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Die Atlas Centaur

Atlas-CentaurDie Centaur ist die letzte und heute einzig verwendete Oberstufe der Atlas. Obwohl für die Atlas entwickelt (der Durchmesser von 3,05 m ist identisch mit der Atlas), wurde die Centaur ab 1974 auch auf der Titan und ab 1998 auch auf der Delta eingesetzt. Das Triebwerk RL-10, das die Centaur antreibt, wurde auch in der Zweitstufe der Saturn 1 eingesetzt. Die Centaur beförderte auf der Atlas zuerst nur Mond- und Planetensonden, nach und nach kamen jedoch schwere wissenschaftliche Satelliten (HEAO) und ab Mitte der 70er Jahre Transporte von Kommunikationssatelliten hinzu, die heute den Großteil der Nutzlasten ausmachen.

Obgleich die Atlas Centaur die bekannteste Version der Atlas ist, ist sie nicht die am häufigsten eingesetzte. Von 565 Atlas-Starts, die bis Ende 2002 erfolgten, waren nur 115 mit der Centaur-Oberstufe. Wesentlich häufiger wurde die Atlas mit festen Oberstufen oder der Agena als militärische Rakete gestartet. Allerdings ist die Centaur die einzige Oberstufe, die noch im Einsatz ist. Der letzte Start einer Atlas-Agena fand schon 1978 statt und die Atlas mit festen Oberstufen startete zum letzten mal 1995.

Mehr über die Technik der Centaur in einem separaten Aufsatz.

Zuerst wurde die Atlas mit der Centaur fast ausschließlich in der SLV 3A-Version eingesetzt. 1983 wurde die Atlas verlängert (Atlas G) und 1991 mit neuem Triebwerksblock MA-5A nochmals verlängert (Atlas I). Einige Atlas G wurden ohne Oberstufe eingesetzt und als Atlas H bezeichnet. Danach kam es zu einer Umbenennung der Trägerrakete in Atlas 1 (= Atlas G), Atlas 2 (= Atlas I) und später zu den erweiterten Versionen Atlas 2A und 2AS. Diese werden weiter unten besprochen.

Eine Auflistung aller Starts finden Sie in diesem separaten Aufsatz. Die Geschichte der Atlas als Interkontinentalrakete, ihre Technik und der Einsatz ohne Oberstufen und mit den Oberstufen Able, Agena und Burner finden Sie in einem weiteren Artikel.

Atlas Centaur

Sowohl die Centaur wie auch die Atlas wurden im Laufe des Programms modifiziert. Die ersten Testflüge von 1962-1966 fanden mit der Centaur C statt, die Einsatzversion war schließlich die D und D-1-Version der Centaur. Bei der Atlas Centaur verfügt die Atlas und die Centaur über einen eigenen Bordrechner.

Man kann in diesem Zeitraum 4 Unterversionen unterscheiden:

Von 1962-1965 musste erst die Centaur flugqualifiziert werden. In diesem Zeitraum fanden 4 Flüge mit Ballast und Surveyor Ballastmodellen statt. Die Trägerrakete bestand aus einer normalen Atlas und der Centaur C als Oberstufe. Diese Tests waren nicht sehr erfolgreich. Die Rakete transportierte keine Satelliten und wurde als "Atlas Centaur" oder "Atlas LV3-C" (C für Centaur) bezeichnet. In der Regel wurden ausgemusterte Atlas D-Interkontinentalraketen als Träger für die Centaur verwendet. Die Atlas und die Centaur hatten jeweil eine eigene Steuerung. Die Centaur war noch recht schwer und wurde bei den Erprobungsflügen verändert. So waren zuerst die Lageregelungstriebwerke auf 0,5 Pfund Schub ausgelegt und konnten die Stufe nicht für eine Wiederzündung stabilisieren. Danach baute man welche mit 23 Pfund Schub ein und diese brachten nun soviel Leistung, dass der Treibstoff vor der Wiederzündung aufgebraucht war.

Atlas Centaur D

Atlas Centaur C

Im Einsatz von 1963-1965:
4 Starts, davon 2 Fehlstarts, Zuverlässigkeit: 50 %

1.700 kg in den geostationären Übergangsorbit

Erste Stufe: Atlas MA-3
Länge: 25,00 m (mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 117.780 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.174 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.700 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 270 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
Brennzeit: 265 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.158 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.977 m/s
1 Triebwerk LR-105-5

Marschtriebwerke
Schub: 1.334 kN (Meereshöhe), 1.517 kN (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.540 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.844 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Zweite Stufe: Centaur A/C
Startmasse: 15.600 kg
Leermasse: 1.996 kg
Schub: 133,4 kN
Brennzeit: 430 sec.
2 Triebwerke RL-10A/RL-10A-3
spez. Impuls: 4.170 m/s

Von 1965-1967 fanden dann die Flüge mit der endgültigen Version der Centaur D statt. Die Atlas war wiederum eine normale Atlas aus der Interkontinentalraketenproduktion, aber angepasst an die Aufnahme der Centaur. Diese Rakete wurde als "Atlas Centaur D" bezeichnet, wobei sich das D auf die Centaur und nicht die Atlas D bezog. Da die Centaur bei den Erprobungsflügen Probleme bei der Wiederzündung hatte, ging man bei allen folgenden Starts von Planetensonden kein Risiko ein und startete diese direkt zum Planeten, obgleich sich dadurch die Dauer eines Startfensters stark verkürzte. Erst der Start von Mariner 10 im Jahre 1973 erfolgte aus einer Parkbahn.

Nach den Erfahrungen mit den Triebwerken für die Lageregelung modifizierte man diese mehrmals. Die endgültige Version bestand aus zweimal je 3 Triebwerken, je einem 6 Pfund-Triebwerk für Änderungen um die Nickachse und je einem 3,5 Pfund-Triebwerk für die Gier- und Rollachse. Die 4 Triebwerke für die Vorbeschleunigung des Treibstoffs und Stufentrennung hatten 50 Pfund Schub. Der Bordsender sandte 140 Messungen der Centaur mit 225,7 MHz. Die Atlas hatte einen eigenen Telemetriesender, der weitere 118 Messungen mit 229,9 MHz sandte. Die Centaur hatte einen analogen Bordcomputer von Librascope, dieser hatte einen Speicher von 4.800 Worten. Die Atlas verfügte zur Flugsteuerung über einen eigenen Computer

Die Atlas Centaur setzte eine leichtgewichtige Fieberglas-Nutzlasthülle mit einer Höhe von 5,4 m und einem maximalen Durchmesser von 3,05 m ein, die 317,3 kg wog.

Atlas Centaur D

Atlas Centaur D

Im Einsatz von 1965-1967:
8 Starts, davon 0 Fehlstarts, Zuverlässigkeit: 100 %

1.700 kg in den geostationären Übergangsorbit

Erste Stufe: Atlas D
Länge: 25,00 m (mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 118.962 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.585 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.324 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 255 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
Brennzeit: 239 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.158 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.977 m/s
1 Triebwerk LR-105-5

Marschtriebwerke
Schub: 1.462 kN (Meereshöhe), 1.517 kN (Vakuum)
Brennzeit: 142 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.540 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.844 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Zweite Stufe: Centaur D
Startmasse: 15.594 kg (mit Isolation 16.094 kg)
Leermasse: 1.593 kg (+532 kg abwerfbare Isolation)
Schub: 133,4 kN
Brennzeit: 470 sec.
spez. Impuls: 4.246 m/s
2 Triebwerke: RL-10A-3-1
 

Nutzlastverkleidung:
Höhe: 5,8 m
Breite: 3,17 m
Gewicht: 874 kg

Im Jahre 1967 erfolgte eine Standardisierung der Rakete, die dann als SLV (Standard Launch Vehicle) über die folgenden 20 Jahren verwendet wurde. Ziel war es vor allem, aus der Interkontinentalrakete eine Trägerrakete zu machen. Es gab Anpassungen zur Aufnahme der Oberstufen, wobei es die SLV-3A für die Agena gab, bei dem die Atlas sich auf 1,52 m verjüngte und die SLV-3C für die Aufnahme der Centaur, wo das Heck mit 3,05 m Breite abschloss. Damit endete die nachträgliche Anpassung der Atlas an eine Oberstufe. Modernisiert wurde auch die Steuerung der Atlas. Die Centaur D blieb weitgehend unverändert. Einzige Änderung war, dass die Stufe, die vorher für 25 Minuten Freiflugphase qualifiziert war, nun für 65 Minuten Freiflugphase umgebaut wurde. Dies geschah durch einen zweiten Tank mit Wasserstoffperoxid für die Lageregelungstriebwerke und einer besseren thermischen Isolation dieses Tanks. Weiterhin musste das System unter Flugbedingungen in einer Vakuumkammer neu getestet werden. Diese Version wurde 5 Jahre lang bis 1972 eingesetzt. Schon 1971 dominierten kommerzielle Nutzlasten (vor allem die INTELSAT 4, 4A und 5 Serie) die Startlisten. Man nutzte die Standardisierung der Atlas, um die Treibstofftanks leicht zu verlängern, wodurch diese etwa 11 t schwerer wurde.

Atlas Centaur D

SLV-3C Centaur

Im Einsatz von 1967-1972
17 Starts, davon 3 Fehlstarts
Erfolgsquote: 82,3 %

Nutzlast
4.500 kg in einen 185 km hohen Orbit
1.790 kg in den geostationären Übergangsorbit
1.300 kg zum Mond
1.000 kg zum Mars

Erste Stufe: Atlas MA-3
Länge: 25,00 m (mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 128.500 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.646 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.700 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 270 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
Brennzeit: 265 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.158 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.977 m/s
1 Triebwerk LR-105-5

Marschtriebwerke
Schub: 1.334 kN (Meereshöhe), 1.517 kN (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.540 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.844 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Zweite Stufe: Centaur D
Startmasse: 15.800 kg
Leermasse: 1.860 kg
Schub: 133,4 kN
Brennzeit: 470 sec.
spez. Impuls: 4.355 m/s
2 Triebwerke RL-10A-3

Von 1973 bis 1983 fanden die Starts in der SLV 3D-Konfiguration statt. Die Atlas wurde dabei nicht verändert. Die Centaur D-1A unterschied sich von der D-1 in der Leistung und der Zuverlässigkeit, verwandte aber noch dieselben Triebwerke und wurde auch nicht verlängert. Die Nutzlasten für den geostationären Orbit sind mit 1.790 bzw. 1.860 kg fast gleich.

Die wesentlichen Verbesserungen bestanden in einem voll digitalen Bordrechner der Centaur mit einem Speicher von 16.384 x 24 Bit Worten (48 KByte) und dem leicht verbesserten Triebwerk RL-10 A3-3, welches nochmals den spezifischen Impuls anhob. Der neue Computer von Teledyne hatte gegenüber dem alten, analogen Modell von Librascope den Vorteil, dass er sehr leicht neu programmiert werden konnte und leistungsfähig genug war, um auch die Steuerung der Atlas zu übernehmen. Damit entfiel der Bordrechner der Atlas. Weiterhin konnten zahlreiche elektrische und mechanische Systeme nun durch die Steuerung des Bordcomputers ersetzt werden. Die Software bestand aus 15 Modulen für Navigation, Steuerung, Autopilot, Tankdrucküberwachung, Telemetrie, Lagekontrolle und Zeitablauf.  Vor allem brachte die Möglichkeit, das Steuerprogramm bis kurz vor dem Start zu ändern, eine enorme Flexibilität. Bei den bisherigen Starts waren 43 % der Startfenster nicht nutzbar wegen Höhenwinden, auf die der alte Computer nur bis zu einem bestimmten Grad reagieren konnte. Der neue Rechner reduzierte dies auf 5 % der Startfenster. Die Entwicklung des Teledyne-Computers, der nur 32 kg wog, kostete alleine 8 der 40 Millionen USD der Centaur D-1A Entwicklung. Er verfügte über 25 Instruktionen für Rechnungen plus weitere Ein/Ausgabeanweisungen.

Der Start einer Atlas Centaur SLV-3D kostete im Jahre 1976 noch 18,77 Millionen Dollar, dies stieg dann aber in den nächsten Jahren durch niedrigere Startzahlen rapide an. Schon 1979 war der Preis auf 29 Millionen Dollar geklettert.

Start von Pioneer Venus 2

SLV-3D Centaur

Im Einsatz von 1973-1983
50 Starts, davon 6 Fehlstarts
Erfolgsquote: 88 %

Nutzlast: 4.670 kg in einen 185 km hohen Orbit
1.860 kg in den geostationären Übergangsorbit

Erste Stufe: Atlas MA-3
Länge: 25,00 m (mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 129.550 kg
Leermasse: 9.275 kg (mit Stufenadapter)
Leermasse Marschtriebwerke: 3.646 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.700 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 266,9 kN (Meereshöhe) 375,4 kN (Vakuum)
Brennzeit: 265 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.158 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.977 m/s
1 Triebwerk YLR-105-7

Marschtriebwerke
Schub: 1.645,8 kN (Meereshöhe), 1.860,1 kN (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.506 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.833 m/s
2 Triebwerke YLR-89-7

Zweite Stufe: Centaur D-1
Startmasse: 15.684 kg
Leermasse: 1.610 kg (+530 kg abwerfbare Isolation)
Schub: 133,4 kN
Brennzeit: 470 sec.
2 Triebwerke: RL-10-3-3
spez. Impuls: 4.355 m/s

Atlas G/H

Erst im Jahre 1983 genügte die Nutzlastkapazität der Atlas den Forderungen für schwere geostationäre Satelliten nicht mehr. Vorher war die Rakete fast 20 Jahre weitgehend unverändert eingesetzt worden, eine im US-Trägerraketenprogramm sehr lange Zeit. Die Delta wurde im gleichen Zeitraum in 16 verschiedenen Versionen eingesetzt. doch auch für die Atlas wurden die Nutzlasten nun zu schwer.

Die INTELSAT 5A-Serie wog zwischen 1.930 und 2.100 kg, dies war für die alte Atlas D Grundstufe zu schwer und erforderte Verbesserungen, wollte man nicht diese Starts an Ariane verlieren. Auch militärische Satelliten erforderten eine höhere Nutzlastkapazität. Man beschloss, die Atlas zu verlängern um mehr Treibstoff mitzuführen. Die neue Rakete erhielt als erste bedeutende Modifikation seit 1962 einen nächsten Buchstaben, das "G". Die verlängerte Atlas ist keine neue Erfindung, sondern ist als SLV-3A schon von 1968-1978 mit der Agena D Oberstufe 12 mal eingesetzt worden. Bei der Atlas G wurde die Rakete um 11 Fuß (3,35 m) verlängert. Dies erlaubt es, 17.000 kg mehr Treibstoff mitzuführen. Die Atlas ist nun 73 Fuß (22,27 m) lang, die gesamte Rakete mit Nutzlastverkleidung 42,10 m. Bei der Atlas G brennen die Marschtriebwerke 155 Sekunden und das zentrale Triebwerk 275 Sekunden.

Neu waren vor allem die Düsen für die Lagestabilisierung der Centaur mit 27 N Schub und ein redundantes System zur Lagekontrolle mit nun 12 statt 6 Triebwerken. Damit konnte die Centaur längere Freiflugphasen absolvieren. Die prinzipielle Möglichkeit dazu wurde bei den beiden Starts der Helios 1+2-Sonden auf der Titan erprobt. Die Centaur verfügte wegen der kleinen Nutzlast über viel Resttreibstoff, den man nutzte, um die Stufe nach Stunden nochmals zu zünden. Es zeigte sich, dass die Isolierung ausreichend war und nur die Lageregelung überarbeitet werden musste.

Einige Male wurde die Atlas ohne Centaur eingesetzt, die dann als Atlas H bezeichnet wurden. Diese Version hat eine Nutzlast von 3.630 kg für erdnahe Umlaufbahnen und liegt damit etwa auf dem Niveau einer Delta 6900. Nachdem die Delta 6900 verfügbar war, welche diese Nutzlasten preiswerter transportieren konnte, fand kein weiterer Start der Atlas H statt.

1991 wurde mit dem neuen Triebwerksblock MA-5A eine weitere Verlängerung der Tanks möglich, jedoch wurde die als Atlas I bezeichnete Rakete bald von dem nun privaten Betreiber Lockheed Martin umgetauft und als Atlas 2 bezeichnet (die Atlas G entspricht in dieser Benennung der Atlas 1).

Die Centaur der Atlas I wurde modernisiert und erhielt neue Triebwerke des Typs RL-10A 3A, die mit 73,2 kN etwas mehr Schub als die alten mit 66,7 kN besaßen. Wichtigste Neuerung war, dass man die Isolierung fest auf die Centaur aufsprühte, statt sie als Schalen anzubringen, die während des Fluges abgesprengt wurden. Dies reduzierte vor allem die Herstellungskosten. Bei neueren Versionen ließ man auch den Lack weg, so dass die orangene Isolierung gut zu sehen ist.

Atlas Centaur G,H,I

Atlas Centaur G

Nutzlast: 5.900 kg in einen 185 km hohen Orbit
(3.630 kg bei der Atlas H)
2.255 kg in den geostationären Übergangsorbit
Im Einsatz von 9.6.1983-25.6.1997
12 Starts, davon 1 Fehlstart

Erste Stufe: Atlas G
Startmasse: 145.412 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.646 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 4.236 kg
Schub Marschtriebwerke: 1.680 kN (Meereshöhe)
Schub Zentraltriebwerk: 270 kN (Meereshöhe)
Brenndauer Marschtriebwerke: 169 sec.
Brenndauer Zentraltriebwerk 288 sec.
spez. Impuls Marschtriebwerke: 2.540 m/s (Meereshöhe), 2.884 m/s (Vakuum)
spez. Impuls Zentraltriebwerk: 2.158 m/s (Meereshöhe), 3.100 m/s (Vakuum)
Länge 22,16 m, Durchmesser 3,05 m

Adapter zur Centaur:
Länge: 3,99 m
Durchmesser: 3,05 m
Masse: 545 kg

Zweite Stufe: Centaur D-1A
Startmasse: 15.600 kg
Leermasse: 1.700 kg
Schub: 146,4 kN
Brennzeit: 392 sec.
spez. Impuls: 4.356 m/s
2 Triebwerke RL-10A-3A
Länge: 9,15 m
Durchmesser: 3,05 m

Atlas 1

Mit der Explosion der "Challenger" im Jahre 1986 begann in der NASA ein langsamer Umdenkprozess, man beschloss, nicht mehr selber Raketen zu starten, sondern die Herstellerfirmen selbst die Vermarktung zu überlassen. In der Praxis änderte dies zunächst für die NASA nichts, weil man nach wie vor dieselben Raketen orderte und z.B. keine Satelliten mit der Ariane startete. Längerfristig bedeutete dies aber auch, dass die Hersteller die Weiterentwicklungen selbst finanzieren mussten. Dies wird allerdings seitens des DoD (Verteidigungsministeriums) durch feste Buchungen von ganzen Satellitenflotten de Fakto garantiert. So war auch die Weiterentwicklung der Atlas durch Starts seitens der Air Force garantiert. Die Atlas 1 entspricht der Atlas G und wird heute nicht mehr gestartet. Sie verwendet lediglich ein neues, voll digitales Avioniksystem und die größere 4,2 m im Durchmesser messende Nutzlastverkleidung. Ursprünglich sollten 18 Atlas I gebaut werden, doch die Nachfrage nach schwereren Nutzlasten führte dazu, dass die USAF 7 der Bestellungen in Orders für die Atlas 2 und ihre Varianten umwandelte. Diese Quersubvention erlaubte es General Dynamics, mit relativ geringen Mitteln die schon heruntergefahrene Produktion wieder aufzunehmen.

Technisch gesehen ist eine Atlas 1 eine Atlas G. Wie bei anderen US-Trägern bekamen alte Raketen neue Namen. So wurde aus der Atlas G eine "Atlas I", aus einer Delta 7925 eine "Delta 2" und aus einer Titan 34D eine "Commercial Titan". Alleine mit Namensänderungen konnte man jedoch keine Kunden von Arianespace abwerben. Mittlerweile hielt die Ariane 4 über 50 Prozent der kommerziellen Starts. 1988 kostete der Start einer maximal 2.360 kg schweren Nutzlast mit einer Atlas 1 etwa 59 Millionen Dollar - deutlich günstiger als ein Start mit einer Delta 2 (für 50 Millionen Dollar), doch eine Ariane, die zwei dieser Nutzlasten gleichzeitig aufnehmen konnte, war für 84 Millionen Dollar zu haben.

Da kommerzielle Nutzlasten immer größer wurden, gab es nun auch eine längere und geräumigere Nutzlastverkleidung. Sie steht in 2 Längen zur Verfügung, der Durchmesser ist bei beiden 4,20 m. Die kurze hat eine Länge von 12,2 m und wiegt 2.087 kg, die lange wiegt 2.255 kg und hat eine Länge von 13,1 m.

Wie bei anderen Raketen der USA, z.B. der Titan und Saturn, ist auch eine Namensgebung mit römischen Buchstaben (I, II, IIA, IIAS) üblich. Die Atlas wird nach Übernahme von General Dynamics, dem Hersteller und Entwickler der Atlas, nun von Lockheed Martin vermarktet, zusammen mit der Proton unter dem Tochterunternehmen ILS.

Atlas 2 AS
Atlas 1

Atlas 1

Nutzlast: 2.255 kg GTO
5.900 kg in einen 185 km hohen Orbit

11 Starts, davon 3 Fehlstarts
Erststart: 25.7.1990. Letzter Start: 25.4.1997, heute nicht mehr im Dienst

Erste Stufe: Atlas G
Startmasse: 145.412 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.646 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 4.236 kg
Schub Marschtriebwerk: 1.680 kN (Meereshöhe)
Schub Zentraltriebwerk: 270 kN (Meereshöhe)
Brenndauer Marschtriebwerk: 169 sec.
Brenndauer Zentraltriebwerk: 288 sec.
spez. Impuls Marschtriebwerke: 2.540 m/s (Meereshöhe), 2.884 m/s (Vakuum)
spez. Impuls Zentraltriebwerk: 2.158 m/s (Meereshöhe), 3.100 m/s (Vakuum)
Länge: 22,16 m, Durchmesser: 3,05 m

Adapter zur Centaur:
Länge: 3,99 m
Durchmesser: 3,05 m
Masse: 545 kg

Zweite Stufe: Centaur I
Startmasse: 15.600 kg
Leermasse: 1.700 kg
Schub: 148,1 kN
Brennzeit: 392 sec.
spez. Impuls: 4.356 m/s
2 Triebwerke RL-10A-3A
Länge: 9,15 m
Durchmesser: 3,05 m

Nutzlastverkleidungen:
Kurz: 4,20 m Durchmesser, 12,2 m Länge, Masse: 2.087 kg
Lang: 4,20 m Durchmesser, 13,1 m Länge, Masse: 2.255 kg

Atlas 2

Bei der Atlas 2 kam der neue Block MA-5A zum Einsatz, dessen Marschtriebwerke 1.885 kN Schub entwickeln (Gesamtschub 2.180 kN). Dadurch konnte die Atlas um 2,7 m verlängert werden und die Centaur um 0,9 m. Diese Rakete wird als Atlas 2 bezeichnet. Lockheed Martin investierte 640 Millionen USD in die Entwicklung des Triebwerksblocks und den Bau von 61 Triebwerken für die Atlas und Tests.

Der neue Triebwerksblock MA-5A unterscheidet sich vom alten schon äußerlich durch das Weglassen der Verniertriebwerke, diese sind nun im Zwischenstufenadapter integriert. Die Triebwerke wurden leicht modernisiert und haben einen um 38 m/s höheren spez. Impuls am Boden. Der Schub konnte von 1.680 auf 1.854 kN gesteigert werden, was weitere Verlängerungen der Tanks und eine Vergrößerung der Centaur ermöglichte und so die Nutzlast ansteigen ließ.

Zumindest in einer Hinsicht hat sich die Privatisierung gelohnt: Die Trägerraketen wurden erheblich zuverlässiger. Bis zu diesem Zeitpunkt war die Atlas Centaur die unzuverlässigste US-Trägerrakete mit nur 82 % erfolgreichen Starts in den letzten 25 Jahren. Von den Flügen der Atlas 2 misslangen aber keine. Diese positive Bilanz können Titan und Delta in den letzten Jahren nicht vorweisen. Beim letzten Start einer Atlas 2AS am 31.8.2004 verabschiedete sich die Atlas 2 Serie mit einer makellosen Bilanz ohne einen einzigen Fehlstart und es bedeutete auch den letzten Flug einer Atlas-Grundstufe mit dem Triebwerksblock MA-5.

Atlas 2 AS
Atlas 2

Atlas 2

Nutzlast:
2.680 kg GTO
6.580 kg in einen 185 km hohen Orbit
Die Centaur hat derzeit ein maximales strukturelles Nutzlastgewicht von 5.632 kg, so dass die volle LEO-Nutzlast nicht ausgeschöpft werden kann.

10 Starts, davon kein Fehlstart
Erststart: 7.12.1991, letzter Start am 16.3.1998, nicht mehr im Dienst

Erste Stufe: Atlas 2 MA-5A
Startmasse: 161.995 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 5.632 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 5.328 kg
Schub Marschtriebwerke: 1.854 kN (Boden), 2.069 kN (Vakuum)
Schub Zentraltriebwerk: 266 kN (Boden), 380,6 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls Marschtriebwerke: 2.570 m/s (Meereshöhe), 2.877 m/s (Vakuum)
spezifischer Impuls Zentraltriebwerk: 2.119 m/s (Meereshöhe), 3.050 m/s (Vakuum)
Brennzeit Marschtriebwerke: 167 sec, Zentraltriebwerk: 282 sec.

Adapter zur Centaur:
Länge: 3,99 m
Durchmesser: 3,05 m
Masse: 545 kg

Stufe 2: Centaur II
Startmasse: 18.770 kg
Leermasse: 2.053 kg
Schub: 146,4 kN
spez. Impuls: 4.356 m/s
Brennzeit: 488 sec.
Länge: 10,10 m, Durchmesser: 3,05 m
2 Triebwerke RL-10A-3A

Nutzlastverkleidungen:
Kurz: 4.20 m Durchmesser, 12,2 m Länge, Masse: 2.087 kg
Lang: 4,20 m Durchmesser, 13,1 m Länge, Masse: 2.255 kg

Atlas 2A

Bei der 2A ist die Elektronik etwas leichter und die Centaur-Oberstufe liefert durch die neuen RL-10A-4 Triebwerke mehr Schub (180,2 statt 146,4 kN) und hat einen etwas höheren spez. Impuls durch verlängerte Düsen und ein verändertes Mischungsverhältnis von Wasserstoff zu Sauerstoff. Seit 1962 lag dieses bei 5:1, nun wurde es auf 5.5:1 angehoben. Dadurch ist bei der Atlas 2A die Nutzlast etwas höher als bei der Atlas 2. Anders als bei den bisherigen Centaur-Versionen ist die 1,6 cm dicke Polyvinylchloridschaum-Isolierung fest an der Centaur angebracht und nicht mehr abwerfbar.

No Text

Atlas 2A

Nutzlast: 2,810 kg GTO, 6.920 kg in einen 185 km hohen Orbit. Die Centaur hat ein maximales strukturelles Nutzlastgewicht von 5.632 kg, so dass die volle LEO-Nutzlast nicht ausgeschöpft werden kann.

Erststart: 10.6.1992, letzter Start am 8.3.2002, nicht mehr im Dienst
22 Starts, davon kein Fehlstart

Erste Stufe: Atlas 2 MA-5A
Startmasse: 161.995 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 5.632 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 5.328 kg
Schub Marschtriebwerke: 1.854 kN (Boden), 2.069 kN (Vakuum)
Schub Zentraltriebwerk: 266 kN (Boden), 380.6 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls Marschtriebwerke: 2.570 m/s (Meereshöhe), 2877 m/s (Vakuum)
spezifischer Impuls Zentraltriebwerk: 2.119 m/s (Meereshöhe), 3.050 m/s (Vakuum)
Brennzeit Marschtriebwerke: 172 sec, Zentraltriebwerk: 282 sec.
Länge: 24,90 m, Durchmesser: 3,05 m

Adapter zur Centaur:
Länge: 3,99 m
Durchmesser: 3,05 m
Masse: 545 kg

Stufe 2: Centaur II
Startmasse: 19.073 kg
Leermasse: 2.240 kg
Schub: 180,2 kN,
spez. Impuls: 4.404 m/s
Brennzeit: 392 sec.
Länge: 10,10 m, Durchmesser: 3,05 m
2 Triebwerke RL-10A-4

Nutzlastverkleidungen:
Kurz: 4,20 m Durchmesser, 12,2 m Länge, Masse: 2.087 kg
Lang: 4,20 m Durchmesser, 13,1 m Länge, Masse: 2.255 kg

Atlas 2AS

Die Atlas 2AS verwendet als Starthilfen schlussendlich die von der Delta 2 bekannten Castor 4-Booster. Zwei der vier Booster werden am Boden, die beiden anderen nach 59 sec Flug, gezündet. Nach 110 Sekunden sind auch diese ausgebrannt. Der Hauptnutzen der Booster ist, dass sie durch ihre Schubkraft die Atlas II AS in der unteren Atmosphäre sehr stark beschleunigen und damit durchquert die Rakete die dichten Luftschichten sehr schnell. Die Verluste durch den Luftwiderstand sind geringer und dies steigert die Nutzlast. Die Castor 4-Booster liefern 866 kN Schub zusätzlich zu den 2.180 kN des Triebwerkblocks MA-5.

Für die Aufnahme der Booster ist an der Atlas ein Ring angebracht, der die Belastung gleichmäßig auf die Hülle verteilt. Bei der Atlas 2-Serie werden die Booster-Triebwerke der Atlas nach 165 Sekunden Flug abgeworfen. Die Trennung erfolgt pneumatisch, dabei werden die Tankleitungen zu den Booster-Triebwerken geschlossen. Verbunden mit der Centaur ist die Atlas durch einen 3,96 m langen Zwischenstufenadapter, der nach Zündung der Centaur mit 12 Retroraketen abgetrennt wird.

Die Triebwerke der Centaur wurden nochmals in ihrer Leistung gesteigert und haben nun in der Version RL-10A-4-1 einen Schub von 2 x 99,2 kN.

Atlas 2AS

 

Atlas 2AS

Nutzlast: 3.630 kg GTO / 8.600 kg in einen 185 km hohen Orbit. Die Centaur hat ein maximales strukturelles Nutzlastgewicht von 5.632 kg, so dass die volle LEO-Nutzlast nicht ausgeschöpft werden kann.

Erststart: 15.12.1993, letzter Start am 31.8.2004, nicht mehr im Dienst
26 Starts, davon kein Fehlstart

Booster: 4 × Castor 4A
Startmasse: 4 × 11.567 kg
Leermasse: 4 × 1.529 kg
Schub: 4 × 433,6 kN, Brennzeit: 56 sec.
spez. Impuls: 2.609 m/s (Vakuum), 2.325 m/s (Meereshöhe)
Länge: 9,12 m, Durchmesser: 1,02 m

Erste Stufe: Atlas 2 MA-5A
Startmasse: 161.950 kg, Leermasse Marschtriebwerke: 5.632 kg, Zentraltriebwerk 6.050 kg
Schub Marschtriebwerke: 1.854 kN (Boden), 2.069 kN (Vakuum)
Schub Zentraltriebwerk: 266 kN (Boden), 380,6 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls Marschtriebwerke: 2.570 m/s (Meereshöhe) 2.877 m/s (Vakuum)
spezifischer Impuls Zentraltriebwerk: 2.119 m/s (Meereshöhe), 3.050 m/s (Vakuum)
Brennzeit Marschtriebwerke: 172 sec, Zentraltriebwerk: 282 sec.
Länge: 24,90 m, Durchmesser: 3,05 m

Adapter zur Centaur:
Länge: 3,99 m
Durchmesser: 3,05 m
Masse: 545 kg

Stufe 2: Centaur II
Startmasse: 18.770 kg, Leermasse: 1.840 kg
Schub: 198,4 kN
spez. Impuls: 4.422 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 392 sec.
2 Triebwerke RL-10A-4-1
Länge: 10,10 m, Durchmesser: 3,05 m

Nutzlastverkleidungen:
Kurz: 4,20 m Durchmesser, 12,2 m Länge, Masse: 2.087 kg
Lang: 4,20 m Durchmesser, 13,1 m Länge, Masse: 2.255 kg

Links:

Starts der Atlas Trägerrakete

Die Atlas mit festen Oberstufen

Die Atlas Agenaatlas.shtml

Die Atlas III

Die Atlas V

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

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




© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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