Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	Sowjetunion
Bezeichnung(en)	Kosmos-2M, Erzeugnis 11K63, Erzeugnis 63SM
Entwicklungszeitraum
erster Start	24.05.1966
Einsatzzeitraum	1965-1977
Stufenzahl	2
Gesamthöhe	um 32 m
Basisdurchmesser	1,65 m
max. Nutzmasse	450 kg (LEO)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse	ca. 55.000 kg
Startschub	635..648 kN
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge
Durchmesser	1,65 m
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse
Antrieb	1 Vierkammer-Flüssigkeitstriebwerk NPO Energomasch RD-214 (Erzeugnis 8D59)
Treibstoff	AK-27I + TM-185
Startschub	635..648 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	140 s
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge
Durchmesser	1,65 m
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk NPO Energomasch RD-119 (Erzeugnis 8D710)
Treibstoff	UDMH + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub	108 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer	260 s
Nutzlastverkleidung
Länge
max. Durchmesser	1,65 m
Die erste Serienversion der Kosmos Rakete war das Erzeugnis 11K63, das wie seine Vorgänger aus dem OKB-586 von Michail K. Jangel stammte, während die Triebwerke im OKB-456 von W. P. Gluschko entwickelt worden waren. Gegenüber den ersten Vorserienmodellen zeichnete sich die Kosmos-2 durch eine höhere Tankkapazität und einen geringfügig gesteigerten Schub aus. Der Erststufenantrieb der Kosmos Rakete bestand aus einem Vierkammer-Triebwerk aus dem OKB Gluschko, dem späteren NPO Energomasch. Die Treibstoffförderung übernahm eine einzelne, von im Gasgenerator katalytisch zersetztem Wasserstoffperoxid (H2O2) getriebene, Turbopumpe. Zur Zündung wurde TG-02, das russische Äquivalent zum deutschen Tonka-250, eingespritzt. Die Brennkammern waren starr montiert. Lediglich vier kleine Strahlruder dienten der Steuerung. Zum Einbau des Triebwerks war das Heck der Rakete konisch aufgeweitet worden, was zusammen mit vier aerodynamischen Leitflächen zudem der Stabilisierung im Flug diente. Durch eine offene Gitterstruktur war die Zweitstufe mit der Erststufe verbunden. Diese Lösung war gewählt worden, um das Oberstufentriebwerk noch vor dem Brennschluß der Erststufe zünden zu können und so die schwierige Triebwerkszündung im Vakuum zu umgehen. Allerdings bedeutete das auch, daß auf die sonst gerade bei zweistufigen Raketen übliche antriebslose Freiflugphase nach Brennschluß der Erststufe verzichtet werden mußte. Das reduzierte die Nutzlastkapazität und führte zudem zu deutlich elliptischen Bahnen mit einem sehr niedrigen Perigäum. Während die erste Stufe praktisch unverändert von der militärischen R-12 übernommen werden konnte, mußte die zweite Stufe vollkommen neu entwickelt werden. Die Oberstufe mit ihrem RD-119 Triebwerk hält bis heute den Rekord für das höchste Entspannungsverhältnis (1:1350) und bot zudem einen ausgezeichneten spezifischen Impuls bei regelbarem Schub. Das war auch nötig, um den sehr niedrigen spezifischen Impuls des Erststufenantriebs auszugleichen. Die Turbopumpe des RD-119 wurde von katalytisch zersetztem UDMH angetrieben und nicht, wie sonst üblich, vom Oxidator. Nach dem Durchlaufen der Turbopumpe wurde der Gasstrom zu einem System von vier festen Steuerdüsen umgeleitet, welche die gasdynamische Schubvektorsteuerung zur Lenkung der Oberstufe sicherstellten. Für die gute Leistungscharakteristik des RD-119 sorgte auch der umfassende Einsatz von Titan.