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Juno II / Jupiter

Mit der Juno-I (Jupiter-C) hatte die Juno-II nur die Oberstufen gemeinsam. Die Juno II basierte auf der doppelt so schweren Jupiter-Grundstufe anstatt der Redstone der Juno I. Die Recruit Oberstufen der Juno 1 wurden unverändert übernommen.

Die Jupiter IRBM war eine der ersten Mittelstreckenraketen der USA. Sie verwendete das Triebwerk S-3D. Gleichzeitig mit der Jupiter wurde die Entwicklung der Thor beschlossen. Sie setzte eine Weiterentwicklung dieses Triebwerks ein. Auslöser war die Entwicklung von Mittelstreckenraketen in der Sowjetunion. Als US-Beobachter die R-4 und R-5 1954 bei Paraden auf dem Roten Platz sahen, wähnten sich die USA in einer "Mittelstreckenraketenlücke". So kam es zur Entwicklung von Raketen, welche die Sowjetunion von Europa aus erreichen konnten. Die Entwicklung von zwei Modellen lag an den unterschiedlichen Erfordernissen:

Die Air Force favorisierte die Thor, da sie aufgrund ihres Durchmessers in den Frachtraum einer C-124 passte (maximaler Durchmesser 2,44 m). Die Army wollte eine eigene Rakete haben. Sie verfügte mit Wernher von Braun und seinem Stab über die entsprechenden Experten. Allerdings benötigte sie die Schützenhilfe der Navy, um eine zweite Entwicklung im DoD durchzusetzen. Da die Navy ebenfalls eigene Raketen haben wollte, bekam die Army diese Hilfe. Für die Navy musste die Rakete kürzer sein, um in den Rumpf von U-Booten zu passen. Später wurden die Jupiter, als es sie gab, dann mit C-124 Transportern vom ABMA in Alabama zum Testgelände bei Cape Canaveral geflogen und sie passten trotz des größeren Durchmessers in die Flugzeuge.

Das Eingehen auf die Wünsche der Navy gab den Ausschlag für die Genehmigung. Es war eine Jupiter-S genannte Version geplant, die auf Schiffen stationiert werden sollte. Doch neue Sicherheitsbestimmungen der Navy verhinderten später die Stationierung einer Rakete mit 45 t leicht entzündlichem Treibstoff. Es wurde so eine mit festen Treibstoffen angetriebene Rakete, die spätere Polaris, entwickelt.

Während des Jahres 1954 wurde das Design der Jupiter erarbeitet. Wernher von Braun schlug es dem Verteidigungsminister im September 1955 als folgerichtige Weiterentwicklung der Redstone vor. Im Dezember 1955 wurden zeitgleich die Thor und Jupiterentwicklung (PGM-19) genehmigt.

Der Personalstand des ABMA wurde für die Entwicklung auf 1.600 Mitarbeiter erweitert, davon waren 500 Wissenschaftler und 100 deutsche Emigranten. Leiter wurde Wernher von Braun, Leiter des wichtigsten Forschungslabors Dr. Ernst Stuhlinger. Ursprünglich war für die Jupiter wie bei der Thor ein Durchmesser von 2,41 m geplant. Dann wäre die Rakete mehr als 28 m lang gewesen. Aufgrund der Navy-Forderung einer Länge von maximal 15,24 m wurde der Durchmesser auf 2,67 m vergrößert, doch die "15,24 m Grenze" entpuppte sich auch mit diesem Durchmesser als schwer umsetzbar. Zuerst wollte das ABMA mit einer 52,16 t schweren und 18,29 m langen Rakete beginnen, die dann mit Verbesserungen auf 15,24 m Länge und 38,6 t Gewicht nach den ersten Testflügen verkleinert wird. Dies wurde von der Navy abgelehnt. Das ABMA plante nun eine 16,77 m lange Rakete, die gerade die Mindestanforderungen an Reichweite der Navy von 1.400 Seemeilen (2.408 km) erreichte. Am Schluss einigte man sich auf eine Länge von 17,68 m die eine Reichweite von 1.500 Seemeilen, 2.778 km ermöglichte.

Dies war die Konzeption die schlussendlich umgesetzt wurde. Die Navy war trotzdem nicht zufrieden. Sie wollte keine Kompromisse eingehen. Als die Atomenergiebehörde im September 1956 ankündigte, dass die Sprengköpfe für Wasserstoffbomben durch neue Technologien leichter würden, stieg die Navy im Dezember 1956 aus dem Projekt aus. Sie arbeitete nun an der Polaris Rakete.

Da das ABMA nun keine Rücksicht mehr auf die Abmessungsforderung der Navy nehmen musste erhöhte sie die Länge wieder auf 18,29 m. Die Tanks waren relativ leicht zu verlängern. Anders sah es beim Durchmesser aus, den konnte man zu diesem Zeitpunkt nur mit einem kompletten Neudesign ändern. Er blieb bei 2,67 m.

Ohne die Navy sah es über weite Teile des Jahres 1957 so aus, als würde das Projekt eingestellt werden. Die Air Force reagierte auf Anfragen der ABMA über Einsatzpläne für die Thor und ihre Stationierung nicht, die Produktion wurde halbiert auf eine Rakete pro Monat. Eine Überprüfung beider Systeme Thor und Jupiter begann mit dem Ziel, eines der beiden Systeme zu eliminieren.

Am 1.3.1957 fand der erste Test einer Jupiter IRBM statt. Das Testprogramm verlief besser als bei den Vorgängern. Im November 1957 beschloss die Regierung, dass sich die Air Force um alle Raketen mit einer Reichweite von über 200 Meilen kümmern sollte. Damit übernahm die Air Force das Projekt.

Sie stellte die Jupiter nicht ein, weil sich die Situation am 3. Oktober durch den Start von Sputnik geändert hatte. Es gab nun eine echte Bedrohung durch russische ICBM und alles was die USA zu diesem Zeitpunkt in der Entwicklung hatten, waren die beiden IRBM. Allerdings wurden Army-Pläne beschnitten. Diese sahen vor, dass die Jupiter mobil war, über die Straße verschoben werden konnte. Die Air Force wollte fest stationierte Raketen. Sie müssten innerhalb von 15 Minuten startbereit sein.

Die Zahl der Forschungs- und Entwicklungsexemplare wurde auf 32 reduziert, davon wurden später drei als Juno II Satellitenträger umgebaut. Die ersten Raketen baute das ABMA im Redstone Arsenal zusammen. Die Serienproduktion erfolgte durch Chrysler in Warren im Bundestaat Michigan von 1958 bis 1961. Gebaut wurden 62 Einsatzexemplare für die Stationierung und Waffentests. Sieben weitere Jupiter wurden von der NASA bestellt, sodass es insgesamt 101 gefertigte Raketen gab. 36 dieser Raketen wurden gestartet.

Im Juni 1961 wurde die erste Schwadron in Italien operational, im November 1961 folgte eine Schwadron in der Türkei. Es wurden nur 15 Raketen in Italien und 30 in der Türkei stationiert.

Die in der Türkei stationierten Jupiter führten zur Kubakrise. Denn die Sowjetunion stationierte als Antwort auf die Bedrohung R-12 und R-14 Mittelstreckenraketen auf Kuba. Die Krise wurde beigelegt und Kennedy stimmte zu, die Jupiter aus der Türkei abzuziehen. So hatte die Jupiter eine sehr kurze militärische Einsatzgeschichte. Im April 1964 wurden alle Jupiter ausgemustert. Es gab zu diesem Zeitpunkt 55 IRBM. 45 stationierte Jupiter und 10 für Teststarts vorgesehene Träger. Da das Satellitenprogramm zu dem Zeitpunkt schon beendet war, wurden alle bis auf 12 Museumsexemplare verschrottet.

Die kurze Einsatzdauer der Jupiter hatte nicht nur mit der Kubakrise zu tun, auch die Thor wurde ab 1963 ausgemustert. Die Raketen waren innerhalb von wenigen Jahren technisch veraltet. Sie setzten flüssigen Sauerstoff ein, der nicht lange lagerbar ist. Keine der Rakete konnte aufgetankt stationiert bleiben. Inzwischen gab es Raketen mit lagerfähigen flüssigen Treibstoffen, die schneller startbereit und unkomplizierter waren, weitere Typen, mit noch besser handelbaren festen Treibstoffen betriebene Raketen befanden sich in der Entwicklung. Doch so ging es vielen frühen Raketentypen, auch der Atlas oder der Titan 1.

Aufbau

Die Jupiter war ausgelegt einen 726 bis 750 kg schweren Sprengkopf über eine Distanz von mindestens 2.778 km) zu befördern und mit einer Genauigkeit von 1,5 km ins Ziel zu bringen. (Die Genauigkeit ist so definiert, dass zu 50 Prozent wahrscheinlich ist, das der Aufschlagpunkt in einem Kreis von 1,5 km Radius liegt).

Der Sprengkopf bildete zusammen mit einem ablativen Schutzschild die Nase mit einem Basisdurchmesser von 1,65 m und einer Länge von 2,48 m. Zusammen mit dem Hitzeschutzschild wog er 1.187 kg.

Darunter saß die "Aft-Unit". Die 2,26 m lange Aft-Unit bildet zusammen mit der Nase einen Kegel und sie hat an der Basis den Durchmesser der Tanks von 2,67 m. Die "Aft Unit" enthielt die Lenk- und Steuerausrüstung der Jupiter, das Vernier-Triebwerk, die Spinraketen und die Düsen für die Lageregelung. Das Verniertriebwerk verbesserte die Genauigkeit. Es hatte 2.270 N Schub und konnte bis zu 20 Sekunden lang brennen. Die Lenkung stoppte das Verniertriebwerk, wenn die Zielvorgabe erreicht war. Es arbeitete mit katalytisch zersetztem Wasserstoffperoxid.

Die Lageregelung erfolgte durch Stickstoff-Druckgas, das durch acht Düsen expandiert wurde. Nach Brennschluss des Verniers zündeten Spinnraketen und brachten die Aft-Unit mit der Nase in eine Rotation von 60 U/Min zur Stabilisierung, dann wurde die Nase abgetrennt.

Das ABMA entwickelte das ST-90 Inertialsystem das auf luftgelagerten Gyroskopen und Beschleunigungsmessern basierte. Die Serienfertigung des ST-90 erfolgte durch Ford. Die erste ST-90 wurde im Januar 1957 fertiggestellt. Pläne, nach dem Ausstieg der Navy, eine Radiosteuerung als Backup hinzuzunehmen, wurden wieder fallen gelassen. Das Lenksystem war in der Lage, die Rakete autonom zu steuern. Bis 20 Minuten vor der Zündung konnte das Ziel durch die Übertragung der Zielkoordinaten geändert werden. Danach wurde das System so ausgerichtet, dass es bei Erreichen der Zielkoordinaten keine Steuerungsimpulse mehr abgab. Erreichte die Rakete diesen Punkt, wurde der Brennschluss ausgelöst.

Die 12,80 m lange Body-Unit enthält die Antriebssektion und die Tanks. Es war ein Tank mit einem gemeinsamen Zwischenboden für Sauerstoff und Kerosin. Der Sauerstofftank war unten angebracht, die Leitungen des Kerosintanks wurden durch den Sauerstofftank geführt. Die Tanks bestanden aus einer Monocoque-Aluminiumstruktur mit Querspanten verstärkt. Die Zelle wurde aus Stahl gefertigt.

Das Triebwerk S-3D der Juno II verbrannte die Treibstoffkombination Sauerstoff und Kerosin. Es hatte mit 670 kN fast den doppelten Schub des A-7 der Redstone. Außerdem verfügte es über eine verbesserte Schubvektorsteuerung. Das Triebwerk wurde kardanisch aufgehängt. Gegenüber den Strahlrudern, die beim A-7 noch eingesetzt wurden, bedeutete dies einen höheren Schub. Die Strahlruder waren ein Fremdkörper im Abgasstrahl und lenkten einen Teil des Düsenstrahls zur Seite ab. Die Steuerung um die Rollachse wurde von zwei Verniertriebwerken durchgeführt, welche von den Abgasen der Turbopumpen gespeist wurden. Beim Vorgängermodell S-3 (in der militärischen Version der Jupiter) war das Triebwerk noch fest eingebaut. Dabei wurde das Abgas der Turbopumpe auch zur Nick- und Giersteuerung genutzt. Das S-3 Triebwerk wurde von Rocketdyne zwischen 1955 und 1956 entwickelt. Das S-3D als verbesserte Version folgte von 1958 bis 1962. Beide nutzten LOX und Kerosin als Treibstoff. Die Kombination ist energiereicher als der vorher verwendete Alkohol. Die Jupiter verwandte noch nicht RP-1, sondern normalen JP-4 Kraftstoff für Düsenflugzeuge.

Das Triebwerk von North American wurde auch in der Thor eingesetzt und hatte dort die Bezeichnung LR79. Es arbeitete bei der militärischen Version der Jupiter 157,8 s lang, bei der Juno II durch die Tankverlängerung bis zu 183,6 Sekunden. Neu war, dass der Gasgenerator nicht mehr einen eigenen Treibstoffvorrat hatte, sondern die Treibstoffe aus dem Haupttank nutzte, allerdings mit einem Überschuss an Kerosin, um die Verbrennungstemperaturen zu begrenzen. Die Turbine trieb dann zwei Turbopumpen, je eine für Kerosin und Sauerstoff an.

Die Gesamtflugzeit für eine militärische Jupiter mit maximaler Reichweite betrug 1.016,9 Sekunden. Die Rakete, die beim Abheben 49,37 Tonnen wog, hatte nach 157,8 Sekunden Brennschluss bei einer Beschleunigung von 13,69 g in 134,5 km Distanz und 123 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von 4.563,5 m/s. Vier Sekunden nach dem Abschalten des Haupttriebwerks trennen sich Body-Unit und Aft-Unit. Zwei Sekunden später zündet das Verniertriebwerk. Es brennt nominell 12 bis 14 Sekunden lang. Die Lageregelungsdüsen richten danach die Aft-Einheit mit Sprengkopf aus, und die Spinn­raketen zünden. 339,3 Sekunden nach dem Abheben trennt sich die Nase von der Aft-Unit. 550 Sekunden nach dem Start erreicht der Nasenkonus den Scheitelpunkt der Bahn in 660 km Höhe, 1.414,5 km vom Startplatz entfernt. Etwa 400,5 Sekunden später beginnt der Wiedereintritt, wenn der Nasenkegel mit 4.660 m/s in die Atmosphäre eintritt. Nur 66,4 Sekunden nach Beginn des Wiedereintritts triff der Nasenkonus, nach einer Spitzenverzögerung von 44 g mit 166 m/s sein Ziel 2.844 km vom Startplatz entfernt.

Jedes Triebwerk hatte eine Lebensdauer von 700 Sekunden. Vor jedem Satellitenstart wurde es 300 s lang getestet und absolvierte einen statischen Prüflauf. So wurde die Performance ermittelt. Dies war wegen der festen Impulse der Feststoffoberstufen nötig. Mit der Testzündung wurde das Triebwerk kalibriert. Vier Retroraketen im Heck der Jupiter mit jeweils 4,5 kN Schub bremsten die Jupiter nach der Abtrennung von dem Oberstufenbündel ab. Sie wurden für die Juno II zusätzlich installiert.

Hier ein Vergleich der beiden parallel entwickelten ICBM:

Die Jupiter hatte eine deutlich höhere Trockenmasse, war aber zielgenauer und vor allem zuverlässiger: Von den 18 Teststarts der Thor scheiterten 11, davon die ersten vier in Folge. Von 28 Testflügen der Jupiter scheitern nur sechs.

Für die Juno II wurden die Tanks der Jupiter um drei Fuß, 0,91 m verlängert. Sie nahmen so 6,2 t mehr Treibstoff auf. Das war möglich, weil die Oberstufen leichter waren als der Sprengkopf. Die Juno II wies gegenüber der Jupiter eine um 20 s längere Brenndauer auf. Beim fünften Start der Juno I kollidierte die Redstone mit den Oberstufen. Deswegen brachte man an der Basis der Jupiter vier Retroraketen mit einem Gesamtimpuls von 4.480 Ns an.

Die Aft-Unit wurde um ein Kaltgassystem erweitert, das in der Freiflugphase die Orientierung der Rakete aufrecht erhielt. Dort wurde auch der Übergang zu dem Oberstufenköcher und der Elektromotor für das Aufspinnen angebracht. Das Oberstufenbündel war dasselbe wie bei der Juno I. Lediglich die letzte Rakete wurde verlängert, bei der Redstone war sie etwas kürzer als die anderen. Nun war sie genauso lang. Für sie wurde auch ein Titangehäuse angefertigt, das rund 2 kg Gewicht einsparte. Die Recruit-Oberstufen entsprachen denen der Juno I (S. ).

Vor dem Start wurde das Oberstufenbündel mit einem Elektromotor auf 400 U/Min gebracht. Der Flug verlief dann ähnlich wie bei der Jupiter-C (Juno I). Die Jupiter hatte die Aufgabe die Oberstufen auf eine Bahn mit vordefinierter Geschwindigkeit zu bringen. Nach 180 Sekunden war sie ausgebrannt und wurde abgetrennt. 12,5 Sekunden später folgte die Nutzlastverkleidung. Das Oberstufenbündel zusammen mit dem Kaltgaskontrollsystem absolvierte eine Freiflugphase von etwa 60 Sekunden bevor es 240 s nach dem Start zündete. Während der Zeit stabilisiert das Kaltgassystem die Spitze.

Eine Neuerung gegenüber der Juno I war die Einführung einer Nutzlastverkleidung, welche auch den Köcher mit den Recruit-Oberstufen umhüllte. Die Recruit wurden wie bei der Juno I durch Rotation stabilisiert. Die Rotationsrate lag zwischen 450 und 600 U/min, abhängig vom Gewicht der Nutzlast. Sie zündeten in 9 Sekunden Intervallen.

Einsatzgeschichte

Obgleich die Juno II nur die beiden Mondsonden Pioneer 3 und 4 starten sollte, löste sie in der Folge die Juno I als Satellitenträger ab. Die NASA bestellte insgesamt zehn Träger. Um den Mond zu erreichen, war die Juno I zu leistungsschwach. Die schnellste, wenn auch technisch nicht optimale Lösung war, das Oberstufenbündel der Juno I auf eine größere erste Stufe zu setzen. Das wurde getan, daher sind die Oberstufen die gleichen wie bei der Juno I.

Mit dem Start von Sputnik 1 begann ein Rennen. Sowohl die USA wie auch die UdSSR wollten mit Erstleistungen brillieren. Nach dem Erdorbit war das nächste Ziel der Mond. William Pickering, der schon für Explorer 1 mitverantwortlich war, schlug im November 1957 zeitgleich mit der Juno I als Satellitenträger vor, das Oberstufenbündel der Juno I auf die Jupiter IRBM zu setzen. Die Jupiter konnte dann eine kleine Sonde zum Mond befördern. Das wurde schnell ein offizielles Programm, intern "Red socks" genannt. Diese Rakete wurde "Juno II" genannt, um sie von der militärisch genutzten Jupiter abzugrenzen.

Am 27.3.1958 wurde von der neu gegründeten Advanced Projects Research Agency (ARPA) die "Operation Mona" angekündigt. Sie sollte Sonden zum Mond entsenden. Um den Erfolg zu sichern, wurden drei Thor-Able und zwei Juno II Starts geplant. Die ARPA entwickelte sich zu einer militärischen Forschungsagentur, die später in DARPA (Defence Advanced Projects Research Agency) umbenannt wurde. Das wichtigste was, die DARPA entwickelte, war das Internet, um die militärisch genutzten Rechner zu vernetzen.

Auch beim Mondwettlauf wurden die USA geschlagen. Luna 1 passierte den Mond am 2.1.1959. Das war zwei Monate, bevor dies den USA mit Pioneer 4 gelang. Eventuell hätten die USA die ersten sein können. Doch es wurde eine Wiederholung der Ereignisse wie beim ersten Satellitenstart. Auch im Pioneer-Programm sollte eine nicht von den Deutschen entworfene Rakete die erste Chance haben - eine Thor Able startete Pioneer 0 bis 2 der Air Force zum Mond. Keiner der Starts erreichte den Mond. Beim ersten Fehlstart glaubte man noch an einen Erfolg und vergab die Nummer "0" für die erste Sonde. Erst nachdem alle Pioneers der Air Force scheiterten, durfte die Juno II die Sonden der US Army starten.

Am 1.5.1958 beschloss das Verteidigungsministerium, das nur eine Waffengattung sich um Raketen größerer Reichweite und um die Weltraumaktivitäten kümmern sollte: die Air Force. Damit wanderte die Verantwortlichkeit der zivilen Starts komplett zur ARPA, die den Army-Projekten nur eine geringe Priorität einräumte. Als am 1.10.1958 die NASA gegründet wurde, war sie für den zivilen Einsatz zuständig. Sie führte das Juno II Programm weiter, aber nicht weitergehende Erweiterungen wie die Juno III/IV. Am 3.12.1958 wurde auch das JPL Bestandteil der NASA.

Am 6.12.1958 fand der erste Startversuch mit der Juno II statt. Die Oberstufen wurden schon fünf Tage vor dem Start angebracht, die Nutzlast, wegen ihrer reinen Stromversorgung aus Batterien, aber erst wenige Stunden vor dem Start. Nutzlast war der von der ABMA/JPL entwickelte 6,67 kg schwere "Juno IIA" Satellit, der nach dem Start die Bezeichnung Pioneer 3 bekam. Zuerst sah alles aus als wäre es nach Plan verlaufen, doch Geschwindigkeitsmessungen zeigten, das Pioneer 3 etwas zu langsam war. Er erreichte nur eine Spitzenhöhe von 108.000 km und trat 30 Stunden nach dem Start wieder über der Sahara in die Erdatmosphäre ein. Er war aber kein vollständiger Fehlschlag, denn Pioneer 3 durchquerte nun auch den äußeren Van Allen Gürtel und sein Geiger-Müller Zähler liefere erste Messungen dieses zweiten Strahlungsgürtels.

Der Fehler war, das die Jupiter 3,6 Sekunden zu früh bei 176,2 Sekunden abschaltete. Die Ursache lag in der Schaltung, die das Verbrauchen des Treibstoffs feststellen sollte. Sie signalisierte ein vorzeitiges Erschöpfen, was den Fehler aber genau verursachte, konnte nie geklärt werden.

Am 3.3.1959 machte man den nächsten Versuch, nun mit dem baugleichen Pioneer 4. Diesmal klappte alles, die Jupiter hatte diesmal sogar eine Überperformance und beschleunigte Pioneer 4 zu stark. Pioneer 4 erreichte eine Geschwindigkeit von 39.850 km/h und passierte den Mond in 59.455 anstatt 32.000 km Distanz, sieben Stunden zu früh und vier Grad von der Sollposition entfernt. Bis in 656.400 km Distanz, 82 Minuten nach dem Start, wurde Pioneer 4 von den Bahnverfolgungsstationen getrackt. Pioneer befindet sich seitdem auf einer 147,6 × 170 Millionen km Sonnenumlaufbahn mit einer Periode von 392 Tagen.

Die nun folgenden Starts galten allen Erdsatelliten. Der nächste am 16. Juli 1959 war einer der spektakulärsten Fehlschläge am Cape. Nutzlast war der 41,5 kg schwere Explorer S-1 der in einen elliptischen Erdorbit befördert werden sollte. Erst nach erfolgreichem Start hätte Explorer S-1 eine Nummer erhalten. Dazu kam es aber nicht. Beim Start schwenkte das S-3D Triebwerk der Jupiter auf Vollausschlag, die Rakete drehte sich praktisch direkt nach dem Abheben und flog auf das Blockhaus zu. Wenige Sekunden nach dem Abheben wurde sie vom Sicherheitsoffizier gesprengt und landete 76 m nordwestlich des Launchpads, nur 91 m südwestlich des "Blockhouse", eines Bunkers in dem die Startmannschaft den Start verfolgte. Eine Untersuchung ergab, dass es zu einem Kurzschluss zwischen zwei Dioden in einem Spannungsregler eines Wechselrichters der Stromversorgung gekommen war. Der Kurzschluss hatte die Stromzufuhr zum Leitsystem unterbrochen und einen vollständigen Schwenk der kardanischen Aufhängung verursacht. Zukünftige Leiterplatten wurden mit einer Schutzschicht versehen, um die Wahrscheinlichkeit eines erneuten Auftretens zu verringern.

Am 19.8.1959 stand der Start des nur 4,5 kg schweren Beacon 2 auf dem Programm. Beacon 1 war schon bei einem Fehlstart der Juno I verloren gegangen. Die Aufgabe dieses aufblasbaren Ballons von 3,66 m Durchmesser war, das er durch die Atmosphäre schneller abgebremst wurde als ein Satellit und man so genauere Daten über die Dichte in der höheren Atmosphäre bekam. Diese waren wichtig, um die Lebensdauer von niedrig fliegenden Satelliten zu optimieren. Es wurde auf die vierte Stufe bei diesem Start verzichtet. Zur Bahnverfolgung gab es Leuchtraketen. Die erste Leuchtrakete wurde auch noch wahrgenommen, die folgenden nicht mehr. Die Jupiter hatte korrekt Brennschluss, die Steuersektion verlor nach 203 Sekunden das Druckgas, der Satellit erreichte keinen Orbit. Die Rakete war bei Zündung der Oberstufen fehlausgerichtet, als wahrscheinlichste Ursache wurde angenommen, das die Leuchtraketen die Steuerung in Brand gesetzt hatten und so die Fehlausrichtung resultierte. Die vorherigen Raketen hatte keine Leuchtraketen zur visuellen Bahnverfolgung und diese Entscheidung wurde nun auch revidiert.

Der nächste Start am 13.10.1959 beförderte den 41 kg schweren Explorer 7 in einen 556 km × 1,088 km × 50.3 Grad Orbit. Der Start wurde verschoben, da die Jupiter AM-19 - die neunte getestete Jupiter-IRBM, wie der Start von Beacon 1 direkt nach dem Start abwich und nach 13 Sekunden gesprengt wurde. Das verursachte Schäden am Startkomplex LC26, von dem aus 1959 sowohl militärische Redstones und Jupiter wie auch zivile Juno II aus starteten.

Auch der nächste Start, mit dem 16 kg schweren Explorer S-46, ein Satellit zur Erforschung des Van Allen Gürtels, scheiterte. Diesmal zündete eine der elf Recruit Raketen in der zweiten Stufe nicht, was eine Fehlausrichtung um 19 Grad zur Seite und 5 Grad zur Erde hin bedeutete. Daneben fehlte so auch Geschwindigkeit um den Orbit zu erreichen.

Nachdem von sechs Start nun vier gescheitert waren, gab es am 1. Juni eine formelle Untersuchung des Juno Programms. Die Kommission fand, das die Ursache darin lag, das das Programm schon vor dem ersten Einsatz von der NASA als "Dead End Program" angesehen wurde, es würde also niemals mehr als diese zehn Starts geben. Alle Fehlschläge wären auf mangelnde Qualität und schlechte Arbeit zurückzuführen. Das hatte seine Ursache darin, das erfahrene Mitarbeiter längst in andere Programme gewechselt waren und minder-qualifiziertes Personal nun die Raketen zusammenbaute. Daran ändern wollte die NASA nichts mehr, das Komitee meinte aber, wenn von den noch ausstehenden vier Starts die Hälfte, also zwei glücken würden, wäre das okay. Und genau so kam es auch.

Am 3.11.1960 wurde der 42 kg schwere Explorer 8 in einen 370 × 2.341 km × 49,9 Grad Orbit befördert. Dagegen scheiterte der Start des 34 kg schweren Explorer S-45 am 24.2.1961. Die Leistung der ersten Stufe war normal, aber kurz nach der Abtrennung der Stufe ging etwas schief. Als wahrscheinlichste Fehlerursache wurde angenommen, dass sich ein Sensorkabel von der Seite der Nutzlastabdeckung löste und sich um den sich drehenden Oberstufenköcher wickelte. Stufe 4 und die Nutzlast wurden vom Cluster losgerissen, und der Zünder der Stufen 3 und 4 wurde wahrscheinlich beschädigt. Obwohl die Instrumentensektion die Kontrolle über das Bündel wiedererlangte, wurde nur die zweite Stufe gezündet, und es wurde keine Umlaufbahn erreicht.

Am 27.4.1961 wurde der 39,6 kg schwere Gammastrahlen-Astronomiesatellit Explorer 11 in einen 497 × 1.793 km × 28,49 Grad Orbit befördert. Er lieferte bis Mitte Dezember 1961 Daten über kosmische Gammastrahlenquellen.

Der letzte Juno II-Start am 24. Mai 1961 war wiederum ein Fehlschlag. Die Jupiter AM-19G versuchte, den 34 kg schweren Explorer S-45A, einen Nachbau von Explorer S-45, zu starten. Der Flug der ersten Stufe verlief normal, ebenso wie die Trennung der Instrumentensektion. Während der Freiflugphase fiel jedoch die Stromversorgung der Instrumenteneinheit aus. Die zweite Stufe wurde nicht gezündet, und der Köcher schlug im Atlantik auf.

Auch wenn von den zehn Starts nur vier gelangen, so lag dies meist nicht an der Jupiter. Zwei der Fehlschläge lagen an der Jupiter, aber vier eben an dem Oberstufenbündel, seiner Ausrichtung oder Zusatzeinrichtungen. Eine ähnlich schlechte Bilanz hatte der Oberstufenköcher auch bei der Jupiter-C / Juno I.

Zudem konnte die Maximalnutzlast wegen der struktureller Einschränkung der Recruit nicht ausgenutzt werden. Die maximale Nutzlast lag bei 55 kg, die vierte Stufe ließ jedoch keine größere Masse als 40 kg zu. Nach dem Start von Pioneer 4 gab das JPL bekannt, keine weitere Juno mehr einsetzen zu wollen.

Schon 1961 erfolgte der letzte Start einer Juno II. Für den Start kleiner Nutzlasten führte die NASA kurz darauf die Scout ein. Deren Produktionskosten lagen nur bei einem Drittel der Juno. Die Air Force setzte für die militärischen Programme naturgemäß die eigene Thor ein.

Die NASA gab 17 Millionen Dollar für die Entwicklung und die zehn Träger aus. Sie startete vom LC5, einem Jupiter Startplatz und von LC26B, ein für die Juno II umgebautes Pad der Jupiter IRBM. 1964 wurde das Air Force Space & Missile Museum bei LC26 eingerichtet. Es ist bekannt für den "Rocket Garden" aus militärischen Raketen und Trägerraketen aus den frühen Jahren der Raumfahrt.

Die Jupiter lebte zumindest in ihrer Technologie weiter. Ihr Triebwerk war die Ausgangsbasis für das H-1 der Saturn I und die Rolls-Royce Triebwerke der "Europa Rakete". Es trieb jahrzehntelang die Thor und Delta an. Der Zentraltank der Saturn I Erststufe S-I hatte den Durchmesser der Jupiter-C und die acht Außentanks der S-I den der Redstone.

Referenzen:

NASA TM-79403: A reability Review of the Juno II Launch Vehicle
NASA Report Nr. 20 - 123: Juno IV Rocket Vehicle System
Juno II Project Report Volume II the S-46 Satellite
Juno Final Report Volume II: Juno II Space Probes
Juno Final Report, Volume III, C. F. Mohl, June 1962
History of the Jupiter Missile System, James Grimwood, Frances Stroud, U.S. Army Ordnance Missile Command, July 27, 1962
Missile Defense Project, "SM-78 Jupiter," Missile Threat, Center for Strategic and International Studies

Juno IV

Im Februar 1958 gab es ein "Juno-Meeting" mit von Braun und dem JPL in dem die Evolution der Juno II diskutiert wurde. Das Oberstufenbündel des JPL setzte der Nutzlast eine enge Grenze. Es wurde die Arbeit an zwei Oberstufen begonnen, die Juno IV sollten bis zur fünffachen Nutzlast der Juno II aufweisen. Später kam auch noch eine Juno V dazu.

Diese Pläne waren sehr kurzlebig, denn schon am 1.5.1958 beschloss das Verteidigungsministerium, das nur eine Waffengattung sich um Raketen größerer Reichweite und um die Weltraumaktivitäten kümmern sollte: die Air Force. Damit wanderte die Verantwortlichkeit komplett zur ARPA, die den Army-Projekten nur eine geringe Priorität einräumte. Als am 1.10.1958 die NASA gegründet wurde, war sie für den zivilen Einsatz zuständig. Sie führte das Juno II Programm weiter, aber nicht weitergehende Erweiterungen wie die Juno III/IV.

Die Juno IV war eine deutliche Weiterentwicklung der Juno II. Erste Mittel gab es im August 1958, schon am 16.10.1958 wurde es wieder eingestellt. Einige der Resultate wurde in das von der NASA finanzierte Vega-Projekt (eine Oberstufe für die Atlas) übernommen, das allerdings auch zugunsten der Entwicklung der Centaur eingestellt wurde.

Die Juno III als nächste Version basierte auf der Juno II, hatte ebenso wie diese ein Bündel von Oberstufen, allerdings etwas größere Feststofftriebwerke von der Grand Central Rocket Company. Diese Version sollte etwa 20 Prozent mehr Nutzlast als die Juno II aufbringen. Auch die Juno III blieb ein Papierprojekt. Die Juno IV sollte die Nutzlast dagegen um den Faktor fünf bis zehn steigern.

Die Wahl der Oberstufen erfolgte nach Analyse von potenziellen Nutzlasten für diese Rakete. Es wurde geschlussfolgert, das für die größere Oberstufe ein Schub von 45.000 Pfund (200 kN) und für die kleinere Oberstufe ein Schub von 6.000 Pfund (26,7 kN) benötigt wurde. Gemessen an der Masse der Stufen ist dies für die größere Stufe ein hoher Schub. Das war aber damals "normal". Die Able Oberstufe der Vanguard hatte 33 kN Schub bei nur 2 t Masse und die erste Agena 71 kN bei 3,7 t Masse. Warum das vorhandene Triebwerk AJ-10 mit 33 kN Schub allerdings für die kleinere Oberstufe nicht in Betracht gezogen wurde, geht aus dem Report nicht hervor.

Beide Oberstufen hatten denselben Durchmesser und waren so austauschbar, das heißt eine Juno IV konnte entweder mit beiden Oberstufen oder nur mit der größeren oder kleineren Oberstufe eingesetzt werden. Der gleiche Durchmesser erlaubte dies, da es so nur einen Adapter zwischen Jupiter und Oberstufe gibt. Beide Oberstufen hatten getrennte Tanks.

Das größere Triebwerk konnte aus dem vorhandenen Grand Central GE-405H Triebwerk mit 33.000 Pfund (150 kN) Schub entwickelt werden. Es gab bis Einstellung des Programms drei Zündungen einer schubgesteigerten Version des GE-405H Triebwerks. Der Schub von 6.000 Pfund für die dritte Stufe erfolgte aufgrund der vorhandenen Beschränkungen von Testständen. Als Treibstoff für beide Stufen wurden Hydrazin und Stickstofftetroxid im Mischungsverhältnis von 1: 1,1 gewählt.

Beide Stufen hatten einen Durchmesser von 70 Zoll (178 cm) und bestanden aus der Standard Aluminiumlegierung Al 2014-T6. Die Verschweißung erfolgte mit derselben Technik wie bei der Thor-Mittelstreckenrakete. Die Treibstoffförderung erfolgte bei der größeren Oberstufe durch ein "hybrides System", das bei Untersuchungen am besten in Bezug auch Performance und Gewicht abschnitt. Dabei gibt es einen eigenen Hydrazintank für den Gasgenerator. Er spaltet das Hydrazin katalytisch in Stickstoff und Wasserstoff, dabei wird Energie frei. Dieses heiße Gasgemisch wird genutzt, um den Hydrazintank zu beaufschlagen. Beim Oxidator­tank ist es dagegen Helium aus vier Heliumflaschen das durch einen Wärmeaustauscher am Triebwerk erhitzt wird.

Als Tankdruck dieser Druckgasförderung wurde 23 bar selektiert. Die Brennkammer arbeitete mit 13,8 Bar. Ein Teil des heißen Gases des Gasgenerators für den Hydrazintank wurde genutzt, um die Rollachsendüsen mit 156 N Schub zu betreiben. In Nick- und Gierachse war das Triebwerk schwenkbar. Das Triebwerk hat eine Düse mit einem Expansionsverhältnis von 20.

Auch für die kleinere Stufe wurde die Kombination Hydrazin / Stickstofftetroxid gewählt, ebenfalls in Druckgasförderung. Die Druckbeaufschlagung erfolgte hier aber alleine durch Helium, dass am Triebwerk erhitzt wird. Hier betrug der Tankdruck 17,2 Bar und der Brennkammerdruck 10,3 Bar. Die Düse hat ein Expansionsverhältnis von 25.

Die Jupiter konnte nicht voll betankt werden, da eine Startmasse von 137.500 Pfund (62.400 kg) als Obergrenze für die Rakete gesetzt wurde. Die Stufentrockenmassen wurden von mir geschätzt, der maximale Treibstoffvorrat steht dagegen fest.

Die Rakete war nicht zu Ende spezifiziert, selbst die Treibstoffkombination war noch in der Diskussion. Das Triebwerk der größeren Oberstufe sollte z.B. beim Vega-Projekt eingesetzt werden, dort aber mit LOX/RP-1 als Treibstoff.

Die Treibstoffzuladung war in allen Stufen variabel, weil sie bei voller Befüllung aller Stufen nicht hätte abheben können. Die Jupiter fasste zwischen 40.800 und 51.200 kg Treibstoff, die große Oberstufe zwischen 9.500 und 11.100 kg Treibstoff, die kleine zwischen 1.790 und 4.080 kg Treibstoff. Die Trockenmasse ist geringem Maße anpassbar, indem man Heliumdruckgasflaschen weglässt. Ebenso wurde überlegt, Kerosin in der Jupiter durch Hydrazin zu ersetzen, weil dies einen leicht höheren spezifischen Impuls versprach. Wahrscheinlich setzte man auch auf die Weiterentwicklung des Triebwerks, das bei der Thor, wo es auch eingesetzt wurde, am Schluss einen Schub von 720,8 kN beim Start hatte, also rund 4 t mehr befördern konnte.

Für Hochenergiemissionen wäre die Juno IV mit einer nicht spezifizierten festen vierten Stufe ausgerüstet worden. Das Datenblatt basiert auf den maximalen Treibstoffmassen und gängigen Trockenmassen für ähnliche Stufen. Ich komme aber nicht auf die genannte hohe Nutzlast. Die im Datenblatt skizzierte Version kommt auf etwa 600 kg Nutzlast in einen 200 km Orbit. Die dritte Stufe hatte ein Strukturlimit von 1.360 kg für die Nutzlast.

Starts früher US-Trägerraketen

Links

Projekt Pilot

Redstone

Redundanz bei der Redstone

Starts der Vanguard mit Grafiken

Stars der Juno mit Grafiken

Starts von Projekt Pilot mit Grafiken

Artikel erstellt am 11.7.2023

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir bei Amazon und hier beim Verlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einen Sonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

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