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Die Juno / Vanguard Trägerraketen

Die Vorgeschichte

Die Produktion mit zahlreichen Ingenieuren selbst fiel in die Hände der Sowjets. Damit begann ein Wettlauf, der 1957 in dem Start des ersten Satelliten endete. Das Interesse beider Nationen an der A4 war groß. Die erste Großrakete der Welt übertraf alles was Amerikaner und Sowjets hatten, um Größenordnungen. 1945 war der Abstand zwischen der A4 und den Entwicklungen der Alliierten genauso groß wie später zwischen der Saturn 5 und den hier vorgestellten Trägerraketen.

Die Entwicklung in der Sowjetunion

Wie bei den Amerikanern galt es zuerst Erfahrungen mit der Rakete zu sammeln. Man studierte die A-4 und startete Sie. Man lernte dadurch von der Entwicklung der Deutschen. Die weitere Entwicklung verlief auch wie in den USA - jedoch zielstrebiger. Man versuchte zuerst mehr Leistung aus der A-4 herauszuholen. Die A-4 hatte eine sehr stabile Struktur, da die ganze Rakete den Wiedereintritt überstehen sollte. Für einen Atomwaffenträger war dies nicht nötig. Mit der Verwendung von Benzin konnte man den Schub und die Energieausbeute steigern. So entstanden die ersten sowjetischen Mittelstreckenraketen, die ab 1952 eingeführt wurden.

Der folgende Schritt verlief allerdings anders als in den USA. Anders als diese nahmen die Sowjets schon bald die Entwicklung einer Interkontinentalrakete in Angriff. Der Grund lag auf der Hand: Die Sowjetunion war im strategischen Nachteil. Sie verfügte weder über eine Bomberflotte mit der Fähigkeit Amerika zu bedrohen, noch über Stützpunkte in der Nähe Amerikas. Dagegen konnten Mittelstreckenraketen der USA von England, Italien und der Türkei aus den bevölkerungsreichen Westteil der UdSSR erreichen.

Da man mit Triebwerken im Schubbereich der A4 (20 t) nun große Erfahrungen hatte bündelte man einfach 20 dieser Triebwerke für die erste Interkontinentalrakete. Man kündigte auch an während des geophysikalischen Jahres vom 1.7.1957-31.12.1958 einen Satelliten zu starten und tat dies sobald die Rakete zur Verfügung stand, obgleich die R-7 vor Sputnik nur einen Start absolviert hatte. Der Rest ist Geschichte.

Die Entwicklung in den USA

Anders als in der UdSSR verschlief man dann aber wertvolle Zeit. Ende der 40 er Jahre drehten die Deutschen in den USA Däumchen. Zum einen wegen des Misstrauens gegenüber dem ehemaligen Kriegsgegner, zum anderen waren Raketen als Träger für Kernwaffen als zu teuer angesehen. Schlussendlich war man den UdSSR überlegen. Man verfügte über zahlreiche Langstreckenbomber und mehr Atomwaffen. 1950 gelang es Toftoy, dem Chef der "Deutschen" in Amerika das Huntsville Army Gelände als Testgelände zu sichern und einen Auftrag für eine Kurzstreckenrakete die Redstone zu ergattern.

1951 begann die Entwicklung, bei der Wernher von Braun auf der Technik der A-4 aufbaute. Die Rakete wurde in der Struktur leichter, der Brennkammerdruck leicht gesteigert. Schon 1953 konnte der erste Start erfolgen.

Die Redstone war mit einer Reichweite von 322 km die erste US Kurzstreckenrakete und sollte später auch den ersten amerikanischen Astronauten ins Weltall befördern. Doch Sie war nicht die Lösung für eine strategische Rakete. Dazu war ihre Reichweite einfach zu kurz. Dies war die Jupiter-C. Gegenüber der V-2 und Redstone war die Technologie verbessert worden. Der Schub auf das doppelte gesteigert, der Alkohol durch Kerosin ersetzt. Anstatt Strahlruder wurde die Rakete durch ein kardanisch aufgehängtes Triebwerk gelenkt. 1954 begann die Entwicklung und 1957 wurde die Rakete getestet. Sie sollte einen 1 Megatonnen Sprengkopf mit 680 kg Gewicht über eine Distanz von 2500 km tragen. Die Rakete wurde bis 1963 in Italien und der Türkei stationiert.

Die Jupiter verwandte das Triebwerk der Booster Sektion der Atlas, deren Entwicklung schon begonnen hatte. Gleichzeitig mit der Jupiter wurde auch die Entwicklung der Thor beschlossen, die dasselbe Triebwerk einsetzte. Auslöser war die Entwicklung von Mittelstreckenraketen in der Sowjetunion. als man diese bei Paraden auf dem Vorplatz des Kremls 1954 sah, wähnte man sich in einer "Mittelstreckenraketenlücke" und entwickelte Raketen welche von Europa aus die Sowjetunion erreichen konnten. Das man zwei Modelle entwickelte lag an unterschiedlichen Erfordernissen. Die Air Force favorisierte die Thor, da sie in den Abmessungen in den Frachtraum einer C-124 passte. Die Army wollte eine eigene Rakete haben, und verfügte mit Wernher von Braun und seinem Stab auch über die entsprechenden Experten, benötigte aber die Schützenhilfe der Navy um eine zweite Entwicklung durchzusetzen. Da die Navy ebenfalls Raketen haben wollte, bekam man diese auch. 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 der Durchmesser größer. Das Eingehen auf die Wünsche der Navy gab daher den Ausschlag für das Projekt. Es gab so eine Version, die Jupiter S, geplant die man auf Schiffen stationieren wollte. Doch die Sicherheitsbestimmungen der Navy verhinderten den Einsatz einer Rakete mit 50 t brennbarem Treibstoff und so wurde eine feststoffangetriebene Rakete, die spätere Polaris entwickelt.

Die erste Version der Jupiter, die Jupiter A diente zur Erprobung von Komponenten der Jupiter auf modifizierten Redstone Raketen. Diese flogen schon im März 1956. Die Jupiter C war ebenfalls eine Rakete die noch Redstone Komponenten verwandte und zum Test von Wiedereintrittswerkstoffen diente. Es folgten weitere Flüge mit Instrumententrägern im Laufe des Jahres 1956. Von den 11 Raketentests die 1956 vom Cape aus gemacht wurden entfielen 4 auf die Jupiter, davon waren 2 erfolgreich. Von den 5 Thor Tests war nur einer erfolgreich und von den 2 Atlas Flügen ebenfalls nur einer.

Im Oktober 1957 fand der erste Test einer Jupiter IRBM statt. Schon einen Monat später übernahm die Air Force das Projekt, als man beschloss, dass die US Air Force sich um alle Raketen mit einer Reichweite von über 200 Meilen kümmern sollte. Im Juni 1961 wurde die erste Squadron in Italien operationell, im November 1961 die erste in der Türkei. Es wurden nur 15 Raketen in Italien und 30 in der Türkei stationiert. Dabei war die Jupiter ihrer Konkurrentin, der Thor überlegen: Sie war zumindest etwas mobil, so dass man 20 Raketen gebraucht hätte um eine Jupiter mit Bestimmtheit auszuschalten. Ihr Sprengkopf war präziser als der der Thor, weil er weniger durch Winde beim Wiedereintritt beeinflusst wurde. Trotzdem wurde die Thor in weit höheren Stückzahlen gebaut. Vielleicht spielte auch die Ressentiments gegen von Braun (siehe unten) eine Rolle. Schon 1963 wurden die Raketen wieder abgezogen. dies war ein Zugeständnis der USA an die UdSSR, die sich von den Jupiter Raketen vor allem in der Türkei massiv bedroht fühlten und daraufhin Mittelstrecken in Kuba stationierten. Dies löste die Kubakrise aus. Als ein Ergebnis willigte John F. Kennedy ein die Jupiter abzuziehen. Offensichtlich wussten die Sowjets besser als die USA, was die Rakete konnte. Insgesamt baute Chrysler bis 1960 100 dieser Raketen. Davon wurden 36 gestartet, mit einer Zuverlässigkeit von 86 %, ein damals sehr guter Wert.

Der Kampf um den ersten Satellitenträger

Doch Wernher von Braun dürfte nicht mit der Juno seinen Satelliten starten. Man wollte für das geophysikalische Jahr der UN keine Rakete verwendeten die Wurzeln in einem militärischen Träger hatten. Erst recht nicht eine Rakete die ein "Deutscher" entwickelt hatte. Man favorisierte dafür die kleinere, aber rein zivile Rakete Vanguard. Diese befand sich aber damals in der Entwicklung und war noch nie erfolgreich geflogen. Als am 4.10.1957 Sputnik 1 startete bot Wernher von Braun an, in 60 Tagen einen Satelliten zu starten, doch noch immer war die Vanguard favorisiert. So geriet ein Testflug - die Rakete befand sich noch immer in der Erprobung - am 6.12.1957 unfreiwillig zu einem Medienereignis. Man versuchte das ganze herab zu spielen, doch gelang es nie den Testflug der Vanguard klar zu machen - man führte schließlich einen Satelliten mit.

Der Flug geriet zum Desaster. Nach 2 Sekunden setzte das Haupttriebwerk aus, die Rakete stürzte aus 2 Metern Höhe auf die Startplattform zurück, brach auseinander und explodierte in einem Feuerball. Der Satellit konnte später am Strand nahe des Startbunkers geborgen werden - er funkte. Das Fiasko wurde life im Fernsehen übertragen. Nach dem Start von Sputnik 1 lachte man über die USA, nach dem Start von Vanguard 1 spottete man nur noch über die USA vom "Kaputtnik" und "Flopnik" war die Rede.

Nun endlich bekam das Wernher von Braun Team ihre Startgenehmigung. Sie starteten am 1.2.1958, nach 56 Tagen - wie versprochen - nach Vanguard 1 den ersten US Satelliten. Eine von einem deutschen entwickelte Rakete hatte den ersten amerikanischen Satelliten ins All befördert.

In Partnerschaft mit eis.de

Der Flug zum Mond

Das Ende der Juno I+II und Vanguard

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Die Juno I / Jupiter-C

Die originale Redstone verwendete Alkohol als Treibstoff, die Juno I UDMH (60 %) / Diethylentriamin (40 %). Der Schub des Triebwerks stieg dadurch von 333 auf 370 kN. Gleichzeitig konnte man die Treibstoffbehälter um 2.5 m strecken und so die Brenndauer um 34 Sekunden zu erhöhen. Wie bei der A-4 wurde das Gas des Gasgenerators aus der katalytischen Zersetzung von Wasserstoffperoxid gewonnen. Dazu bekam die Jupiter-C wegen der längeren Brenndauer einen zweiten Behälter.

Die Jupiter IRBM verwandte dagegen Sauerstoff/Kerosin als Treibstoff mit einem Triebwerk von 666 kN Schub, demselben dass auch in der Thor und Atlas eingesetzt wurde.

Als Oberstufe verwendete man bewährte kleine Feststoffraketen aus der US Army: Sergeant Feststoffraketen von 7.6 cm Durchmesser und 130 cm Länge. Sie wurden als taktische Waffen ähnlich wie die Katjuschas der Sowjetarmee eingesetzt. Sie waren in einem zylindrischen Köcher untergebracht. 11 Raketen in einem äußeren Kreis waren als zweite Stufe vorgesehen, 3 als dritte und eine - mit einem Satelliten als Spitze als vierte Stufe. Zur Stabilisierung wurde der Köcher vor der Abtrennung von der ersten Stufe auf 760 U/Min beschleunigt. Die Raketen setzten ein Stahlgehäuse ein. Die Wandstärke betrug 2,6 mm.Der Treibstoff war eine Mischung aus 63,3 % Ammoniumperchlorat, 33 % LP-33 Polymer und der Rest waren Binder und Katalysatoren. Der spezifische Impuls war mit 1814 m/s recht niedrig,

Dazu wurde an die 13.5 m lange Jupiter-C ein 3.60 m langer Adapter mit Steuerung auf Basis eines Intertialsystem (Kreisel) angebracht. Er verjüngte sich konisch auf 0.96 m Durchmesser und enthielt vier Düsen mit jeweils 20 N Schub welche mit Pressluft angetrieben wurden. Sie dienten dem Umlenken in die Horizontale und der Spinnstabilisierung. Die erste Stufe hatte die Aufgabe die oberen Stufen auf eine bestimmte Höhe und Geschwindigkeit zu bringen, da deren Schub und Brennzeit nicht regelbar war.

Die Oberstufen wurden durch Kommandos vom Boden aus gesteuert. Die Erststufe brannte zuerst aus, und wurde bis auf den konischen Stufenadapter abgetrennt. Nachdem dieser 320 km Höhe erreicht hat, wurde er in die Horizontale umgelenkt und auf 760 Umdrehungen pro Minute beschleunigt. Danach wurde der Rest der ersten Stufe abgetrennt und kurz hintereinander die Raketen der Oberstufe gezündet. Die 6.67 kN Schub (bei nur 6 Sekunden Brennzeit) der Sergeant Raketen bedeuteten eine sehr hohe Beschleunigung. Stufe 2 erreichte 309 m/s Spitzenbeschleunigung, Stufe 3 und 4 je 256 m/s. Heute achtet man darauf, dass die Spitzenbeschleunigung 55 m/s nicht überschreitet. Auch die dadurch geforderte Robustheit der Hardware dürfte ein Grund sein, der gegen die Juno als Trägerrakete sprach.

Klar war, das die Juno I eine in ihrer Leistung beschränkte Rakete war. Die gesamten Oberstufen sind auf dem Bild der zylindrische Oberteil und die Nutzlast die Spitze. Die Oberstufe wog nur wenig mehr als 1 % der Erststufe. Man entschloss sich aber gegen eine weitere Evolution der Juno.

Juno 1 Erststart 20.9.1956, letzter Start 22.10.1958 Starts 9, Fehlstarts 3, Zuverlässigkeit 66.7 % (davon 2 Starts suborbital). Nutzlast 20 kg für eine 500 km Kreisbahn Stufe 1: Redstone A-7 Vollmasse 28430 kg, Leermasse 3890 kg Länge 17.62 m, Durchmesser 1.78 m. 1 Triebwerk A-7 mit 370 kN Schub spezifischer Impuls: 2305 m/s (Meereshöhe) spezifischer Impuls: 2600 m/s (Vakuum) Brennzeit 155 sec. Treibstoff LOX / UDMH / DETA Stufe 2: 11 × Sergeant Vollmasse 327 kg. Leermasse 96 kg Länge 1.30 m, Durchmesser 0.86 m 11 Triebwerke Thiokol Recruit mit 11 × 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 1814 m/s

Stufe 3: 3 × Sergeant Vollmasse 94 kg. Leermasse 31 kg Länge 1.30 m, Durchmesser 0.41 m 3 Triebwerke Thiokol Recruit mit 3 × 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 1814 m/s Stufe 4: Sergeant Vollmasse 27 kg. Leermasse 6 kg Länge 1.07 m, Durchmesser 0.15 m 1 Triebwerk Thiokol Recruit mit 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 1814 m/s Nutzlast: Länge 2.30 m (mit dritter Stufe), Durchmesser 0.15 m. Masse max. 20 kg

Die Juno II

Das Triebwerk S-3 verbrannte nun die Treibstoffkombination Sauerstoff und Kerosin. Es hatte mit 670 kN einen erheblich höheren Schub. Das Triebwerk war kardanisch aufgehängt. Die Steuerung um die Rollachse wurde von zwei Vernierdüsen durchgeführt, welche von den Abgasen der Turbopumpen gespeist wurde. Das von Ford gebaute Lenksystem auf Basis eines Intertialsystem war in der Lage die Rakete autonom zu steuern. Bis 20 Minuten vor der Zündung konnte man das Ziel durch Übertragung der Zielkoordinaten ändern. Danach wurde das System so ausgerichtet, dass es bei Erreichen der Zielkoordinaten keine Steuerungsimpulse abgab. Erreichte die Rakete diesen Punkt so wurde der Brennschluss ausgelöst. Dieses System war damals sehr modern. Die meisten US Trägerraketen arbeiteten damals nach der einfacheren Methode der Radionavigation bei der sie einem Funkleitstrahl folgten und vom Boden aus bei Erreichen der Zielgeschwindigkeit abgeschaltet wurden.

Obgleich die Juno II zuerst nur die beiden Mondsonden Pioneer 3+4 starten sollte, löste sie in der Folgezeit die Juno I auch als Satellitenträger ab. Die Jupiter selbst lebte zumindest in ihrer Technologie weiter: Das Triebwerk wurde leicht verbessert und trieb in 8 facher Ausfertigung die Saturn 1 an, wobei der Zentraltank den Durchmesser der Jupiter-C hatte und die 8 Außentanks den der Redstone.

Es gab anders als bei der Thor keine Bemühungen die Leistung der Juno II zu steigern, z.B. indem man die Agena Oberstufe oder die Oberstufen der Vanguard einsetzte. Der Grund lag in der fehlenden politischen Unterstützung für das System. Das DoD entschied dass militärische Satelliten von der Air Force gestartet wurden, welche natürlich ihre Trägerraketen dafür einsetzte. Die NASA griff wiederum auf die Air Force zurück bzw. nutzte ab 1961 die Feststoffrakete Scout für leichte Nutzlasten, die preiswerter als die Juno war. Zuletzt arbeitete von Braun nun an der Saturn I und damit fehlte auch ein Fürsprecher für die Juno.

Juno 2 Erststart 6.12.1958, letzter Start 24.5.1961 Starts 10, Fehlstarts 6, Zuverlässigkeit 40 % Nutzlast 45 kg für eine 500 km Kreisbahn Stufe 1: Jupiter-C Vollmasse 54431 kg, Leermasse 5443 kg Länge 18,58 m, Durchmesser 2.67 m. 1 Triebwerk S 3 mit 670 kN Schub spezifischer Impuls: 2432 m/s (Meereshöhe) spezifischer Impuls: 2766 m/s (Vakuum) Brennzeit 170 sec. Treibstoff LOX / RP-1 Stufe 2: 11 × Sergeant Vollmasse 327 kg. Leermasse 96 kg Länge 1.30 m, Durchmesser 0.86 m 11 Triebwerke Thiokol Recruit mit 11 × 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 2305 m/s

Stufe 3: 3 × Sergeant Vollmasse 94 kg. Leermasse 31 kg Länge 1.30 m, Durchmesser 0.41 m 3 Triebwerke Thiokol Recruit mit 3 × 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 2305 m/s Stufe 4: Sergeant Vollmasse 27 kg. Leermasse 6 kg Länge 1.07 m, Durchmesser 0.15 m 1 Triebwerk Thiokol Recruit mit 6.67 kN Brennzeit 6 sec. Spezifischer Impuls 2305 m/s

Die Vanguard

Die Entwicklung der Vanguard, die auf der Höhenforschungsrakete Viking beruhte, begann im September 1955. Ursprünglich sollte im Herbst 1957 der erste Satellitenstart erfolgen. Doch die Entwicklung verzögerte sich stark. Es kam zu Bränden bei Testläufen, der Stufentrennungsmechanismus versagte und musste neu konzipiert werden und schließlich kam es zu Problemen wegen zu schlampiger und schneller Entwicklung.

Geplant waren ursprünglich 6 Testvehicles (TV) sowie 3 Backup-Testvehicles (BU-TV) der Vanguard. Wie damals üblich ging man schrittweise an die Rakete heran, d.h. man testete zuerst die erste Stufe mit Dummy Oberstufen, dann die ersten zwei Stufen und zuletzt die ganze Rakete. Lediglich 9 Raketen für die ganzen Tests war damals schon eine geringe Zahl. Üblich waren damals 30-50 Starts vor der Serienreife. Die ersten beiden TV waren unveränderte Viking Raketen.

Die erste Stufe der Viking ging aus der Höhenforschungsrakete Viking hervor. Die zweite Stufe ging aus der Höhenforschungsrakete Aerobee hervor und beinhaltete auch das Lenkungssystem und eine Inertialplattform. Für die dritte Stufe wurde durch einen Dralltisch auf 200 U/min vor der Abtrennung beschleunigt. Anders als die Juno I verfügte die Vanguard über eine Nutzlastverkleidung, die nach 180 sec abgeworfen wurde. Von der Drittstufe wurden zwei Varianten mit den Triebwerken X-238 und X-248 gestartet. Letzteres hatte eine 10 Sekunden höhere Brennzeit und dies bedeutete eine Nutzlast von 40 kg, beim X-238 Triebwerk lag die Nutzlast bei 25 kg.

Die erste Stufe hatte einen Durchmesser von 1.14 m bei einer Länge von 13.41 m. Sie wurde in Integralbauweise aus Magnesium und Aluminium gefertigt. Magnesium wurde in der Struktur und Zwischentanksektion eingesetzt (1-2 mm starkes Magnesiumblech). Die Tanks bestanden aus Aluminium.

Die Tanks bestanden aus je zwei Halbschalen, getrennt durch einen Zwischenteil der durch Streben versteift wurde. Die Tanks aus 6061 Aluminium hatten eine Stärke von 1 mm an den Wänden und 1.5 mm an den Domen. Zwischen beiden Tanks verstärkte ein 2.4 mm dickes Magnesiumblech die Struktur. Der Stufendadapter bestand aus 1.25 mm dickem Magnesiumblech. Mitgeführt wurden 5024 kg flüssiger Sauerstoff und 2313 kg Kerosin. 154 kg Wasserstoffperoxid wurden katalytisch gespalten und dienten als Heißgas zum Antrieb der Turbinen welche die Pumpen antrieben.

Das Triebwerk General Electric X-405 wurde regenerativ gekühlt. Es arbeitete mit einem Brennkammerdruck von 43.3 Bar, hatte aber ein Entspannungsverhältnis von nur 5.5, nutzte also nur wenig der Energie die im Abgasstrahl steckte. Es wog 193 kg.

Es war um 5 Grad schwenkbar aufgehängt. Die Rollstabilisierung erfolgte durch die Abgase der Turbopumpe, die durch 2 um 45 Grad drehbare Düsen ins Freie gelassen wurden. Sie waren an entgegengesetzten Positionen in dem unteren Bereich der Zelle angebracht. Der Gasgenerator arbeitete wie bei der Jupiter-C mit Wasserstoffperoxid, welches katalytisch zersetzt wurde. Der Tankdruck, die Förderung des Wasserstoffperoxid und die Betätigung der pneumatisch gesteuerten Ventile geschah durch Helium welches in einer Druckgasflasche mitgeführt wurde.

Die zweite Stufe (die später die Bezeichnung "Able" bekam) besaß in Leichtbauweise gefertigte Tanks aus rostfreiem Edelstahl von 1.27 mm Stärke. Dies war nötig, weil der Oxidator Salpetersäure Aluminium aufgelöst hätte. Die Tanks waren ebenfalls in Halbschalenbauweise als Integraltanks gefertigt. Struktur, Spanten und Stringer der Stufe bestanden aus einer ungewöhnlichen Legierung aus Magnesium und Thorium. Diese war hochtemperaturfest und konnte so durch Triebwerksabgase nicht beschädigt werden.

Das Triebwerk AJ-10-37 wurde seit dem Dezember 1955 von Aerojet entwickelt. Man wollte ein Triebwerk mit einem Schub von 2500 kg (24.53 kN) mit lagerfähigen Treibstoffen bauen. Das Triebwerk erzielte sogar einen höheren Schub als geplant und erreichte 33.84 kN Schub. Das Triebwerk ist druckgefördert. Dazu dient wie in der ersten Stufe Helium, dass die Tanks unter konstanten Druck setzt. Die Komponenten werden im Verhältnis Saleptersäure:UDMH = 2.8:1 der Brennkammer zugeführt und entzünden sich bei Kontakt. Dies erleichterte die Konstruktion, da man keinen Zündmechanismus braucht. Die Brennkammer besteht aus vorgeformten miteinander verschweißten Leichtmetallrohren die von einem quadratischen Stahldraht umwickelt sind. Sie werden vom Oxidator Salpetersäure zur Kühlung durchströmt. Das Triebwerk ist kardanisch aufgehängt. Die Stabilisierung um die Rollachse wie auch die Stabilisierung in der Freiflugphase wird von 4 tangential angebrachten Düsen erledigt die Propangas aus einem Druckgastank verwenden. Für die Druckbeaufschlagung der Treibstoffe verwandte man Helium. Die Treibstoffzuladung bestand aus 1122 kg weissrauchender Salpetersäure und 406 kg UDMH.

Die Inertialplattform mit dem Steuerungsgerät wog 14.5 kg und wurde von Firma Vickers gefertigt. 3 Gyroskope, Verstärker und Elektronik konnten in einer Box von 36 x 36 x 33 cm Größe untergebracht werden. Erste und zweite Stufe wurden aktiv durch einen mechanischen Computer gesteuert und hatten wie bei der Jupiter und Juno die Aufgabe die feststoffangetriebenen Oberstufen 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 von einem IBM-704 die Bahn berechnet. Er erteilte den Zündungsbefehl für die dritte Stufe wenn sie der vorgegebenen Bahn am nächsten war.

Für die Vanguard gab es zwei Oberstufen: Das Triebwerk X-242 von Grand Central Rocket und das X-248 von Hercules. Beide wurden von einem Dralltisch vor der Zündung durch Rotation auf 200 Umdrehungen pro Minute stabilisiert. Die Ausrichtung erfolgte durch die Zweitstufe auf 1 Grad genau. Die Boostergehäuse waren aus Stahl. Es gab eine Düse aus Stahl und eine aus gewundenen Glasfasern in Epoxidharz zur Gewichtsersparnis.

Die Oberstufe Altair 2 mit dem Triebwerk X-248 wurde nur einmal eingesetzt bei dem letzten Start SLV-7. Die Nutzlastverkleidung bestand aus Asbest-Phenolharz. Sie wurde nach 180 Sekunden abgeworfen.

Viele Möglichkeiten bei den Oberstufen hatte man nicht. Die Viking lieferte einen Schub von 27000 Pfund und beschleunigte lediglich mit 1.34 g. Bei der Trägerrakete sollte man noch mit mindestens 1.2 g beschleunigen, was eine maximale Startmasse von 22500 Pfund ergab. Da die Masse der Viking feststand war wenig Spielraum für die Oberstufen. Als optimal ermittelte man die Startmassen von 17830 : 4286 : 484 Pfund. Erreicht wurde bei Vanguard 1 eine Startmasse von 17892 : 4419 : 453 Pfund. Aufgrund der extremen Unterschiede im Gewicht ergaben sich folgende Geschwindigkeiten: Wird Stufe x um 1 Pfund leichter ist die Nutzlast um y m/s schneller:

• 0.3 m/s bei der ersten Stufe
• 2.4 m/s bei der zweiten Stufe
• 24 m/s bei der dritten Stufe

Aufgrund dessen versuchte man die zweite Stufe zu verbessern, da die dritte Stufe schon weitgehend optimiert war. Aerojet sah Einsparungen von 71 Pfund in näherer Zukunft voraus, weitere 60 Pfund wären bei Neukonstruktion der Brennkammer (Aluminium anstatt Edelstahl) möglich. Der Misserfolg der Rakete verhinderte deren Umsetzung.

Das Flugprogramm der Vanguard sah so aus: Die Rakete beschleunigte zuerst senkrecht 10 Sekunden lang und wurde dann programmgesteuert in einen 45 Grad Winkel umgelenkt, der zu Brennschluss in 56 km Höhe erreicht wurde. 6 Sprengbolzen trennten die erste von der zweiten Stufe ab. Diese hatte ihren Brennschluss bei einer Geschwindigkeit von 4100 m/s in 210 km Höhe. Nun schloss sich eine Freiflugphase an, bis die Gipfelhöhe von 480 km in 1400 km Entfernung vom Startplatz erreicht wurde. Nun wurde durch den Dralltisch die Oberstufe in Rotation gebracht und die zweite Stufe durch 2 Sprengraketen mit je 230 kN Schub abgetrennt. Nach dem Ausbrennen der letzten Stufe 600 s nach dem Start wurde der Satellit durch eine Feder von dieser 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 zwei Starts absolviert, am 1.5.1957 mit erster und dritter Stufe, am 23.10.1957 mit erster Stufe und Attrappen von zweiter und dritter Stufe, anders als ihr Konkurrent die Juno I, war die Rakete aber nie als ganzes getestet worden. So kam es zu dem schon erwähnten Desaster. Aber 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 vergleicht man die Startmasse der Vanguard mit der Jupiter durchaus beträchtlich: Die Jupiter wog 5 mal soviel bei gleicher Nutzlast.

Die beiden Oberstufen wurden später benannt in Able und Altair und eingesetzt auf der Thor Delta und Atlas. Die Altair Oberstufe auch auf der Scout. Aus der Able Oberstufe ging die spätere Delta Oberstufe hervor. Wie die Jupiter wurde auch die Vanguard bald ausgemustert, nachdem mit der Delta eine Rakete zur Verfügung stand, die erheblich größere Nutzlasten transportieren konnte, und zudem zuverlässiger war.

Betrachtet man die Technik der Vanguard so findet man einige für die damalige Zeit moderne Elemente wie Magnesiumlegierungen zur Gewichtsersparnis und Helium zur Druckbeaufschlagung. Die Viking hat ein Voll/Leermasseverhältnis von 11:1. Dies ist für eine Raketenstufe dieser Größe ein hervorragender Wert. Leider nutzte das X-405 die Treibstoffkombination schlecht aus. Das galt auch für die Zweitstufe Able mit ihrer hohen Leermasse. Verschiedene Optimierungen an der Altair steigerten die Nutzlast von anfänglich projektierten 10 kg auf beachtliche 24 kg. Doch dies war immer noch wenig, vergleicht man dies mit der Startmasse.

Die Vanguard Erststart 6.12.1957, letzter Start 28.9.1959 Starts: 11, Fehlstarts 8. Zuverlässigkeit 27.3 % (erste 4 Starts offiziell Teststarts) Nutzlast 40 kg (Altair 2) 25 kg (Altair 1) in eine 500 km Bahn Stufe 1: Viking Vollmasse 8165 kg, Leermasse 724 kg 1 Triebwerk X-405 mit 128.32 kN Schub Brennzeit 142 sec. Spez. Impuls: 2432 m/s (Meereshöhe) Spez. Impuls: 2648 m/s (Vakuum) Länge 13.41 m, Durchmesser 1.14 m Treibstoff LOX /RP-1 Stufe 2: Able Vollmasse 1996 kg, Leermasse 460 kg 1 Triebwerk AJ-10-37 mit 33.84 kN Schub Brennzeit 112-120 sec spezifischer Impuls 2618 N/s*kg Länge 5.79 m, Durchmesser 0.81 m Treibstoff UDMH / Salpetersäure

Stufe 3: Altair 1 Vollmasse 195 kg, Leermasse 22 kg 1 Triebwerk X-242 mit 12 kN Schub Brennzeit 35 sec. Spezifischer Impuls 2255 N/s*kg Länge 1.50 m, Durchmesser 0.46 m Treibstoff Kaliumchlorat/Fest Stufe 3: Altair 2 Vollmasse 250 kg, Leermasse 39 kg 1 Triebwerk X-248 mit 14 kN Schub Brennzeit 38 sec. Spezifischer Impuls 2500 N/s*kg Länge 1.53 m, Durchmesser 0.46 m Treibstoff Kaliumchlorat/Fest

Die kurze Geschichte der Juno und Vanguard

Beide Trägerraketen spielten nur kurz eine Rolle im US Weltraumprogramm von 1958-961. Danach wurden sie von anderen Trägern abgelöst. Bei der Vanguard war der wesentlichste Nachteil ihre geringe Startmasse. Eine Rakete mit 3 Stufen, die eine maximale Nutzlast von 40 kg aufweist hat nur ein geringe Evolutionspotential. Die Erfindung von neuen Feststofftreibstoffen Mitte der 50 er Jahre, die auf Kunststoffen als Binder basierten ermöglichte es zum einen größere Feststoffraketen herzustellen und zum anderen stieg die Energieausbeute bei den neuen festen Treibstoffen. Dies führte zu Entwicklung der Scout, welche die Vanguard ablösen sollte,

Der Hauptnachteil der Jupiter waren ihre viel zu kleinen und zu schweren Oberstufen. Hätte man die Jupiter mit den Oberstufen der Vanguard oder den Agena Oberstufen ausgerüstet, so hätte die Rakete die gleiche Nutzlast wie eine Thor tragen können. Die Rakete hatte nur einen Nachteil: Sie kam von dem falschen Teil der Army. Nach 1956 entwickelte nur noch die Air Force neue Raketen, und bald griffen sowohl die zivile Organisation NASA wie auch die CIA auf die Air Force zurück um Satelliten zu starten. 1960 war aber Wernher von Braun schon involviert in die Entwicklung der Saturn I und so machte er keine Anstalten die Juno als Träger anzupreisen.

Büchertipps

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 Der dazu gehörende Band 1 (Raketenlexikon: Band 1: US Trägerraketen ) behandelt die amerikanischen Trägerraketen. Jeder Band behandelt die Technik und Geschichte von rund 100 Submodellen in kompakter Form. Die grundlegende Technik eines Modells wird in einem einführenden ersten Kapitel ausführlicher besprochen. Die folgenden Kapitel beinhalten dann die Veränderungen von Subversion zu Subversion. Jeder Typ wird mit einem ausführlichen Datenblatt und einem Startfoto dokumentiert.

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