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Atlas E und F mit Oberstufen

Atlas EDie Atlas E und F stellten die letzten operationellen Versionen der Atlas als Interkontinentalrakete dar. Der Triebwerksblock wurde verbessert und um 8 % im Schub gesteigert. Neu war auch ein System, welches über den Resttreibstoff informierte, so dass die Reserven geringer ausgelegt werden konnten.

Die Atlas E und F waren vom Antrieb her identisch, unterschieden sich jedoch in der Elektronik. Beide verwendeten nun eine vollständig interne Steuerung ohne Funkleitstrahl, welche rund 160 kg wog. Die F-Version hatte zudem einen etwas größeren Gefechtskopf. Der militärisch wichtigste Unterschied war, dass die Atlas F eingeschränkt silotauglich war. Eingeschränkt heisst, die Rakete konnte im Silo gelagert und mit einem neuen Befüllungssystem auch im Silo betankt werden. Aber sie musste zum Start aus dem Silo heraus gefahren werden, das dauerte etwa zwei Minuten. Man konnte die Rakete auch für kurze Zeit befüllt im Silo belassen und dann fünf Minuten nach einem Alarm starten. Das war jedoch nicht ungefährlich, vier Atlas F explodierten beim Befüllen im Silo. Die Atlas D waren nicht silotauglich und mussten außerhalb der Silos betankt und gestartet werden. Dies und die Tatsache, dass die D-Version vom Boden aus gesteuert wurde, führte dazu, dass keine Atlas D stationiert wurde.

Der erste Test einer Atlas E fand im Oktober 1960 statt. Im August 1961 folgte der erste Testflug einer Atlas F. Ende 1962 waren die Tests beider Träger abgeschlossen. Die erste Atlas E-Schwadron war im September 1961 einsatzbereit und die erste Atlas F-Schwadron im November 1962. Insgesamt 18 Atlas E und 72 Atlas F wurden stationiert. Die Atlas E wurde horizontal transportiert und vor dem Start aufgerichtet und aufgetankt. Beide Raketen standen nur kurz im Dienst. Am 24.5.1963 wurde vorgeschlagen, sie durch die Titan und Minuteman zu ersetzen und schon am 20.4.1965 wurde die letzte Atlas ausgemustert. Der Grund lag darin, dass die Rakete zu verwundbar war, die Startvorbereitungen dauerten zu lange und der Treibstoff war nicht lagerfähig.

Die Atlas E und F teilten das Schicksal der D-Version. Nach dem Ausmustern, schon wenige Jahre nach der Aufstellung, wurden die Raketen zu Trägern für kleinere Satelliten umgerüstet. General Dynamics bekam am 14.2.1966 den Auftrag, zuerst 23 Atlas F umzurüsten. Dieser Auftrag hatte einen Umfang von 4 Millionen Dollar und umfasste die Inspektion und Ersetzen von Teilen der Triebwerke und Austausch der Bordelektronik gegen die der Atlas SLV-3. Diese Steuerung über Radiolenkung ermöglichte auch die Übermittlung von Kurskorrekturen. Viele der ersten umgerüsteten Träger wurden dann für suborbitale Tests eingesetzt.

Die Raketen lagerten lange Zeit in der Norton-Luftwaffenbasis, bis sie dann sukzessive gestartet wurden. Dafür wurden die Triebwerke erneut inspiziert und für eine Lagerung auf unbestimmte Zeit vorbereitet. Die ursprünglichen ICBM waren für eine maximale Bereitschaftsdauer von 3-5 Jahren ausgelegt. Zuerst startete die USAF die Atlas F und ab 1980 die Atlas E. Die letzte Atlas startete 1995 – mehr als 30 Jahre nach ihrer Ausmusterung.

Insgesamt fanden statt:

Atlas FAuf 90 stationierte Raketen kamen also 223 Testflüge. Ein ähnliches Missverhältnis zwischen Erprobung und Produktion gibt es auch bei anderen frühen Trägern, wie der Jupiter, Thor und der Titan 1. Das gleiche gilt auch für das Verhältnis suborbitaler und orbitaler Flüge. Erst Ende der achtziger Jahre übertrafen orbitale die Anzahl der ballistischen Flüge.

Die Atlas wurde als Trägerrakete mit einem Sender ausgestattet, der mit 229,9 MHz insgesamt 118 Messwerte der Rakete zum Boden sandte. Sie erhielt auch die Radiolenkung der Atlas D, da dies für einen Satellitenträger einfacher war als ein komplexes und fehleranfälliges Inertiallenksystem. Eine weitere Verbesserung war ein Druckmesser, der den Druckabfall in den Sauerstoff- und Kerosinleitungen maß und dadurch zum richtigen Zeitpunkt den Brennschluss auslöste ohne größere Treibstoffreste zu hinterlassen.

Für Satellitenmissionen wurde die Atlas in der Regel mit einer kleinen Feststoffoberstufe ausgestattet. Sie beförderte vor allem Wettersatelliten in polare Bahnen. Die maximale Nutzlast variierte abhängig von der verwendeten Oberstufe. Die Atlas wurde dabei wie eine Interkontinentalrakete gestartet und im Apogäum der Aufstiegsbahn wurde das Triebwerk der Oberstufe gezündet.

Die Atlas E und F waren sehr preiswerte Träger. Die Gesamtkosten eines Starts betrugen 15 Millionen Dollar, dreimal weniger als bei ihrer Nachfolgerin Titan 2. Jede Atlas sparte rund 20 Millionen Dollar ein. Trotzdem wurden Anfang der siebziger Jahre 35 Raketen verschrottet, da die Luftwaffe annahm, das Space Shuttle würde alles noch preiswerter machen. Mit einem Bulldozer wurden die Trägerraketen platt gewalzt, um 3.000 Dollar pro Exemplar und Jahr an Unterhaltskosten einzusparen. Für dieses „voraussichtliche Handeln“ bekam der verantwortliche Air Force Offizier Col. Poor eine Auszeichnung. Dies war damals auch die offizielle Politik: Der Start von ehemaligen ICBM galt als politisch inkorrekt. Wären die Atlas nicht zerstört worden, so wäre sicherlich nicht die Titan II zum Satellitenträger umgerüstet worden. Sie transportierten die Nutzlasten, die vorher mit den Atlas E gestartet wurden. Die Starts fanden vom Pad SLC 3 in Vandenberg aus statt, wo es zwei Startrampen für die Atlas gab.

Eingesetzte Oberstufen

Die Atlas setzte zahlreiche feste Oberstufen ein. Dabei wurden zuerst verfügbare Oberstufen anderer Träger, wie der Scout und Delta, eingesetzt. Die Wahl orientierte sich am Gewicht der Nutzlast und dem Orbit, der erreicht werden sollte. Dabei wurden sogar, wenn es nötig war, zwei identische Stufen hintereinander gezündet.

Später setzten die meisten Nutzlasten einen integrierten Antrieb ein, vergleichbar den Apogäumsmotoren von geostationären Satelliten. Auch hier wurden Standardmotoren der STAR-Serie von Thiokol eingesetzt. (STAR: Spherical Thiocol Apogee Rocket, die Zahl gibt den Durchmesser der kugelförmigen Brennkammer in Zoll an).

Die ersten vier Starts fanden mit der FW-4s Oberstufe statt. Diese als „Altair 3“ bekannte Oberstufe wurde auch in der Delta D,E und L und Scout B eingesetzt. Die Nutzlasten wurden von einer einheitlichen Nutzlastverkleidung von 2,13 m Durchmesser und 4,94 m Länge umhüllt. Sie saß auf einem für die OV-Wiedereintrittsversuche entwickelten Adapter, der zwischen dem Durchmesser der Nutzlastverkleidung und der Atlas vermittelte. In diesem 2,78 m langen Adapter befand sich auch die Oberstufe. Die Atlas war in diesem Falle 27,30 m lang. Die OV1-Nutzlasten waren eigentlich Sekundärnutzlasten, die durch die Altair Oberstufe in einen Orbit gelangten, während die primäre Mission der Atlas nur eine ballistische Bahn umfasste.

Für den fünften Start wurde die Burner II Oberstufe eingesetzt, diese Stufe stammte ebenfalls aus dem Delta-Programm. Der Antrieb nutzte den Star 37B-Motor. Sie wurde auch auf der Delta J und M eingesetzt. Die Burner II war dreiachsenstabilisiert und setzte dazu die Wasserstoffperoxid- und Stickstoffdruckgas-Triebwerke der Scout ein. Mit Ersteren wurde die Ausrichtung um die Nick- und Gierachse und mit Letzteren wurde die um die Rollachse kontrolliert. Dieser Start, der einen RADCAT-Satelliten transportieren sollte, schlug fehl. Vier Jahre später wurde der zweite RADCAT-Satellit mit der Burner 2A-Oberstufe gestartet. Die Burner 2A-Oberstufe setzte zusätzlich zum Star 37B-Antrieb (die Burner II Oberstufe) noch einen Star 26B-Motor als dritte Stufe ein.

Verwendet wurde eine angepasste Version der Atlas Agena-Nutzlastverkleidung von 1,65 m Durchmesser und 7,26 m Länge. In dieser Version war die Atlas F 28,90 m lang und hatte eine Nutzlast von 834 kg in einen 700 km hohen sonnensynchronen Orbit mit einer Inklination von 99,7 Grad.

Für den Start des ersten Navstar-Satelliten der ersten Generation wurde das Payload Transfer System (PTS) entwickelt. Die erste Stufe setzte den Antrieb TE-M-364-4 ein, der ursprünglich für die Surveyor-Mondlandesonde entwickelt wurde. Beim ersten Start wurde dieser durch einen zweiten Feststoffantrieb, einen Star 24-Motor, ergänzt. Das PTS zündete 20 s nach Ausbrennen des Atlas-Boosters. Vor der Zündung wurde ein Heißgassystem aktiviert, welches die Oberstufe und die Nutzlast in eine Drallstabilisierung versetzte. Dafür gab es vier Gasflaschen und 0,3 s nach der Zündung wurde es abgeworfen. 256 s nach Brennschluss wurde die Oberstufe abgetrennt. Bei diesem Bahnregime wurde ein 300 kg schwerer Navstar-Satellit in einem 193 × 13.900 km hohen und um 12,5 Grad geneigten Orbit abgesetzt. Eingesetzt wurde eine 7,40 m lange Nutzlastverkleidung.

Die folgenden Navstar-Satelliten waren mit 440 kg deutlich schwerer. Hier wurde eine Variation des PTS eingesetzt, das als SVS (Stage Vehicle System) oder auch als SGS Block I bezeichnet wurde. Das SVS bestand aus zwei hintereinandergeschalteten TE-M-364-4 Antrieben, der auch in der Star 37E Stufe eingesetzt wurde. Vor der Zündung des ersten wurde es mit dem Gassystem des PTS (nun mit sechs anstatt vier Gasflaschen) in Drehung versetzt. 17 s nach Abtrennung von der Atlas zündete die erste Star 37E-Stufe und beschleunigte die Nutzlast um 1.100 m/s. 38 s nach dem Ausbrennen wurde die erste Stufe abgetrennt und weitere 17 s später die zweite, identische, gezündet, welche die Nutzlast um weitere 2.140 m/s beschleunigte. 255,6 s nach Brennschluss wurde auch diese abgetrennt. Nach 50 Stunden im Transferorbit (4 Umläufe) zündete der integrierte Star 27-Antrieb im Navstar, der die Bahn zirkularisierte. Die ersten sechs Starts fanden noch auf der Atlas F statt, die letzten beiden auf den Atlas E.

Die folgenden vier operationellen Navigationssatelliten wurden dann mit einer weiteren Oberstufe gestartet. McDonnell-Douglas hatte für den Start von Satelliten der Delta-Klasse den Star 48-Antrieb entwickelt, der auch auf der Delta 3920 eingesetzt wurde. Auch dieser wurde in doppelter Ausführung eingesetzt. Diese Oberstufe wurde als SGS Block II bezeichnet. Nach Abtrennung von der Atlas wurden beide Oberstufen mit der Nutzlast in eine rasche Rotation von 95 U/min versetzt. 20 s später zündete die erste von beiden Stufen. Nach dem Ausbrennen erreichte die Nutzlast einen 550 × 21.000 km hohen Orbit mit einer Neigung von 63 Grad. Der Einsatz verzögerte sich, nachdem die gleiche Oberstufe zweimal bei Space Shuttle-Flügen versagte und dies auf einen Fabrikationsfehler in der Düse zurückgeführt werden konnte.

Für den Start der Whitecloud-Satelliten der Navy und anderer militärischen Wettersatelliten wurde eine im Satellit integrierte Oberstufe genutzt. Bei den Wettersatelliten war es die ISS (Integrated Spacecraft System), ein TE-M-364-15 Antrieb (derselbe, wie in der Star 37S-Stufe), bei den Whitecloud-Satelliten wird ein ähnlicher Antrieb vermutet, der als MSD bezeichnet wird. Da die Technik dieser Satelliten jedoch heute noch der Geheimhaltung unterliegt, sind die Details leider nicht bekannt.

Die Whitecloud-Satelliten bestimmten die Position und Geschwindigkeit von russischen Schiffen, indem ein Hauptsatellit Radarsignale aussandte und mehrere Subsatelliten die reflektierten Signale auffingen und über Interferometrie, Position und Geschwindigkeit der Subsatelliten dann die gewünschten Daten gewonnen wurden. Die Subsatelliten entfernten sich dazu bis zu 43 km vom Hauptsatelliten. Mehrere dieser Systeme bilden das Navy Ocean Surveillance System (NOSS). Jeder Satellit befindet sich in einem 1.100 km hohen kreisförmigen Orbit. Die ersten vier wurden mit Atlas gestartet. Die folgenden mit der Atlas H und die letzten mit der Titan II.

Mit einem integrierten Antrieb auf Basis des Star 37E wurden mit der Atlas auch zivile und militärische Wettersatelliten gestartet. Dabei wurde, anders als bei den meisten anderen Starts, die dreiachsenstabilisierte Version dieses Antriebs genutzt. Auf diese Satelliten entfielen die meisten Starts der Atlas mit festen Oberstufen.

Die letzte eingesetzte Oberstufe war das Orbit Insertion System (OIS). Es basierte auf dem Star 27-Antrieb, der als Apogäumsmotor der Navstar-Satelliten eingesetzt wurde. Diese wurde auch als „Atlas E Altair“ bezeichnet, da der Star 27-Antrieb auch in der Altair eingesetzt wurde.

Der kleinste auf der Atlas eingesetzte Antrieb war der Star 17A mit dem Feststoffmotor TE-M-521-5. Er wurde nur einmal eingesetzt, um den P72-2 Forschungssatelliten des Militärs zu starten. Die Atlas versagte jedoch bei diesem Start. Aufgabe des 4,27 m langen Satelliten war die Untersuchung der Atmosphäre mit fünf Experimenten.

Aufschlüsselung nach Version


Trägerrakete

Starts

Erfolge

Atlas Burner 2

1

0

Atlas Burner 2A

1

1

Atlas E (ohne / integrierte Oberstufe)

15

15

Atlas E Altair

1

1

Atlas E/MSD

1

0

Atlas E/OIS

1

1

Atlas E/SGS-2

4

4

Atlas E/SVS

1

0

Atlas F (ohne / integrierte Oberstufe)

10

9

Atlas F/MSD

3

3

Atlas F/OIS

1

1

Atlas F/PTS

1

1

Atlas F/SVS

6

6

Gesamt

46

42

Datenblatt Atlas F OV1

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

1968 – 1971

4, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

27,30 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

123.000 kg

1.113 kg in einen 496 km hohen sonnensynchronen Orbit


Booster

Sustainer

2 x OV1


Länge:

4,90m

21,26 m

2,05 m


Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

0,72 m


Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

2 × 354 kg


Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

2 × 28 kg


Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-


Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

2 × 26,6 kN


Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

2 × FW-4S


spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2,099 m/s

-


spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.608 m/s


Brenndauer:

122 s

325 s

32 s


Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Fest



Datenblatt Atlas F Burner II

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

1968

1, davon ein Fehlstart

0 % erfolgreich

28,90 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

123.000 kg

934 kg in einen 700 km hohen sonnensynchronen Orbit


Booster

Sustainer

Burner II


Länge:

4,90 m

21,26 m

1,73 m


Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,65 m


Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

807 kg


Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

116 kg


Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-


Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

44,5 kN


Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 37B


spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s



spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.854 m/s


Brenndauer:

122 s

325 s

42 s


Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Fest


Datenblatt Atlas F PTS

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlasthülle:

1974

1, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

29,20 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser:

123.000 kg

295 kg in einen 193 x 13.900 km hohen 12,5 Grad geneigten Orbit

7,40 m Länge, 165 m Durchmesser


Booster

Sustainer

PTS


Länge:

4,90 m

21,26 m

1,65 m


Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,50 m


Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

1.270 kg


Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

187 kg


Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-


Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

69 kN


Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 37E


spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s



spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.854 m/s


Brenndauer:

122 s

325 s

45 s


Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Fest


Datenblatt Atlas F SVS (SGS-I)

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

1977 – 1981

8, davon 1 Fehlstart

87,5 % erfolgreich

29,20 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

125.000 kg

455 kg in einen MEO

1,65 m Durchmesser, 6,90 m Höhe


Booster

Sustainer

SVS

Länge:

4,90 m

21,26 m

3,40 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,50 m

Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

2.497 kg*

Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

220 kg

Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-

Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

2 x 75,6 kN

Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

2 × Star 37E

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.854 m/s

Brenndauer:

122 s

325 s

44 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

fest


Datenblatt Atlas F Burner IIA

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

1972

1, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

30,00 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

123.000 kg

934 kg in einen 700 km hohen sonnensynchronen Orbit


Booster

Sustainer

Burner II

Transtage

Länge:

4,90 m

21,26 m

1,73 m

0,80 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,65 m

0,66 m

Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

807 kg

261 kg

Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

116 kg

23 kg

Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-

-

Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

44,5 kN

34,627 kN

Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 37B

1 × Star 26B

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s


-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.854 m/s

2.667 m/s

Brenndauer:

122 s

325 s

42 s

18 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Fest

Fest


Datenblatt Atlas E SGS-II

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

1983 – 1985

4, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

32,10 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

125.000 kg

770 kg in einen 550 x 21.000 km hohen MEO

1,65 m Durchmesser, 7,40 m Höhe


Booster

Sustainer

SGS-II

Länge:

4,90 m

21,26 m

3,96 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,20 m

Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

4.540 kg*

Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

722 kg

Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-

Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

2 x 65,4 kN

Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 48

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.864 m/s

Brenndauer:

122 s

325 s

90 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

fest

* Gesamtgewicht beider Stufen. Sie werden nacheinander gezündet.

Datenblatt Atlas F Star 17A

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

1975

1, davon ein Fehlstart

0 % erfolgreich

27,30 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

123.000 kg

725 kg in einen Erdorbit


Booster

Sustainer

Star 17A


Länge:

4,90 m

21,26 m

0,98 m


Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

0,44 m


Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

123,9 kg


Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

14 kg


Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-


Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

16,064 kN


Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × TE-M-521-5


spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s

-


spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.814 m/s


Brenndauer:

122 s

325 s

19 s


Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Fest




Datenblatt Atlas E ISS

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

1983 – 1995

17, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

28,10 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

123.000 kg

1.030 kg in einen 833 km hohen SSO

1,65 m Durchmesser, 7,40 m Höhe


Booster

Sustainer

ISS

Länge:

4,90 m

21,26 m

1,32 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

0,94 m

Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

666 kg

Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

53 kg

Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-

Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

2 x 43,9 kN

Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 37S

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2.452 m/s

2.099 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2.765 m/s

3.030 m/s

2.835 m/s

Brenndauer:

122 s

325 s

44 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

fest


Datenblatt Atlas F OIS

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

1979 – 1985

2, davon kein Fehlstart

100 % erfolgreich

28,65 m Höhe, 4,90 m maximaler Durchmesser

125.000 kg

868 kg in einen 580 km hohen SSO

1,65 m Durchmesser, 7,40 m Höhe


Booster

Sustainer

OIS

Länge:

4,90 m

21,26 m

1,80 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

1,40 m

Startgewicht:

3.174 kg

117.826 kg

331 kg

Trockengewicht:

3.174 kg

3.926 kg

27 kg

Schub Meereshöhe:

1.468 kN

254 kN

-

Schub Vakuum:

1.665 kN

386,3 kN

27 kN

Triebwerke:

1 × LR 89-5

1 × LR 105-5

1 × Star 27

spezifischer Impuls
(Meereshöhe):

2,452 m/s

2,099 m/s

-

spezifischer Impuls
(Vakuum):

2,765 m/s

3,030 m/s

2,854 m/s

Brenndauer:

122 s

325 s

33,5 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

fest





Starts der Atlas E/F


Datum

Alternativname

Trägerrakete

Trägernummer

Startplatz

Erfolg

06.04.1968

OV1-14 + OV1-13

Atlas F

107F

V ABRESA2

11.07.1968

Cannonball + OV1-15S

Atlas F

75F

V ABRESA2

16.08.1968

AVL-802 + RM-18 + LIDOS + AVL-802 + AVL-802 + AVL-802 + ORBIS CAL 1 + EGRS 12 + EGRS 11 + UVR + LCS 3 + Radcat + ERS 19

Atlas Burner 2

7004

V SLC3E

18.03.1969

OV1-19S + ORBIS CAL 2 + OV1-17S + OV1-18S

Atlas F

104F

V ABRESA2

07.08.1971

AVL-802 + LCS 4 + RDT-701 + AVL-802 + OAR-907 + OAR-901 + OV1-21P + AVL-802

Atlas F

76F

V BMRSA2

02.10.1972

P72-1 + Radcat

Atlas F Burner 2A

102F

V BMRSA1

14.07.1974

NTS 1

Atlas F/PTS

69F

V SLC3W

13.04.1975

P72-2

Atlas F

71F

V SLC3W

30.04.1976

SSU + SSU + PARCAE 1 + SSU

Atlas F/MSD

59F

V SLC3W

23.06.1977

NTS 2

Atlas F

65F

V SLC3W

08.12.1977

SSU + SSU + PARCAE 2 + SSU

Atlas F/MSD

50F

V SLC3W

22.02.1978

Navstar GPS SVN 1

Atlas F/SVS

64F

V SLC3E

13.05.1978

Navstar GPS SVN 2

Atlas F/SVS

49F

V SLC3E

07.10.1978

Navstar GPS SVN 3

Atlas F/SVS

47F

V SLC3E

13.10.1978

Tiros-N

Atlas F

29F

V SLC3W

11.12.1978

Navstar GPS SVN 4

Atlas F/SVS

39F

V SLC3E

24.02.1979

P78-1

Atlas F/OIS

27F

V SLC3W

27.06.1979

NOAA A

Atlas F

25F

V SLC3W

09.02.1980

Navstar GPS SVN 5

Atlas F/SVS

35F

V SLC3E

03.03.1980

SSU + SSU + PARCAE 3 + SSU

Atlas F/MSD

67F

V SLC3W

26.04.1980

Navstar GPS SVN 6

Atlas F/SVS

34F

V SLC3E

29.05.1980

NOAA B

Atlas F

19F

V SLC3W

09.12.1980

SSU + LIPS 1 + SSU + PARCAE 4 + SSU

Atlas E/MSD

68E

V SLC3W

23.06.1981

NOAA C

Atlas F

87F

V SLC3W

19.12.1981

Navstar GPS SVN 7

Atlas E/SVS

76E

V SLC3E

21.12.1982

DMSP Block 5D-2 S-6

Atlas E

60E

V SLC3W

28.03.1983

NOAA E

Atlas E

73E

V SLC3W

14.07.1983

Navstar GPS SVN 8

Atlas E/SGS-2

75E

V SLC3W

18.11.1983

DMSP Block 5D-2 S-7

Atlas E

58E

V SLC3W

13.06.1984

Navstar GPS SVN 9

Atlas E/SGS-2

42E

V SLC3W

08.09.1984

Navstar GPS SVN 10

Atlas E/SGS-2

14E

V SLC3W

12.12.1984

NOAA F

Atlas E

39E

V SLC3W

13.03.1985

Geosat

Atlas E/OIS

41E

V SLC3W

09.10.1985

Navstar GPS SVN 11

Atlas E/SGS-2

55E

V SLC3W

17.09.1986

NOAA G

Atlas E

52E

V SLC3W

20.06.1987

DMSP Block 5D-2 S-9

Atlas E

59E

V SLC3W

03.02.1988

DMSP Block 5D-2 S-8

Atlas E

54E

V SLC3W

24.09.1988

NOAA H

Atlas E

63E

V SLC3W

11.04.1990

SCE + Payload Deployment Device + POGS + TEX

Atlas E Altair

28E

V SLC3W

01.12.1990

DMSP Block 5D-2 S-10

Atlas E

61E

V SLC3W

14.05.1991

NOAA D

Atlas E

50E

V SLC3W

28.11.1991

DMSP Block 5D-2 S-12

Atlas E

53E

V SLC3W

09.08.1993

NOAA I

Atlas E

34E

V SLC3W

29.08.1994

DMSP Block 5D-2 S-11

Atlas E

20E

V SLC3W

30.12.1994

NOAA J

Atlas E

11E

V SLC3W

24.03.1995

DMSP Block 5D-2 S-13

Atlas E

45E

V SLC3W

Links:

Starts der Atlas Trägerrakete

Die Atlas

Die Atlas Centaur

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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