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Die Saturn IB Trägerrakete

• Die Technik und Geschichte der Saturn I
• Die Technik und Geschichte der Saturn 1B
• Die Technik der Saturn V
• Der Einsatz und Veränderungen beim Einsatz der Saturn V

Da die Stufen und Triebwerke in mehreren Trägern eingesetzt wurden (S-I und H-2 in der Saturn I und IB, J-2 und S-IVB in der Saturn IB und V) finden Sie in den Aufsätzen teilweise identische Absätze, dafür ist aber jeder in sich abgeschlossen.

Es gibt eine Gemeinsamkeit aller Saturnraketen: Die Raketen wurden von Wernher von Braun entworfen und die Entwicklung fand im Marshall Raumfahrtzentrum in Huntsville Alabama statt. Zur Höhezeit des Apollo Programms arbeiteten hier unter Wernher von Braun 7500 Menschen, wobei ein großer Teil der Führungspositionen mit Deutschen besetzt waren. Von den 1.8 Milliarden Dollar Jahresetat im Jahre 1965/66 gingen 90 Prozent weiter an die Industrie.

Die Entwicklung aller 3 Raketen hatte schon vor Kennedys Apollo Rede begonnen, auch wenn es für die Saturn V nur Studien gab. Es gab eine Aufteilung: Die Entwicklung der Raketen erfolgte in Huntsville. Dort fanden auch die Tests der Triebwerke statt. Die eigentliche Fertigung wurde dann an Industriebetriebe vergeben, wobei man hier auf eine Streuung achtete um das Know-How möglichst vielen Firmen zukommen zu lassen. Die erste Rakete einer jeder Serie war noch in Huntsville gefertigt, bei der Saturn 1 waren es sogar noch die ersten 8.

Die Saturn 1 B

Die Saturn 1B (ursprüngliche Bezeichnung Saturn C-2) wurde am 31.3.1961 genehmigt. Die Entscheidung über einige Subkomponenten erfolgte jedoch erst relativ spät. Ursprünglich sollte die Saturn 1 bemannte Flüge durchführen, doch erst am 30.10.1963 kam man davon ab. Vorher hatte man noch 21 Saturn I Raketen bestellt. Abnehmen musste man mindestens 10. Daher startete man mit den letzten 3 Saturn I die Pegasus Satelliten.

Wahrscheinlich war die Apollo Kapsel mit Versorgungsmodul zu schwer für eine Saturn I. so gab es erst im Juni 1963 den endgültigen Zuschlag für die Entwicklung der S-IVB Stufe und erst im April 1964 für den Bordcomputer und die Navigation. Das Upgraded H-1 Triebwerk (je nach Autor H-1B oder H-2 genannt wurde erst am 8.11.1963 genehmigt. Auch hier arbeitete Rocketdyne in Rekordzeit und lieferte schon im Juni 1964 die ersten 4 H-2 Triebwerke aus.

Am 1.4.1965 gab es den ersten statischen Brennversuch der S-1B, der ersten Stufe der Saturn 1B. Gleichzeitig bekommt Rocketdyne den Auftrag den Schub der H-2 auf 93 t zu steigern. Der erste Test einer S-IVB findet am 8.5.1965 statt. Zu diesem Zeitpunkt war das Saturn I Programm schon abgeschlossen. Am 9.8.1965 und am 19.9.1965 treffen die erste und zweite Stufe des ersten Flugexemplars am Cape an. Der erste Start fand am 28.2.1966 statt.

Auf dem Cape gab es zwei Startkomplexe für die Saturn 1B: Komplex 34 mit einer und Komplex 37 mit zwei Startrampen. Zu jeder gehörte ein 95 m hoher Versorgungsturm.

Die S-I

Die Saturn 1 Erststufe hat einen Durchmesser von 6.53 m und eine Länge von 25 m. Nachdem die ersten 7 Exemplare am MSFC gebaut wurden bekam Chrysler den Auftrag die letzten 3 Exemplare zu bauen.

Es gibt einen zentralen Tank, der den Sauerstoff aufnimmt von 2.67 m Durchmesser. Umgeben ist er von 8 weiteren Außentanks von 1.78 m Durchmesser. Alle Tanks sind 17 m lang. Die Hälfte der Außentanks nimmt Kerosin RP-1 auf, die andere Hälfte weiteren Sauerstoff. Die 8 Triebwerke des Typs H-1 sitzen in einem achteckigen Rahmen. Die zentralen 4 Triebwerke sind fest eingebaut und die Düsen weisen eine Neigung von 3 Grad zur Längsachse auf. Die vier äußeren Triebwerke sind schwenkbar um Kurskorrekturen durchführen zu können. Sie haben beim Start eine Neigung von 6 Grad zur Längsachse. Die inneren Triebwerke sind weitgehend bauidentisch zu den äußeren. Sie verfügen auch über den Schwenkmechanismus, nur ist er durch ein Gerüst in das die Triebwerke fest eingepasst sind unwirksam. Das Abgas der Turbine wird bei den inneren Triebwerken seitlich neben den Düsen abgeleitet und bei den äußeren an den Düsen in den Abgasstrom geleitet.

Der Tankdruck im Kerosintank wird durch Stickstoff gewährleistet, bei dem Sauerstofftank ist es gasförmiger Sauerstoff der aus dem flüssigen Sauerstoff durch einen Wärmeaustauscher am Triebwerk gewonnen wird. Ein grundsätzliches Problem bei einer Rakete mit vielen Triebwerken ist die erhöhte Ausfallwahrscheinlichkeit eines Triebwerks. Bei 8 Triebwerken ist dies statistisch 8 mal häufiger als bei einem Triebwerk. Bei der Saturn 1 hat man daher die Treibstoffleitungen untereinander verbunden. Fällt ein Triebwerk aus, so können die anderen 7 Triebwerke trotzdem den ganzen Treibstoff verbrauchen, sie müssen nur etwas länger arbeiten. Solange der Ausfall nicht durch ein katastrophales Ereignis geschieht wie einer Explosion geschieht, liefert die Bündelung sogar einen Sicherheitsgewinn: Bei einer Rakete mit nur einem oder zwei Triebwerken bedeutet der Ausfall eines Triebwerks das Scheitern der Mission. Die Wahl der Tankformate der Redstone und Jupiter Trägerrakete wurde recht früh im Programm beschlossen. Der Bau eines Tanks mit 6 m Durchmesser hätte die Einführung von neuen Technologien des Schweißens und der Tankverbindungen erfordert. Bei der Saturn 1 ging es aber darum möglichst bald eine Trägerrakete zur Verfügung zu haben. Man kam daher auch von dem Plan ab nur 4 Triebwerke, jedes dafür mit einem Schub von 1600-1690 kN einzusetzen, da deren Entwicklung zu lange gedauert hätte. Ein Vorteil von 8 Triebwerken ist, das eines während des Fluges ausfallen kann und man trotzdem einen Orbit erreicht. "enigne-out capabillity". Dies wurde beim Flug A-4 erprobt. Bei 4 Triebwerken ist dies nicht mehr gegeben, da der Schubverlust dann zu groß ist. Mindestens ein Schub : Gewichtsverhältnis von 1.25 musste gewährleistet bleiben. Etwa 22 Sekunden nach dem Start hatte die Saturn I genügend Treibstoff verbraucht, dass ein H-1 ausfallen konnte ohne die Mission zu gefährden.

Die relativ großen Finnen (4 große und 4 kleine) hatten eine Fläche von 11.9 und 4.86 m². Sie dienten vor allem der Stabilisierung der Rakete im Falle eines Triebwerksausfalls in der frühen aerodynamischen Phase. Versagt hier die Triebwerkssteuerung so können die Triebwerke die Rakete bei niedriger Geschwindigkeit schneller kippen als das Rettungssystem reagieren kann. Die Finnen bewirken einen aerodynamischen Widerstand, der das Kippen verlangsamt und so genügend Zeit für das Retten der Besatzung lässt.

Das H-1

Das H-1 war vom Schub und der Technologie her vergleichbar den Triebwerken in den Thor und Atlas Trägerraketen. Es wurde aus dem S3D der Jupiter entwickelt. Anders als diese sollte es aber Menschen befördern. Daher galt es das Triebwerk besonders sicher zu machen. Ein Problem das man damals bei vielen Raketen hatte war die "combustion instability", am besten umschrieben mit Verbrennungsinstabilität. Dabei verbrannte ein Triebwerk nach wie vor den Treibstoff, doch nicht gleichförmig. Es kam zu turbulenten Strömungen und Druckschwankungen welche das ganze Triebwerk zerstören konnten und Ursache vieler Fehlschläge der damaligen Raketen war. Bei dem H-1 sollten diese Störungen nicht auftreten und wenn sollte das Triebwerk fähig sein sie automatisch auszugleichen. Dazu setzte man eine neue Technik ein. Man platzierte einen kleinen Sprengsatz mit 3 g Sprengstoff in der Brennkammer. Dieser war so geschützt, dass die Triebwerkszündung ihn nicht zum Explodieren brachte, aber die Verbrennung von Treibstoff die Isolation abtrug, so dass er kurz nach dem Hochfahren des Triebwerks explodierte. Der Effekt war eine Druckwelle welche die Verbrennungsflamme in Instabilität brachte, genauso wie dies manchmal alleine passierte. Bei Thor und Jupiter Raketen konnte in 8 von 16 Fällen das Triebwerk nicht wieder in den Normalzustand zurückkehren. Man veränderte die Anordnung der Löcher in den Injektoren so lange und brachte zum Schluss noch Blenden unter die Löcher an bis das H-1 Triebwerk diese "Bomb tests" bestand.

Das H-1 war ein Triebwerk herkömmlicher Bauart mit Nebenkreislauf ohne besonders hohe Brennkammerdrücke. Eine gemeinsame Turbine trieb über ein Getriebe die Pumpen für Sauerstoff und Kerosin mit selber Drehzahl an. Angelassen wurde es durch eine Feststoffpatrone mit 3 kg Ammoniumnitrat. Die Zündung des Treibstoffs erfolgte durch einen hypergolen Vorlauf mit Triethylaluminat, welches hypergol mit dem Sauerstoff reagiert.

Gegenüber dem Vorgängermodell S3D bestand eine wesentliche Verbesserung in der drastischen Reduktion der Einzelteile. Dies wurde vor allem durch das direkte Anbringen der Turbopumpe an der Schubkammer erreicht, da die Anzahl der flexiblen und dadurch störanfälligen Verbindungen reduziert wurden. Die Turbopumpe machte so alle Schwenkbewegungen mit. Ventile wurden durch einfache, geeichte Blenden in den Treibstoffleitungen ersetzt. Das führte zu einer drastischen Reduktion der Einzelteile um 90 %. Man sparte z.B. den 73 l Tank für Schmieröl ein und nutzte dazu das Kerosin. Die dadurch erzielten Einsparungen in den Produktionskosten führten dann zum Einsatz des Triebwerks in der Delta von 1974-1992. Eine weitere Verbesserung war die Wahl einer glockenförmigen Düse. Gegenüber der konischen Düse verringerte diese die Baulänge um 20 %. Völlig neu war auch die Benutzung von Kerosin als Schmierstoff für die Turbopumpe.

Der Auftrag für das H-1 wurde am 11 September 1958 an Rocketdyne vergeben. Ziel war damals noch ein Schub von 836 kN. Die ersten Triebwerke die abgeliefert wurden hatten jedoch nur 734 kN Schub um die Zuverlässigkeit zu erhöhen. Ingesamt gab es das H-1 in 4 Versionen mit 734, 836, 890 und 912 kN Schub. Die Saturn I setzte die 734 und 836 kN Versionen ein. Die Saturn IB für die ersten 5 Flüge die 890 kN Version und die folgenden Flüge die 912 kN Version. Manche Autoren sprechen auch vom H-2 bei der Saturn 1B.

Der Grund warum die Triebwerke für die ersten Starts nur 734 kN Schub hatten war ein bei den ersten Tests der 836 kN auftretendes Problem: Die dünnen Röhrchen aus denen die Brennkammerwand bestand und in denen das Kerosin gab es Risse und dadurch versagte das Triebwerk bei den Tests. Es zeigte sich, dass der im Kerosin in kleinen Mengen enthaltene Schwefel bei höheren Verbrennungsdrücken mit dem Nickel der Röhrchen reagierte und diese porös machte. Die Lösung war die Röhrchen durch rostfreien Edelstahl zu ersetzen, welcher nicht mit Schwefel reagierte. Doch dies dauerte und so nahm man für die ersten Tests (ohne oder nur mit Dummy Oberstufe) die 734 kN Versionen bei denen das Problem nicht auftrat.

Im Dezember 1966 entdeckte man hinter dem Einspritzkopf eines H-1 Triebwerks mit niedriger Performance bei einem Test eine Reihe von Teflonstücken, welche offensichtlich den Treibstofffluss behinderten. Da man bei Rocketdyne zwei andere Triebwerke hatte die ebenfalls eine zu geringe Leistung hatten war dies ein weiteres Problem. Bei der Untersuchung zeigte sich dass die Teflonstücke beim Fertigen der Leitungen verwendet wurden. Deise wurden bei der Solar Division der International Harvester Company gefertigt. Dort nutzte man Teflon um das Blech beim Schweißen vor dem direkten Druck von Klammern zu schützen und es musste dabei nach innen in die Leitung für den flüssigen Sauerstoff gerutscht sein.

Ebenfalls im Dezember 1966 zerlegte sich eine Turbine bei einem Prüfstandtest. Als man das Triebwerk demontierte stellte man fest, dass die Turbinenblätter nicht den Beanspruchungen stand hielten. Sie waren aus "316 rostfreiem Stahl" anstatt "Stellite 21" gefertigt. Obgleich jedes Blatt Röntgenuntersuchungen durchlief fiel dies nicht auf. Ursache war ein Streik in der Fertigungsfabrik. Danach hatte man die Fertigungslinien für Blätter für die Atlas und Saturn durcheinander gebracht. Die Herstellerfirma stellte eine tragbare Einheit zur Verfügung die zwischen beiden Materialen unterscheiden konnte. Als man daraufhin die Triebwerke untersuchte waren in 10 H-1 Turbinen die falschen Blätter eingebaut worden.

Die Produktion für die H-1 der Saturn I (734 und 836 kN Versionen) lief 1962 aus und die verbliebenen Triebwerke wurden eingelagert. Dies waren 72 H-1 Triebwerke.

Das H-1 in Zahlen:

Und die Daten des Treibstofffördersystems:

Die S-1B

Die erste Stufe der Saturn entstand aus der S-1 der Saturn. Sie hatte dieselben Abmessungen und verwandte dieselben Treibstoffe. Es gab jedoch zwei Änderungen. Das eine waren die Triebwerke. Sie lieferten etwa 80 kN mehr Schub als die H-1 der Saturn I und wurden aus diesen entwickelt. Chrysler, der Kontraktor für die S-1B begann schon frühzeitig Pläne für ein Upgrade der Triebwerke zu schmieden. Im November 1963 erhielt Rocketdyne einen Auftrag für die Weiterentwicklung des H-1 zu 890 kN Schub. Die Triebwerke sollten bis 1968 gefertigt werden. Am 30.6.1967 wurde dieser Kontrakt um 60 weitere Triebwerke erweitert. Die Gesamtzahl aller H-1 die gefertigt wurden beläuft sich damit auf 322. Davon flogen 160 an Bord der Saturn 1 und Saturn 1B. Weitere 102 Triebwerke wurden in der Delta 29xx,39xx,49xx und 69xx Serie von 1974-1992 eingesetzt.

Der um 60 t gesteigerte Schub machte es möglich eine schwerere Oberstufe einzusetzen und damit die Nutzlast bei nur leichter Steigerung der Startmasse um mehr als 50 % zu steigern. Weiterhin konnte man die erste Stufe evolutionär verbessern. Die relativ großen Finnen, die als aerodynamische Stabilisierung in der ersten Flugphase dienten konnten nach den Erfahrungen mit der Saturn 1 verkleinert werden und die Leermasse der Stufe um 5.5 t verringert werden.

Während den ersten Flügen übertrug man über 500 Messwerte zum Boden und führte Hochgeschwindigkeitskameras mit. Später wurden diese eingespart. Die erste Stufe beinhaltete 85000 m elektrische Kabel, 73000 Kontakte und 1700 elektrische und elektronische Komponenten. 320 Ventile steuern Gas- und Flüssigkeitsströme. Zwei 28 V Batterien dienen zur Stromversorgung.

Die S-IVB

Die zweite Stufe S-IVB setzte erstmals das J-2 Triebwerk ein. Ein Triebwerk welches Wasserstoff und Sauerstoff verbrannte und 15 mal mehr Schub als das Triebwerk RL-10 der Saturn 1 entwickelte. Ein Triebwerk reichte aus um eine Stufe zu transportieren, die mehr als doppelt so schwer wie die S-IV war. Dadurch steig auch die Nutzlast auf 18.6 t an. Ursprünglich plante man eine S-IVB Stufe die 30 Tage lang im Erdorbit verbleiben konnte, als man die Mondlandung noch direkt durchführen wollte, denn dabei hätte man zwei Raketen gebraucht. eine um ein viel schweres Mondraumschiff in den Orbit zu bringen und eine zweite welche eine voll betankte S-IVB Stufe in den Erdorbit bringen sollte. Doch als man von diesem Verfahren abkam fiel diese Forderung weg. Nun sollte eine etwas stärkere Rakete (Die C-5 anstatt der C-4) eingesetzt werden und man musste den Durchmesser der S-IVB von 5.6 auf 6.6 m vergrößern.

Jedes J-2 Triebwerk wog 1578 kg und hatte bei der S-IVB der Saturn 1B einen Nominalschub von 896 kN bei der Zündung. Bei der Saturn V wurden upgraded J-2 mit einem Schub von bis zu 1020 kN eingesetzt.

Die S-IVB Stufe hatte einen Durchmesser von 6.61 m und eine Länge von 18 m. Sie enthielt einen einzigen Tank, der durch einen Zwischenboden in einen Sauerstofftank (unten, beim Triebwerk) und einen Wasserstofftank (oben) getrennt wurde. Das Mischungsverhältnis von Wasserstoff zu Sauerstoff konnte im Bereich von 1:4.5 bis 1:5.5 (Gewichtsanteile) variiert werden. Der Schub variierte im gleichen Maßen von 784 bis 1008 kN. Das nominelle Mischungsverhältnis lag bei 1:4.84. Der Brennkammerdruck des J-2 Triebwerks betrug 48.5 Bar Die Treibstoffzuladung betrug 87200 kg flüssiger Sauerstoff und 18000 kg flüssiger Wasserstoff. Die Tankvolumen waren allerdings wegen der geringen Dichte des Wasserstoffs anders verteilt: Der Wasserstofftank hatte ein Volumen von 252750 l, während der Sauerstofftank nur ein Volumen von 73280 l hatte. Von diesem Tankvolumen wurden beim Wasserstofftank 229000 l genutzt. Die Tanks sind selbsttragend und das Design erinnerte weniger an die leichte Centaur Oberstufe als vielmehr an die relativ massive Thor Zelle: In der tragenden Zelle befand sich der Tank mit einer relativ dünnen Tankwand von 0.813 bis 1.4 mm Dicke. Material waren Aluminiumlegierungen wie 2014 T6. (Die gleiche welche auch die S-II einsetzte). Doch wie sollte man eine 12 m lange und 6.6 m breite Stufe isolieren. In der frühen Planung wollte man Balsaholz nehmen : Es ist leicht, isoliert gut und ist leicht formbar. Doch eine einfache Überprüfung des Vorkommens zeigte, dass es in Südamerika nicht genug Balsa Holz für diese Stufen gibt. So ging man an die Fertigung von "synthetischem Balsa" : Es gelang eine dreidimensionale Fiberglasmatrix in einen Polyurethanblock einzubetten. Das Fiberglas gab dem Block Härte und Stabilität, das Polyurethan isolierte. Diese Konstruktion bewährte sich. Hätte man sie beim Space Shuttle übernommen, so hätte die Beschädigung der Columbia durch einen losen Schaumblock beim Start vermeiden können. 4300 dieser 20 cm dicken und 30 x 30 cm großen Kacheln wurden in der Innenseite des Wasserstofftanks angebracht und bildeten die Tankisolation. Abgeschlossen wurden sie durch ein im Vakuum aufgebrachtes Fieberglasnetz, welches erhinderte, dass sich ablösende Kacheln bewegen konnten. Die Isolation der S-IVB Stufe erlaubte es die Flugdauer von 10 Minuten auf 4.5 Stunden zu strecken. Ohne die Isolation hätte der Wasserstofftank 1100 l Wasserstoff pro Minute durch Verdampfen verloren.

Die Saturn S-IVB Stufe musste anders als die S-IV im Vakuum wiederzündbar sein. Bei der Saturn V musste sie nach einer bis drei Erdumkreisungen das Apollo Raumschiff zum Mond bringen und nach dem Abkoppeln sich selbst auf eine Fluchtbahn oder eine Mondaufschlagsbahn bringen. Dazu mussten die Tanks unter Druck gesetzt werden. Dazu diente ein O₂/H₂ Vorbrenner. Dies war ein kleines Raketentriebwerk von 71-89 N Schub. Es verbrannte Gasförmigen Sauerstoff und Wasserstoff wie er von sich aus in den Tanks entstand. Das Verbrennungsgas öffnete Ventile in den 9 Heliumflaschen, die wiederum den Sauerstofftank unter einen Druck von 2.6-2.9 Bar setzten. Dies war genug um genügend Treibstoff in die Leitungen zu pressen um den Gasgenerator anspringen zu lassen. Beim Wasserstofftank reichte alleine der Druck des durch das Verdampfen gebildeten Wasserstoffgases für den Tankdruck von 2.2-2.4 Bar aus. Überdruckventile verhinderten einen zu hohen Druckanstieg. Der O₂/H₂ Vorbrenner besorgte auch das Vorkühlen der Sauerstoffpumpe und der Sauerstoff Treibstoffleitungen indem es eine kleine Leitung öffnete, bei der ein kleiner Sauerstofffluss durch diese Systeme vor der Zündung geleitet wurde.

Ursprünglich meinte man so alleine das Triebwerk starten zu können: Ventile öffnen. Treibstoff im Gasgenerator verbrennen und so die Turbopumpen anfahren. Diese fördern dann mehr Treibstoff und die Leistung der Turbine und der Turbopumpen steigt. Es zeigte sich aber, dass dies zu langsam war. So verfügt die S-IVB über einen Tank von 0.1 m³ Volumen, der Wasserstoff gefüllt wird. Ein darin liegender Heliumtank sorgt für einen hohen Druck in diesem Tank. Zusammen mit den Treibstoffventilen wird dieser Gastank geöffnet und das zusätzliche Gas bringt die Turbine schnell auf Touren. Vor dem Start wird er am Boden gefüllt. Später mit Gas aus den Tanks, bevor das Triebwerk nach der Brennperiode abgeschaltet wird. Damit dies möglich ist muss die Stufe mindestens 50 Sekunden lang brennen. Diese Technik erlaubt beliebig viele Wiederzündungen. Zudem erreichte das J-2 recht rasch 90 % des Nennschubs: In 5.0 Sekunden bei einem Mischungsverhältnis von 4.5:1 und in 2.5 Sekunden bei einem Startverhältnis von 5.0.1.

Eine Besonderheit der Saturn IVB der Saturn 1B war, dass sie das Mischungsverhältnis von Sauerstoff zu Wasserstoff während des Betriebs variierte. Es ist dies soweit mir bekannt ist, der einzige Fall, bei dem diese Technik angewandt wurde. Das Triebwerke zündet mit einem Verhältnis von 5:1 entsprechend 890 kN Schub, 5 Sekunden später wird auf 5.5:1 umgestellt und man erhält den maximalen Schub von 1020 kN. Nach 325 Sekunden ist die Stufe erheblich leichter geworden und 2/3 des Treibstoffs verbraucht worden. Nun wird auf ein Mischungsverhältnis von 4.7:1 entsprechend 827 kN Schub umgestellt. Dies reduziert nicht nur die Beschleunigung vor Brennschluss von 5 auf 4 g sondern es steigert auch den spezifischen Impuls. In dieser Phase liegt er bei 4187 m/s, während er vorher bei 4148 m/s liegt. Entsprechend schwankt auch der Brennkammerdruck im J-2 um 6 Bar um den nominellen Wert von 50 Bar.

Um die S-IVB auf zwei Raketen einsetzen zu können änderte man das Verfahren bei dem Stufenadapter. Bei der S-IVB verbleibt der Stufenadapter an der darunter liegenden Stufe. Dadurch muss man nur eine Version der S-IVB fertigen, aber zwei Adapter für die S-I und die S-II.

Das J-2

Wie bei den anderen Triebwerken der Saturn begann auch die Entwicklung des J-2 vor der S-IVB. Im Herbst 1959 vergab die NASA Aufträge für die Untersuchung von Triebwerken mit 150000 Pfund Schub, daraus wurden dann am 15.12.1960 200.000 Pfund (890 kN) Schub. Am 1.6.1960 bekam Rocketdyne den Zuschlag für die Entwicklung. Im finalen Kontrakt der im September 1960 abgeschlossen wurde, tauchte erstmals bei einem Triebwerk die Forderung nach einer maximalen Sicherheit für bemannte Einsätze auf.

Verlässlichkeit war das Stichwort und von der ersten Skizze an gab es dauernde Untersuchungen der geleisteten Arbeit ob man die Zuverlässigkeit nicht noch verbessern konnte. Was daraus entstand war kein Triebwerk, sondern ein selbst startendes Antriebssystem, das anders als z.B. das RL-10 keine weiteren Systeme brauchte um im Vakuum wiedergezündet werden zu können.

Das J-2 war fähig das Mischungsverhältnis von Sauerstoff und Wasserstoff zu variieren und zwar in den Grenzen von 4.0 zu 6.0 (Gewicht O/H) in Schritten von 0.5 Bei den Saturn Trägern machte man von einer Variation im Bereich von 4.5 bis 5.5 Gebrauch.  Den höchsten spezifischen Impuls erhält man bei 1.4.5 (4270 m/s). Den höchsten Schub bei 1:5.5 (1020 kN). Der minimale Schub wurde bei 4.5 erreicht (807 kN) und der minimale spezifische Impuls bei 5.5 (4148 m/s). Man machte von dieser Technik bei der S-IVB der Saturn 1B und der S-II der Saturn V gebrauch, jedoch nicht bei der S-IVB der Saturn V. Der Grund war in beiden Fällen die Optimierung der Performance. Bei den zweiten Stufen war es wichtig einen hohen Schub zu haben, daher betrieb man die Triebwerke nach der Zündung in dem Modus bei dem sie am meisten Schub entwickelten. War der Treibstoff weitgehend verbraucht, so war die Stufe leichter und Schub nicht mehr so wichtig. nun konnte man auf ein niedrigeres Mischungsverhältnis wechseln und den Treibstoff so besser ausnutzen.

Über den Einfluss des Mischungsverhältnisses bei dem ersten Batch des J-2 (890 kN Nennschub Version) informiert folgende Tabelle. Der Anstieg des Schubs und der Abfall des spezifischen Impuls ist annähernd linear.

Die Entwicklung des J-2 verlief sehr rasch. Schon im November 1961 gab es die ersten Testläufe der Sauerstoff und Wasserstoff Turbopumpen. Im März 1962 lief erstmals eine Brennkammer für 2.57 Sekunden - noch ohne regenerative Kühlung und ohne Turbopumpen. Schon am 4.10.1962 wurde eine Brenndauer von 250 Sekunden erreicht. Inzwischen hatte man auch beschlossen das J-2 in der S-IVB einzusetzen und am 1.7.1962 bekam Rocketdyne einen Kontrakt für die Produktion von 55 Test- und Serienexemplaren bis 1965.

Im Juli 1966 wurde dieser Vertrag erweitert. Rocketdyne bekam den Auftrag eine erweiterte Version des J-2 mit einem Schub von 230.000 Pfund (1023 kN) zu entwickeln. Daran arbeitete man schon intern seit 1965. Die Stückzahl der Triebwerke steig auf 155. Eingesetzt wurde es bei der Saturn ab AS-208 und bei der Saturn V ab AS-504. Ausgeliefert wurde es erstmals im Frühjahr 1968. Die frühen Exemplare des J-2 hatten noch ein nominelles Mischungsverhältnis von 1:5 während die folgenden ein höheres von 1:5.5 aufwiesen.

Das J-2 wurde intensiv getestet. Man konnte hier den Zeitplan gut einhalten und die meisten Tests fanden zwischen Dezember 1965 und Januar 1966 statt. Es gab insgesamt 203 Tests mit einer akkumulierten Brennzeit von 33579 Sekunden (entsprechend etwa 60 Einsätzen). Ein Triebwerk wurde 30 mal gestartet und brannte 3774 Sekunden lang - die nominelle Betriebszeit betrug lediglich 470 Sekunden und erforderte zwei Starts. Völlig neu waren auch Tests in Vakuumkammern welche die Bedingungen in 305 km Höhe simulierten. Die minimale Lebensdauer eines J-2 Triebwerks wurde mit 3750 Sekunden angegeben. Zum Vergleich: Das RL-10 das nicht so hohe Verlässlichkeitskriterien erfüllen musste hatte eine minimale Lebensdauer von 1680 Sekunden.

Anders als bei den Stufen und den F-1 und H-1 Triebwerken verlief die J-2 Entwicklung reibungsloser. Das einzige Problem das auftrat war der Injektor. Die Rocketdyne Entwürfe neigten zum Durchbrennen. Das MSFC bestand nun darauf, dass Ingenieure von Pratt & Whitney, welche den Injektor für das RL-10 entwickelten hinzugenommen wurden. Man fand sehr bald eine praktikable Lösung. Der Injektor wurde elektrochemisch porös gemacht. Etwa 5 % des Wasserstoffs konnten durch ihn diffundieren und als Kühlfilm ihn vor den Temperaturen der Brennkammer schützen. Der Injektor hatte 614 Löcher, wobei in der Mitte der Sauerstoff und außen der Wasserstoff hindurch gepresst wurde.

Die Brennkammer bestand zwei Reihen von Stahlröhren. Wasserstoff passierte zuerst 180 Außenröhren bis zum Ende der Düse und dann 360 Innenröhren bis er beim Injektor ankam. Dabei wurde er erhitzt von -253 auf -162 Grad Celsius und gasförmig. Die Flussgeschwindigkeit variierte dabei von 18 bis 300 m/s. Die Abgase der Turbine wurde mit dem Sauerstoff in die Brennkammer eingespritzt.

Man entschied sich bei dem J-2 für einen Konstruktion mit getrennten Wellen für Sauerstoff und Wasserstoffturbopumpe. Dadurch konnte man diese nahe den Treibstoffleitungen links und rechts des Triebwerks anbringen und ermöglichte die Variation des Mischungsverhältnisses. Dies wurde erreicht indem man die Ausgangsdrehzahl der Sauerstoffpumpe regelte zwischen 6000 und 8800 Umdrehungen pro Minute. Die 7 stufige Wasserstoffpumpe arbeitete mit konstant 27500 Umdrehungen pro Minute. Kraft für beide Pumpen lieferte eine zweistufige Turbine welche beide Pumpen über getrennte Wellen antrieb. Die Schmierung der Pumpen erfolgte über das Abzweigen von Treibstoff (0.4 kg Wasserstoff und 2.3 kg Sauerstoff/sec)

Bei den ersten Vorschlägen für ein Space Shuttle wollte man die F-1 und J-1 Triebwerke erneut einsetzen um Entwicklungskosten zu sparen und gab damals an, dass beide Triebwerke 10 mal einsetzbar wären.

Internal Unit

Oberhalb der S-IVB befand sich die Instrumenteneinheit IU der Rakete. Sie hatte eine Masse von 2041 kg und befand sich in einem 6.6 m breiten und 91 cm hohen Ring. Hier befanden sich Batterien für die Bordstromerzeugung, Kreisel als Inertialplattformen, Telemetriesender und Empfänger und der Bordcomputer. Dazu kam das Sicherheitssystem welches den Rettungsturm auslöste wenn mehrere der H-1 Triebwerke ausfielen, die Rakete sich stark drehte oder es Sensormeldungen über Brüche in Leitungen oder an der Außenhaut gab. Wegen des damals hohen Energieverbrauchs musste auch ein Temperaturkontrollsystem eingebaut werden, dass die Geräte mit Wasser kühlte, das verdampfte und ins Vakuum abgelassen wurde. Die Internal Unit der Saturn 1B war identisch zu der der Saturn V und damit für eine Trägerrakete dieser Größe überdimensioniert. Entsprechend der Sicherheitsphilosophie von Wernher von Braun konnte man die IU aber so flugqualifizieren und für die Missionen der Saturn 1B reichte die Nutzlast immer noch aus.

Der Computer ST-124M der Saturn 1B hatte inklusive der Flugeinheit (Kreisel, Navigation) 114 kg Gewicht (35 kg Computer alleine) und 1.6 m³ Volumen, Der Stromverbrauch lag bei 438 Watt. Er leistete im Durchschnitt 11.300 Befehle oder 9.600 Rechenoperationen pro Sekunde (28 Bit Wortbreite). Eine Addition dauerte 82 Mikrosekunden eine Multiplikation oder Division: 328 Mikrosekunden. Er verfügte über 6 Speichermodule mit je 4096 Worte à 28 Bit, erweiterbar um ein zwei weitere Module. Gesamtkapazität: 917.504 Bits (32 KWorte à 28 Bit). Von den 28 Bits entfielen 26 Bits auf die Daten und 2 Bits um Fehler im Speicher zu erkennen. Die Zuverlässigkeit lag bei einer MTBF (Mean Time between Failures) von 45.000 Stunden. Das war für die damalige Zeit eine enorme Zuverlässigkeit und würde auch heute noch einen guten Wert darstellen. (Entspricht einem Ausfall nach durchschnittlich 5 Jahren). Anders als bei der Saturn I war der Rechner auch schon vor dem Start aktiv und arbeitete während der letzten Checks vor dem Start mit dem Computer des Startzentrums zusammen. Durch die Freiflugphase bei Mondmissionen der Saturn 5 war eine maximale Betriebsdauer von 10 Stunden am Stück gefordert worden.

Dieser Rechner (ST-124) wurde als erster in einer Trägerrakete mit integrierten Schaltungen gefertigt. Während heute in einem PC so ca. 50 arbeiten, bestand der ST-124 aus 8918 Chips! Inklusive anderen Bauteilen (Transistoren, Kondensatoren, Widerständen bestand der Computer aus 40800 Teilen. Anders als die Bordcomputer des Command Modules und der Mondlandefähre LEM waren entsprechend von Brauns Sicherheitsphilosophie alle Teile des Computers redundant ausgelegt. Der Computer war dreifach redundant und verfügte über einen Abstimmmechanismus, das heißt, rechnete ein Computer falsch so überstimmten ihn die beiden anderen. Die Speichermodule waren sogar 6 fach redundant: Jeder Computer hatte zwei redundante Speichermodule. Die redundante Auslegung sollte sich noch lohnen: Als beim Start von Apollo 12 ein Blitz in die Saturn V einschlug, fiel der Bordcomputer der Kapsel aus, doch die Saturn blieb weiter auf Kurs. Das Apollo Raumschiff kann nach Zündung der S-II die Steuerung der Saturn V übernehmen, falls die IU ausfällt. Im Normalfall betätigte die Besatzung aber nur das Absprengen des Rettungsturmes manuell.

Während des Betriebs der ersten Stufe wurde ein vorgegebenes Programm abgefahren und verzichtet Störeinflüsse adaptiv auszugleichen. Dies war beim damaligen Stand der Technik nicht schnell genug möglich und es galt zudem vorwiegend die Rakete auf Höhe zu bringen. Ab der zweiten Stufe wurde eine adaptive Kurskorrektur gefahren. Dies bedeutet, dass die Rakete ständig Geschwindigkeit und Ort mit vorgegebenen Werten vergleicht und Abweichungen korrigiert um an die Sollwerte zu kommen. Eine Neuberechnung wurde einmal pro Sekunde durchgeführt. Sofern es zu gravierenden Abweichungen kam wurde auch eine alternative Trajektorie eingeschlagen. Diese Fähigkeit rettete zweimal die Mission bei der Saturn 5. Einmal bei dem zweiten Qualifikationsflug AS-502 (Apollo 6), als durch Pogo Schwingungen die S-II Stufe vorzeitig abschaltete und bei Apollo 13, als das mittlere Triebwerk der S-II ausfiel.

Geschichtliche Bedeutung und Einsatz

Die Saturn 1B war von zweierlei Bedeutung. Zum einen konnte die komplette dritte Stufe der Saturn 5 getestet werden, sowie das Triebwerk für die zweite Stufe flugerprobt werden, ohne das man eine teure Saturn 5 hätte starten müssen. (Das J-2 wurde in zweiter und dritter Stufe der Saturn 5 eingesetzt, die dritte Stufe der Saturn 5 war weitgehend identisch zur zweiten der Saturn 1B) Auch die Instrumenteneinheit IU der Saturn V wurde in der Saturn 1B eingesetzt und getestet.

Dies ersparte Kosten und Zeit. Zum anderen lieferte die Rakete genug Nutzlast um ein Apollo Raumschiff mit Versorgungsteil (aber mit reduzierten Treibstoffvorrat) in den Erdorbit zu befördern. Damit stand ein preiswerter Träger für bemannte Missionen in den Erdorbit zur Verfügung, und die Apollo Hardware konnte vor dem ersten bemannten Mondflug getestet werden. Später brachten Saturn 1B auch die Besatzungen von Skylab und Apollo-Sojus in den Orbit. Wie schon bei der Saturn 1 verlief auch die Erprobung sehr erfolgreich: Es gab keinen einzigen Fehlstart. Dadurch konnte das Erprobungsprogramm vorzeitig abgeschlossen werden. Es waren sogar noch einige Saturn 1B übrig, die später die Erdorbitmissionen Apollo 7,9, Skylab 2,3,4 und Apollo-Sojus durchführten.

Obwohl die Entwicklung der Saturn 1B erst am 20.7.1962 beschlossen wurde, also 6 Monate nach dem Start der Entwicklung der Saturn 5, flog sie 20 Monate früher, da sie auf die schon in der Entwicklung befindlichen Saturn 1 aufbauen konnte.

Die ersten 3 Starts erfolgten noch mit einer Dummy Oberstufe wie bei der Saturn 1. Das H-2 Triebwerk der Saturn 1B wurde danach mit kleineren Modifikationen in der Delta Trägerrakete ab der 2000 er Serie (1974) eingesetzt. Insgesamt wurden schon vor dem ersten Flug 12 Saturn 1B geordert. Anders als ursprünglich geplant, verschob sich der Apollo flugplan und anstatt einer Erprobungsflüge im Erdorbit mit Saturn 1B ging man bald zu der Mondlandung über. So gab es bis 1968 nur 5 Flüge und danach wurde die Saturn V eingesetzt.

Es verblieben so 7 Saturn 1B. Von zweien dieser Raketen wurden die zweiten Stufen zu Skylab und einem zweiten Skylab das nie gestartet wurde umgerüstet (man hätte dafür dann die S-IVB der Saturn V nehmen können, so dass man die Raketen nicht verloren hätte). Dies waren die Raketen AS-211 (Skylab) und AS-212 (Skylab Ersatzmodell).

AS-206/7/8 dienten zum Start von Skylab 2-4 und AS-210 für das Apollo Sojus Test Projekt. Die AS-209 war mit der Apollo Kapsel CSM-119 als Rettung für die Besatzung von Skylab vorgesehen. Nicht geflogen sind also AS-210 und die ersten Stufen von AS-211/12. Diese 3 Raketen können in Cape Canaveral, Huntsville und Houston besichtigt werden.

Saturn 1B mit unbemanntem Apollo Raumschiff (AS-203 am 5.7.11966)

Saturn 1B 10 Starts zwischen dem 26.3.1966 und dem 15.5.1975 Nutzlast: zirka 18.6 t in eine 185 km 28,.8° Bahn Stufe 1: S-1B 8 Triebwerke Rocketdyne H-1b (oder H-2) mit je 926 kN (Meereshöhe) 1030 kN (Vakuum) Schub. Brenndauer 155 Sec. Vollmasse 448,648 kg. Leermasse 41,594 kg. Spezifischer Impuls 2873 m/s (Vakuum) 2560 (Meereshöhe) Durchmesser 6.52 m Länge 24.2 m Treibstoff Kerosin / Sauerstoff Stufe 2: S-4B 1 Triebwerk J-2 mit 890 kN Schub Brenndauer 475 sec. Vollmasse 118,800 kg.. Leermasse: 12,900 kg. Spezifischer Impuls (Vakuum): 4180 m/s Durchmesser 6.6 m, Länge 17.8 m Treibstoff: Wasserstoff / Sauerstoff Instrumenteneinheit (IU): Durchmesser: 6.6 m, Höhe 0.91 m, Masse 1800 kg

Alle Starts der Saturn 1B.

Die Saturn 1B Centaur

Die NASA suchte natürlich auch nach anderen Einsatzmöglichkeiten für die Saturn 1B. Eine davon war die Saturn 1B als überschwere Trägerrakete für Planetensonden einzusetzen. Schon 1960 plante man eine Landung von Robotern auf dem Mars und das Absetzen von Orbitern. Dieses Projekt lief ab 1964 unter der Bezeichnung "VOYAGER". Die Saturn 1B wäre mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe ausgerüstet worden. Diese Kombination hätte 4770 kg zum Mars transportieren können, eine Nutzlast die erst von der Titan 4 mehr als 25 Jahre nach dem Erstflug der Saturn 1B überboten wurde. (Wenn man die Saturn V einmal außen vor lässt und sich auf andere US Träger konzentriert).

Die Ergebnisse von Mariner 4 zeigten aber dass der Mars nahezu keine Atmosphäre hat. Damit erschien die direkte Landung zu riskant und Orbiter und Lander sollten zuerst in eine Umlaufbahn einschwenken. Die Lander brauchten zudem nun einen Antrieb um landen zu können. Das Fluggewicht von Voyager stieg von 3.5 t auf 6-10 t und damit war die Nutzlast zu schwer für eine Saturn 1B. Man erwog eine Zeitlang jeweils 2 Lander und Orbiter mit einer Saturn V zum Mars zu starten (Nutzlast dafür: 28 t), doch entschloss man sich schließlich zu einem kleineren Programm: Viking.

Durch den Verlust von Apollo 1 entfielen eine Reihe von Flügen mit der Saturn 1B die 1966-1967 die Apollo Kapsel auch bemannt erproben sollte. Diese Träger nutzte man für Skylab und das ASTP Projekt. Da man mittlerweile die Startrampen für den Start der Saturn V umgebaut hatte starteten diese Missionen von einem erhöhten Starttisch.

Saturn 1B Centaur Nie eingesetzt Nutzlast: 4770 kg zum Mars Stufe 1: S-1B 8 Triebwerke Rocketdyne H-1b (oder H-2) mit je 926 kN (Meereshöhe) 1030 kN (Vakuum) Schub. Brenndauer 155 Sec. Vollmasse: 448,648 kg Leermasse: 41,594 kg. Spezifischer Impuls 2873 m/s (Vakuum) 2560 (Meereshöhe) Durchmesser 6.52 m Länge 24.2 m Treibstoff Kerosin / Sauerstoff Stufe 2: S-4B 1 Triebwerk J-2 mit 890 kN Schub Brenndauer: 475 sec. Vollmasse: 118,800 kg. Leermasse: 12,900 kg. Spezifischer Impuls (Vakuum): 4180 m/s Durchmesser 6.6 m, Länge 17.8 m Treibstoff: Wasserstoff / Sauerstoff Stufe 3: Centaur D Vollmasse: 15594 kg (mit Isolation 16094 kg) Leermasse: 1593 kg (+532 kg abwerfbare Isolation) Schub: 133.4 kN Brennzeit: 470 sec Spez. Impuls: 4246 m/s 2 Triebwerke: RL-10A-3-1

Gesamtübersichten

Kosten einer Saturn IB

Die Entwicklungskosten für die Saturn 1B betrugen 1002.2 Millionen USD. Dazu kamen noch ein Teil von den 900.1 Millionen USD für Triebwerksentwicklung (welche allerdings auch das F-1 in der Saturn V mit einschließen). Die Produktionskosten einer Saturn 1B betrugen insgesamt 46.7 Millionen USD, die sich wie folgt aufteilten:

Der Start kostete 71.8 Millionen USD. Diese Startkosten enthalten neben den reinen Produktionskosten auch den Transport zur Startplattform. Eine Beteiligung an den Kosten des Raumflughafens z.B. die nach jedem Start notwendigen Reparatur- und Wartungsarbeiten) und die Personalkosten für die Techniker. Die Vorarbeiten für einen Saturn 1B Start erstreckten sich über 4 Monate.

Wie teilen sich die Kosten auf ? Nun für die Saturn 1B gibt es auch dafür eine Übersicht:

Die Herstellung kann man noch weiter unterteilen:

Man sieht hier sehr deutlich wie die Qualitätssicherung die Voraussetzung für eine hohe Zuverlässigkeit ist die Kosten bestimmt.

Starts aufgeschlüsselt nach Modellen

Starts, aufgeschlüsselt nach Startjahr:

Quellen:

NASA SP-4206 "Stages to Saturn"

NASA  MHR-5 "Saturn illustrated Chronologie"

Jesco v. Puttkammer "Apollo 11: Wir sehen die Erde"

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.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.

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