinere Änderungen. So ist nun die Form der Rakete kleeblattförmig und die erste Stufe wird in Form von Außenbündeln abgeworfen. Die zweite und dritte Stufe scheinen nun echte Düsen aufzuweisen. Der Schub liegt in der Region in der man schon bei der OTRAG war: 6000 Pfund, rund 27 kN. Videos zeigen Testläufe (allerdings nur über 9 Sekunden Brennzeit) und einen Start eines CRM 8 offensichtlich in 6 m Konfiguration), wobei dieses aber vom Start weg sich neigt. Ob dies beabsichtigt ist oder nicht ist schwer zu sagen. Auch hier brannte das Modul nur einige Sekunden lang.
Dabei scheint die Nutzlast beträchtlich gesteigert worden sein - Ein 33 CRPM Träger "Neptun 1000" hat eine Nutzlast von 1000 kg in einen polaren Orbit - Zu OTRAG Zeiten benötigte man dazu noch 64 Module. Dafür ist es aber nun vierstufig (24 Module erste Stufe, sechs zweite,. zwei als dritte und ein Modul als vierte stufe. Damit will die Firma den Google Lunar X-Price gewinnen. Ein größeres Modell "Neptun 4000" soll dann Touristen für 5 Millionen Dollar für eine Woche ins All bringen. Wer schnell ist kann sich noch ein Ticket für den Spotpreis von 250.000 $ sichern!

Woran scheiterte die OTRAG ?

Die OTRAG war ein Pionier des privaten Raketenbaus und sie zeigt auch wie man es nicht machen sollte.

Am technischen Konzept

An diesem scheiden sich die Geister. Die einen halten es für genial, die anderen glauben, dass die Leistung nicht ausreicht eine Nutzlast in den Orbit zu befördern. Vielleicht schauen wir uns an was die OTRAG geleistet hat: Sie hat Raketen mit maximal 4 Triebwerken und 12 m langen Tanks gestartet. Diese flogen senkrecht in den Himmel. Der einzige Test einer Schubvektorsteuerung misslang.
Nur: Bis zu einer Orbitalversion ist es von da aus ein langer Weg. Dann muss man 100 mal mehr Module koordinieren. Man muss die Schubrichtung steuern und man muss Stufen trennen und in der Schwerelosigkeit zünden. Eine Nutzlast muss einen gewünschten Orbit erreichen. All dies - Die Übertragung vom kleinen auf das Große. Die Steuerung wurde nie erprobt. Das ist nicht trivial: Die Triebwerke der russischen N-1 wurden einzeln erprobt und die ganze stufe mit 30 dieser scheiterte in allen 4 Testflügen.
Darüber hinaus sind die Angaben nach Ansicht von Fachleuten falsch. Das Triebwerk hatte z.B. bei den Tests am Boden einen spezifischen Impuls von 1800 m/s. Ruppe geht von einem von 2276 m/s im Vakuum aus. Das sind wie ich im zweiten Teil durch Simulation feststellte reale Werte für ein Triebwerk dieser Konstruktion. Lutz Kayser meint, viele Triebwerke geben einen zusätzlichen Schub und damit läge der spezifische Impuls höher bei 2600 am Boden und 2900 im Vakuum. Nur: So etwas wurde bei keiner anderen Rakete, auch der Sojus bei der 20 Triebwerke simultan arbeiten je beobachtet und es gibt auch keinen Beweis für diese Behauptung. Lutz Kayser ignoriert auch die Masse der Druckluft und das sein Triebwerk nicht nutzbare Treibstoffreste hinterlässt. Die OTRAG wäre die einzige Rakete die keinerlei Reste hat. Selbst der Space Shuttle bei dem man diese Reste mit einigen Tricks minimiert hat, kann etwa 0.5 % des Treibstoff nicht nutzen. Bei den meisten Typen liegt dieser Prozentsatz höher, bei etwa 1-2 %. Berücksichtigt man dies so sinkt die Nutzlast rapide auf weniger als ein Viertel der OTRAG Angaben - Schon kommt die Rakete in Preisregionen in denen sie teurer als herkömmliche Träger ist.

Am fehlenden politischen Feingefühl

Nachdem die deutsche Regierung zwar das Konzept gefördert, aber dann sich bei Ariane beteiligt hat war Kayser erstmals ohne Unterstützung. Doch anstatt diese zu suchen ging er auf Konfrontation. Sich mit Diktatoren einzulassen war noch nie ein kluger Schachzug. Dass es Probleme mit den Nachbarn von Zaire geben würde war abzusehen und dass Russland dies als Propaganda nutzen würde war auch keine Überraschung. Dass man dann in ein Regime mit einem noch schlechteren Leumund auswich war sicher eine schlechte Entscheidung.
Die Hersteller von US Trägern prüften schon vor Kayser ob man diese nicht selbst starten könnte und bekamen eine sehr eindeutige Absage seitens der US Regierung. Sie waren schlau genug diese zu akzeptieren. Demgegenüber ging Kayser auf Konfrontationskurs und erzählte auch jedem Journalisten wie er von der deutschen Bundesregierung kaputt gemacht werden soll und der KGB Killer auf ihn angesetzt habe.
Trägerraketenstarts gehen nicht ohne staatliche Unterstützung. Man braucht zu viel Infrastruktur dafür oder finanzielle Mittel um diese bereit zu stellen. Beides hatte die OTRAG nicht. Selbst dann braucht man das staatliche Wohlwollen das dieses Unternehmen gut heißt. Wenn COCOM Bestimmungen den Export von Mikroelektronik in den Ostblock verbietet so kann es keine russisch-westlichen Firmen geben die Starts anbieten, auch wenn westliche Firmen daran beteiligt sind.
War nicht eine Koexistenz von Ariane und OTRAG möglich ? Nehmen wir an beide Unternehmen wären erfolgreich gewesen, so hätte es nach Ansicht des Autors einen genügend großen Markt für beide gegeben. Ariane ist ausgelegt für den geostationären Satellitentransport. Dorthin befördert die OTRAG wegen ihres schlechten Treibstoffs nur wenig Nutzlast. Zudem ist Ariane weder geeignet sehr kleine noch sehr große Satelliten zu transportieren. Beide Systeme hätten sich ergänzen können. Mit dem Kollisionskurs den Kayser fuhr ist es nicht verwunderlich, dass es scheiterte.

An Kayser selbst

Die OTRAG war eine Aktiengesellschaft, doch alle Entscheidungen fiel Kayser alleine. Wir schon im politischen Teil angedeutet waren diese zumindest in diesem Bereich krasse Fehlentscheidungen. Kayser war auch die Person die in Interviews immer die OTRAG und ihr Konzept präsentierte, obgleich für die Öffentlichkeitsarbeit eigentlich Frank Wukasch zuständig war.
Kayser neigte dazu alles etwas zu groß zu dimensionieren. Die OTRAG hatte nie mehr als 40 Mitarbeiter, doch eine Tochtergesellschaft OTRAS für den Transport und Niederlassungen in Frankreich und Zaire. Das Firmengelände das man ab 1980 bezog war so groß, dass sich die wenigen Mitarbeiter verloren. Bei einer Pressepräsentation wählte er den Bayrischen Hof als Platz und fuhr im Rolls Royce mit Chauffeur vor. Ein Reporter der ihn über einig Wochen begleitete berichtete von einem Privatflieger, Villa mit ausgedehntem Gelände auf Sardinien und einem eigenen Rennboot.
Obwohl man praktisch ab dem ersten Start von 1977 einer großen Orbitalversion nicht näher kam und durch die politischen Quälereien bestimmt viele potentielle Anleger verschreckte, hat Kayser mit dem Kapital nicht sehr gut gewirtschaftet sondern es großzügig ausgegeben.

Was wurde erreicht ?

Nun die OTRAG hat für die Summe von 150-200 Millionen DM folgendes erreicht:
Ein einfaches druckgefördertes Triebwerk mit 30 kN Schub entwickelt und mit einem einfachen Tank etwa in 20 Flügen getestet. Das sind die typischen Leistungen einer Höhenforschungsrakete die einen Bruchteil dieser Summe bei der Entwicklung kostet. Das Triebwerk selbst entstand ja noch in den Grundzügen unter der Förderung der Bundesregierung (mit nur 4 Millionen DM Aufwand). Das relativiert die Zahlen nochmals. Nicht umsonst taucht die OTRAG immer wieder auf wenn von Firmen die Rede ist die viel versprechen und nur das Geld der Anlieger verschleudern, wie dies in der jüngeren Vergangenheit auch die Cragolifter taten. Dabei versprach die OTRAG das genaue Gegenteil: Durch das modulare Konzept sollte man schon frühzeitig in der Entwicklung feststellen können ob der Entwicklungsweg richtig war. Dies ist auch richtig. Hätte die OTRAG es geschafft eine kleine Rakete mit nur einigen Hundert Kilo Orbitalnutzlast erfolgreich zu testen, dann wäre das Konzept zu einem Großteil validiert gewesen. Doch dazu kam die Firma nie.
Eigentlich sollte die OTRAG das vitale Interesse haben möglichst schnell und ohne große Kosten die große Version die Satelliten transportieren kann zu entwickeln. Warum ? Nun je geringer die Entwicklungskosten sind und je schneller man sie an die Anteilseigner (mit Zinsen) zurückzahlen kann, desto profitabler ist das Geschäft, denn anders als bei staatlich finanzierten Trägern muss die OTRAG diese Vorleistung in ihren Startkosten berücksichtigen.
Was man gemacht hat war das genaue Gegenteil: Man hat in Libyen sogar Rückschritte von 4 auf 1 Modul gemacht. Wenn die Anleger nur Gelder einzahlten um dadurch Steuern zu sparen so war ihnen es vielleicht egal ob sie es jemals wieder sehen würden. Sieht man die OTRAG als reine Firma um mit Steuerschlupflöchern Geld zu sparen, nicht aber als ein Unternehmen das profitabel arbeitet, so macht die Vorgehensweise der OTRAG Sinn. Dass der Bundesfinanzhof der OTRAG dann die Gewinnerzielungsabsicht absprach und das Steuerschlupfloch schloss ist nur folgerichtig.
Alle die ich sprach versicherten mir, dass Kayser die OTRAG Rakete als seinen Lebenstraum ansah und an sie glaubte. Wenn dies stimmt, dann hat er aber eklatante Fehler begangen und trägt einen guten Teil der Mitschuld am Scheitern der OTRAG. Heute steht eine Nachfolge der OTRAG noch aus. Die einzig Firma die heute eine Trägerrakete privat entwickelt hat und ohne staatliche Unterstützung startet ist die Firma SpaceX. Der Erststart ihrer Falcon-1 scheiterte im März 2006.
© der Bilder Lutz Kayser.

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands, Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel, Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen Der dazu gehörende Band 1 (Raketenlexikon: Band 1: US Trägerraketen) behandelt die amerikanischen Trägerraketen. Jeder Band behandelt die Technik und Geschichte von rund 100 Submodellen in kompakter Form. Die grundlegende Technik eines Modells wird in einem einführenden ersten Kapitel ausführlicher besprochen. Die folgenden Kapitel beinhalten dann die Veränderungen von Subversion zu Subversion. Jeder Typ wird mit einem ausführlichen Datenblatt und einem Startfoto dokumentiert.
Für die US-Trägerraketen gibt es auch ein zweites Buch, sinnigerweise nur "US-Trägerraketen" genannt. Es entstand aus der ersten Auflage des Bandes 1 des Raketenlexikons. Während ich in diesem die Information auf die wichtigsten Daten reduziert hatte, war nun das bestreben möglichst komplett die Raketen zu schildern, sofern dies in einem Buch möglich ist (bei Trägern die von der NASA entwickelt wurden musste dank der öffentlich verfügbaren Information trotzdem gekürzt werden). Herausgekommen ist mein umfangreichstes Werk mit dem zweieinhalbfachen Textumfang des Ausgangsbandes. Dank Reduktion der Ränder, Schriftgrößen und Abstände ist der Umfang nur 75% höher. Ich denke dieses werk ist einzigartig auf dem Markt, sowohl im deutschen wie englischen Sprachbereich.
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
Wer nur bei Amazon einkauft (nicht im normalen Buchhandel erhältlich) der kann auch beide Bände in aktualisierter Form (mit einem zusätzlichen Kapitel über die OTRAG und Ariane 6, Erweiterungen bei der Vega) im DIN-a$ Format auf 540 Seiten zusammengefasst erwerben. Dank der Preispolitik von Amazon ist diese ausgabe nur wenig teuerer als ein Einzelband.
Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.


OTRAG Rakete


Einleitung

In diesem Artikel soll noch über das wohl ehrgeizigste Projekt im Raketenbau berichtet werden: Die deutsche OTRAG Rakete. Ende der siebziger Jahre machte diese Schlagzeilen. Die Idee der OTRAG stammt von Lutz Kayser, der bald Investoren für Verlustabschreibungen gewinnen konnte. Die Konzeption der OTRAG Rakete war ganz auf einen niedrigen Startpreis ausgerichtet. Es zählten weder aufwendige Technik noch niedrige Startmassen sondern nur der Startpreis.
Der Artikel wurde durch die Recherche immer länger, und so habe ich ihn in zwei Teile unterteilt.

  • Im ersten Teil gebe ich weitgehend die Daten der OTRAG wieder sowie was ich durch Recherche herausfand. Sie finden hier eine technische Beschreibung der Module, der Rakete sowie eine Geschichte der OTRAG als Firma und der Entwicklung von Kayser.
  • Im zweiten Teil möchte ich dies diskutieren. Es geht zum einen darum ob die Werte der OTRAG so stimmen. Zum anderen ob man damit überhaupt eine große Rakete bauen kann. Zuletzt gibt es immer wieder Quellen die behaupten das Kayser fürs libysche Militär gearbeitet hat. Auch dies wird diskutiert. Diesen Teil lesen Sie gerade.
  • In der Einführung finden Sie die Quellen für beide Artikel

Dritter fehlgeschlagener StartVorteile des Konzeptes

Die massive Bündelung führt zu einer hohen Produktionsrate und damit geringeren Herstellungskosten pro Stück - Gemäß dem Gesetz der Serienproduktion. Da die gesamte Konstruktion sehr einfach ist, kann auch rationell produziert werden. Zum Teil wurden auch Technologien aus anderen Bereich einbezogen, so dass man sich auf schon preiswert in Serie gefertigte Teile stützen konnte.
Bei den Tanks sprach die OTRAG zum Beispiel von einer Reduktion der Herstellungskosten um 95 % bei Personalkostenanteilen von 20 % anstatt dem Raketenbau sonst üblichen 80 %
Zudem braucht man nur ein Triebwerk für eine Trägerrakete die einen sehr breiten Nutzlastbereich abdeckt. Sollte die Rakete also jemals fliegen so wäre sie mit Sicherheit der günstigste und skalierbarste Träger der jemals entwickelt wurde.
Ein weiterer Vorteil betrifft den für die Nutzlast verfügbaren Raum. Ein Nachteil der Träger die aktuell waren als die OTRAG entwickelt wurde, war, dass diese durch Booster immer leistungsfähiger wurden, aber die letzte Stufe, welche den Durchmesser der Nutzlasthülle diktierte nicht mit wuchs. Ein sehr wesentlicher Faktor bei der Entwicklung der Ariane und des Space Shuttles war es daher sehr viel Raum für die Nutzlast zur Verfügung zu stellen. Bei der Ariane 5 ist dies noch deutlicher zu sehen.
Bei der OTRAG Rakete wird die Nutzlastverkleidung automatisch breiter wenn man mehr Module verwendet, da die Rakete immer gleich hoch bleibt, aber der Durchmesser der Rakete zunimmt. Allerdings dürfte man diese nicht jeder Anpassung des Durchmessers durch neue Module anpassen sondern wahrscheinlich eine Reihe von Standardtypen anbieten.
Als Nachteil ist der Luftwiderstand bei dieser Rakete größer als bei anderen Typen. Dies ist auch ein Grund warum die Startbeschleunigung der OTRAG so hoch war, damit sie möglichst schnell die dichten Schichten der unteren Atmosphäre passiert.

Die Nachteile des Konzepts

Auch wenn es nach Aussage der OTRAG über 6000 Versuche der Triebwerke im Prüfstand gab ist es doch etwas völlig anderes eine Rakete zu starten, insbesondere wenn man bislang nur einzelne Triebwerke getestet hat und nun 500 auf einmal gezündet werden. An dem Konzept gab es schon in den siebziger Jahren starke Kritik. Die DFVLR untersuchte es und kam zu dem Resultat, dass der finanzielle Erfolg fraglich ist. Mit dem technischen Konzept beschäftigte sich Prof. Ruppe. Er kam zu dem Schluss, dass zum einen die Angaben der OTRAG zu optimistisch sind und es fraglich ist ob es technisch umsetzbar ist. Andere Fachleute bemängelten zahlreiche "weisse Flecken" im Konzept, sprich völlig ungelöste Teilaspekte des Trägers. An dieser Stelle einige persönliche Überlegungen was an dieser Rakete kritisch zu beurteilen ist.

POGO Effekte

Start Nr. 15 Bild 1Die Konstruktion ist sehr anfällig für POGO Schwingungen. POGO Schwingungen sind in der Raketentechnik gefürchtet, da sie nicht am Boden simuliert werden können. Zahlreiche Raketen litten bei den ersten Flügen unter POGO Schwingungen, so die Titan, Saturn V und die Ariane. Ursache sind Vibrationen der Triebwerke, welches sich auf die Tanks übertragen und die Flüssigkeit zum Schwappen bringen. Dies verstärkt dann nochmals die Schwingungen so dass es im Extremfall zu einem Bruch der Struktur kommen kann, so wie es bei dem zweiten Flug der Ariane 1 passierte.
Betroffen sind fast nur Erststufen, weil diese sehr lange Tanks haben. Zudem tritt das Phänomen meist erst nach einiger Zeit auf, wenn die Tanks nicht mehr ganz voll sind. Betrachtet man nun die OTRAG Rakete, so haben die Tanks eine Länge von bis zu 24 m und eine Breite von nur 0.27 m. Das bedeutet ein Verhältnis von 80:1 von Länge zu Breite. Bei Raketenstufen liegt es dagegen bei 4:1 bis 8:1. Weiterhin sind die Tanks schon beim Start nur teilweise mit Treibstoff gefüllt. Gegen eine Anfälligkeit spricht die Druckförderung. Es gibt keine Turbopumpen und bewegliche Triebwerke, welche als Quellen der Schwingung in Frage kommen.
Alle Tests welche die OTRAG gemacht hat fanden mit relativ kurzen Modulen (6 oder 12 m Länge) statt. Die aufgrund ihrer kürzeren Länge nicht ganz so empfindlich reagieren. Zu berücksichtigen ist weiterhin, dass die Tanks sehr dünnwandig sind und daher ein Bruch leichter möglich ist. Kayser selbst räumt ein, dass die Konstruktion von langen Stufen (18, 24 m) nur möglich ist durch das Bündeln vieler Triebwerke. Schon ohne POGO Schwingungen wäre sonst die Konstruktion nicht steif genug.
Andererseits ist die Rakete völlig anders aufgebaut als andere Typen und wird immer breiter je mehr Module es gibt. Dies kann auch Auswirkungen haben. Wahrscheinlich wird es bei der OTRAG Rakete so wie bei anderen Raketen sein: Erst die Flüge zeigen wie sich die Rakete verhält.
Bei den Tests des DFVLR war das Triebwerk sehr empfänglich für hochfrequente Schwingungen wenn der Injektor der OTRAG verwendete wurde. Bei einem normalen Injektor der DFLVR und nicht hypergolem Vorlauf gab es keine Schwingungen. Ob diese gelöst wurden ist offen. Ebenso gab es bei starke Schubschwankungen bei verschiedenen Triebwerken in der Größenordnung von 5% die bei Brennschluss anstiegen. Diese Wirken sich natürlich auch auf die Vibrationen aus und die Lenkbarkeit der Rakete wird natürlich auch beeinträchtigt.

Der N-1 Effekt

Start Nr. 15 Bild 2Es ist ein Irrtum zu glauben ein Triebwerk, welches man ausgiebig am Boden getestet hat, wäre damit auch automatisch flugqualifiziert. Das hat die europäische Raumfahrt bitterlich beim Erststart der Ariane 5 ECA erlebt, als das Vulcain 2 Triebwerk im Fluge den Belastungen nicht stand hielt, obgleich es am Boden ausgiebig vorher getestet wurde.
Noch eine Steigerung ist das Bündeln von Triebwerken. Jedes Triebwerk beeinflusst indirekt auch das andere. Es überträgt Schwingungen, es gibt Wärme ab, es belastet die Struktur. Das wohl bekannteste Beispiel für die Folgen ist die russische Mondrakete N-1. Ihre Triebwerke wurden extensiv am Boden getestet und galten als flugqualifiziert. Den Block A, die Erststufe mit 30 Triebwerken, hat jedoch niemand als ganzes getestet, weil man die Kosten für einen Teststand der den enormen Schubkräften von 46000 kN stand hält, sparen wollte. Dies rächte sich. Alle 4 Starts der N-1 scheiterten an Problemen mit dem Block A.
Die OTRAG Rakete steht vor demselben Problem : Nur sind es hier bis zu 500 Triebwerke die auf einmal gezündet werden. Anders als bei anderen Raketen ist es auch nicht möglich, die Triebwerke vor dem Start zu testen : Nach einem Probelauf ist die Ablationsschicht weg geschmolzen und das Triebwerk Schrott. Ein einziger Testlauf am Boden eines 500 Triebwerke Bündels wird dadurch ziemlich teuer. Wahrscheinlich könnte sich die OTRAG auch einen entsprechend leistungsfähigen Teststand nicht leisten. (500 Triebwerke würden einen Startschub von bis zu 17500 kN ergeben, 15 mal mehr als ein Teststand für das Vulcain Triebwerk der Ariane 5 an Last aufnehmen muss).

Triebwerksausfälle

Start Nr. 15 Bild 3Ein weiterer Punkt betrifft die Folgen eines Triebwerksausfalls. Bei den Versuchen bis 1974 gab es 3 Ausfälle bei 200 Versuchen. Später wurde nur noch bekannt, dass es über 2000 Versuche gegeben haben soll, aber keine Erfolgsquote. 3 Ausfälle bei 200 Versuchen ist aber eine in der Raketentechnik übliche Größe, die ich mal hier in die Überlegungen einbeziehen will.
Zuerst scheint es ist ein Triebwerksaufall bei einer Rakete mit so vielen Triebwerken unkritisch. Betrachtet man nur den Schubverlust, so gilt dies auch uneingeschränkt. Was man jedoch nicht vergessen sollte: Da jeweils 2 Triebwerke an einem gemeinsamen Tank hängen, verbleibt bei vorzeitiger Abschaltung noch eine Menge Treibstoff, der nicht genutzt wird und so verändert sich das Voll/Leermasseverhältnis.
Bei anderen Raketen mit mehreren Triebwerken kann man den Ausfall eines Triebwerks auffangen, indem man die anderen länger brennen lässt. Dies geschah zum Beispiel bei der Mission von Apollo 13, als eines der Triebwerke der zweiten Stufe ausfiel. Diese Möglichkeit hat die OTRAG Rakete nicht.
Für die 4 Tonnen Version mit 256 Triebwerken habe ich mal die Wahrscheinlichkeit und die Folgen eines Triebwerkausfalls bei einer Zuverlässigkeit von 99 % ausgerechnet. (Ein Ausfall bei 100 Zündungen) Die Änderung der Leermasse gilt für das "Worst Case" Szenario, dass das Triebwerk gleich nach der Zündung ausfällt:

Stufe Anzahl Triebwerke Wahrscheinlichkeit für einen Ausfall Änderung der Leermasse Geschwindigkeitsänderung Verlust an Nutzlast
1 192 85.5 % 4.7 % -27 m/s -75 kg
2 48 38.3 % 18.8 % -97 m/s -260 kg
3 16 14,8 % 56.3 % -497 m/s -1350 kg
Start Nr. 15 Bild 4Es zeigt sich folgendes: Obgleich der Ausfall eines Triebwerks in der ersten Stufe relativ wahrscheinlich ist und praktisch bei jeder Mission auftreten sollte, sind die Auswirkungen noch abzufangen. Ein Polster von 100 m/s ist dagegen heute bei Raketen eher die Ausnahme und ein Polster von fast 500 m/s entspricht einer Reduktion der Nutzlast um ein Drittel.
Das bedeutet, dass die OTRAG Rakete entweder mit einem sehr großen Sicherheitspolster starten muss, oder jeder 6.te Start geht statistisch schief. Bei einer Zuverlässigkeit von 99 % müsste man zumindest bei den ersten beiden Stufen auch die Wahrscheinlichkeit von 2 Triebwerksausfällen untersuchen.
In dieser Rechnung ist noch nicht einmal berücksichtigt, dass man bei Ausfall eines Triebwerks das gegenüberliegende abschalten will um die Schubsymmetrie aufrecht zu erhalten. Macht man dies, so verdoppeln sich die Auswirkungen.
Kayser gibt zwar an, dass die Triebwerke "6 Sigma" qualifiziert seien. Doch dabei handelt es sich nur um ein Kriterium aus der Produktion, dass angibt, dass man während der Herstellung einen Ausschuss von etwa 3.4 Teilen pro Million hat. Damit ist nicht gesagt, dass auch während des Fluges nur so wenige Triebwerke ausfallen. Schließlich gab es bei 18 OTRAG Starts 2 Fehlstarts bei nur 4 beziehungsweise einem Triebwerk pro Start. Als Summe kann man vereinfacht sagen, das die OTRAG Rakete mit 100 mal mehr Triebwerken als eine konventionelle Konstruktion auch eine 100 fach höhere Anforderung an die Zuverlässigkeit an das Triebwerk stellt. Lutz Kayser ist sich sicher, dass das Triebwerk so zuverlässig ist.
Schon die bei der Steuerung entstehenden Treibstoffreste sind immens. Jede Rakete muss nach dem Start von der Horizontalen in die Vertikalen umgelenkt werden. Bei der OTRAG macht man dies indem man die Triebwerke an einer Seite auf 40 % Schub herunterfährt. Auch hier verbleiben dann Treibstoffreste. Diese sind relativ groß : Nimmt man an, dass die OTRAG Rakete dieselbe Endgeschwindigkeit wie einer Ariane erreichen muss, so kann man rückrechnen, dass die erste Stufe noch über etwa 5000 kg Resttreibstoff bei der Stufentrennung verfügen müsste.

Otrag StandtestSystemtechnisches

Was die OTRAG nie erreichte war der komplette Test eines Trägers. De fakto waren alle Tests nur Tests von Einzeltriebwerke unter Flugbedingungen. Im Prinzip hat man eine Höhenrakete der unteren Leistungsklasse entwickelt - aber keine Trägerrakete.
Die Regelung des Schubvektors, die Abschaltung von Triebwerken bei Ausfällen, die gesamte Regelung von mehreren hundert Triebwerken, die Stufentrennung und die gesamte Steuerung. Das alles wurde nie erprobt. Nicht umsonst setzte Lutz Kayser den Finanzaufwand für die Entwicklung einer Trägerakete mit 500 Millionen DM an. Es ist zu erwarten, dass es hier noch einige Rückschläge geben würde.
Bei anderen Raketen ist es ein großer Schritt von einem Triebwerk zu einer zuverlässigen Rakete. Es gibt selbst heute im Zeitalter von Computersimulationen und bei Firmen mit Jahrzehnten Erfahrung noch Rückschläge, wie zum Beispiel bei der Delta III die nach 2 Fehlschlägen und einem teilweise gelungenen Demonstrationsstart eingestellt wurde.
Bei einem völlig neuen Konzept mir noch nicht erprobten Technologien ist dieses Risiko sehr hoch. Heute geht der Trend dazu, weniger Triebwerke einzusetzen. Ariane 5 besitzt nur noch 4 Triebwerke anstatt bis zu 10 in der Ariane 4. Die Delta 4 setzt maximal 6 Triebwerke ein anstatt bis zu 12 in der Delta 2. Dies hat auch den Grund die Fehlermöglichkeiten zu verringern.

Steuerung

Die Steuerung der OTRAG Rakete erfolgte wie geschrieben durch Drosseln eines Triebwerks. Es ist daher nicht möglich den Schub beliebig fein zu regeln sondern nur in festen Stufen. Herkömmliche Triebwerke schwenken dagegen ihre Triebwerke und können so die Schubrichtung feiner beeinflussen.
Das ganze ist wie der Verglich analog und digital : Sofern man sehr viele Triebwerke hat um den Schub zu variieren ist es eigentlich egal, weil man durch die vielen Triebwerke den Schub fein dosieren kann. Wenn bei einer 128 Module Rakete ein Triebwerk auf 40 % heruntergeregelt wird, so beeinflusst dies den Schub in der ersten Stufe um weniger als 1 %. Je kleiner die Stufen aber werden desto größer ist die Auswirkung. Für 4 Module macht dies schon 15 % des Gesamtschubs aus. Als beim dritten Test in Zaire ein Ventil in der 40 % Stellung hängen blieb drehte sich die Rakete vom Start weg sofort zur Seite wie man auf der Fotosequenz sieht.
Diese Vorgehensweise ist also nur für große Raketen sinnvoll. Aber selbst Oberstufen müssen ihren Kurs ändern können. Es erscheint also nicht praktikabel für Oberstufen oder kleinere Raketen. Dieses Problem hat man bei der Entwicklung wohl unterschätzt. Es gibt noch ein zweites Problem: Durch die langen nur teilweise gefüllten Rohre ist der Schwerpunkt der Rakete sehr ungünstig. Beim ersten Start in Libyen war der Nutzlastteil zu schwer und die Rakete neigte sich nach 20 Sekunden, als ein Teil des Treibstoffs verbraucht war, zur Seite und schlug auf dem Boden auf.  Dieses Problem dürfte auch bei den Oberstufen auftreten, die eine schwere Nutzlast transportieren müssen. Das Kaltgassystem welches die Regelung um die Rollachse übernehmen sollte wurde nie getestet.
Professor Ruppe zeigte in einer Untersuchung, dass die Motoren wegen des hohen Drucks sehr träge reagieren. Er hielt aufgrund dieser Eigenschaft die Rakete für nicht steuerbar, weil man nicht schnell genug reagieren könnte. Lutz Kayser erklärte, dass man beim Fehlstart am 5.6.1978 auch der Motor zu schwach war (100 W Leistung) und man mindestens einen 150 W Motor brauchte. Alle folgenden Starts machten von der Möglichkeit den Schubvektor zu Steuern keinen Gebrauch. Damit ist die Steuerung niemals erfolgreich getestet worden.

Anmerkungen zu den Daten


Voll- und Leermasse

Der Autor hat keine technischen Beschreibungen der OTRAG aus der Zeit als sie gebaut wurde. Zeitungsausschnitte aus dieser Zeit erschienen vor allem in populären Magazinen und enthalten sehr wenige technische Details. Im August 2005 hat mich Lutz Kayser persönlich kontaktiert und mir Daten per E-Mail zukommen lassen. Diese sehen aber viel besser aus als man sie für eine derart massive Konstruktion erwarten könnte. Es gibt auch einige Widersprüche die ich im folgenden erläutern werde.
No TextZuerst bekam ich für ein 16 m Modul folgende Daten :

  • Vollmasse: 1500 kg
  • Leermasse: 150 kg
  • Schub (Mittel) 20 kN
  • Brennzeit: 120 Sekunden
  • Spezifischer Impuls 2648 Boden
  • Spezifischer Impuls 2913 Vakuum
Kayser schreibt, als ich ihn auf ältere Angaben hinweise in denen von 15 % Leermasse die Rede ist (eine plausiblerer Wert) dass sich dies auf die 18 m Version bezog, die 12 m Version läge bei 18 % und die Daten die ich bekommen hätte wären für das 24 m Modul. Doch auch diese Daten sind nicht stimmig:

Länge 24 m 18 m 12 m
Treibstoff 1350 kg 1012.5 kg 675 kg
Tanks 93.2 kg 69.4 kg 45.6 kg
Triebwerk 65 kg 65 kg 65 kg
Startmasse 1508 kg 1147 kg 790.6 kg
Leermasse 158 kg 134.4 kg 110.6 kg
Leermasse % 10.5 % 11.7 % 14 %
Ich habe darauf etwas mit den Zahlen gespielt. Man kann zwar das Gewicht des Triebwerks erhöhen um auf die von Kayser angegebenen Werte zu kommen (bei einer Masse von 105 kg erreicht man zum Beispiel die angegebenen 15 % Leermasse bei 18 m und 18 % Leermasse bei 12 m Länge), aber dann stimmt wiederum der Werte für die 24 m Version nicht.
Bedenkt man, dass die Tanks ein extrem ungünstiges Volumen/Oberfläche Verhältnis aufweisen und zudem nur teilweise befüllt wurden, so sind die Strukturmassen sehr optimistisch. Hier einmal als Vergleich die Daten der Europa Oberstufe Astris, die im etwa selben Masse und Schubbereich liegt:

Kenngröße OTRAG Modul Astris
Vollmasse 1508 kg 3370 kg
Leermasse 158 kg 600 kg
Schub (Mittel) 25 kN / 20 kN 22.96 kN
Leermasse % 10.5 % 17.8 %
Vorbereitungen für Start 2Ein ähnliches Voll zu Leermasseverhältnis haben auch andere Stufen dieser Größenklasse. Ein Wert von 10 erreichen normalerweise erst Stufen von etwa 30 t Masse. Bei einer Orbitalversion müssten die umliegenden Module als zusätzliche Last die inneren Stufen tragen, das ist eine zusätzliche Last die noch dazu einseitig wirkt, nämlich an der Innenseite jedes Moduls. Erhöht man aber die Tankstärke auf 1 mm, wie es in einem Bericht von 1979 stand, so steigt die Leermasse eines 24 m Moduls von 158 kg auf 251 kg und man erhält den in früheren Veröffentlichungen angegebene Leermasseanteil von 15%. Ein in Libyen getestetes Modul mit nur 6 m Länge wies schon eine Leermasse von 185 kg auf, leider ist nicht bekannt wie viel davon auf die Nutzlast entfiel.
Im Jahre 1979 veröffentlichte Harry O. Ruppe in seinem Buch "Die grenzenlose Dimension" Band 1 ganz andere Daten: Ein 4 er Modul von 24 m Länge sollte folgende Daten besitzen:

Größe Otrag Ruppe
Treibstoff 1350 kg 1176 kg
Druckgas
28 kg
Treibstoffreste
11 kg
Startmasse 1508 kg 1361 kg
Leermasse 158 kg 197 kg
Spezifischer Impuls 2648 m/s 2276 m/s
Die OTRAG lässt Treibstoffreste und Druckgas unter den Tisch fallen. In der Tat wiegt die Druckluft in einem 24 m Modul (bei einer 2/3 Betankung) bei einem Druck von 40 Bar etwa 22 kg. Treibstoffreste die nicht genutzt werden können gibt es in einer Großenordnung von 1 % bei jeder Rakete. Sie müssen bei der Leermasse berücksichtigt werden und dies tut man bei anderen Raketen auch.
Zwar bläst das Druckgas den Treibstoff aus und erzeugt so einen geringen Schub (anfangs 270 N, in 13 Sekunden auf 135 N abfallend). Doch ist dieser nutzbar ? Die OTRAG Rakete hat keine Anpassung an die Schwerelosigkeit Sobald der Schub abfällt beginnt der Furanol sich mit dem Kerosin zu vermischen und die nächste Stufe kann nicht mehr gezündet werden. Eine Stufentrennung muss also erfolgen solange der Schub noch nicht absinkt, kurz vor Brennschluss der äußeren Stufen.

Der spezifische Impuls

Kayser gibt einen spezifischen Impuls von 2648 m/s am Boden und 2913 m/s im Vakuum an. Diese Werte wären für diese Treibstoffkombination ein Rekord. Ich habe zum Vergleich einmal die Leistungsdaten des Triebwerks RD-214 der Kosmos Trägerrakete angegeben, welches mit derselben Mischung arbeitet:

Kenngröße OTRAG Triebwerk RD-214
Schub 5-50 kN 730 kN
Brennkammerdruck 10-30 Bar 43.6 Bar
Enddruck 0.7-2 Bar 0.889
Brennkammer/Enddruck 15 52.3
spezifischer Impuls Boden 2648 2255
spezifischer Impuls Vakuum 2913 2590
CEA: theoretischer Impuls Vakuum 2474 2739
CEA: theoretischer Impuls Boden 2135 2541
Obgleich der Druckabfall beim RD-214 viel größer ist (52.3 zu 1) anstatt (15 zu 1) und das Triebwerk immer unter dem optimalen Druck arbeitet, weist das Triebwerk der OTRAG einen höheren spezifischen Impuls, also eine höhere Energiemenge pro verbranntem Kilo Treibstoff auf. Dies sind die Daten für die Mischung HDA/Kerosin. Die Mischung Salpetersäure/Kerosin ist etwas schlechter, aber nicht viel (etwa 30 m/s).
Ich habe das von der NASA veröffentlichte Programm CEA, mit dem man unter anderem auch die theoretische Performance eines Raketenantriebs unter gegebenen Randbedingungen berechnen kann, mit den Daten der OTRAG und des RD 213 gefüttert. Da in diesem Programm ein idealisiertes Raketentriebwerk verwendet wird, in dem es z.B. keinen Bedarf zur Kühlung gibt, ist ein reales Triebwerk immer schlechter als diese theoretischen Werte. Das sieht man auch beim RD213. Es wird ein leicht besserer spezifischer Impuls (Unterschied ungefähr 150 m/s) in der Simulation erhalten.
Start 2 nachtsWie anders ist hier das OTRAG Triebwerk! Es arbeitet mit einem geringeren Brennkammerdruck und einem höheren Düsenmündungsdruck und trotzdem hat es einen höheren spezifischen Impuls ! Ja der spezifische Impuls ist sogar höher als bei jedem Triebwerk, dass jemals mit dieser Treibstoffkombination gebaut wurde. Selbst Oberstufen mit einem viel höheren Expansionsverhältnis haben schlechtere Werte. Doch diese Werte sind mit CEA nicht verifizierbar.
Sie sind auch aus den Daten der Triebwerke verifizierbar. Wenn ein Modul wie angegeben eine Treibstoffmasse von 1350 kg und einen Schub von 25 kN, linear abnehmend auf 15 kn hat bei einer Brennzeit von 120 Sekunden, dann erhält man einen spezifischen Impuls von ziemlich genau 1778 m/s. Auf dieselben Werte kommt man wenn man die veröffentlichten Daten über Höhen und Nutzlasten von OTRAG Testschüssen zurückrechnet.
Zwei ehemalige OTRAG Mitarbeiter bestätigten mir übereinstimmend, das der von mir errechnete Wert korrekt sei und bei den Flügen ein spezifischer Impuls von 1800 m/s am Boden gemessen wurde.
Als ich Lutz Kayser auf diese Diskrepanz hinwies gab es plötzlich neue Werte. Nun sollte der Schub im Mittel 25 kN betragen und die Brenndauer 150 Sekunden. Damit wäre der spezifische Impuls mit 2740 m/s sogar noch höher als vorher angegeben. Nur braucht man nach meinen Berechnungen ein Verbrennungsdruck zu Mündungsdruckverhältnis von 100:1 um diesen spezifischen Impuls zu erreichen. Da das Triebwerk aber bei 1 Bar Umgebungsdruck arbeiten muss, ist kein höheres Verhältnis als 30:1 möglich.
Lutz Kayser macht Annahmen, dass es einen aerodynamischen Staudruck der Gase durch die Kombination so vieler Triebwerke gäbe und durch das ringförmige Verbrennen sogar eine Düsenwirkung. Dies würde den spezifischen Impuls um 10 % erhöhen. Da die OTRAG niemals in das Stadium der massiven Bündelung kam ist dies nicht nachprüfbar. Das gleiche gilt für die Brenndauer und den Schub einer 24 m Version, da auch so eine Variation nie getestet wurden.
Auch Harry O. Ruppe schreibt in seinem Buch "Die grenzenlose Dimension" von einem recht niedrigen Expansionsverhältnis von 6 und einem spezifischen Impuls von 2286 m/s. Auch er schreibt, das die OTRAG Angaben um 12 % höher seien, weil "Herr Kayser meint viele Parallelstrahlen eine Düsenwirkung aufbauen. Das scheint mir nur sehr begrenzt zuzutreffen". Es handelt sich bei den spezifischen Impulsen von Herrn Kayser also um reine Wunschwerte, die er für zukünftige große Versionen prognostiziert.
Das DFVLR bei dem Kayser bis 1976 die Triebwerke testete hat natürlich auch die Performance untersucht. Nach deren Daten gibt es neben den offensichtlichen Einschränkungen (Treibstoff mit geringem Energiegehalt, geringes Expansionsverhältnis) noch den Effekt des absinkenden Brennkammerdrucks. Zusammen mit anderen Verlusten kam das DFVLR auf Effizienzverluste je nach Größe der Düse zwischen 12,06 und 13,56 %. Das ist ein sehr hoher Wert. Übliche Raketentreibwerke erreichen eine Effizienz von 97 bis 99%, also Verluste von 1-3%. Interessanterweise warn zu diesem Zeitpunkt die angaben der Technologieforschungs GmbH auch weitaus weniger optimistisch als später, obwohl es keine wesentlichen Änderungen in den Triebwerken gab:

Performanceparameter (1975) Technologieforschung DFVLR
Spezifischer Impuls Meereshöhe erste Stufe 2125 m/s 1875 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum erste Stufe 2439 m/s 2181 m/s
Spezifischer Impuls Mittel erste Stufe 2120 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum zweite Stufe 2601 m/s 2334 m/s
Spezifischer Impuls Vakuum dritte Stufe 2711 m/s 2450 m/s
Warum verwendet der Autor soviel Zeit auf die Diskussion dieser Frage ? Nun der spezifische Impuls ist eine Maßeinheit wie viel Energie aus einem Treibstoff herausgeholt werden kann. Je kleiner er ist desto kleiner die Nutzlast und unterhalb einem bestimmten Wert schafft die OTRAG es nicht einmal ihre Leermasse in den Orbit zu transportieren.
No TextDabei liegt der schwarze Peter nicht so sehr an der Treibstoffmischung. Sie ist zwar etwas der Kombination Hydrazin/Stickstofftetroxid unterlegen. Doch liegt sie noch in dem Bereich den auch feste Treibstoffe erreichen und aus diesen werden durchaus Raketen gebaut. (Pegasus, Scout, Start, Taurus). Zudem ist ja nicht gesagt, dass die OTRAG bei dieser Treibstoffkombination bleiben muss. Es spräche technisch nichts dagegen auf Hydrazin und Stickstofftetroxid umzusteigen. Das man damals die Kombination gewählt hat lag an dem hohen Preis dieser Treibstoffe. In den letzten 20 Jahren blieben die Preise weitgehend konstant während Raketen teurer wurden. Der Preisvorteil wäre also heute in diesem Maße nicht mehr gegeben.
Das Problem ist die Düse die wegen der Konstruktion niemals breiter als das Triebwerk oder genauer gesagt die Brennkammer sein kann. Das Expansionsverhältnis ist niedrig, das bedeutet, dass die Gase das Triebwerk noch mit einem relativ hohen Druck verlassen und damit verschwendet man viel Energie.
Es gibt zu wenig Daten über das Triebwerk um zu sagen ob sich dieser Umstand beheben lässt. Da der Düsenhalsdurchmesser variabel ist erscheint es zumindest für die Oberstufen möglich diesen zur verkleinern und damit den spezifischen Impuls auf Kosten des Schubs zu steigern. Zwei ehemalige Mitarbeiter der OTRAG bestätigten mir meine Vermutung. Bei den Versuchsflügen wurde nach Aussagen von Kaysers Nachfolger Frank Wukasch ein spezifischer Impuls von 1800 m/s gemessen. Nimmt man diesen für die erste und 2100-2200 für die oberen Stufen an, so reduziert sich die Nutzlast aber beträchtlich. Die dreistufige Auslegung ist nicht möglich und eine vierstufige Version nötig. Selbst diese läge aber nur bei etwa einem Fünftel der Angaben von Lutz Kayser. Für die 256 Modul Version errechne ich eine Nutzlast von maximal 800 kg anstatt 4000 kg. Harry O. Ruppe hat auch die OTRAG Rakete mit realistischen Angaben durchgerechnet und kommt auf 2900 kg anstatt 10000 kg bei der großen Version. Harry O. Ruppe ist kein Unbekannter: Er war beteiligt beim Start der Mondsonde Pioneer 4, bei der Durchführung der Apollo Projekte und Direktor des Planungsbüros für Skylab. Ab 1966 baute er den Lehrstuhl Raumfahrttechnik an der TUM auf und war lange Zeit Professor und Institutsleiter an der TUM. Dies zeigt, dass auch Fachleute zu den gleichen Ergebnissen kommen. Auch Harry Ruppe geht von einem maximalen spezifischen Impuls von 2286 m/s aus.
Ruppe sieht noch zwei andere Schwächen im Konzept: Zum einen die Art der Steuerung. Durch den hohen Druck der Treibstoffe reagieren die Motoren träge, für eine große Rakete die ja viel empfindlicher gegenüber Störkräften ist wahrscheinlich zu langsam. Ruppe meint erst nach 1 Sekunde würde bei einer großen Rakete eine Steuerwirkung eintreten. In der Tat war ja auch der einzige Test bei dem man diese Steuerung testen wollte ein Fehlschlag, weil sie Rakete weg kippte und die Steuerung dies nicht ausgleichen konnte.
Das zweite was Ruppe als Kritik anführt ist das das modulare Konzept nicht wirklich skalierbar ist. Es gibt geometrische Randbedingungen einzuhalten, die praktisch dazu führen dass die einzelnen Raketen immer die doppelte Nutzlast der Vorgängerversion haben. Erweitert man eine Rakete um Module links oder Rechts, so steigert dies nur das Verhältnis der Masse von Erststufe zu Zweitstufe. Das ist jedoch für die Nutzlast nicht so wichtig. Der Preis der Rakete steigt an, aber die Nutzlast kaum. Zwischengrößen sind nur durch teilweise Betankung möglich, was einer gezielten Verschlechterung der Rakete entspricht. Der Preis für die Module bliebt gleich, nur die Treibstoffkosten sinken.
Es gibt übrigens noch eine Schwäche im OTRAG Konzept: Durch die Größe des Graphitringes soll der Schub geregelt werden. Klar ist: Größere Düsenhalsfläche - mehr Schub. Aber : Die Fördermenge ist ja immer gleich und der Förderdruck ebenfalls. Dadurch sinkt die Strahlgeschwindigkeit in gleicher Weise. Das 24 m Modul muss aber mehr Schub aufweisen als ein 12 m Modul. Das verschlechtert den spezifischen Impuls weiter. Am deutlichsten ist dies beim Schubbeiwert zu sehen: Dieser liegt bei einem 10 cm Ring bei 1.27, schlechter als bei jeder anderen Rakete (übliche Werte 1.4 - 1.9) und schon nahe bei dem einer Feuerwerkrakete (1.0 = keine Düse).

Libyen

Die Geschichte der OTRAG in Libyen ist auch heute noch ein rätselhaftes Kapitel. Die offizielle Version habe ich schon wiedergegeben. Hier noch mal die Kurzform:
Nach Darstellung von Herrn Kayser wählte er Libyen weil die libysche Regierung anders als viele andere nicht erpressbar ist. Diesen Schluss zog er nach der Ausweisung aus Zaire. Ein anderes Argument sollte die relativ günstige Haftpflichtversicherung für Personenschäden sein. In Libyen wurde er dann konfrontiert, dass das Militär sich für seine Raketen interessierte. Als Folge wurden dann nur noch Starts mit einem Modul gemacht. Als sich Kayser weigerte zu einer zweistufigen Version überzugehen wurde er enteignet. Soweit die Schilderung Kaysers.
Recherchiert man im Internet so gilt es bei den meisten Quellen als ausgemachte Sache, dass man in Libyen Raketen für das Militär entwickelt hat. Ich möchte hier einmal die Tatsachen und die möglichen Erklärungen gegenüberstellen. Das grundsätzliche Problem ist, dass es Widersprüche gibt, die man so oder so deuten kann.

  • Für die Tätigkeit für ein militärisches Raketenprogramm spricht dass auch Kayser selbst zugibt dass von Anfang an in Libyen Begehrlichkeiten des Militärs gab. Man fragt sich, warum er nicht rechtzeitig das Land wieder verlassen hat. Allerdings bestätigt ein Bericht der Zeitschrift "Transatlantik" aus dem August 1980, als ein Journalist längere Zeit Kayser begleitete, ihm eine "bemerkenswerte politische Naivität".
  • Gegen eine Beteiligung an einem militärischen Programm spricht die Tatsache dass Kayser enteignet wurde. Allerdings arbeiteten Mitarbeiter dann weiter und nur Kayser und ein Teil der Mannschaft verließ Libyen. Die Mitarbeiter schieden aus der OTRAG aus und wurden von Libyen bezahlt.
  • Die Enteignung ist wohl das rätselhafteste in der ganzen Geschichte. Da wird eine Firma enteignet und Mitarbeiter kündigen dann bei dieser und arbeiten für das libysche Militär weiter. Kayser, der enteignet wurde, hat aber noch weitere 10 Jahre seinen Wohnsitz in Libyen. Im Jahre 2002 war er Redner für die libysche Akademie der Wissenschaften.
  • Für die meisten verdächtig ist, dass mit dem Umzug nach Libyen die Öffentlichkeit endet. Die meisten unabhängigen Quellen führen nur den ersten Start in Libyen am 3.3.1981 an. Danach gibt es keinerlei Informationen mehr. Das ist für eine Firma, die auf Geldern von Gesellschaftern angewiesen ist, nicht förderlich.
  • 4 Modul untenBei den Starts machte man einen Schritt zurück von 4 auf 1 Modul. Auch hierfür gibt es zweierlei Erklärungen. Zum einen sagt Kayser, dass man verschiedene Parameter testen wollte und dies ging genauso gut mit einem Modul. Bei einer zweistufigen Version wäre mit in Konflikt mit dem MCTR (Verbot von Exporte von Raketen über Reichweiten von 300 km in Entwicklungsländern). gekommen. Für eine Rakete mit strategischer Bedeutung wäre aber ein 1 Modul besser gewesen, denn es ist einfacher handhabbar.
  • Es finden sich in Kaysers Liste einige merkwürdige Starts wie der Start im 60 Grad Winkel. So werden meist Artillerieraketen gestartet. Kayser meinte dadurch ein Nickprogramm einsparen zu können und dadurch würde die Rakete nicht auf dem Startplatz fallen. Es werden zwar auch japanische Raketen so gestartet, doch handelt es sich dabei um reine Feststoffraketen mit beschränkten Möglichkeiten zur Steuerung. Die OTRAG Rakete sollte doch ein anderes Konzept der Steuerung einsetzen. Die späteren Tests von Libyen, dass zeigt ein mir zugänglich gemachtes Protokoll waren auch nur 1 Modultests in schrägen Winkeln. Bei 50 % Füllungsgrad und 70 Grad Neigung ereichte man Weiten von 50-70 km. Würde man dies auf ideale Bedingungen übertragen. (45 Grad Abschuss, volle Tanks) so würde ein Modul mit derselben Nutzlast eine Reichweite von 170 km erreichen. Diese Reichweite wäre größer als die jedes Artelleriegeschosses.
  • Für Libyen und andere Entwicklungsländer wäre die OTRAG Rakete gerade wegen ihrer Einfachheit sehr gut als militärisches Geschoss geeignet. Gerade, weil sie weit verbreitete kommerziell erhältliche Komponenten verwendet, und daher relativ einfach, billig und in Massen produziert werden könnte. Der niedrige spezifische Impuls, der Hauptnachteil der Rakete ist bei Kurzstrecken und Mittelstreckenraketen nicht so entscheidend wie bei einer Trägerrakete.
  • Andererseits ist die OTRAG Rakete von ihrer Auslegung her keine militärische Rakete. Die dünnen Tanks die den Treibstoff nur unter Druck halten können ohne sich zu verformen, die unhandliche Form wegen des geringen Tankdurchmessers und die Forderung schon bei vergleichsweise kleinen Nutzlasten mehrere Module zu bündeln spricht gegen eine Militärrakete.
  • Im Zollkriminalamt findet man zwei Gemälde von einem libyschen Waffenprogramm, welche eine verblüffende Ähnlichkeit mit der OTRAG Rakete haben.
Ich habe bei der Recherche neben Kayser zwei ehemalige OTRAG Angestellte befragt und bekam unterschiedliche Antworten. Einer meinte das die Wahl von Libyen eine Trotzreaktion gewesen sein, weil man in Zaire rausgeschmissen wurde und die Unabhängigkeit von Libyen den Ausschlag gab. Der andere meinte, dass es sich Kayser wohl Geld von Libyen erhoffte, aber keines bekam. Nach der Enteignung wurde dann an einer weiteren Steigerung des Förderdruckes gearbeitet um den Schub zu steigern. So erreichte ein 6 m Modul einen Startschub von 30 kN anstatt 25 kN bei den früheren Tests.
Es gibt nur wenig was wirklich unzweifelhaft ist:

  • Aus der OTRAG Rakete hat Libyen niemals eine militärische Version gemacht. Vielleicht ging es einfach darum Know How einzukaufen. Wahrscheinlich gelang es aber nicht die Rakete in eine Militärrakete zu konvertieren.
  • Tatsache ist, dass die OTRAG Aktivitäten vom BND nach Zaire beobachtet wurden. Ich denke, hätte man damals eine Handhabe gehabt um Kayser und andere OTRAG Mitarbeiter wegen des Exports von Raketentechnologie nach Libyen anzuklagen, dann hätte man dies getan.
Wie es in Libyen wirklich lief wird sich auch 20 Jahre später wohl nicht klären lassen.

Starts der OTRAG Rakete

Der erste Start erprobte 4 Triebwerke mit 4 Tanks von je 3 m Länge. Dieser war erfolgreich, genauso wie der zweite Start bei Nacht. Hier wurde erstmals eine 12 m Version eingesetzt. Beim dritten Start versagte ein Ventil und die Rakete wich vom Start nach links ab. Der erste Start in Libyen soll nach Auskunft eines Augenzeugen ebenfalls ein Fehlstart gewesen sein. Es gibt aber im Libyen anders als bei den Starts in Zaire keine unabhängigen Beobachter mehr. Das bedeutet dass ich alle Starts von 2Z-14Z nur von einer Liste von Herrn Kayser dokumentiert habe. Herr Kayser wertet aber selbst den Fehlstart bei Flug 3 als 50 % Erfolg und lässt den letzten Start im Esrange in Kiruna, weg.
Die Zuverlässigkeit der OTRAG liegt nach diesen Angaben bei 89 % (2 Fehlstarts in 18 Flügen).

Nr. Datum Startplatz Röhren pro Triebwerk Triebwerke Ergebnis / Zweck
1Z 17.05.1977 Shaba (Zaire) 2 4 20 km Höhe
2Z 20.05.1978 Shaba (Zaire) 4 4 Nachtstart, 30 km Höhe
3Z 05.06.1978 Shaba (Zaire) 4 4 Fehlstart, Rakete weicht vom Start an ab.
1L 01.03.1981 Tawiwa (Libyen) 4 4 Fehlstart, Rakete dreht nach 21 sec.
2L 07.06.1981 Tawiwa (Libyen) 4 4 Hochbeschleunigungstest, 20 % Treibstoff
3L 17.09.1981 Tawiwa (Libyen) 4 1 Rollen um die Achse Test
4L 01.10.1981 Tawiwa (Libyen) ? 1 Brennen bis zum Verbrauch des Treibstoff
5L 24.10.1981 Tawiwa (Libyen) ? 1 Verbrauch des Oxidators (rauh)
6L 19.11.1981 Tawiwa (Libyen) ? 1 Verbrauch des Dieselöls (weich)
7L 12.12.1981 Tawiwa (Libyen) ? 1 Test mit Fernsehkamera an Bord
8L 02.06.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 Niedrigschubtest (10 kN)
9L 24.06.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 Test der Selbstzerstörung
10L 02.09.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 Roll Kontrolltest
11L 11.09.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 Stufentrennungssimulation
12L 10.11.1982 Tawiwa (Libyen) 2 1 60 Grad Start (siehe Bilderserie)
13L 16.11.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 konzentrierte Salpetersäure als Oxidator
14L 09.12.1982 Tawiwa (Libyen) ? 1 JP-4 als Treibstoff
1K 19.09.1983 Kiruna (Schweden) 2 1 Erfolgreich, aber Kapselbergung scheiterte

Epilog

No TextSelten habe ich so viel Arbeit in einen Aufsatz gesteckt und selten ist er mir so schwer gefallen. Der Grund liegt in der Informationslage. Als die OTRAG aktiv war, gab es eigentlich nur Artikel in populärwissenschaftlichen Zeitschriften. Es gab kein Datenblatt oder eine technische Beschreibung der Rakete. Das ist eigentlich an für sich schon ein Unikum für eine Firma, die auf private Investoren angewiesen ist. Selbst vor der Maueröffnung habe ich über russische Trägerraketen mehr Informationen gehabt, als heute über die OTRAG.
Im August 2005 bekam ich dann eine Mail von Lutz Kayser der über meinen (damals recht kurzen) OTRAG Artikel stolperte. Aus diesem entspann sich dann ein Dialog und ich bekam von Herrn Kayser ältere Zeitungsausschnitte und Daten zugesandt. Sehr bald bekam ich aber das Gefühl dass Herr Kayser ein persönliches Interesse an dem Artikel hat und bei bestimmten Themen gab es widersprüchliche oder keine Angaben. Alle Zeitungsausschnitte endeten vor dem ersten Start in Libyen.
Ich habe daher diese Daten oben diskutiert und versucht ehemalige OTRAG Mitarbeiter zu kontaktieren und bekam von diesen auch ergänzende Informationen. Ich habe versucht diese hier mit einzubeziehen. Lutz Kayser hat schließlich ein Eigeninteresse daran, dass die Rakete gut da steht. Er will die Technologie heute in den USA verkaufen. Es geht also um Glaubwürdigkeit. Einige Dinge sind bei der Trägerrakete und bei der Geschichte der OTRAG doch etwas widersprüchlich. Lutz Kayser hat Antworten auf alle Fragen, doch manchmal bekommt man ein ungutes Gefühl. Nehmen wir mal das Libyen Abenteuer: Es kommt dort zu 14 Tests nur mit einzelnen Modulen, obgleich er so nicht seiner Trägerversion näher kommt. Offizieller Grund ist laut Kayser das "Trägertechnologie-Kontrollregime" (Missle Technology Control Regime; MTCR) Gesetz der G7 Staaten. Es verbietet den Export von Technologie für Raketen mit über 300 km Reichweite in Entwicklungsländer. Nur: Nach den Seiten des Auswärtigen Amtes wurde dieses Gesetz erst im April 1987 beschlossen, 4 Jahre nach Ende des Libyen Abenteuers.
Das gleiche findet man bei den technischen Daten. Es ist nicht vertrauensvoll, wenn man unterschiedliche Daten von ein und derselben Person bekommt. Wichtige Daten des Triebwerks stuft Kayser als geheim ein, weil er Angst hat man könnte seine Technologie stehlen. So bekam ich kein Schnittbild eines Triebwerks. Ich erfuhr von anderen OTRAG Mitarbeitern aber, dass man ein Triebwerk dem Deutschen Museum geschenkt hat und Herr Kayser nicht die Rechte an der Technologie hat. Das ist doch alles etwas seltsam.
Andere Dinge, die ich erst sehr suspekt fand, zum Beispiel dass Herr Kayser glaubt Breschnew, Schmidt und Giscard d'Estaing hätten seine Firma in den Ruin getrieben, erschienen nach der Recherche glaubhaft. Es gibt zwar keine direkten Beweise für die Einflussnahme der oben genannten Politiker, aber es gibt Berichte von der der Einflussnahme hoher Stellen wie dem BND.
Nach meiner Einschätzung kann man mit diesem Konzept keinen Satelliten in einen Orbit bringen. Nach meinen Gesprächen mit OTRAG Mitarbeitern glaubte dies aber Herr Kayser. Es ging aber auch darum mit diesem Konzept Geld zu akquirieren und dies gelang auch. Zuerst mit der OTRAG als Firma. Heute sucht Kayser in den USA nach Venture Kapital. Kayser vertrat zwar immer die Ansicht, seine Technologie würde eine sehr preiswerte Rakete ermöglichen. Vergleicht man aber die verbrauchten Mittel von 150 Millionen DM in 7 Jahren und was man damit erreicht hat (18 Starts, davon nur 4 mit mehr als einem Triebwerk) so war zumindest die Entwicklung sehr kostenintensiv. Nicht einmal die Zwischenziele eines 16 oder 32 Modultests, geschweige denn eine mehrstufige suborbitale Version wurden erreicht.
Wer sich für Kaysers Version interessiert, der kann sich den Artikel auf Mark Wades Enzyklopädie ansehen. Dort findet man im wesentlichen alles was auch Kayser mir gegenüber äußerte. Mark Wade hat sich nicht die Mühe gemacht die Angaben zu hinterfragen. Der Wortlaut lässt darauf schließen, dass Kayser selbst den Artikel verfasst hat, denn man findet besondere Formulierungen die auch Kayser im E-Mail Verkehr benutzte, dort zuhauf.
Heute gibt es Parallelen zur OTRAG. Die Firma SpaceX welche die "Falcon" Trägerrakete baut will die Triebwerke massiv bündeln. Für ihre großen Versionen sollen in der ersten Stufe zwei Booster und eine Zentralstufe mit jeweils 9 Triebwerken gezündet werden. Dies ist zwar weit von den bis zu 500 Triebwerken der OTRAG entfernt, aber es sind deutlich mehr als bei den meisten vorhandenen Trägern. Auch setzt die Falcon 1 in ihrer zweiten Stufe ein Triebwerk ein das nur druckgefördert ist und ohne Kühlung auskommt. Anders als das OTRAG Triebwerk arbeitet es aber mit den teuren Werkstoffen (Niob und Tantal, weil hochtemperaturbeständig) und mit einer großen Düse, und nutzt daher den Treibstoff effizienter als die OTRAG aus.
© des Textes: Bernd Leitenberger. © der Bilder Lutz Kayser. © der Bilder Lutz Kayser.

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands, Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel, Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen Der dazu gehörende Band 1 (Raketenlexikon: Band 1: US Trägerraketen) behandelt die amerikanischen Trägerraketen. Jeder Band behandelt die Technik und Geschichte von rund 100 Submodellen in kompakter Form. Die grundlegende Technik eines Modells wird in einem einführenden ersten Kapitel ausführlicher besprochen. Die folgenden Kapitel beinhalten dann die Veränderungen von Subversion zu Subversion. Jeder Typ wird mit einem ausführlichen Datenblatt und einem Startfoto dokumentiert.
Für die US-Trägerraketen gibt es auch ein zweites Buch, sinnigerweise nur "US-Trägerraketen" genannt. Es entstand aus der ersten Auflage des Bandes 1 des Raketenlexikons. Während ich in diesem die Information auf die wichtigsten Daten reduziert hatte, war nun das bestreben möglichst komplett die Raketen zu schildern, sofern dies in einem Buch möglich ist (bei Trägern die von der NASA entwickelt wurden musste dank der öffentlich verfügbaren Information trotzdem gekürzt werden). Herausgekommen ist mein umfangreichstes Werk mit dem zweieinhalbfachen Textumfang des Ausgangsbandes. Dank Reduktion der Ränder, Schriftgrößen und Abstände ist der Umfang nur 75% höher. Ich denke dieses werk ist einzigartig auf dem Markt, sowohl im deutschen wie englischen Sprachbereich.
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
Wer nur bei Amazon einkauft (nicht im normalen Buchhandel erhältlich) der kann auch beide Bände in aktualisierter Form (mit einem zusätzlichen Kapitel über die OTRAG und Ariane 6, Erweiterungen bei der Vega) im DIN-a$ Format auf 540 Seiten zusammengefasst erwerben. Dank der Preispolitik von Amazon ist diese ausgabe nur wenig teuerer als ein Einzelband.
Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.







джерело:  http://www.bernd-leitenberger.de/otrag1.shtml

Немає коментарів:

Дописати коментар