Seit ich mich für Raumfahrt interessiere, faszinieren mich Trägerraketen. Auch auf meiner Website nehmen sie einen großen Stellenwert ein. Doch wie es oft so kommt – in dem Bestreben, möglichst viel über die Typen zusammenzutragen, geht sehr oft der Blick auf das Wesentliche verloren. So entschloss ich mich, dieses Buch zu schreiben, basierend auf den Daten, die ich schon für meine Website zusammen getragen habe. Aber konzentriert auf das Wesentliche, nachrecherchiert, neu aufbereitet, aktualisiert und in einem einheitlichen Format.
Aufgrund der vielen Subtypen bei US Trägerraketen war es nicht möglich, alle Träger der Welt in einem Band zu behandeln. Dieser erste Band behandelt daher nur zivile und militärische US Träger. Das Format ist einheitlich. Der Beschreibung einer Trägerfamilie folgt eine kurze Erklärung ihrer Entwicklungsgeschichte und Technik. Dann wird jeder Subtyp auf ein bis drei Seiten beschrieben, wobei hier nur die Änderungen zum Vorgängermodell erläutert werden. Ein Datenblatt in einheitlichem Format und ein Foto der Rakete runden den Eintrag ab.
Nur in wenigen Fällen habe ich mir gestattet, Versionen zusammenzufassen. Ich tat dies, wenn nur geringe Informationen vorlagen oder Subversionen nur wenige Starts durchgeführt haben. Charakteristisch für das US-Raumfahrtprogramm sind sehr viele Versionen, bedingt zum einen durch die Trennung von zivilen und militärischen Starts mit jeweils unterschiedlichen Versionen. Zum andern waren teilweise auch bestimmte militärische Satellitenprogramme an bestimmte Konfigurationen gebunden. So nutzten Corona und Gambit immer eine Agena Oberstufe, CANYON und RHYOLITE eine SLV-3A Agena.
Die Reihenfolge der Beschreibungen ist rein subjektiv und orientiert sich an dem Nummerierungsschema. Sie soll nicht die Einsatzhistorie wiedergeben. Die Angaben über Anzahl der Flüge und Fehlschläge stammen aus Jonathan McDowell's Space Report (http://www.planet4589.org/space/jsr/jsr.html). McDowell betreibt die wohl umfangreichste Website zu diesem Sachgebiet. In der Regel beinhalten die Startlisten nur die orbitalen Startversuche, nicht jedoch die Einsätze ohne Oberstufe oder als Höhenforschungsrakete. Redaktionsschluss für die Angaben über erfolgte Starts war der 1. Oktober 2009. Wie der Titel des Buchs bereits andeutet, wird es noch einen zweiten Band geben, der die Trägerraketen der „restlichen“ Welt beschreibt.
Besonderen Dank schulde ich Ralph Kanig und Thomas Jakaitis für das Korrekturlesen des Manuskripts.
Die Juno I+II und Vanguard waren die ersten Trägerraketen, welche einen US-Satelliten in den Orbit beförderten. Sehr bald wurden sie aber von leistungsfähigeren Modellen und der günstigeren und zuverlässigeren Scout abgelöst.
Die Vanguard war die technisch anspruchsvollste Rakete dieses Trios. Auch wenn sie schon 1961 ausgemustert wurde, wurden ihre Oberstufen Able und Altair noch über Jahre hinweg auf der Thor, Atlas und Scout eingesetzt. Sie war und blieb für lange Zeit die einzige Trägerrakete ohne militärische Wurzeln.
Der erste US-Satellit gelangte mit einer Juno I in den Orbit. Bei dieser handelte es sich um eine Redstone Rakete, die schnell mit kleinen Feststoffstufen zum Satellitenträger umgerüstet wurde. Wernher von Braun versprach sogar einen Start innerhalb von 60 Tagen nach Erteilung des Auftrags.
Die Redstone war die erste Rakete, die von Brauns Team für die NASA entwickelte. Sie basierte noch weitgehend auf der Technologie der A-4. So verwendete die erste Version noch denselben Treibstoff und einen Gasgenerator auf Basis von katalytisch zersetztem Wasserstoffperoxid. Verbessert war die Tankkonstruktion, wodurch die Rakete eine geringere Leermasse aufwies. Die Redstone wurde während ihrer Entwicklung von 1951 bis 1955 schrittweise verbessert und auf eine neue Treibstoffkombination umgestellt.
Die Tests der Rakete wiesen anfangs eine hohe Rate an Fehlschlägen auf. Zu Beginn des Mercury Programms, als sie als Satellitenträger schon ausgemustert war, stellte sie aber gerade durch diese extensiven Tests den zuverlässigsten verfügbaren Träger dar. So wurde die Redstone folgerichtig auch für die ersten suborbitalen Tests des Mercury Raumschiffs eingesetzt.
Militärisch war die Redstone noch bedeutungsloser als ihre Nachfolgerin „Jupiter“. Nur wenige Raketen wurden in der BRD, der Türkei und in England stationiert. Von den 120 produzierten Raketen wurden nicht weniger als 81 für Erprobungsund Testflüge verwendet.
Die Juno 2 basierte auf der Jupiter Mittelstreckenrakete, die Wernher von Braun für die Army entwickelte. Diese Rakete wurde in der Türkei stationiert und auch der Einsatz vom Schiff aus war vorgesehen. Die Oberstufen waren dieselben wie bei der Juno 1, wodurch die Nutzlast relativ klein war.
Die Entwicklung der Vanguard begann im September 1955. Ursprünglich sollte im Herbst 1957 der erste Satellitenstart erfolgen, doch dieser Zeitplan verzögerte sich stark. Es kam zu Bränden bei Testläufen, der Stufentrennungsmechanismus versagte und musste neu konzipiert werden. Schließlich kam es zu Problemen wegen einer zu schnellen Entwicklung.
Die erste Stufe der Vanguard ging aus der Höhenforschungsrakete Viking hervor. Die zweite Stufe wurde von der Höhenforschungsrakete Aerobee übernommen und beinhaltete auch das Lenkungssystem und die Inertialplattform. Von der Drittstufe Altair wurden zwei Varianten mit den Triebwerken X-238 und X-248 gestartet. Letzteres hatte eine höhere Brennzeit und mehr Schub. Mit der Altair 2 betrug die Nutzlast 40kg. Beim X-238 Triebwerk betrug die Nutzlast hingegen nur 25kg. Die dritte Stufe wurde jeweils vor der Abtrennung durch einen Dralltisch auf 200 U/min beschleunigt.
Die Inertialplattform mit dem Steuerungsgerät wog 14,55kg und wurde von der Firma Vickers gefertigt. Drei Gyroskope, Verstärker und Elektronik wurden in einer Box von 36 × 36 × 33cm Größe untergebracht. Die erste und die zweite Stufe wurden aktiv durch einen elektromechanischen Computer gesteuert. Sie hatten die Aufgabe, die mit Feststoff angetriebene Oberstufe an einen bestimmten Punkt der Bahn zu bringen. Dabei wurde ein vorprogrammiertes Neigungsprogramm durchlaufen. Am Boden wurde der Flugverlauf mit einem Radar im C-Band verfolgt und die Bahn von einem IBM-704 Computer berechnet. Er erteilte den Zündungsbefehl für die dritte Stufe, wenn sie dem vorgegebenen Bahnpunkt am nächsten war.
Die Ausrichtung der Oberstufen vor der Abtrennung erfolgte durch die Zweitstufe auf ein Grad genau. Die Oberstufe Altair 2 mit dem Triebwerk X-248 wurde nur einmal, beim letzten Start mit der Bezeichnung SLV-7, eingesetzt. Die Nutzlastverkleidung bestand aus Asbest in ausgehärtetem Phenolharz. Sie wurde nach 180 Sekunden abgeworfen.
Das Flugprogramm der Vanguard sah folgendermaßen aus: Die Rakete beschleunigte zuerst senkrecht 10 Sekunden lang und wurde dann programmgesteuert in einen 45-Grad-Winkel umgelenkt. Dieser wurde zu Brennschluss in 56km Höhe erreicht. Sechs Sprengbolzen trennten die Erste von der zweiten Stufe ab. Diese hatte ihren Brennschluss bei einer Geschwindigkeit von 4100m/s in 210km Höhe. Danach schloss sich eine Freiflugphase an, bis die Gipfelhöhe von 480km in 1.400km Entfernung vom Startplatz erreicht wurde. Nun wurde durch den Dralltisch die Oberstufe in Rotation gebracht und die zweite Stufe durch zwei Sprengraketen abgetrennt. Nach dem Ausbrennen der letzten Stufe wurde der Satellit durch eine Feder von ihr weggedrückt.
Die Entwicklung der Vanguard war schwierig, und als am 4.10.1957 Sputnik 1 startete, überschlugen sich die Ereignisse. Die Rakete hatte bis dahin drei Starts absolviert: den Erststart am 8.12.1956 ohne Oberstufen. Am 1.5.1957 erfolgte der Zweite Test mit erster und dritter Stufe. Der Letzte fand am 23.10.1957 mit erster Stufe und Attrappen von zweiter und dritter Stufe statt. Anders als die Juno I war die Rakete aber nie als Ganzes getestet worden. Doch die Trägerrakete war unterdessen von Präsident Eisenhower für den Start des ersten amerikanischen Satelliten Vanguard 1 bestimmt worden. Weil die Stufen von Höhenforschungsraketen abstammten, galt die Rakete als „zivil“. Die Vorstellung, dass der erste amerikanische Satellit von einem Team von Deutschen (verantwortlich für die Jupiter) gestartet werden könnte, war nicht auf viele Befürworter gestoßen. Am 6.12.1957 fand der erste Startversuch einer kompletten Vanguard statt. Doch nach eine Sekunde versagte der Injektor. Die Rakete verlor an Schub und fiel aus 1,20m Höhe zurück auf die Startrampe und explodierte. Der Start wurde live vom Fernsehen übertragen und in den Zeitungen wurde in der Folge Vanguard 1 als „Flopnik“, „Kaputtnik“ und „Explodenik“ bezeichnet. Der zweite Start einer Vanguard am 31.3.1958 klappte und beförderte den zweiten amerikanischen Satelliten ins All. Auch später erreichte die Vanguard keine sehr hohe Zuverlässigkeit. Das lag an den für die damalige Zeit modernen und unerprobten Technologien. Dabei war die Nutzlast durchaus beträchtlich: Die Jupiter hatte das fünffache Gewicht bei gleicher Nutzlast. Der Start einer Vanguard kostete etwa eine Viertelmillion Dollar.
Die beiden Oberstufen wurden später als Able und Altair bezeichnet. Sie wurden auch auf der Thor, Delta und Atlas eingesetzt, die Altair Oberstufe auch noch auf der Scout. Aus der Able Oberstufe ging später die Delta Oberstufe hervor. Wie die Jupiter wurde auch die Vanguard bald ausgemustert, nachdem mit der Thor zur Verfügung stand. Die Thor konnte erheblich größere Nutzlasten transportieren konnte und war zudem zuverlässiger. Bei der Betrachtung der Technologie der Vanguard, so finden sich einige für die damalige Zeit moderne Elemente wie Magnesiumlegierungen zur Gewichtsersparnis und Helium zur Druckbeaufschlagung. Die Viking Erststufe hatte ein Voll-/Leermasseverhältnis von 11 zu 1. Dies ist für eine Raketenstufe dieser Größe ein hervorragender Wert. Leider nutzte das Triebwerk den Treibstoff nur schlecht aus. Das galt auch für die Zweitstufe Able mit ihrer hohen Leermasse. Verschiedene Optimierungen an der Altair steigerten die Nutzlast von anfänglich projektierten 10kg auf beachtliche 40kg.
| Datenblatt Vanguard | ||||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: |
1957 – 1961
12, davon 8 Fehlstarts 33,3% erfolgreich 23,00m Höhe 1,14m Durchmesser 10.050kg 40kg in einen 500km hohen LEO-Orbit (Altair 2, SLV-7) 25kg in einen 500km hohen LEO-Orbit (Altair 1, SLV 1-6) |
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| Viking | Able | Altair 1 | Altair 2 | |
| Länge: | 13,41m | 5,79m | 1,50m | 1,53m |
| Durchmesser: | 1,14m | 0,81m | 0,46m | 0,46m |
| Startgewicht: | 8.165kg | 1.996kg | 195kg | 250kg |
| Trockengewicht: | 724kg | 460kg | 22kg | 39kg |
| Schub Meereshöhe: | 128,32 kN | - | - | - |
| Schub Vakuum: | - | 33,84 kN | 12 kN | 14 kN |
| Triebwerke: | 1 × X-405 | 1 × AJ 10-37 | 1 × X-238 | 1 × X-248 |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2432m/s | - | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2648m/s | 2618m/s | 2255m/s | 2500m/s |
| Brenndauer: | 142 s | 120 s | 35 s | 38 s |
| Treibstoff: | LOX / RP-1 | Salpetersäure / UDMH | fest | fest |
Abbildung 1: Der erste Startversuch eines US Satelliten am 6.12.1957 an Bord einer Vanguard endet noch auf der Startrampe
Der erste US-Träger, der einen Satelliten in den Orbit aussetzte, war die Juno I, auch als Jupiter-C bezeichnet. Bei der Juno I wurde allerdings keine Jupiter als erste Stufe verwendet. Stattdessen wurde eine stark modifizierte Redstone Rakete als Grundstufe eingesetzt. Die originale Redstone verwendete Alkohol als Treibstoff, die Juno I 60% UDMH und 40% Diethylentriamin. Der Schub des Triebwerks stieg dadurch von 333 auf 370 kN. So konnten die Treibstoffbehälter um 2,50m gestreckt und die Brenndauer um 34 Sekunden erhöht werden. Wie bei der A-4 wurde das Gas des Gasgenerators aus der katalytischen Zersetzung von Wasserstoffperoxid gewonnen.
Als Oberstufe verwand von Braun bewährte, kleine Feststoffraketen aus der US Army – Sergeant Feststoffraketen von 7,6cm Durchmesser und 130cm Länge. Sie waren in einem zylindrischen Köcher untergebracht. Elf solcher Raketen in einem äußeren Ring waren als zweite Stufe vorgesehen. Drei in einem zweiten Ring als dritte Stufe und eine – mit einem Satelliten an der Spitze – als vierte Stufe. Zur Stabilisierung wurde der Köcher vor der Abtrennung von der ersten Stufe auf 760 U/min beschleunigt. Schon beim Start rotierte er mit geringerer Rotationsrate. Dazu wurde an der 13,50m langen Jupiter-C ein 3,60m langer Adapter mit der Steuerung auf Basis eines Inertialsystems (Kreisel) angebracht. Dieser verjüngte sich konisch auf 0,96m Durchmesser und enthielt vier Düsen mit jeweils 20 N Schub, welche mit Pressluft angetrieben wurden. Sie dienten dem Umlenken der Rakete in die Horizontale und der Spinstabilisierung.
Die erste Stufe hatte die Aufgabe, die oberen Stufen auf eine bestimmte Höhe und Geschwindigkeit zu bringen, da deren Schub und Brennzeit nicht regelbar waren. Nach dem politischen Willen sollte die Vanguard den ersten US-Satelliten starten. Die Oberstufen wurden durch Kommandos vom Boden aus gesteuert. Die Erststufe brannte aus und wurde bis auf den konischen Stufenadapter abgetrennt. Nachdem dieser auf der ballistischen Bahn 320km Höhe erreicht hatte, wurde er in die Horizontale umgelenkt und in Rotation versetzt. Danach wurde der Adapter abgetrennt und kurz hintereinander die Raketen der Oberstufe gezündet. Die 6,67 kN Schub bei nur sechs Sekunden Brennzeit der Sergeant Raketen bewirkten eine sehr hohe Beschleunigung. Die zweite Stufe erreichte 309m/s2 Spitzenbeschleunigung, Stufe drei und vier jeweils 256m/s2. Die dadurch geforderte Robustheit der Hardware dürfte ein Grund sein, der damals gegen die Juno als Trägerrakete sprach. Bei heutigen Trägern soll die Spitzenbeschleunigung 5-5.5g (50-55m/s2) nicht überschreiten.
Vor dem ersten Satelliteneinsatz fanden Testflüge statt, bei denen die Nutzlast durch Ballast ersetzt wurde, damit die Raketen keinen Orbit erreichten. Erst als die Vanguard scheiterte, dürfte Wernher von Braun die Juno I startbereit machen. Er sagte einen Start innerhalb von 60 Tagen zu und hielt Wort: 58 Tage nach der Explosion der Vanguard beförderte die Juno I den ersten US-Satelliten, Explorer 1am 1.2.1958 in den Orbit.
| Datenblatt Juno I | ||||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit:
Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: |
1956 – 1958
8, davon 3 Fehlstarts 66,7% erfolgreich (Inklusive 2 suborbitaler Starts) 21,72m Höhe 1,78m Durchmesser 29.030kg 20kg in einen 500km hohen LEO-Orbit |
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| Redstone | Sergeant | Sergeant | Sergeant | |
| Länge: | 17,62m | 1,30m | 1,30m | 1,30m |
| Durchmesser: | 1,78m | 0,86m | 0,41m | 0,15m |
| Startgewicht: | 28.430kg | 327kg | 94kg | 27kg |
| Trockengewicht: | 3.890kg | 96kg | 31kg | 6kg |
| Schub Meereshöhe: | 370 kN | - | - | - |
| Schub Vakuum: | - | 11 × 6,67 kN | 3 × 6,67 kN | 1 × 6,67 kN |
| Triebwerke: | 1 × A-7 | 11 × Sergeant | 3 × Sergeant | 1 × Sergeant |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2305m/s | - | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2600m/s | 2305m/s | 2305m/s | 2305m/s |
| Brenndauer: | 155 s | 6,5 s | 6,5 s | 6,5 s |
| Treibstoff: | LOX / UDMH+ DETA | fest | fest | fest |
Abbildung 2: Explorer 1 Start (erster US Satellit) mit einer Jupiter-C/Juno 1
Mit der Juno-I hatte die Juno-II nur die Oberstufen gemeinsam. Die Juno II basierte auf der doppelt so schweren Jupiter IRBM Grundstufe. Die kleinen Oberstufen der Juno 1 wurden übernommen. Die Erststufe war eine um 90cm verlängerte Jupiter IRBM. Sie wies gegenüber der militärischen Version eine um 13 Sekunden längere Brenndauer auf.
Die Jupiter IRBM war eine der ersten Mittelstreckenraketen der USA. Sie verwendete das Triebwerk S-3D. Gleichzeitig mit der Jupiter wurde auch die Entwicklung der Thor beschlossen, die eine Weiterentwicklung dieses Triebwerks einsetzte. Auslöser dafür war die Entwicklung von Mittelstreckenraketen in der Sowjetunion. Als US-Beobachter diese 1954 bei Paraden auf dem Vorplatz des Kreml sahen, wähnten sich die USA in einer „Mittelstreckenraketenlücke“. So kam es zur Entwicklung von Raketen, die von Europa aus die Sowjetunion erreichen konnten.
Die Entwicklung von zwei Modellen lag an den unterschiedlichen Erfordernissen:
Die Air Force favorisierte die Thor, da sie aufgrund ihrer Abmessungen in den Frachtraum einer C-124 passte (maximaler Durchmesser 2,44m). Die Army wollte eine eigene Rakete haben und verfügte mit Wernher von Braun und seinem Stab auch über die entsprechenden Experten. Allerdings benötigte sie die Schützenhilfe der Navy, um eine zweite Entwicklung durchzusetzen. Da die Navy ebenfalls Raketen haben wollte, bekam die Army diese Hilfe. Für die Navy musste die Rakete aber kürzer sein, um in den Rumpf von U-Booten zu passen.
Die Jupiter ist daher kürzer als die Thor und ihr Durchmesser größer. Das Eingehen auf die Wünsche der Navy gab daher den Ausschlag für das Projekt. Es war sogar eine Jupiter-S genannte Version geplant, die auf Schiffen stationiert werden sollte. Die Sicherheitsbestimmungen der Navy verhinderten jedoch den Einsatz einer Rakete mit 50 t brennbarem Treibstoff. So wurde zu diesem Zweck eine feststoffangetriebene Rakete, die spätere Polaris, entwickelt.
Im Oktober 1957 fand der erste Test einer Jupiter IRBM statt. Schon einen Monat später übernahm die Air Force das Projekt: Die Regierung beschloss, dass die Air Force sich um alle Raketen mit einer Reichweite von über 200Meilen kümmern sollte. Im Juni 1961 wurde die erste Schwadron in Italien operational, im November 1961 die Erste in der Türkei. Es wurden nur 15 Raketen in Italien und 30 in der Türkei stationiert. Ihre Reichweite betrug 2.400km.
Insgesamt baute Chrysler 100 dieser Raketen. Davon wurden 36 mit einer Zuverlässigkeit von 86% gestartet, einem damals sehr guten Wert. Schon 1960 lief die Produktion wieder aus.
Das Triebwerk S-3D der Jupiter verbrannte nun die Treibstoffkombination Sauerstoff und Kerosin. Es hatte mit 670 kN einen erheblich höheren Schub als das der Redstone. Das Triebwerk war kardanisch aufgehängt. Die Steuerung um die Rollachse wurde von zwei Verniertriebwerken durchgeführt, welche von den Abgasen der Turbopumpen gespeist wurden.
Das von Ford auf Basis eines Inertialsystems gebaute Lenksystem war in der Lage, die Rakete autonom zu steuern. Bis 20 Minuten vor der Zündung konnte das Ziel durch Übertragung der Zielkoordinaten geändert werden. Danach wurde das System so ausgerichtet, dass es bei Erreichen der Zielkoordinaten keine Steuerungsimpulse abgab. Erreichte die Rakete diesen Punkt, wurde der Brennschluss ausgelöst. Dieses System war damals sehr modern. Die meisten US Raketen arbeiteten damals nach der einfacheren Methode der Radionavigation. Bei diesem Verfahren wird die Bahn mit RADAR vermessen und die Rakete vom Boden aus gesteuert. Nutzlast war ein W49 Atomsprengkopf mit 1,45 MT Sprengkraft.
Obgleich die Juno II zuerst nur die beiden Mondsonden Pioneer 3 und 4 starten sollte, löste sie in der Folgezeit die Juno I auch als Satellitenträger ab. Um den Mond zu erreichen, war die Juno I zu schwach. Aber auch die Juno 2 konnte nur eine minimale Nutzlast zum Mond transportieren. Eine Neuerung gegenüber der Juno I war die Einführung einer Nutzlastverkleidung, welche auch den Köcher mit den Sergeant Oberstufen mit umhüllte.
Die Jupiter selbst lebte zumindest in ihrer Technologie weiter. Ihr Triebwerk war Ausgangsbasis für das H-1 der Saturn I und die Rolls-Royce Triebwerke der „Europa Rakete“. Dabei hatte der Zentraltank der Saturn I den Durchmesser der Jupiter-C und die acht Außentanks den der Redstone.
Die Nutzlast sowohl der Juno I und II war sehr gering. Dies lag vor allem an den kleinen und leistungsschwachen Oberstufen. Es gab keine Versuche, diese beiden Träger wie die Thor und Atlas um leistungsfähigere Oberstufen zu erweitern. Die Air Force bekam die Aufgabe, militärische Satelliten zu bauen und startete diese natürlich mit ihren Trägerraketen. Die NASA griff in den ersten Jahren beim Start ihrer Satelliten wiederum auf die Air Force zurück. Die von der Army entwickelten Juno I und II hatten so keine Zukunft im amerikanischen Welttraumprogramm. Schon 1961 erfolgte deshalb der letzte Start einer Juno II.
| Datenblatt Juno II | ||||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: |
1958 – 1961
10, davon 6 Fehlstarts 40% erfolgreich 23,73m Höhe 2,67m Durchmesser 55.000kg 45kg in einen 500km hohen LEO-Orbit 6,1kg zum Mond |
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| Jupiter | Sergeant | Sergeant | Sergeant | |
| Länge: | 18,58m | 1,30m | 1,30m | 1,30m |
| Durchmesser: | 2,67m | 0,86m | 0,41m | 0,15m |
| Startgewicht: | 54.441kg | 327kg | 94kg | 27kg |
| Trockengewicht: | 5.441kg | 96kg | 31kg | 6kg |
| Schub Meereshöhe: | 670 kN | - | - | - |
| Schub Vakuum: | - | 11 × 6,67 kN | 3 × 6,67 kN | 1 × 6,67 kN |
| Triebwerke: | 1 × S-3D | 11 × Sergeant | 3 × Sergeant | 1 × Sergeant |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2432 m/s | - | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2766 m/s | 2305 m/s | 2305 m/s | 2305 m/s |
| Brenndauer: | 170 s | 6,5 s | 6,5 s | 6,5 s |
| Treibstoff: | LOX / RP-1 | fest | fest | fest |
Abbildung 3: Start von Explorer 7 an Bord einer Juno II am 13.10.1959
Erst vor wenigen Jahren wurde bekannt, dass die US Navy 1958 Tests durchführte, um vom Flugzeug aus einen Satelliten in einen Orbit zu befördern. Es gab dafür zwei Systeme. Die Pilot-1, mit Ballast anstelle der zweiten bis fünften Stufe, für Tests vom Boden aus. Die Satelliten sollten dann mit der Pilot-2 von einer A-6A Skyraider gestartet werden. Zehn Starts wurden zwischen Juli und August 1958 durchgeführt. Davon waren vier vom Typ Pilot 2. Durchgeführt wurde die Testreihe von der Naval Ordonnance Test Station (NOTS).
Eine A-6 flog eine Parabel und die vierstufige Rakete wurde in 12,4km Höhe bei 742km/h abgetrennt. Die ersten beiden Stufen bestanden aus einer HOTROC Rakete, wie sie auch in einer U-Boot Abwehrrakete zum Einsatz kam. Sie brannte nur knapp fünf Sekunden lang. Vor der Zündung der zweiten Stufe gab es eine Freiflugphase von zwölf Sekunden, nach dem Ausbrennen der zweiten Stufe eine weitere von 100 Sekunden. In einer Höhe von 70,4km zündete die dritte Stufe. Sie setzte den X-241 Antrieb ein, eine Variation der Altair Stufe der Vanguard Rakete (siehe S.10). Er brannte mit 36 Sekunden am längsten. Nach weiteren drei Sekunden zündete dann ein von der NOTS entwickelter Feststoffantrieb. Er beschleunigte den Satelliten auf eine Geschwindigkeit von 8440 m/s. Damit war ein 60 × 2.400km hohen Orbit erreicht. Durch das nahe Perigäum musste dieser im Apogäum durch einen, im Satelliten integrierten, Antrieb nach 53 Minuten zirkularisiert werden. Es hätte ein 2.255 × 2.400km hoher polarer Orbit resultieren sollen.
Der nur 1,05kg schwere, batteriebetriebene als „NOTSNIK“ bezeichnete Satellit war scheibenförmig mit einem Durchmesser von 20cm. Er trug als einzige Nutzlast eine Infrarotdiode, die durch die Rotation des Satelliten zeilenweise ein grobes Bild der Erde aufnahm. Es war ein Technologieexperiment für die Entwicklung späterer Überwachungssatelliten. 60 MINITRACK Stationen sollten die Daten des Satelliten empfangen. Bei zwei Starts wurde unmittelbar nach der Stufentrennung ein Signal empfangen, welches jedoch nicht auswertbar war. Es ist offen, ob ein Satellit einen stabilen Orbit erreichte oder die fünfte Stufe versagte, sodass er beim Durchlaufen des Apogäums verglühte. Eventuell überlebte die Nutzlast auch die hohen Beschleunigungen von bis zu 40g nicht. Vieles an dem Projekt war riskant, so war zum Beispiel nur die erste Stufe durch Flügel stabilisiert. Zwei Jahre später wurde eine verbesserte Version namens Caleb als Antisatellitenwaffe getestet. Bei einem von drei Flügen wurde eine maximale Höhe von 1.165km erreicht. Erst 32 Jahre später sollte das Konzept des Starts von einem Flugzeug aus mit der Pegasus erneut aufgegriffen werden.
| Datenblatt Projekt Pilot | |||||
| Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: |
1958
4, davon 4 Fehlstarts (Pilot 2) 6 suborbitale Versuche (Pilot 1) 0% erfolgreich Länge 4,40m Durchmesser: 0,76m 900kg 1,05kg in einen polaren 2.250km Orbit |
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| HOTROC | HOTROC | Altair 1 | NOTS 8 | Apogäumsantrieb | |
| Länge: | 1,80m | 1,80m | 1,50m | 0,50m | 0,10m |
| Durchmesser: | 0,30m | 0,30m | 0,46m | 0,20m | 0,08m |
| Startgewicht: | 200kg | 200kg | 238kg | 10kg | 1kg |
| Trockengewicht: | 54kg | 54kg | 25kg | 3kg | 0,6kg |
| Schub Meereshöhe: | - | - | - | - | - |
| Schub (maximal): | 2 × 63,2 kN | 2 × 63,2 kN | 12,1 kN | 5,14 kN | 0,765 kN |
| Triebwerke: | 1 × HOTROC | 1 × HOTROC | 1 × X-241 | 1 × NOTS 8 | |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | - | - | - | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2025 m/s | 2025 m/s | 2251 m/s | 2200 m/s | 1913 m/s |
| Brenndauer: | 4,86 s | 4,86 s | 36 s | 5,7 s | 1 s |
| Treibstoff: | fest | fest | fest | fest | fest |
Abbildung 4: Pilot-2 Rakete unter der A-6 Skyraider und zwei Bilder vom Start
Die Titan 1, die zweite Interkontinentalrakete der USA nach der Atlas, wurde nie für Raumfahrtzwecke eingesetzt. Es handelte sich bei ihr um eine zweistufige Interkontinentalrakete mit der Treibstoffkombination LOX und Kerosin in beiden Stufen. Sie war leistungsfähiger und zuverlässiger als die Atlas, aber wie diese konnte sie nicht dauerhaft betankt in Bereitschaft gehalten werden.
Die Titan 2 verwendete in beiden Stufen lagerfähige Treibstoffe. Damit konnte sie anders als ihre Vorgänger Atlas und Titan 1 dauernd in Startbereitschaft gehalten werden. Die Titan 2 war mit rund 150 t Startgewicht die schwerste Interkontinentalrakete, welche die USA jemals stationierten. Bald nach ihrer Entwicklung wurde es möglich, kleinere Wasserstoffbomben zu bauen. Die USA stationierten daher als nächste Generation wesentlich kleinere Minuteman Raketen mit festem Treibstoff, die eine noch kürzere Vorbereitungszeit hatten.
Schon während der Entwicklung der Titan 1, im Jahre 1959, unterbreitete Martin den Vorschlag für die Titan 2. Von Bedeutung war, dass Martin aus der Titan 1 relativ einfach die Titan 2 entwickeln konnte. Die Triebwerke wurden in beiden Stufen auf den Betrieb mit Aerozin-50 und NTO umgerüstet und im Schub gesteigert. Aerozin-50 ist eine Mischung von 50% UDMH und 50% Hydrazin. Die zweite Stufe wurde zudem von 2,44m auf 3,05m Durchmesser vergrößert, womit die Nutzlast gesteigert wurde.
Die erste Stufe verbrannte die Mischung im Verhältnis 1,9 zu 1. Der Schub pro Brennkammer betrug 1.096 kN im Vakuum, der Brennkammerdruck erreichte 47 bar und das Entspannungsverhältnis betrug 9. Die beiden Brennkammern verwendeten eine gemeinsame Turbopumpe und einen Gasgenerator. Dies ist bei amerikanischen Triebwerken selten. Die beiden Brennkammern waren in einem gemeinsamen Rahmen fixiert und konnten somit nur zusammen bewegt werden. Technisch gesehen handelte es sich um ein Triebwerk mit zwei Brennkammern.
Die Lageregelung in Nick- und Gierachse erfolgte durch hydraulisches Schwenken beider Triebwerke. In der Rollachse wurden dazu die Abgase des Gasgenerators benutzt.
Der Stufenadapter war ein Gitterrohradapter. Zusätzlich hatte die erste Stufe an ihrem Ende einen Ablativschild, der eine Explosion durch die Flammen der zweiten Stufe verhindern sollte. Die zweite Stufe zündete, sobald die Treibstoffe der ersten Stufe verbraucht waren und der Schub abfiel. Die Stufentrennung erfolgte eine Sekunde später. Diese Technik der „heißen“ Stufentrennung ersparte das Zünden des Triebwerks im Vakuum. Die Sprengbolzen wurden erst aktiviert, wenn das Zweitstufentriebwerk in Betrieb war. Die Verbindung zwischen den beiden Stufen wurde dabei in Stücke gesprengt. Der Gitterrohradapter ließ den Austritt der Flammen zu und der Schutzschild verhinderte eine Explosion der Unterstufe bei Zündung der zweiten Stufe.
Das Triebwerk LR 91 der zweiten Stufe hatte einen Schub von 444,8 kN. Es war für den Betrieb im Vakuum ausgelegt. Der Brennkammerdruck betrug 50 bar und das Entspannungsverhältnis lag bei 45. Dadurch wurde eine hohe Ausströmungsgeschwindigkeit von 3100 m/s erreicht.
Das Triebwerk LR-91 war wie das Triebwerk der ersten Stufe hydraulisch schwenkbar. Auch hier wurden die Abgase des Gasgenerators zur Steuerung des Rollens um die Z-Achse benutzt.
Die Titan 2 war in ihrer Konstruktion wesentlich konventioneller als die Atlas. Statt durch Druck versteifte Tanks verwendete sie normale Tanks mit 8,5mm starken Wänden aus Edelstahl. In beiden Stufen gab es getrennte Tanks für Oxidator und Treibstoff. Die Druckbeaufschlagung geschah durch die Abgase der Turbinen. Die Wahl von Aerozin 50 als Verbrennungsträger bot den Vorteil, dass der Tank für das Aerozin genauso groß war wie derjenige für das Stickstofftetroxid. Das vereinfachte die Produktion.
Die Titan 2 lösten sehr bald die Titan 1 ab. 54 Raketen blieben dann bis 1982 in Silos stationiert. Jede Titan 2 verfügte über einen Atomsprengkopf mit einer Stärke von 9,0 Megatonnen TNT und 3.700kg Gewicht. Sie war der letzte US-Träger, der einen so großen einzelnen Sprengkopf trug. Zur Zeit des Kalten Krieges waren die USA und UdSSR noch der Meinung, wie bei konventionellen Sprengköpfen verfahren zu müssen – je größer, desto besser. Die Titan 2 konnte einen so großen Sprengkopf über eine Distanz von 5.500 nautischen Meilen (10.200km) transportieren. Lange Zeit stellten die 54 Titan Raketen 30% der Megatonnen TNT der USA und die 1.000 Minuteman die restlichen 70% dar. Die Entwicklung von kleinen Atomsprengköpfen und die Steigerung der Treffgenauigkeit machten die Titan 2 wie ihre Vorgänger Atlas und Titan 1 sehr bald überflüssig. Alle folgenden Interkontinentalraketen waren wesentlich kleiner und wurden mit Feststoff angetrieben, der als noch besser handhabbar und ungefährlicher als die Treibstoffe der Titan 2 war. Aufgrund ihrer großen Sprengkraft wurde die Rakete jedoch über 30 Jahre lang in Silos stationiert. Dabei war im Bordcomputer jeder Titan ein besonders wichtiges Primärziel einprogrammiert.
Ihren ersten Einsatz als Trägerrakete in der Raumfahrt hatte die Titan im Gemini Programm. Die Gemini Raumschiffe waren mit einem Gewicht von bis zu 3.800kg zu schwer für die Atlas, mit der die Mercury Kapseln gestartet worden waren.
Die Gemini Titan waren zusätzlich gebaute Titan 2 mit Modifikationen, um sie sicherer zu machen. Die elektronische Ausrüstung wurde modernisiert und angepasst. So wurde das Inertial-Lenksystem durch eine einfachere und weniger störanfällige Radiosteuerung ersetzt. Ein MDS (Mailfunction Detection System) sollte Fehlfunktionen erkennen, und während des Betriebs der ersten Stufe diese automatisch abtrennen. Während des Betriebs der zweiten Stufe hatten die Astronauten die Entscheidung selbst in der Hand und wurden vom MDS nur informiert. Weiterhin waren nun alle elektronischen Komponenten redundant vorhanden.
Zusätzlich waren auch Retroraketen am Ende der zweiten Stufe eingebaut. Sie wurden bei Abtrennung des Gemini Raumschiffs gezündet, um die zweite Stufe von der Kapsel zu entfernen und eine Kollision zu verhindern.
Die Gemini Kapseln waren an der Nutzlastgrenze der Titan und gelangten daher in einen sehr niedrigen Orbit. Diesen mussten sie dann mit den eigenen Triebwerken anheben.
Im Vorfeld der Missionen leistete die NASA der USAF Hilfe, als es um die Reduktion von Vibrationen ging, die durch die Triebwerke induziert wurden. Diese waren Ursache von Fehlschlägen im Erprobungsprogramm der Titan. Für die Gemini Flüge mussten sie erheblich reduziert werden. Die USAF wehrte sich anfangs gegen die NASA Forderungen, die sie für überzogen hielt, musste diese aber wegen der Bedeutung von Gemini erfüllen. Als Erfolg dieser Zusammenarbeit entstand so die für lange Zeit zuverlässigste Trägerrakete der USA.
Alle Flüge der Titan 2 innerhalb des Gemini Programms verliefen einwandfrei. Dies konnte aber nicht von jedem in diesem Programm verwendeten Trägerraketenmodell behauptet werden. So scheiterten zwei der sechs unbemannten Starts der Kopplungsadapter für Gemini Kapseln mit der Atlas-Agena-D. Bei einem dritten Einsatz löste sich die Nutzlasthülle nicht, sodass keine Kopplung möglich war. Die Starts von Gemini Kapseln sollten für zehn Jahre die einzigen zivilen Einsätze der Titan bleiben. Wie die Thor wurde sie später zum Start von militärischen Nutzlasten eingesetzt. Der Start einer Titan 2 kostete 1965 rund 10 Millionen Dollar.
| Datenblatt Gemini Titan | |||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle: |
1964 – 1966
12, davon kein Fehlstart 100% erfolgreich 33,20m Höhe 3,05m Durchmesser 154.000kg 3.810kg in einen 185km hohen LEO-Orbit Keine eingesetzt |
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| Core 1 | Core 2 | ||
| Länge: | 21,40m | 5,80m | |
| Durchmesser: | 3,05m | 3,05m | |
| Startgewicht: | 115.665kg | 28.914kg | |
| Trockengewicht: | 5.047kg | 2.650kg | |
| Schub Meereshöhe: | 1.913 kN | - | |
| Schub Vakuum: | 2.092 kN | 445 kN | |
| Triebwerke: | 1 × LR 87-3 | 1 × LR 91-3 | |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2531m/s | - | |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2903m/s | 3100m/s | |
| Brenndauer: | 153,34 s | 183,89 s | |
| Treibstoff: | NTO / Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 | |
Abbildung 5: Start von Gemini 6A am 15.12.1966
Nach der Ausmusterung der Titan 2 zwischen 1982 und 1987 wurden 14 der 54 Raketen zu Trägerraketen umgebaut. Zunächst erhielt Martin-Marietta im Januar 1986 einen Auftrag über 45,2 Millionen Dollar. Dabei sollte die Firma prüfen, inwieweit die Titan 2 als Trägerrakete genutzt werden konnte. Im Oktober 1986 kam es dann zu einem Anschlussauftrag. Martin-Marietta sollte 14 Raketen umzurüsten, mit neuer Elektronik zu versehen, Nutzlasthüllen anfertigen und die Launchpads der Titan 3B anzupassen. Im Jahre 2002 wurde der gesamte Auftragswert mit 659,3 Millionen Dollar angegeben.
Die Titan 2 übernahm dabei die Rolle der Atlas E und F. Sie sollte vor allem Wettersatelliten in sonnensynchrone Umlaufbahnen von 700 bis 1.200 Kilometer Höhe befördern. Die Rakete wurde als Titan 23G, Titan IIG und „Titan II SLV“ (Standard Launch Vehicle) bezeichnet. Da die Air Force auch die Titan 3B auch als „Titan 23B“ und „Titan 24B“ bezeichnete, gibt es hier eine Verwechslungsgefahr.
Die Nutzlast der Titan 2 in höhere Bahnen nahm durch die relativ hohe Leermasse der zweiten Stufe rasch ab. Deshalb wurden die Nutzlasten zumeist mit einer zusätzlichen Oberstufe ins All befördert. Als Standard Oberstufe wurde der Star 37XFP Feststoffantrieb genutzt. Sieben der 13 Raketen setzten ihn ein. Von den durchgeführten Starts misslang der von Landsat 6, da hier eine solche Feststoffoberstufe nicht zündete. Darüber hinaus verfügten die Raketen über ein modernes digitales Navigations- und Computersystem und eine 3,05m breite Nutzlastverkleidung von 6,10m oder 9,15m Länge. Ansonsten war die Titan 23G eine unveränderte, 40 Jahre alte Titan 2.
Ursprüngliche Pläne von Lockheed, die Nutzlast der Titan 2 durch zusätzliche Castor 4 Booster zu steigern (Titan 2 MSX), wurden aufgegeben. Die größte Version mit acht Boostern hätte etwa 4.800kg in eine erdnahe Bahn transportieren können. Ebenfalls nicht umgesetzt wurden Ideen, mit einer zusätzlichen PAM-D Oberstufe etwa 1.043kg in einen geostationären Übergangsorbit zu transportieren.
Die 14 Raketen bestanden aus verschiedenen Stufen der ursprünglichen Interkontinentalraketen. Dass nur 14 der 54 vorhandenen Exemplare für das Programm berücksichtigt wurden, lässt darauf schließen, dass die übrigen Raketen nicht mehr die nötige Zuverlässigkeit aufwiesen. Es wurden 13 der 14 Raketen gestartet. Es ist nicht vorgesehen, das noch verfügbare letzte Exemplar zu starten.
| Datenblatt Titan 23G | |||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle: |
1988 – 2003
13, davon ein Fehlstart 92,3% erfolgreich 34,60m Höhe 3,05m Durchmesser 151.400kg 1.900kg in einen 800km hohen, sonnensynchronen Orbit 6,10m oder 9,15m Länge 3,05m Durchmesser |
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| Core 1 | Core 2 | Star 37 XFP | |
| Länge: | 21,40m | 5,80m | 1,52m |
| Durchmesser: | 3,05m | 3,05m | 0,93m |
| Startgewicht: | 115.665kg | 28.914kg | 955kg |
| Trockengewicht: | 5.047kg | 2.650kg | 71kg |
| Schub Meereshöhe: | 1.913 kN | - | - |
| Schub Vakuum: | 2.108 kN | 445 kN | 31,5 kN |
| Triebwerke: | 1 × LR 87-3 | 1 × LR 91-3 | TE-M-714-16/17 |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2531 m/s | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2903 m/s | 3100 m/s | 2845 m/s |
| Brenndauer: | 153,34 s | 183,89 s | 66 s |
| Treibstoff: | NTO / Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 | HTPB |
Abbildung 6: Start einer Titan 23G mit NOAA-M am 20.6.2002
Schon 1962 schlug die Herstellerfirma der Titan, Martin-Marietta, der NASA vor, die militärische Titan 2 durch eine zusätzliche Oberstufe zu einer Trägerrakete auszubauen. Die neue dreistufige Version erhielt den Namen Titan III. Die Schreibweise mit den römischen Ziffern ist ebenso gängig, wie die mit arabischen Ziffern. Die Titan 3A wurde auch als SLV 5A (Standard Launch Vehicle 5 Subversion A) bezeichnet. Die Gemini Titan entsprach nach dieser Nomenklatur dem LV 4 (Launch Vehicle 4).
Die NASA hatte aber mittlerweile die weitere Planung von Satellitenstarts auf die Atlas Centaur ausgerichtet. Auch die US Luftwaffe war zuerst nicht an der Titan 3 interessiert. Dies änderte sich, als die USAF an die Planung schwerer Satelliten für den geostationären Orbit ging. Nun kam die Titan III der Air Force gelegen.
Die zusätzliche Oberstufe mit dem Namen „Transtage“ war mehrfach wiederzündbar und primär dazu gedacht, militärische Aufklärungssatelliten des KH-8 Programms „Gambit“ in den Orbit zu befördern. Sie konnte auch nach Stunden erneut gezündet werden. Die Transtage nutzte mit Stickstofftetroxid und Aerozin 50 dieselben Treibstoffe wie die ersten beiden Stufen und wurde mit von der Nutzlastverkleidung umhüllt. Ihre Tanks aus einer Titanlegierung hatten nur 0.76mm bis 2,3mm dicke Wände. Die Struktur bestand aus Aluminium. Jedes der beiden Aerojet AJ10-138 Triebwerke hatte einen Schub von 36 kN und wog 95kg. Neben den Haupttriebwerken setzte die Transtage kleinere Verniertriebwerke ein, die Hydrazin katalytisch zersetzen. Die Transtage war qualifiziert für Freiflugphasen von bis zu 6,5 Stunden Dauer. Das Design war eine sehr kompakt, sodass sehr viel Platz für die Nutzlast blieb. Die Transtage war nur 4,57m lang.
Zuerst bekam Martin-Marietta nur einen Auftrag für fünf Träger des Typs Titan 3A, die als Entwicklungsmodelle für die neue Oberstufe fungieren sollten. Mehr als diese Raketen wurden aber auch später nie gefertigt, weil es für die Air Force billiger war, die Agena Oberstufe auf der Titan einzusetzen. Von den fünf gebauten Raketen wurde eine zu einer Titan 3C umgebaut, sodass es nur vier Starts der Titan 3A gab. Im Vergleich zur Titan 2 waren die erste und die zweite Stufe leicht verlängert. Diese längeren Stufen wurden im Titan 3A bis E Programm beibehalten. Erste und zweite Stufen wurden auch für höhere Belastungen modifiziert. Die Erste zur Aufnahme der Kräfte der Booster. Die zweite Stufe für höhere Lasten, da die Transtage und der Satellit zusammen fast 16 t wogen.
| Datenblatt Titan 3A | |||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle: |
1964 – 1965
4, davon ein Fehlstart 75% erfolgreich 37,80m Höhe 3,05m Durchmesser 161.730kg 3.200kg in einen 800km hohen sonnensynchronen Orbit 10,50m Länge 3,05m Durchmesser |
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| Core 1 | Core 2 | Transtage | |
| Länge: | 22,22m | 9,14m | 4,57m |
| Durchmesser: | 3,05m | 3,05m | 3,05m |
| Startgewicht: | 120.848kg | 33.425kg | 12.255kg |
| Trockengewicht: | 6.622kg | 2.802kg | 1.880kg |
| Schub Meereshöhe: | 1.910 kN | - | - |
| Schub Vakuum: | 2.060 kN | 445 kN | 2 × 36 kN |
| Triebwerke: | 1 × LR 87-7 | 1 × LR 91-7 | 2 × AJ10-138 |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2452 m/s | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2962 m/s | 3130 m/s | 3051 m/s |
| Brenndauer: | 150 s | 214 s | 430 s |
| Treibstoff: | NTO / Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 |
Abbildung 7: Erster Testflug einer Titan 3A am 2.9.1964
In der Folge übernahm die Agena Oberstufe die Rolle der Transtage. Sie war preiswerter als die Transtage und aus ihrer geringeren Leermasse resultierte auch eine etwas höhere Nutzlast. Weiterhin war bis zum Einsatz auf der Titan 3B schon drei Generationen der Agena auf Thor und Atlas gestartet worden.
Die hohe Zuverlässigkeit der Agena führte auch zu deren Einsatz im Gemini Programm. Getreu dem nicht (nur in der Raumfahrt) gültigen Wahlspruch „never change a winning Team“ wurde die Agena-D deshalb auch auf der Titan eingesetzt. Eine ausführliche Beschreibung der Agena-D finden Sie auf S.85. Wie die Transtage war die Agena wiederzündbar. Auf der Titan kam nur die letzte Version, die Agena-D, zum Einsatz. Das lag an der späten Indienststellung der Titan 3B im Jahre 1966. Die Entwicklung der Titan 3B erfolgte relativ spät, sodass die Titan 3C noch vor ihr den Jungfernflug absolvierte. Die Titan 3B profitierte aber von dieser Verzögerung, denn das Triebwerk der ersten Stufe konnte im Schub gesteigert werden.
Alle Titan 3B wurden mit nur einer Nutzlast gestartet, den KH-8 Fotoaufklärern. Zur damaligen Zeit war es noch nicht möglich, digitale Bilder in der gleichen Qualität wie Fotos zu gewinnen. Die KH-8 (Codename Gambit) Satelliten fertigten daher Fotos von Zielobjekten an, die als interessant eingestuft wurden. Nach Belichtung des Films wurde er in eine Kapsel umgespult und diese wurde vom Hauptsatelliten abgesprengt. Die Kapsel wurde noch während ihres Fallschirmfluges in der Atmosphäre aufgefangen, um ein Auffischen von „zufällig“ dort kreuzenden sowjetischen Frachtern zu verhindern. Diese Vorgehensweise machte es nötig, sehr viele Satelliten in den Orbit zu bringen. Teilweise lagen nur 14 Tage zwischen zwei Starts. Nachdem Ende der siebziger Jahre größere und leistungsfähigere Spionagesatelliten mit der Titan 3D gestartet wurden, war die Titan 3B weitgehend überflüssig und lief aus.
Charakteristisch an der Titan 3B war der Übergang auf einen Durchmesser von 1,52m bei der Agena Oberstufe. Er gab der Rakete das Aussehen einer überdimensionalen Kugelschreibermine. Da die KH-8 Satelliten für die Agena Oberstufe ausgelegt waren, war es nicht nötig, die voluminöse Nutzlastverkleidung der Titan 3A zu verwenden. Die USAF bezeichnete die Titan 3B auch als „Titan 23“ (zwei Starts 1971) und „Titan 24“ für die folgenden Einsätze bis 1975. Agena und Titan hatten eigene Systeme zur Steuerung. Die Titan erhielt ein einfacheres Steuerungssystem mit Radiolenkung anstelle des ursprünglichen Inertialsystems.
| Datenblatt Titan 3B | |||
| Einsatzzeitraum:
Starts: Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast: Nutzlasthülle: |
1966 – 1984
59, davon zwei Fehlstarts 96,6% erfolgreich 45,00m Höhe 3,05m Durchmesser 156.450kg 3.660kg in einen 28,8 Grad geneigten LEO-Orbit 8,50m Länge, 1,52m Durchmesser |
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| Core 1 | Core 2 | Agena-D | |
| Länge: | 22,22m | 7,50m | 6,73m |
| Durchmesser: | 3,05m | 3,05m | 1,52m |
| Startgewicht: | 124.000kg | 29.199kg | 6.821kg |
| Trockengewicht: | 6.900kg | 2.653kg | 673kg |
| Schub Meereshöhe: | 1.912 kN | - | - |
| Schub Vakuum: | 2.060 kN | 450 kN | 71 kN |
| Triebwerke: | 1 × LR 87-7 | 1 × LR 91-7 | 2 × AJ10-138 |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2452m/s | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2962m/s | 3130m/s | 2943m/s |
| Brenndauer: | 150 s | 185 s | 265 s |
| Treibstoff: | NTO /Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 | Salpetersäure / UDMH |
Abbildung 8: Start eines KH-8 Aufklärungssatelliten auf einer Titan 3B
Ende der siebziger Jahre kam der Wunsch nach einer Nutzlaststeigerung der Titan 3B auf. Schon in den späten sechziger Jahren schlug Martin-Marietta eine Titan 3M mit einer verlängerten ersten Stufe vor. Die Titan 3M sollte mit Boostern mit 5,5 Segmenten und einer verlängerten ersten Stufe die militärische MOL-Station (Manned Orbital Laboratory) starten. MOL wurde während der Entwicklung so schwer, dass eine Titan 3C dafür bald nicht mehr ausreichte.
Als nun die Forderung nach mehr Nutzlast bei der Titan 3B aufkam, griff Martin- Marietta auf diese Ideen zurück, ließ jedoch die Booster weg. Die Tanks der ersten Stufe wurden um rund 2m verlängert. Als zweite Stufe wurde die Version für die Titan 3C bis E eingesetzt und gegenüber der ersten Version etwas verlängert. Ebenfalls wurden die 11er Versionen der LR-87 und 91 Triebwerke – die gleichen wie in der Titan 3C und 3D – verwendet.
Die neuen Raketen erhielten die Bezeichnung Titan 33B und Titan 34B, wobei sich die beiden Versionen nur in ihren Nutzlastverkleidungen unterschieden. Die Titan 33B verwendete dieselbe Nutzlastverkleidung mit 1,52m Durchmesser wie die Titan 3B. Diese wurde für die ersten drei Einsätze eingesetzt. Alle folgenden Starts erfolgten mit der Titan 34B. Bei dieser umgab eine größere Nutzlasthülle von 3,05m Durchmesser die Agena Stufe und die Nutzlast. Dadurch hatte die Rakete einen durchgängigen Durchmesser von 3,05 m.
Modernisiert wurde auch das Steuerungssystem. Es wurde nun wieder ein Inertialsystem eingesetzt, wodurch die Rakete vom Zeitpunkt des Abhebens an autonom war.
In allen Fällen wurde die Agena nach Erreichen des Orbits von der Nutzlast abgetrennt. Wie die Titan 3B wurde diese Version nur für militärische Nutzlasten eingesetzt. Es waren jedoch keine Fotoaufklärer sondern Satelliten des Typs Jumpseat zur Abhörung des Funkverkehrs und SDS (Satellite Data System) für militärische Kommunikation auch in hohen geographischen Breiten. Beide wurden in hochelliptische Umlaufbahnen transportiert.
Mit der Indienststellung des Space Shuttles war das Ausmustern aller „Wegwerfraketen“ beschlossen. So wurde die Produktion der Titan 34B Ende der achtziger Jahre eingestellt. Anders als bei anderen Typen revidierte die USAF diesen Beschluss nicht. Inzwischen wies auch die Delta die gleiche Nutzlast wie die Titan 34B auf. Für die wenigen Flüge war Trägersystem vollkommen ausreichend.
| Datenblatt Titan 33B / 34B | |||
| Einsatzzeitraum:
Starts:
Zuverlässigkeit: Abmessungen:
Startgewicht: Max. Nutzlast:
Nutzlasthülle: |
1971 – 1987
14, davon 2 Fehlstarts 3 × Titan 33B, zwei Fehlstarts 11 × Titan 34B, kein Fehlstart 81,8% erfolgreich 45,00m Höhe 3,05m Durchmesser 156.450kg 3.900kg in einen 28,8-Grad-LEO-Orbit 630kg in einen 300 × 39.000km Orbit (SDS-1) 700kg in einen 450 × 31.500km Orbit (Jumpseat) 8,50m Länge, 1,52 / 3,05m Durchmesser |
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| Core 1 | Core 2 | Agena D | |
| Länge: | 23,99m | 9,14m | 6,73m |
| Durchmesser: | 3,05m | 3,05m | 152m |
| Startgewicht: | 138.677kg | 34.622kg | 6.821kg |
| Trockengewicht: | 7.301kg | 4.117kg | 673kg |
| Schub Meereshöhe: | 2.001 kN | - | - |
| Schub Vakuum: | 2.300 kN | 450 kN | 71 kN |
| Triebwerke: | 1 × LR 87-11 | 1 × LR91-11 | 2 × AJ10-138 |
| Spezifischer Impuls (Meereshöhe): | 2519 m/s | - | - |
| Spezifischer Impuls (Vakuum): | 2892 m/s | 3130 m/s | 2943 m/s |
| Brenndauer: | 162 s | 214 s | 265 s |
| Treibstoff: | NTO / Aerozin-50 | NTO / Aerozin-50 | Salpetersäure / UDMH |
Abbildung 9: Start eines JumpSeat mit einer Titan 34B
Eine beträchtliche Steigerung der Nutzlast erfuhr die Titan durch den Anbau von zwei Feststoffboostern. Nachdem die Titan 3A erfolgreich ihr Erprobungsprogramm abgeschlossen hatte, war die Titan 3C der folgerichtige weitere Weg zum Ausbau dieses Trägers. Dazu wurde eine Titan 3A mit zwei seitlich montierten Feststoff Boostern verstärkt, welche von United Alliant gefertigt wurden. Wie bei der Titan 3A wurde die Transtage als Oberstufe eingesetzt. Jeder Booster war schwerer als die restliche Rakete und wog über 230 t. Bei der Titan 3C wurden erstmals so große Booster eingesetzt. Die ersten Ideen für ein solches Konzept entstanden im Juli 1961 mit einem Vorschlag der „Large Launch Vehicle Planning Group“. Dieser sah vor, alle US Trägerraketen zu verstärken, indem große Booster an die Raketen angebracht wurden. Die Titan 3 war jedoch der einzige Träger, die so umgerüstet wurde.
Bei der Titan 3C bis E bestand jeder Booster aus fünf kleineren Segmenten. In dem konischen Abschluss saß ein Injektor, der den Booster zündete. Die Gehäuse bestanden aus durch Hitze gehärtetem Stahl und konnten einem Druck von 137 bar widerstehen.
Der Maximalschub je Booster betrug 5.352 kN, der mittlere Schub 4.552 kN. Die Düsen der Booster waren fest um 6 Grad nach außen geneigt. Dadurch verlief der Schubvektor durch den Schwerpunkt der Rakete und die Flammen prallten aber nicht auf die erste Stufe. Die Düsen waren, anders als bei moderneren Konstruktionen, noch nicht schwenkbar.
Pb-An