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1994 gab es seitens der US-Regierung eine Ausschreibung an die US-Raketenhersteller. Ein EELV sollte Ariane Paroli bieten. EELV steht für
Evolved Expendable Launch Vehicle. Zu Deutsch: Erweiterbare, nicht
wieder verwendbare Trägerrakete. Ziel war das zu erreichen, was Europa mit der Ariane 4
schon geschafft hatte: Ein Raketenmodell sollte in mehreren Varianten einen breiten
Nutzlastbereich abdecken. Sie sollte preiswert sein, die Kosten um 25 % senken und im
Nutzlastbereich mit der Ariane 5G konkurrieren. Das EELV hatte vor
allem das Ziel, die Kosten für die amerikanische Regierung zu senken und die teure Titan
auszumustern. Es sollte aber auch die Position der amerikanischen Hersteller im kommerziellen
Markt stärken.
Auf die Ausschreibung antworteten alle großen Hersteller: Lockheed Martin mit der Atlas, MC Donell Douglas mit der Delta und Boeing und Alliant mit eigenen neuen Konzepten. Sowohl Delta wie auch Atlas bekamen Kontrakte. Die Atlas-Kontrakte umfassen 9 Starts für 1.150 Millionen USD zwischen 2003 und 2005. Dazu kommt eine Quersubvention der NASA, die 830 Millionen USD der Entwicklungskosten von 1,6 Mrd. USD übernahm. Im Jahre 2002 gab es für die Atlas und Delta eine neue Finanzspritze von 1 Mrd. USD für die Jahre 2004-2007, um ausbleibende kommerzielle Aufträge abzufangen.
Das Atlas-Konzept baut auf dem RD-180-Triebwerk auf, das für die Atlas III entwickelt wurde. Bei 3.852 kN Startschub hat dieses noch genügend Leistung, um eine noch schwerere Erststufe anzutreiben. Man konstruierte daher eine neue Erststufe mit 3,8 m Durchmesser. Diese ist, anders als die früheren Atlas-Erststufen, selbsttragend, so dass man bis zu 5 schwere Feststoffbooster an ihr anbringen kann. Ironie der Geschichte: Die Atlas gibt das Konzept der leichten, nur durch Innendruck versteiften, Erststufe just zu dem Zeitpunkt auf, als mit der Ariane 5 dieses zum ersten Mal auch bei einer anderen Rakete eingesetzt wird. Die Struktur besteht auch bei der Ariane 5 aus Aluminium, ist jedoch auch ohne Innendruck stabil. Die Tanks werden wie bei der alten Atlas durch Helium unter Druck gesetzt. Die neue Erststufe wiegt nun mit 305 t über 50 % mehr als die Erststufe der Atlas III. Dadurch arbeiten die RD-180-Triebwerke nun auch mit vollem Schublevel. Alleine dadurch steigt die Nutzlast an. Durch die stabileren Tanks und die Verringerung der Triebwerkszahl soll das Risiko, dass die CCB bei einem Flug versagt, um 85 % geringer sein als bei einer alten Atlas Grundstufe. Weiterhin ist man bei der Atlas und Centaur bestrebt, die Konstruktion zu vereinfachen, weniger Teile zu verwenden und dadurch die Herstellungskosten zu senken.
Der Stufenadapter ist zweiteilig, da zwei unterschiedliche Nutzlastverkleidungen zum Einsatz kommen. Er besteht aus einem Atlas-seitigen Adapter von 280-340 kg Masse und einem Centaur-seitigen Adapter, dieser wiegt bei der 400er-Versionen nur etwa 400 kg, muss bei den 500er-Versionen aber auf 5 m Breite gehen und das Gewicht der Nutzlasthülle aufnehmen. Bei diesen Versionen wiegt der Adapter dann über 2 t. Dies ist auch der Grund, warum die Nutzlast der kleinsten 501-Version kleiner ist als die einer 401.
Für das Modell 4xx steht die Nutzlasthülle der Atlas III mit 4,2 m Durchmesser zur Verfügung, für die 5xx-er Serie wurde eine neue Verkleidung mit 5 m Durchmesser von der Ariane 5 übernommen. Die Verkleidung schließt allerdings die Centaur mit ein, so dass der Nutzlast nur etwa die Hälfte der Länge von max. 23,7 m zur Verfügung steht. Diese um 2 t schwerere Nutzlastverkleidung senkt die Nutzlast ebenfalls ab. Sie ist bei beiden Trägern in 3 Größen verfügbar. Das Absprengen der Nutzlastverkleidung findet statt, wenn die Restatmosphäre eine bestimmte Dichte unterschritten hat. Dieser Zeitpunkt ist vom Modell abhängig. Bei der 500er-Serie ist dies noch während der Arbeit der CCB (206-212 Sekunden). Bei der 400er-Serie erst nach Zündung der Centaur (264-268 Sekunden).
Lockheed-Martin hat angekündigt, für die Atlas V eine Doppelstartvorrichtung, wie sie Ariane 5 verfügt, zu entwickeln und mit einem Smart-Dispenser kleinere Satellitenflotten oder Sekundärnutzlasten zu starten. Da die Rakete Bestandteil des EELV-Programms ist und daher auch Aspekten der nationalen Sicherheit genügen muss, hat sich Lockheed Martin verpflichtet, eine genügend große Anzahl von RD-180-Triebwerken zu lagern, um im Falle eines völligen Lieferausfalls noch solange Starts durchzuführen, bis ein alternatives Triebwerk entwickelt oder angepasst wurde.
Als Oberstufe kommt wiederum die Centaur mit einem (SEC) oder zwei Triebwerken (DEC) zum Einsatz. Verwendet werden die schon bewährten RL-10A-Triebwerke. Die Centaur-Triebwerke sind elektromechanisch um 51 cm schwenkbar. Die Lagestabilisierung erfolgt durch 4 kleine Triebwerke mit 27 N und 8 Triebwerke mit 40 N Schub. Die Centaur ist zur Wärmeisolation mit einem 1,6 cm dicken PVC (Polyvinylchlorid)-Schaum versehen.
Neu sind maximal 5 Feststoffbooster, die für die Atlas entwickelt werden und je
46 t wiegen. Jeder Startbooster hat einen maximalen Schub von 1.361 kN und um 3 Grad schwenkbare
Düsen. Das Gehäuse besteht aus leichten Composite-Werkstoffen (Graphit-Epoxidharze). Es handelt
sich um die größten bislang gebauten Gehäuse aus einem Stück mit diesem Werkstoff. Die Booster
werden als SRB (Solid Rocket Booster) bezeichnet.
Die Feststoffbooster werden 0,8 Sekunden nachdem das RD-180 seinen vollen Schub erreicht hat gezündet. Das RD-180 selbst wird 2,7 Sekunden vor diesem Zeitpunkt gezündet. 1,04-1,10 Sekunden später (je nach Version) hebt die Rakete ab. Das RD-180 muss nun nur noch bei den Versionen mit den Boostern im Schub heruntergefahren werden. Dies geschieht nach 37-39 Sekunden und nach 57-59 Sekunden (je nach Version) erfolgt wieder das Hochfahren. Ziel dieses Manövers ist, die maximale aerodynamische Belastung der Rakete zu senken.
Verfügbar ist auch eine Oberstufe mit dem Star 48-Motor für sehr hohe Endgeschwindigkeiten. Der einzige geplante Einsatz dieser Stufe ist bei der New Horizons Mission mit einer Atlas 551.
Es wird ein Ziffersystem eingeführt, das ähnlich wie bei der Delta funktioniert:
Nutzlastangaben liegen bisher nur für ein Triebwerk vor. Die DEC (Centaur mit 2 Triebwerken) dürfte ausschließlich bei LEO Missionen zum Einsatz kommen, dazu muss auch die Centaur verstärkt werden, die Struktur lässt derzeit maximal 9.070 kg Nutzlast bei der 400er-Serie und 19.052 kg bei der 500er-Serie zu. Mit nur einem Triebwerk kann die Centaur aber bei schweren Nutzlasten keinen Orbit erreichen, da ihr Schub zu gering ist. Bei der Standard-Atlas V hat die SEC Centaur ein strukturelles Limit von 13.000 Pfund (5.890 kg). Höhere Nutzlasten machen auch hier einen Adapter nötig, der dann Nutzlasten von bis zu 18.000 Pfund (8.165) kg erlaubt. Dieser Adapter wiegt weitere 213 kg und ist in den Gewichtsangaben nicht enthalten.
Dazu gibt es auch einen neuen Startkomplex. Der Startkomplex 41, von dem aus zwischen 1975 und 1977 die Titan 3E startete, wurde gesprengt und ein Startkomplex ähnlich wie bei Ariane 5 geschaffen - ohne aufwendigen Startturm. Zusammen mit dem umgebauten Montagegebäude, das ursprünglich für die Titan 4 Booster vorgesehen war, sollen bis zu 15 Atlas 5-Starts pro Jahr möglich sein. Das Konzept ähnelt dem bei der Ariane 5. Die Atlas wurde früher am Startturm zusammengebaut und geprüft. Solange, bis eine Rakete abgehoben war, war der Startturm belegt und damit konnte auch nicht die nächste Rakete zusammengebaut werden. Die Atlas V wird nun in einem separaten Gebäude, dem Vertical Assembly Buildung, zusammengebaut und erst dann über einen fahrbaren Starttisch zum Startplatz gefahren. Dort ist nur ein Mast mit den Betankungsleitungen vorhanden. 4 Große Masten dienen als Blitzableiter. Der Vorteil dieser Vorgehensweise ist, dass man eine zweite Rakete zusammenbauen kann, während eine andere am Startturm ist und man so unabhängiger von Verzögerungen ist. Sollte eine Atlas beim Start explodieren, so ist auch der angerichtete Schaden kleiner, denn der neue Mast ist eine relativ preiswerte Konstruktion.
Nachdem der Konkurrent Boeing der Industriespionage bei Lockheed-Martin überführt werden konnte, bekam die Atlas 5 erheblich mehr Startaufträge seitens der US-Regierung. Als Folge wird von Ende 2003 an auch in Vandenberg eine Startanlage durch Umbau einer bestehenden Atlas-Startrampe entstehen. Die Atlas V soll in den nächsten Jahren die Atlas III und II vollständig ersetzen.
Anders als erwartet ist die Atlas V jedoch keine Konkurrenz für die Ariane 5. Lockheed Martin vermarktete bislang zusammen mit dem Khrunichev Space Center in der Firma ILS die Proton und die Atlas. Erstere war dabei erheblich erfolgreicher und nach dem Einbruch im Satellitenmarkt hat Lockheed Martin beschlossen, die Atlas vom kommerziellen Markt zurückzuziehen und nur noch die Proton anzubieten. Von 8 im Jahre 2004 erzielten Abschlüssen entfallen nur 2 auf die Atlas und dies waren Satelliten, die zu schwer für die Proton waren. Im Jahre 2005 gelang es nur noch einen Start zu erzielen. Auch hier war die Nutzlast ein überschwerer Inmarsat-Satellit. Beim Konkurrenten Boeing, der auch die Zenit vertreibt, ist die Situation noch schlimmer. Es konnte 2004+2005 kein einziger Start akquiriert werden. Boeing bietet als Folge die Delta IV gar nicht mehr auf dem kommerziellen Markt an, sondern vermarktete nur noch die Zenit. Man hofft durch diese Beschränkung auf mehr Regierungsaufträge und brachte dabei auch das Argument vor, dass die Atlas von russischen Lieferungen (RD-180-Triebwerken) abhängig ist.
Wahrscheinlich kann man mit der Ariane 5 und der eigenen Konkurrenz Proton nicht beim Preis mithalten. Da nach dem Erststart der Delta 4 Heavy
bekannt wurde, dass das EELV-Programm den amerikanischen Steuerzahler etwa 15 Milliarden Dollar
mehr kostet als geplant und dieses Geld nur etwa zur Hälfte bei Lockheed ankommt, muss man sich
auch nicht wundern, dass man die Atlas nicht mehr vermarktet und dafür Schwerlastversionen für
die US Luftwaffe produziert. Lockheed Martin hat insgesamt 19 feste Orders seitens der US Air
Force für die Atlas V. Davon wurden 7 durch Umbuchen von der Delta 4 auf die Atlas V gewonnen
als bekannt wurde, dass Boeing bei Lockheed Martin durch Industriespionage vertrauliche
Unterlagen einsehen konnte. Im Jahre 2005 wurden noch alarmierendere Zahlen bekannt. Danach sollte
das EELV-Programm nun schon insgesamt 31,7 Milliarden USD anstatt 17,3 Milliarden USD kosten
und die Startkosten sind von 95 auf 230 Millionen USD pro Start
(Preisbasis 2004) gestiegen. Damit ist klar, dass beide Firmen nicht
mehr auf dem internationalen Markt Aufträge akquirieren, denn dazu
müssten Sie die Startkosten rapide senken. Für den Start von New Horizons 2 im Jahre 2010 rechnet die NASA mit Kosten von 221
Millionen USD für eine Atlas 551. Eine Atlas 521 soll nur um 33 Millionen USD billiger sein (189
Millionen USD). Die Atlas 551, die New Horizons startete, kostete mit Star 48B-Oberstufe 213
Millionen USD (Anteil dieser 20 Millionen USD), die Atlas 541 für das Mars Science Laboratory
(Start 2009) 194,7 Millionen USD und die Atlas 401, die den Mars Reconnaissance Orbiter
startete, 90 Millionen USD. Damit ergibt sich folgende Tabelle:
| Typ | Nutzlast | Startpreis | Bezugsjahr |
|---|---|---|---|
| Atlas 401 | MRO | 90 Mill. USD | 2005 |
| Atlas 401 | LRO/LCROSS | 136 Mill. USD | 2008 |
| Atlas 521 | New Horizons 2 | 189 Mill. USD | 2010 |
| Atlas 541 | MSIL | 194,7 Mill. USD | 2009 |
| Atlas 551 | New Horizons | 188 Mill. USD | 2006 |
| Atlas 551 | New Horizons 2 | 221 Mill. USD | 2010 |
Die
Fähigkeit zum Transport großer Nutzlasten führt sehr oft dazu, dass man
diese nicht voll ausnutzen kann, dadurch also Nutzlast verschenkt. Daher wurde
für die Centaur der EELV Secondary Payload Adapter (ESPA) entwickelt. Es ist
eine sechseckige Struktur, die zwischen Centaur und Satellit angebracht wird.
Sie wiegt 130 kg und besteht aus einem 1,27 cm dicken Aluminiumring, der
oben mit einem Standard-Nutzlastadapter abschließt. Der ESPA kann an jeder
der 6 Seiten eine 200 kg schwere Nutzlast transportieren. Die Entwicklung
kostete 3,5 Millionen USD und wurde zwischen 1999 und 2002 durchgeführt.
Bis zum ersten Einsatz am 9.3.2007 vergingen über 4 Monate, dann wurden
jedoch gleich 7 Satelliten auf einmal transportiert. Ein ESPA-Ring kostet
etwa 250.000 USD, die Beförderung einer Sekundärnutzlast etwa 1-2 Millionen
USD, je nach Größe. Da der ESPA auf der Centaur sitzt, ist er sowohl für
die Atlas wie auch Delta nutzbar. Die maximale Nutzlast, die auf dem ESPA
transportiert werden kann, beträgt 6.800 kg. Das bedeutet keine Einschränkung
für Transporte in den geostationären Orbit, aber bei erdnahen Orbits dürfte
der Ring nur selten zum Einsatz kommen.
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Atlas V 400 SerieErststart: 21.8.2002, 5 Starts, 5 Erfolge, Zuverlässigkeit 100 % Erststufe CBC (Common Core Booster)Startmasse: 305.566 kg Leermasse: 21.277 kg Schub: 3.827 kN (Meereshöhe) Schub: 4.152 kN (Vakuum) spezifischer Impuls: 3.053 m/s (Meereshöhe) spezifischer Impuls: 3.312 m/s (Vakuum) Länge: 32,46 m Durchmesser: 3,81 m 1 Triebwerk RD-180 Brennzeit: 241 sec. Stufenadapter |
Centaur Oberstufe: Nutzlastverkleidung: |
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Atlas V 500 SerieErststart: 17.7.2003, 3 Starts, 3 Erfolge, Startmasse: 305.535 kg Leermasse: 21.336 kg Schub: 3.827 kN (Meereshöhe) Schub: 4.152 kN (Vakuum) spezifischer Impuls: 3.053 m/s (Meereshöhe) spezifischer Impuls: 3.312 m/s (Vakuum) Länge: 32,48 m Durchmesser: 3,81 m 1 Triebwerk RD-180 Brennzeit: 241 sec. Booster (5xx Versionen) |
Stufendadapter Centaur Oberstufe Nutzlastverkleidung |
Inzwischen arbeitet Lockheed Martin an einer Atlas HLV, einer Schwerlastversion der Atlas V
durch koppeln mehrerer Zentralstufen, analog der Delta 4 Heavy.
Diese soll 13 t in den GTO-Orbit von Cape Canaveral aus befördern. Ob sich für diese Rakete ein
Markt ergibt ist offen, da die Delta IV Heavy nur 2 Startaufträge von der US Air Force ergattern
konnte. Sie soll bis zum Jahr 2006 zur Verfügung stehen. Die HLV dürfte nur die DEC-Centaur
einsetzen. Die HLV kann Nutzlasten bis 19.050 kg transportieren (höhere Nutzlasten machen
eine Neukonstruktion der Centaur nötig) und ist vor allem für schwere USAF-Satelliten gedacht. Sie
kann bis zu 6.350 kg direkt in den GSO transportieren. Die HLV richtet sich vor allem an die
amerikanische Regierung als Kunden. Zum einen, um die Nutzlasten zu transportieren, welche die
Titan 4 früher transportiere (überschwere Kommunikationssatelliten und Aufklärungssatelliten), und
zum andern für Transporte von Fracht zur ISS nach dem Ausmustern der Space Shuttle. Es gab auch
Vorschläge für einen bemannten Einsatz und durch noch mehr CCB-Booster wäre sogar eine
Rakete möglich, die 50-70 t transportieren könnte. Die NASA entschied sich jedoch für ein anderes
Konzept, welches auf Triebwerke und Komponenten setzt, die heute schon als "man rated" qualifiziert
sind.
Bei der Atlas V HLV zünden wie bei der Delta IV HLV alle Triebwerke gleichzeitig. Nach 59 Sekunden jedoch wird das Triebwerk der mittleren CCB im Schub gedrosselt. Dadurch brennt die mittlere CCB länger, nämlich 367 Sekunden. Die beiden äußeren Booster, die als LRB bezeichnet werden, arbeiten dagegen mit 102 % Schub und verbrauchen ihren Treibstoff schon nach 228 Sekunden. Nach 312 Sekunden wird der Schub des mittleren Triebwerks wieder hochgefahren. Da das Herunterfahren recht früh erfolgt, hat die zentrale Stufe bei der Abtrennung noch etwa 42 % des ursprünglichen Treibstoffs.
Ein Vorteil der Atlas V sind die RD-180-Triebwerke. Das Original RD-171 wurde für die Energija entwickelt und gilt als "man-rated", erfüllt also Sicherheitsanforderungen für einen bemannten Raumflug. Falls man jemals auf die Atlas als Träger für bemannte Missionen zurückgreifen sollte, so ist eine Modifikation, um die ganze Rakete "man rated" zu machen, sicher einfacher als beim unmittelbaren Konkurrenten Delta 4. Allerdings hat man davon bislang keinen Gebrauch gemacht. Lockheed Martin bewarb sich mit Varianten mit 5 und 7 CCB-Boostern bei der Ausschreibung für die Trägerrakete, die wieder Mondlandungen möglich machen soll. Man stufte das Risiko und die Kosten jedoch als relativ hoch ein und es wären mindestens 2 Flüge nötig, um die Nutzlast für einen Mondflug in den Erdorbit zu bringen.
95 % der Komponenten der Atlas V HLV entstammen der normalen Atlas V-Produktion. Eine Rakete könnte 30 Monate nach Auftragseingang produziert werden. Wesentlichste technische Neuerung ist eine neue 5 m große Verkleidung, die von Örlikon-Contraves in der Schweiz gefertigt wird und auf der Ariane 5-Verkleidung basiert. Sie schließt wie die Verkleidung der Titan 3E Centaur auch die Centaur ein.
Die Single-Engine-Version (SEC) wird für GTO-Missionen eingesetzt, die Dual-Engine-Versionen für Einsätze in erdnahe Orbits. Für eine HLV-Version wird die Centaur strukturverstärkt werden müssen, da sie derzeit keine so schweren Nutzlasten transportieren kann.
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Atlas V HLVErststart ? Booster 2 x CCB (Common Core Booster)Startmasse: 2 x 310.433 kg Leermasse: 2 x 23.648 kg Schub: 2 x 3.827 kN (Meereshöhe) Schub: 2 x 4.152 kN (Vakuum) spezifischer Impuls: 3.053 m/s (Meereshöhe) spezifischer Impuls: 3.312 m/s (Vakuum) Länge: 32,48 m Durchmesser: 3,81 m 2 Triebwerke RD-180 Brennzeit: 228 sec. Erststufe CCB (Common Core Booster) |
Stufenadapter Centaur Oberstufe Nutzlastverkleidung |
Es gab weitergehende Vorschläge, die Atlas und Centaur zu noch stärkeren Trägern auszubauen. Dazu gehörte eine Wide Body Centaur mit bis zu 4 RL-10-Triebwerken in der ersten Stufe, gefolgt von größeren Erststufen, ebenfalls mit mehr als einem RD-180-Block. Diese Pläne tauchten vor allem nach der "Vision for Space Exploration" von George W. Bush auf. Die NASA entschied sich aber für die Verwendung von Teilen aus dem Space Shuttle-Programm und den 40 Jahre alten J-2S-Triebwerken des Apollo-Programms für ihre neuen Trägerraketen. Es ist daher unwahrscheinlich, dass es in nächster Zeit stärkere Versionen der Atlas V geben wird.
Bei den Vergleichen konnte zwar die Atlas Phase 3A mit günstigeren Entwicklungskosten (59 % der Ares V-Entwicklungskosten) punkten, doch sollten die Trägerraketen 32 % mehr kosten als die später präferierte Ares I+V Lösung. Weiterhin offerierten die Ares erheblich geringere Risiken von 1:460 für LOM und 1:2021 für LOC.
| Atlas Version |
Nutzlast LEO | Nutzlast (GTO) | GSO | Fluchtkurs *** | Bemerkung |
|---|---|---|---|---|---|
| Atlas V 401 | 12.500 kg* ** | 4.950 kg / 3.765 kg | 3.300 kg | ohne Booster, 4 m Nutzlastverkleidung | |
| Atlas V 411 | 6.075 kg / 4.535 kg | 4.300 kg | 1 Booster, 4 m Nutzlastverkleidung | ||
| Atlas V 421 | 7.000 kg / 5.255 kg | 4.800 kg | 2 Booster, 4 m Nutzlastverkleidung | ||
| Atlas V 431 | 7.800 kg / 5.855 kg | 5.500 kg | 3 Feststoffbooster, 4 m Verkleidung | ||
| Atlas V 501 | 10.300 kg* | 3.970 kg / 3.000 kg | 3.000 kg | ohne Booster, 5 m Nutzlastverkleidung | |
| Atlas V 511 | 12.590 kg* | 5.370 kg / 4.040 kg | 4.000 kg | 1 Feststoffbooster, 5 m Verkleidung | |
| Atlas V 521 | 15.080 kg* | 6.485 kg / 4.930 kg | 2.760 kg | 4.900 kg | 2 Feststoffbooster, 5 m Verkleidung |
| Atlas V 531 | 17.520 kg* | 7.425 kg / 5.645 kg | 3.255 kg | 5.500 kg | 3 Feststoffbooster, 5 m Verkleidung |
| Atlas V 541 | 18.955 kg* | 8.240 kg / 6.280 kg | 3.760 kg | 6.000 kg | 4 Feststoffbooster, 5 m Verkleidung |
| Atlas V 551 | 20.520 kg* ** | 8.700 kg / 6.885 kg | 3.960 kg | 6.500 kg | 5 Feststoffbooster, 5 m Verkleidung |
| Atlas HLV DEC | 13.640 kg* | 6.455 kg | 3 Core-Booster, 5 m Verkleidung | ||
| Atlas HLV SEC | 25.000 kg ** | 3 Core-Booster, 5 m Verkleidung |
Hinweis zu den GTO-Nutzlasten: Die erste Angabe gilt für 28,8 Grad geneigten GTO-Orbit (1.804 m/s Differenz zu GSO). Dieser wird bei einem Start von Cape Canaveral direkt erreicht. Die zweite Angabe entspricht der Nutzlast für einen mit dem Start der Ariane 5 vergleichbaren GTO-Orbit (1.500 m/s Differenz zu GSO). Die Beförderung in den GSO-Orbit ist vor allem für militärische Satelliten relevant, die bisher mit der Titan gestartet wurden und keinen Apogäumsantrieb haben. Die HLV übertrifft hier sogar die Titan 4B Centaur mit 5.760 kg GSO-Nutzlast. Es gibt leicht abweichende Angaben, die vor allem damit zu tun haben, wie man einen Orbit erreicht. Es gibt durch die Mehrfach-Zündbarkeit der Centaur verschiedene Strategien, die unterschiedliche Nutzlasten zur Folge haben. Je nachdem welche gewählt wird, differieren die Nutzlasten.
* Alle LEO-Nutzlasten wurden aus Performancegründen mit einer DEC Centaur gestartet (402...552 Versionen).
** Höher als das strukturelle Limit der Centaur - spezielle missionsspezifische Anpassungen nötig.
*** Aus Diagrammen extrapoliert, keine exakten Angaben von Lockheed Martin.
Die Atlas mit festen Oberstufen
Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Mein bisher
umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit jeweils
rund 400 Seiten Umfang. Eine sehr gute, kompakte Übersicht über die Trägerraketen Russlands,
Europas, Chinas, Japan Indiens und verschiedener Nationen (Brasilien, Israel,
Australien, Nordkorea, Südkorea, Iran) ist das Raketenlexikon: Band 2: Internationale Trägerraketen
Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2 die beiden aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern.
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