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Weiterhin gab es erstmals bis zu 9 Castor II Booster. Eine dritte Stufe wurde bei dieser Serie nicht eingesetzt. Alle Starts waren Wettersatelliten in einen polaren sonnensynchronen Orbit. Mindestens 3 werden beim Start gezündet (6 bei der 9 er Version). Die Zündung der restlichen 3 erfolgt 39 Sekunden nach dem Start, wenn die zuerst gezündeten Booster ausgebrannt sind. Die Abtrennung aller Booster erfordert nach deren Ausbrennen nach 85 Sekunden.
 Delta 900 |
Delta 0300 bzw. 0900Erststart: 23.7.1972, letzter Start 6.12.1973Starts: 5 Fehlstarts: 1, Zuverlässigkeit 80 % Nutzlast: (9 Booster Version) 1293 kg in einen 350 km hohen Orbit (6 Booster) 1683 kg in einen 350 km hohen Orbit (9 Booster) 635 kg in einen GTO Transferorbit (9 Booster) 454 kg in einen GTO Transferorbit (6 Booster) Stufe 0: 6 × Castor 2 (N6 Version) Stufe 1: Thor DSV-2L |
Stufe 2: Delta F 1 Triebwerk AJ-10-118F Schub: 41.3 kN Brennzeit: 335 sec. Vollmasse: 5629 kg Leermasse: 784 kg Spezifischer Impuls: 3001 m/s (Vakuum) Länge: 6.3 m Durchmesser: 1.42 m Treibstoff: Salpetersäure /UDMH |
Die Delta 1000 er Serie war als Interims Version gedacht. Man arbeitete an der Delta 2000 er Serie mit einem größeren durchgängigeren Durchmesser von 2.44 m, also etwa 1 m mehr als bei der Delta 1914 bei den oberen Stufen. Dies ermöglichte es mehr Raum für die Nutzlast zur Verfügung zu stellen. Die neue verlängerte Erststufe hatte man auch schon. Mit der Delta 1000 er Serie konnte man nun noch verbliebene alte Triebwerke einsetzen. Der Durchmesser variierte daher. Die letzten Raketen waren durchgehend 2.44 m breit. Die ersten nicht.
Weiterhin wurden nun auch die größeren TE-364-4 Oberstufen eingesetzt ("4" an der vierten Stelle), nach wie vor gab es aber auch noch die alten Delta F und Burner 2 Oberstufen, so das es hier einen sehr bunten Mix an Bezeichnungen gab: Delta 1604,1913,1914,1900,1910. Das Datenblatt ist das einer Delta 1914.
Die Thiokol TE-364-4 Oberstufe mit dem Feststoffmotor Star 37E hat eine variable Treibstoffzuladung von 964 bis 1039 um sie an verschieden große Nutzlasten anzupassen. Sie wird vor der Zündung mit einem Dralltisch auf 30-100 Umdrehungen (je nach Größe der Nutzlast) gebracht. Diese Drallstabilisierung macht eine Schubvektor und Rollsteuerung überflüssig und verhilft der Oberstufe zu einem sehr günstigen Leergewicht.
 Delta 1604 |
Delta 19xxErststart: 23.9.1972, letzter Start 21.6.1975Starts: 7 Fehlstarts: 0 Zuverlässigkeit: 100 % Nutzlast 1835 kg in einen niederen Orbit 680 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 6 × Castor 2 (N6 Version) Stufe 1: Delta Thor ELT |
Stufe 2: Delta F 1 Triebwerk TR-201 Schub: 41.077 kN Brennzeit: 332 sec. Vollmasse: 5429 kg Leermasse: 839 kg Spezifischer Impuls: 2988 m/s (Vakuum) Länge: 5.9 m Durchmesser: 1.42 m Treibstoff: N2O4 /Aerozin 50 Stufe 3: Burner II (Delta 1913) Stufe 3: TE-364-4 (Delta 1914) Nutzlastverkleidung + Steuerung: 675 kg |
Auf die Nutzlast hatte dies jedoch nur geringen Einfluss. Inzwischen transportierten schon die meisten Deltas kommerzielle Kommunikationssatelliten für zahlende Kunden und die NASA Starts waren in der Unterzahl. Äußerlich auffällig war das der Durchmesser auf 8 Fuß (2.44 m) durchgängig vergrößert wurde, das typische Bild der Delta, die in einem Bleistift ausläuft fiel nun vollkommen weg. Nach längerer Zeit war dies außerdem die erste Serie der Delta, die in einer größere Stückzahl gestartet wurde. Die Zuverlässigkeit der Delta erreichte nun auch ein sehr hohes Niveau. Die TE-364-3 Oberstufe (auch Burner II genannt) wurde nun nicht mehr eingesetzt, sondern nur die leistungsfähigere TE-364-4 (4 an der letzten Stelle)
Bei der Delta 2000 er Serie gab es auch den Übergang von dem AJ-118F Triebwerk auf das TR-201 Triebwerk von TRW. Dieser Übergang geschah nicht aus Performance, sondern aus Kostengründen. Die ersten Delta 2900 starteten noch mit dem AJ-118F und die letzten mit dem TR-201. Es war wahrscheinlich als Übergangslösung gedacht. Das TR-201 w verwandte die modernere Treibstoffkombination Stickstofftetroxid und Aerozin 50 (Eine Mischung von 50 % UDMH und 50 % Hydrazin). Die Treibstoffkombination ist nicht nur potentiell leistungsfähiger als die früher verwendete Salpetersäure, sondern die Wahl von Aerozin 50 hatte auch den Vorteil, das Oxidator und Verbrennungsträger dasselbe Volumen beanspruchten, man also gleich große Tanks verwenden konnte und so die Produktionskosten senken.
Von den technischen Daten war das TR-201 mit dem AJ-118F vergleichbar. Es lieferte mit 41.9 kN fast denselben Schub, hatte den gleichen spezifischen Impuls und fast das gleiche Entspannungsverhältnis. Es erreichte den Schub aber mit einem geringeren Brennkammerdruck von 7 Bar, was eine Weiterentwicklung möglich machte, dagegen war das AJ-118F kaum noch in seiner Leistung zu steigern. Das TRW TR-201 ist ebenfalls druckgasgefördert (durch Helium) und wiegt 117 kg.
Die Delta P hatte nahezu dieselben Abmessungen wie die Delta F, was es leicht machte beide Raketen von derselben Startrampe zu starten, da dann auch Versorgungsanschlüsse auf derselben Höhe liegen. Neu ist auch die aus dem Centaur Lenksystem und LM Inertialsystem entwickelte Steuerung DIGS (Delta Intertial Guidance System).
Die Delta 2000 Serie hatte Einfluss auf das Design von Ariane. Als diese konzipiert wurde, war diese Trägerrakete die Standard Trägerrakete für Kommunikationssatelliten. Ariane 1 sollte zwei Satelliten der Delta 2000 Serie auf einmal mit einer Doppelstartvorrichtung transportieren und wurde daher auf eine Nutzlast von 1700 kg projektiert.
 Delta 2310
Delta 2913 Delta 2914 |
Delta 2914Erststart: 19.1.1974, letzter Start 6.10.1981Starts: 45 Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit 100 % Nutzlast 1860 kg in einen niederen Orbit 724 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 2 Stufe 1: Delta Thor RS27 Stufe 2: Delta P Stufe 3: TE-364-4 Nutzlastverkleidung + Lenkung: 770 kg |
Die erste Serie, 391x unterschied sich nur in den Castor 4 Boostern von der 2000 er Serie. Sie transportierte 930 kg in den geostationären Übergangsorbit. Größere Nutzlaststeigerungen als die Castor 4 Booster brachten vielmehr Verbesserungen der Delta Zweitstufe und eine neue Drittstufe.
Nach dem Zwischenspiel von TRW als Triebwerkshersteller wandte sich McDonell-Douglas nun wieder an Aerojet als Triebwerkslieferanten. Dieser hatte auch ein Design anzubieten: Es war das Triebwerk AJ-138. Es war auf Kostenersparnis optimiert. Das Triebwerk verfügt über 43.34 kN Schub. Es hat keine Pumpe sondern ist druckgefördert. Bei einem Brennkammerdruck von 8.84 Bar erreicht das Triebwerk einen sehr hohen spezifischen Impuls von 3149 m/s. Dies wird durch eine sehr lange Düse mit einem Expansionsverhältnis von 65:1 erreicht. Trotzdem ist das Triebwerk mit einem Gewicht von 95 kg leichter als das TRW-201. Dies liegt daran, dass man dadurch, dass die Brennkammer nicht regenerativ gekühlt wird sondern von einem gummiartigen Überzug aus Silikat in einer Phenolmasse vor der Verbrennungshitze geschützt ist. Dieser verbrennt langsam, schützt die Brennkammer aber vor der direkten Hitze. Die Delta Oberstufe erhielt erneut verlängerte Treibstofftanks. Die Delta K besitzt einen gemeinsamen leichtgewichtigen Tank für Oxidator und Verbrennungsträger mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Die Treibstoffförderung kann bei diesem geringen Schub alleine durch Druck erfolgen. Dazu werden beide Tanks mit 3 Flaschen mit Heliumdruckgas unter Druck gesetzt
Diese neuere Version (Delta 3920) wurde ab dem 16.7.1982 eingesetzt. Schon früher (ab dem 15.11.1980) wurde die vierte Stufe durch den Antrieb PAM-D (PAM-D: Payload Assistend Module Delta Version) ersetzt, der eigentlich Shuttle Nutzlasten von einem niederen Orbit in den geostationären Übergangsorbit bringen sollte. Der Star 48 Motor ermöglichte eine doppelt so schwere Oberstufe und verfügte über einen höheren spezifischen Impuls als der Star 37 Motor der bislang eingesetzt wurde. Er stammt wie die bisherige dritte Stufe von Thiokol. Eine weitere Eigenschaft der PAM-D ist es dass man sie nicht voll mit Treibstoff beladen muss. Die Stufe kann mit 1783-2010 kg Treibstoff beladen werden und so an die Nutzlast angepasst werden. Sie wird vor der Abtrennung durch einen Drehtisch in Rotation versetzt und so stabilisiert. Nach Ausbrennen der PAM-D verringert ein Yo-Yo System die Rotationsgeschwindigkeit. Der Star 48 Motor hat einen Durchmesser von 1244.9 mm und eine Länge von 2032 mm. Das Gehäuse besteht aus Titan mit einer aufgetragenen Isolierung aus Gummi und eingebettetem Silikaten an der Düse, welche als Ablationskühlung fungiert. Gefüllt ist die Stufe mit dem verbreiteten Treibstoff HTPB (Hydroxiterminiertes Polybutadien) und Ammoniumperchlorat.
Abweichend von der Nomenklatur hießen diese Raketen dann Delta "39x0-PAM D". Also wie eine Delta 39xx mit der Delta als letzter Stufe. Die Nutzlast stieg durch diese Modifikationen von 930 kg bei der Delta 3914 auf 1284 kg bei der Delta 3920 PAM-D an.
Die Delta war damals praktisch marktbeherrschend. Die meisten Kommunikationssatelliten waren auf die Nutzlast der Delta ausgelegt. Lediglich die Satelliten von Intelsat, die ganze Kontinente abdecken sollten waren schwerer und wurden mit der Atlas Centaur gestartet. So verwundert es nicht, dass man bei der Konzeption der Ariane sich nach der Nutzlast der Delta richtete. Die Ariane 2 war ausgelegt genau 2 Nutzlasten der Delta 3914 und die Ariane 3 konnte genau 2 Nutzlasten der Delta 3920 PAM-D transportieren. Damit war Ariane sehr erfolgreich, was man an dem Rückgang der Starts der Delta sehen kann: Waren es bei der 2000 er Serie in 7 Jahren noch 44 Starts, so waren es nun im doppelten Zeitraum (14 Jahre) nur noch auf 38 Starts. Wobei natürlich auch die US Politik, die Nutzlasten mit dem Space Shuttle starten wollte und dadurch die Produktion herunterfuhr nicht ganz unschuldig ist.
Damit einher stiegen die Startkosten rapide an. Im Jahre 1979 lagen sie bei 17 Millionen USD, 1983 schon bei 35 Millionen USD.
| Version | LEO Bahn | GTO Bahn |
|---|---|---|
| Delta 3910 | 2800 kg | - |
| Delta 3914 | - | 930 kg |
| Delta 3910 PAM D | - | 1087 kg |
| Delta 3920 | 3450 kg | - |
| Delta 3920 PAM D | - | 1270 kg |
 Delta 3924 |
Delta 3920 PAM DErststart: 13.12.1975, letzter Start 24.3.1989Starts: 38 Fehlstarts: 3, Zuverlässigkeit 92.1 % Nutzlast 3451 kg in einen niederen Orbit 1270 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 4 Stufe 1: Delta Thor RS27 Stufe 2: Delta K (Delta 3920) Stufe 3: PAM-D |
| Castor 4A | Castor 4B | |
| Vollmasse | 11743 kg | 11817 kg |
| Leermasse | 1529 kg | 1517 kg |
| Schub | 422 kN | 368 kN |
| Brennzeit | 56 Sekunden | 65 Sekunden |
| spez. Impuls (Meereshöhe) | 2324 m/s | 2157 m/s |
| spez. Impuls (Vakuum) | 2609 m/s | 2755 m/s |
Die 4925 und die 5920 unterscheiden sich im Triebwerk der Thor. Bei den beiden 4925 Modellen war dies noch das alte MB-3 Triebwerk. Bei der 5920 war es das modernere RS-27 Triebwerk. Wahrscheinlich suchte man nur nach einem Einsatz von zwei alten Exemplaren des MB-3 Triebwerks, die von Thor Raketen übrig blieben. Vieles spricht dafür, dass man nach der Challenger Katastrophe einfach nur schnell eine Trägerrakete verfügbar haben wollte und dazu auch alte Triebwerke verwendete. Schließlich hatte man schon vor der Explosion der Challenger die Produktion der Delta auslaufen lassen und nun stauten sich die Nutzlasten.
Die beiden Modelle absolvierten zusammen nur 3 Starts: Zwei Delta 4925 mit zwei Kommunikationssatelliten für Großbritannien und Indien und einer der Delta 5920 mit dem Astronomiesatelliten COBE.
 Delta 4925 |
Delta 4925Erststart: 27.8.1989, letzter Start 12.6.1990Starts: 3 Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit 100 % Nutzlast 3450 kg (Delta 4920) / 3838 kg (Delta 5920) in einen niederen Orbit 1200 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 4A Stufe 1: Delta Thor RS27 |
Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (nur 4925) |
Bei der 6000 er Serie wurde die Thor nochmals gestreckt zur Thor XLT. Sie verfügte nun über doppelt soviel Treibstoff wie die ursprüngliche Thor. Die Thor wurde um 3.66 m verlängert, davon entfielen auf den Kerosintank 2.23 m und 1.34 m auf den Oxidatortank. Die Möglichkeit dazu ergab sich durch das Triebwerk RS-27 welches mehr Schub als das MB-3 hatte.
Wie die 4925 / 5920 verwandte die 6900 die etwas verbesserten Castor 4A / 4B Booster. Vor allem die auf den Betrieb im Vakuum angepassten Castor 4B Booster brachten eine Verbesserung gegenüber den bei der 3000 er Serie eingesetzten Castor 4 Booster.
Die Rakete war gedacht als Übergangslösung für das Militär bis zur nächsten Generation der Delta 2, doch als diese 1990 zur Verfügung stand, konnten mit dieser Rakete auch kommerzielle Nutzlasten gestartet werden. Die ersten Starts galten jedoch ausschließlich dem Navstar System um den Ausfall der geplanten Shuttle Starts schnellstmöglich aufzuholen.
Die Delta Stufe und PAM Oberstufe waren identisch zur Delta 3000 bis 5000 er Serie. Eine neue Nutzlastverkleidung mit 10 Fuß Durchmesser (3.05 m) steht alternativ zur alten mit 8 Fuß Durchmesser (2.44 m) zur Verfügung. Welche verwendet wurde ist erkennbar an einem angehängten -8 bzw. -10 an der Bezeichnung. Bei der Delta 6920 war der Einsatz der 10 Fuß Verkleidung noch die Ausnahme.
 Delta 6925 |
Delta 6925Erststart: 14.2.1989, letzter Start 24.7.1992Starts: 17 Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit 100 % Nutzlast 3981 kg in 340 km hohen Orbit 1441 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 5 × Castor 4A + 4 × Castor 4B Stufe 1: Delta Thor XLT |
Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (nur 6925) |
Die 7000 er Serie war das Wunschkind der US
Navy für ihre Navstar Satelliten. Das Militär ist auch heute der bester Kunde der Delta, denn
inzwischen sind die meisten kommerziellen geostationären Satelliten zu groß für die Delta. Da
gleich ein Großauftrag erteilt wurde, bekam das Kind auch einen neuen Namen - Delta 2 - obwohl
sie nur etwas mehr Nutzlast als die 6000 er Serie transportierte. Als 1998 die ersten "Lite"
Versionen - mit 3,4 oder 6 Boostern aufkamen, setzte sich wieder die alte vierstellige
Schreibweise durch. Die Versionen mit weniger Boostern machen nur einen Sinn wenn die Nutzlast
sehr klein ist, denn die Booster sind das billigste an der Rakete. Sie werden überwiegend für
Planetensonden des Discovery Programms und für Satelliten in niedrigen Erdumlaufbahnen
eingesetzt.
Bei der Version 7326 wird eine kleinere Oberstufe mit dem Star 37FM Motor, vergleichbar der TE-364-4 Oberstufe verwandt. Dies erfolgte jedoch nur vier mal. Grund für den Einsatz war, dass die Nutzlasten für Planeten bei der Version 7300 und Einsatz der Star 48B Stufe so niedrig waren, dass man die minimale Treibstoffmenge unterschritt. Für die Version 732X kommt daher nur die Star 37 FM Stufe zum Einsatz. Bei der 742X hat man die Wahl zwischen Star 48B und Star 37FM. Es kam hier zu einem Einsatz der Star 37 FM. Die Star 37 FM reduziert die Nutzlast um etwa 10 %. Alle vier Einsätze galten NASA Sonden : Deep Impact, Genesis und IMAGE mit der 7326 und Stardust mit der 7426.
Die Star 37 FM Oberstufe wurde zuletzt als Apogäumsmotor in der militärischen Fleetsatcom Serie eingesetzt. Ihre Startmasse beträgt 1147 kg und ist damit halb so groß wie bei einer PAM-D. Der Star 37FM Antrieb hat einen Durchmesser von 934.7 mm und eine Länge von 1689.1 mm. Auch er setzt den Treibstoff HTTP und Ammoniumperchlorat ein. Je nach Mission werden zwischen 1025 und 1066 kg Treibstoff eingefüllt.
Das kommerzielle Geschäft mit geostationären Satelliten tritt immer mehr in den Hintergrund, dafür ist die Delta 2 lange Zeit von der Navy ausgelastet worden. Als neuen Markt konnte die Delta 2 aber die Starts der relativ kleinen Iridium Satelliten in einen polaren Orbit verbuchen, diese waren für andere Raketen zu leicht. Zudem spielt die hohe Zuverlässigkeit der Delta bei diesem Projekt sicher auch eine Rolle.
Von der 6000 er Serie unterscheiden die Rakete zwei Änderungen: Neue GEM 40 Booster die nun 13 t anstatt 11.7 t wogen. Die GEM-40 Booster haben feste, nicht schwenkbare Düsen, die um 10 Grad geneigt zur Achse der Rakete angeordnet sind. Das Gehäuse besteht aus leichtem Kohlefaserverbundwerkstoffen und die Treibstoffmischung ist verbessert worden. Üblicherweise werden bei 9 Booster Versionen zuerst 6 Booster und kurz vor deren Ausbrennen die nächsten 3 gezündet. Bei den 3 und 4 Booster Versionen werden alle Booster am Boden gezündet. Die später gezündeten 3 Booster haben verlängere Düsen für eine bessere Treibstoffausnützung bei niedrigerem Außendruck.
Auch erhielt die Thor eine verbesserte Version des RS-27 Triebwerk, das RS-27A. Das Triebwerk RS-27A wurde besser auf den Betrieb in größeren Höhen angepasst und die Düse verfügte nun über ein Entspannungsverhältnis von 12:1 anstatt 8:1. Das RS-27A liefert mehr Schub (1054 anstatt 912 kN) und hat einen höheren spezifischen Impuls. Die Oberstufen Delta K und PAM-D wurden unverändert von der 6000 er Serie übernommen.
Ab 2003 ist eine Heavy Variante (7925H) verfügbar. Diese verwendet die größeren Booster der Delta 3, die einen Durchmesser von 46 Zoll anstatt 40 Zoll haben. Die GEM-Booster brennen 14 Sekunden länger und bestehen aus dem leichteren Graphit-Epoxy Material (GEM) für das Gehäuse. Die Rakete wird dadurch um 55 t schwerer, (Startmasse 286.2 anstatt 231.3 t) die Nutzlastmasse steigt aber nur leicht um 10 % auf 2021 kg für den GTO Orbit. Bislang transportierte diese Rakete nur wissenschaftliche Nutzlasten : Die Planetensonden Messenger und Deep Impact und den Astronomiesatelliten Spitzer.
Eine Gemeinsamkeit aller Delta 2 Versionen ist durch die starke Beschleunigung nahe beim Boden ein relativ hohes Perigäum bei geostationären Missionen von 600 km. Aus demselben Grund gibt es eine Freiflugphase: Die Delta wird zweimal gezündet. Das erste mal für etwa 300 Sekunden und nach 3500 Sekunden nochmals um 300 Sekunden, wenn die Stufe wieder den erdnächsten Punkt erreicht hat.
Verfügbar sind auch Smart-Dispenser um mehrere Nutzlasten auszusetzen. Dieser wurde beim Start der Iridium Satelliten genutzt und eine Doppelstartvorrichtung die zwei bis zu 2247 kg schwere Nutzlasten transportieren kann. Diese wurde bislang nicht eingesetzt, da die meisten Starts in den geostationären oder Navstar Orbit gehen und hier sind heute schon die meisten Nutzlasten zu groß für die Delta 2. Zudem ist der Raum für die Nutzlasten sehr klein. die untere Nutzlast steht nur ein maximales Volumen von 2.33 m Durchmesser und 2.71 m Höhe zur Verfügung.
Eine weitere angehängte Ziffer charakterisiert die Nutzlastverkleidung. Diese gibt es in 3 Größen und mehreren Längen: Als 8 Fuß durchmessende Metallverkleidung (heute nicht mehr eingesetzt), als 9.5 Fuß durchmessende Metallverkleidung mit einer Länge von 8.5 m, als 10 Fuß Composite Verkleidung mit einer Länge von 8.9 m und als 10 Fuß Composite Verkleidung mit einer Länge von 9.2 m. Da die Nutzlastverkleidung relativ spät, erst nach 283-303 Sekunden (5-25 Sekunden nach Zündung der Delta Oberstufe) abgeworfen wird, hat die Wahl der Verkleidung einen großen Einfluss auf die Nutzlast
Die folgende Tabelle informiert wie sich die Nutzlastverkleidung auf die maximale Nutzlast auswirkt. Je höher die Geschwindigkeit ist die zu erreichen ist, desto größer ist der Einfluss. Hier die Daten für die Delta 7925.
| Bahn | 9.5 Zoll Verkleidung | 10 Zoll Verkleidung |
|---|---|---|
| 407 km Kreisbahn 28.8 Grad | 4583 kg | 4798 kg |
| 407 km Kreisbahn 51.6 Grad | 3928 kg | 4102 kg |
| GTO 28.7 Grad | 1759 kg | 1832 kg |
| c3=0.0 km²/s² | 1232 kg | 1287 kg |
| c3=-2.0 km²/s² | 1286 kg | 1343 kg |
| c3=10.0 km²/s² | 998 kg | 1044 kg |
| Version | LEO 185 km,28.8 Grad | GTO, 27.9 Grad Neigung | Interplanetar c3=0.4 km²/s² | Interplanetar c3=10 km²/s² |
|---|---|---|---|---|
| 7920 | 5089 kg | - | - | |
| 7925 | 4783 kg | 1769 kg | 1230 kg | 998 kg |
| 7920 | 6044 kg | - | - | |
| 7925H | 5648 kg | 2142 kg | 1490 kg | 1213 kg |
| 7425 | 2880 kg | 1104 kg | 784 kg | 637 kg |
| 7420 | 3115 kg | - | - | |
| 7326 | 2472 kg | 897 kg | 598 kg | 479 kg |
| 7320 | 2624 kg | - | - |
c3=0.4 km²/s² : Fluchtgeschwindigkeit
c3=10.0 km²/s² : Typische Geschwindigkeit für eine Hohmann Bahn zum Mars.
Nachdem im Jahre 2004 die Titan 2 ausgemustert wurde übernimmt die Delta 2 nun auch den Transport von militärischen Wettersatelliten in sonnensynchrone Bahnen. Hierzu werden vor allem die Versionen 7420 und 7320 eingesetzt. Die Delta 2 dürfte noch eine Reihe von Jahren im Einsatz sein, obgleich sie relativ teuer ist. Der Grund ist, dass wenn sie wegfällt es eine Lücke zwischen 1.2 t und 8.5 t Nutzlast in einen LEO Orbit gibt, den die Delta 2 mit ihren Varianten von 2.6-5 t Nutzlast) gut ausfüllt.
!988 kostete eine Delta 2 etwa 50 Millionen Dollar, 1996 etwa 65 Millionen Dollar, dann sank der Preis kurzzeitig, weil die NASA ein größeres Los auf einmal bestellte. Die Delta 7326 kostete etwa 44 Millionen Dollar. Eine Delta 7925H kostete im Jahre 2003 etwa 85 Millionen Dollar. McDonnell-Douglas (später Boeing) kann bis zu 14 Delta 2 pro Jahr fertigen.
Die Lebensdauer der Delta 2 war erstaunlich lang. Gedacht als Interriumsversion, um die Satelliten des Navstar Programmes zu starten, war ihr doch ein langes Leben beschieden, da sie mit diesem Programm praktisch gekoppelt war. Doch wurde sie auch zum Träger anderer Air Force Satelliten. Jedoch beschlossen die Air Force keine weiteren Delta 2 nach dem Start des letzten Navstar Block 2 Satelliten mehr zu ordern. Die NASA schloss sich dem im Dezember 2006 an, da sie sonst alleine für die gesamten Fixkosten aufkommen müsste, das heißt vor allem die Startanlagen und die Stammmannschaft am Cape und an den Produktionsanlagen. Der letzte Navstar 2R Satellit startete am 17.8.2009. Nun will Boeing noch Kosten sparen, indem eine der beiden Startrampen 17A und 17B, die seit Ende der 50 er Jahre aktiv waren geschlossen wird. Doch es ist offen, ob dies ausreicht den Preis konkurrenzfähig zu halten. Zwei Pads waren notwendig, da die Verträge mit der USAF den Start innerhalb von 40 Tagen nach Auftragserteilung vorsahen, wodurch eine Startrampe praktisch für die Air Force reserveriet werden musste und kommerzielle und NASA Starts von der anderen aus erfolgen mussten.
Derzeit (1.9.2009) stehen noch sechs Starts für die NASA und zahlende Kunden aus (bis 2011). Weitere fünf Träger hat Boeing noch in der Produktion oder könnte diese anbieten. Innerhalb der NASA steht fest dass ab 2013/2014 die Taurus II und Falcon 9 die Delta 2 ablösen sollen. Doch könnte es eine Lücke geben bis diese genügend Flüge absolviert haben um als ausgereift zu gelten. So wird derzeit diskutiert ob einige dieser noch verfügbaren Träger erworben werden,
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Delta 7925H
Delta 7425
Delta 7925 |
Delta 7925 / 7925HErststart: 26.11.1990, noch im EinsatzStarts: 94 Fehlstarts: 2 Zuverlässigkeit: 97.6 % (Stand 30.3.2004) max. Nutzlast: 5102 kg in einen 185 km hohen Orbit 1841 kg in einen geostationären Übergangsorbit (7925) 2185 kg bei der 7925H Stufe 0: 9 × GEM-40 Stufe 1: Delta Thor XLT Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (7925) Stufe 3: PAM-D2 (7x27) Stufe 3: Star 37 FM (7x26) Delta 7925H:GEM-46 Booster Vollmasse: 19327 kg |
Bedeutung: Revision der Zentralstufe und der Booster
Bedeutung: Anzahl der Feststoffbooster. bislang verwendet 3,4 und 9 Booster.
Bedeutung: Revision der zweiten Stufe
Bedeutung: Revision der dritten Stufe
Hinweis: Die Ziffern 1 und 2 Stehen für die Oberstufen Altair 2 mit 22.2 kN Schub und 275 kg Startmasse und FW-4D mit 35 kN Schub und 300 kg Startmasse, die früher im Delta Programm verwendet wurden. Man hat beginnend von diesen Oberstufen aus die Nummerierung gestartet. Das Nummerierungssystem ist offiziell mit dem Erscheinen der Delta 4 eingestellt worden.
Aufschlüsselung nach Modell
Aufschlüsselung nach Startjahr:
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
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