Kosmos-​3M 11K65M

Als sich Anfang der 1960er Jahre in der Sowjetunion der Bedarf für einen kleineren Satellitenträger abzeichnete, bot sich die gerade in Dienst gestellte Mittelstreckenrakete R-​14 (Erzeugnis 8K65) aus dem Konstruktionsbüro Jangel geradezu an. In der militärischen Variante (bekannt als SS-​5 „Skean“) konnte sie nach einigen Modifikationen einen Nuklear-​Sprengkopf von 2,3 MT über eine Distanz von etwa 4.500 km transportieren. Mit einer geeigneten Oberstufe ergab sich auf dieser Grundlage eine durchaus leistungsfähige Trägerrakete für den Start von Nutzlasten, die den Einsatz einer Rakete aus der R-​7 Familie nicht rechtfertigten. Die Oberstufe S3 wurde ebenso wie die R-​14 in Dnepropetrowsk beim KB-​586 entwickelt. Doch das am 31.10.1961 genehmigte Projekt Kosmos-​1 65S3 kam über die Studienphase nicht hinaus. Als aber die ehemalige Filiale Nr. 2 des OKB-​1 von Sergej P. Koroljow als OKB-​10 selbständig wurde, bot sich die Möglichkeit, Entwicklung und Fertigung der Rakete aus dem überlasteten Dnepropetrowsk nach Krasnojarsk-​26 (heute Shelesnogorsk) zu verlagern. Unter Leitung von Michail Reschetnew begann 1962 praktisch nocheinmal die Entwicklung der Rakete. Natürlich wurde die R-​14 ohne große Änderungen in das Projekt übernommen. Der Gefechtskopf wich einer zylindrischen Übergangssektion zur Zweitstufe. Über Öffnungen in dem Adapter konnten die Triebwerksabgase der Zweitstufe austreten. Allerdings wurde kein offener Gitteradapter gewählt. Die Steuerung der Rakete übernahmen zuerst vier Graphit-​Strahlruder. Unterstützend wirkten die konische Form der Hecksektion und aerodynamische Stabilisatoren. Darin zeigten sich deutlich die in die frühen 1950er Jahre zurückreichenden Wurzeln der Erststufe. Das RD-​216M Triebwerk aus dem OKB-​456 von Walentin P. Gluschko verfügte über vier Brennkammern, die jeweils paarig von zwei Turbopumpen versorgt wurden. Der Treibstoff Heptyl, die russische Varaiante des UDMH, wurde durch Stickstoff gefördert, das Oxidatorgemisch AK-​27I mit Preßluft. Die weitaus moderner ausgelegte Zweitstufe S3M entstand als Neukonstruktion bereits in der modernen Integralbauweise mit rahmenlos aufgehangenem Triebwerk. Dieses Triebwerk, es verwendet die gleiche Treibstoffkombination wie die Erststufe, stammte aus dem OKB-​2 von Alexej Isajew. Da mit der nun als Kosmos-​3 11K65 bezeichneten Rakete vor allem auch Mehrfachstarts auf Kreisbahnen erfolgen sollten, mußte das Triebwerk wiederzündbar ausgelegt werden. Das wurde realisiert, indem um das Einkammer-​Marschtriebwerk herum vier Steuerdüsen gruppiert wurden. Diese übernahmen nicht nur die Lenkung der Oberstufe sondern konnten auch in dem speziellen SMT Regime betrieben werden. Gesonderte, außen an der Stufe angebrachte, Tanks speisten die Steuerdüsen in diesem Regime niedrigen Schubs, das für einen ausreichend Andruck des Treibstoffs in den Haupttanks für eine sichere Neuzündung sorgte. Den Übergang zur Nutzlastverkleidung bildete eine Gerätesektion, in der sich auch das Lenksystem befand.
1966 begannen in Baikonur erste Testflüge mit der Kosmos-​3 11K65. Die ersten Missionen, bei denen unterschiedlichste Bahnen angeflogen und Ein– und Mehrfachstarts demonstriert wurden, verliefen mit wechselndem Erfolg. Zwei erfolgreichen Starts standen zwei Fehlstarts gegenüber. Mit einigen Verbesserungen ging die Rakete schließlich als Kosmos-​3M 11K65M in die Serienproduktion. Die ersten Starts erfolgten ab 1967 von Plesetsk, wo zwei Rampen vom Typ „Woschod“ entstanden. 1977 wurde auch noch der eigentlich für die Kosmos-​2 11K63 gebaute „Raduga“ Komplex für die Kosmos-​3M 11K65M umgebaut. Bereits 1973 war auch in Kapustin Jar ein „Woschod“ Komplex errichtet worden. Und auch der Startkomplex 41 in Baikonur, der einmal für die ICBM R-​16 gebaut worden war, wurde seit 1964 weiter für die Kosmos-​3 und ihre Weiterentwicklungen genutzt. 1968 wurde die Serienproduktion der Rakete nach Omsk zur PO Poljot verlagert. Als die Masse zahlreicher bis dahin transportierter Nutzlasten im Rahmen der Modellpflege immer weiter stieg, begann Ende der 1980er Jahre die Startrate der Kosmos-​3M 11K65M zu sinken. Seit Anfang der 1990er Jahre versuchte Poljot daher, die Rakete kommerziell zu vermarkten. Partner wurden in den USA (United Start Corporation), Großbritannien (Ploghshares Technologies Ltd.) und Deutschland gesucht. Wobei die Zusammenarbeit mit der Bremer OHB System GmbH in der Cosmos International GmbH am erfolgreichsten verlief. Die Rakete wurde aber auch eigenständig bzw. mit dem russischen Staatsunternehmen Roswooruschenie vermarktet. So gab es Pläne für den Start von bis zu 26 kleinen Kommunikationssatelliten FAISAT des US Unternehmens Final Analysis Inc. (FAI). Doch der Markt für Kleinsatelliten ist weltweit hart umkämpft und die Erfolgsaussichten der Kosmos-​3M 11K65M unsicher. So wurde die inzwischen eingestellte Produktion der Rakete trotz entsprechender Bemühungen nicht wieder aufgenommen und nur noch Restbestände verschossen. Bei Bedarf war eine Wiederaufnahme der Produktion in einem gewissen Zeitraum noch zu realisieren. Doch zuletzt sprach sich auch das russische Militär gegen eine weitere Nutzung der Rakete aus, da der Einsatz giftiger Treibstoffe zunehmend kritisch gesehen wurde.



Gesamtsystem
Nation Sowjetunion → Rußland
Bezeichnung(en) Kosmos-​3M, Erzeugnis 11K65M
Entwicklungszeitraum 19621967
erster Start 15.05.1967
Einsatzzeitraum 1967
Stufenzahl 2
Gesamthöhe 32,40 m
Basisdurchmesser 2,44 m
max. Nutzmasse 1.400 kg (200 km Kreisbahn@51°)
1.150 kg (200 km Kreisbahn@83°)
850 kg (1.000 km Kreisbahn@83°)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse 107.500 kg
Startschub 1.478 kN
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge 22,48 m
Durchmesser 2,44 m
Leermasse ca. 5.300 kg
Treibstoffmasse ca. 82.000 kg
Gesamtmasse
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk NPO Energomasch RD-​216M (Erzeugnis 8D514M)
Treibstoff Heptyl (UDMH) + AK-​27I
Startschub 1.478 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 248..289 s
Brenndauer 130 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en) S3M
Länge 4,20 m
Durchmesser 2,44 m
Leermasse 1.720 kg
Treibstoffmasse ca. 17.000 kg
Gesamtmasse
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Chimmasch DU 49 (Erzeugnis 11D49) S5.23
Treibstoff Heptyl (UDMH) + AK-​27I
Vakuumschub 157,3 kN (Haupttriebwerk) + 4×1,4..1,8 kN (Steuerdüsen)
100 N (SMT Regime)
spezifischer Impuls (Vakuum) 303 s (Haupttriebwerk) + 176 s (Steuerdüsen)
177 s (SMT Regime)
Brenndauer 430 s (Haupttriebwerk /​max. zwei Zündungen)
3.800 s (Steuerdüsen im SMT Regime)
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe 5,72 m
max. Durchmesser 2,44 m