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Die Atlas Trägerrakete

Atlas D (Mercury Mission)

Die Atlas ist die älteste Interkontinentalrakete der USA. Gegenüber den damals im Einsatz oder in der Entwicklung befindlichen Mittelstreckenraketen stellte die Atlas einen großen Entwicklungssprung dar. Die wesentliche Anforderung war, einen mehrere Megatonnen starken atomaren Sprengkopf über eine Distanz von 8.000 Meilen (12.800 km) zu befördern. Dies entspricht der Beschleunigung einer Nutzlast von ca. 1.5 Tonnen auf 7.000 m/s. Demgegenüber waren die Sprengköpfe der Mittelstreckenraketen Jupiter und Thor kleiner und die Distanz und damit auch die zu erreichende Endgeschwindigkeit geringer.

Die neue Rakete würde daher sowohl in der Größe wie auch in der Technologie neue Anforderungen stellen. Heute würde man für eine so hohe Geschwindigkeit zwei oder drei Stufen einsetzen. Als die Atlas entwickelt wurde, waren aber noch keine Erfahrungen im Zünden von Raketenstufen in der Schwerelosigkeit vorhanden. Das Problem ist dabei, dass sich der Treibstoff in der Schwerelosigkeit zu einer Kugel formt und nicht von alleine in die Brennkammer strömt. Damit aber die Pumpen anspringen, welche die Rakete benötigt, um den Treibstoff zu fördern, war bei den bisherigen Konstruktionen ein Initialzündung des Treibstoffes nötig. Weiterhin war die Zuverlässigkeit gering: Anfang der fünfziger Jahren gelangen nur 50 Prozent der Triebwerkszündungen. Am Boden konnte man die Triebwerke wieder abstellen, doch war für eine Atomrakete eine Ausfallquote von 50 Prozent tragbar? Man wollte nun dieses Problem umgehen, wie jedoch sollte man eine zweistufige Rakete realisieren, ohne die zweite Stufe im Flug zünden zu müssen?

Dafür gibt es prinzipiell drei mögliche Lösungen:

Atlas StufeDamit nun die weitgehend leeren Tanks nicht zu schwer sind, suchte man nach Wegen, die Masse der Tanks zu verringern. Man erreichte dies, indem man die Wände so dünn machte, dass die Tanks nur stabil sind, wenn sie unter innerem Druck stehen. Daher muss bei der leeren Rakete durch ein Druckgas ein Druck aufgebaut werden, sonst würden die Tanks kollabieren. Dieses Prinzip ist einmalig unter allen Trägerraketen. Obwohl es keine Probleme mit den dünnen Tanks gab, wurde es bei keinem späteren Träger aufgegriffen. Wahrscheinlich wollte man das Risiko vermeiden, dass die Tanks durch Fahrlässigkeit entlüftet werden und auch das Handling von normalen Tanks ist einfacher. Da man in der Folge auch von Stahl auf Aluminium als Tankmaterial überging, konnte man bei größerer Dicke nahezu gleich leichte Tanks bauen. Bei der Atlas wird Helium mit 340 bar aus Druckflaschen im Triebwerksteil zur Druckbeaufschlagung genutzt. Die Tanks haben nur Dicken von 1,2 bis 3,8 mm. Die Tanks bilden zugleich die Außenhaut und haben einen gemeinsamen Boden. Es handelt sich also um eine ausgesprochene Leichtbaukonstruktion.

Die Entwicklung der Atlas begann offiziell im Juli 1955 mit einem Auftrag an Convair. Doch reichen ihre Wurzeln länger zurück. Vorher (1945-1957) hatte schon Convair mit dem Projekt MX-774 bei drei Testflügen wichtige Neuerungen erprobt: Schwenkbare Triebwerke, einen durch Druck versteiften Tank und einen abtrennbaren Sprengkopf. Zu einer Waffenentwicklung kam es nie, weil man sich als einzigen Besitzer der Atombombe wähnte.

Die Ursprünge der Atlas

Convair, Flugzeugbauer in den USA, entwickelte in den späten 40er Jahren für die Armee eine Höhenforschungsrakete namens MX-774. Basierend auf dieser dachte man weiter an eine größere Rakete, die interkontinentale Distanzen zurücklegen würde. Schon im Jahre 1950 unterbreitete die MX-774-Gruppe dem US Militär den Vorschlag für eine Rakete mit einer Reichweite von 5.000 Meilen und einer Nutzlast von 8.000 Pfund. Dieser erste Entwurf - schon "Atlas" nach der Firma, die Convair als Tochterfirma ihr eigen nannte, getauft - wog noch 670.000 Pfund und sollte 7 Triebwerke von 1.200.000 Pfund Schub einsetzen. Dies war im August 1951.

Das US Militär war zu diesem Zeitpunkt jedoch nicht an einer Interkontinentalrakete interessiert. Atomsprengköpfe konnten mit der verfügbaren Technologie nur unpräzise auf ein Ziel gesteuert werden und hätten ihr Ziel wahrscheinlich verfehlt. Die Rakete war riesig und teuer. Gleichzeitig wähnte man sich im Alleinbesitz "der Bombe" und einer erdrückenden strategischen Überlegenheit, basierend auf B-29 und B-36 Bombern. Neue Modelle, wie die düsengetriebenen B-47 und B-50, befanden sich in der Entwicklung. So bekam die Atlas eine Finanzierung, aber nur auf geringer Stufe, nicht ausreichend für Entwicklungsarbeiten aber um Designstudien zu machen. General Gardener, verantwortlich für den Bereich Raketen, sah dies anders. Er subventionierte die Atlas quer. Die Triebwerke der Atlas sollten auch in dem Marschflugkörper "Navaho" von North American verwendet werden. Sie brachten die Navaho auf Höhe und Geschwindigkeit, so dass diese ihren Ramjet zünden konnte und mit 3-facher Schallgeschwindigkeit dem Ziel entgegen flog.

Das Triebwerk für die Navaho war das erste, welches Kerosin einsetzen sollte. Verglichen mit Alkohol, welcher seitdem einsetzt wurde, versprach es eine höhere Energieausbeute, entsprechend weniger Treibstoff brauchte man. Die erste Wahl, die man erwog, war JP-4, der Kraftstoff für Düsentriebwerke. Er war in großen Mengen verfügbar und billig. Experten warnten vor dem Einsatz von Kohlenwasserstoffen: Anders als Alkohol waren sie nicht mit Wasser mischbar und so war ihre Wärmekapazität gering. Die Anforderungen an die Kühlung der Brennkammer waren dadurch viel größer als bei Alkohol, den man meistens nicht pur, sondern zu 25 % mit Wasser verdünnt, einsetzte. Für eine Rakete, die eine vorgegebene Reichweite  aufweisen musste, kam noch hinzu, dass JP-4 sehr große Schwankungen in der Dichte aufwies. Für eine Rakete bedeutete dies einen stark schwankenden Füllungsgrad und damit Startgewicht. Erste Versuche zeigten auch, dass JP-4 die Eigenschaft hatte, Silikondichtungen anzugreifen und es so zu Bränden kam. Die Lösung war, das JP-4 zu raffinieren und nur eine Fraktion zu nehmen, die hochsiedend war, dadurch mehr Wärme aufnehmen konnte und gleichzeitig nicht die Dichtungen angriff. Das war Refined Petrol 1 abgekürzt RP-1, später deutete man diese Abkürzung um in Rocket Propellant 1.

Im Laufe der Jahre änderte sich auch die strategische Lage. Der Koreakrieg und die erste Zündung einer russischen Atombombe im Jahre 1949 änderte die Einschätzung über Russland. Bald darauf stellte Russland erste strategische Bomber in den Dienst. Amerika rüstete auf und vergrößerte Anfang der fünfziger Jahre rapide die Anzahl der Atomwaffen. Raketen wurden nun interessanter, daneben arbeitete man aber auch an Marschflugkörpern, der Unterschallversion Snark und Navaho.

Fortschritte in der Nukleartechnik machten die Atlas gleichzeitig attraktiver. Die 1952 zum ersten Mal getestete Wasserstoffbombe hatte eine viel größere Sprengkraft als die Atombombe. Man musste nicht mehr ein Ziel genau treffen. Man lockerte die Anforderungen für die Treffgenauigkeit von ICBM von 500 m auf 4,5-6 km, ja sogar 8 km würden ausreichen, wenn der Sprengkopf nur groß genug war.

Auch die Sprengköpfe wurden kleiner. 1952 versprach eine neue Technik nur 3.000 Pfund schwere Sprengköpfe, 1954 war mit dem Einsatz von Lithiumdeuterid anstatt flüssigen Deuteriums absehbar, dass man nur noch einen 1.500 Pfund schweren Sprengkopf brauchte, der dann immerhin 500 kt Sprengkraft hätte. Die Atlas musste nun nur noch 240.000 statt 670.000 Pfund wiegen.

Verbesserungen in der Steuerungstechnik versprachen, dass man die geforderte Genauigkeit würde erreichen können. Inertialplattformen, in mit Flüssigkeit gefüllten Kanistern besser vor Stößen und Vibrationen geschützt, sollten eine Genauigkeit, mit der ein Sprengkopf ein Ziel erreicht, von 1.000-1.500 m erreichen. Im Jahre 1954 führte dies dazu, dass man nicht nur die Atlas beschloss, sondern ihr auch die höchste Priorität im Verteidigungsprogramm der USA einräumte. Die Entwicklung war so wichtig, dass nahezu alle Flugzeugbauer und Hersteller von Computern und Feinmesstechnik/Instrumententechnik am Programm beteiligt waren, insgesamt 220 Firmen.  Zuerst gab es für jedes Bauteil zwei Firmen, die es fertigten oder entwickelten. So arbeitete man z.B. gleichzeitig an der Steuerung vom Boden aus (Radiolenkung) wie auch an einer Inertialplattform mit einem analogen Rechner in der Rakete. Man erprobte Kupferhitzeschutzschilde und Ablativschilde. Als 1955 noch die Titan beschlossen wurde, konnte man die Firmen zwischen beiden Raketen aufteilen und erhielt so eine breite Basis von qualifizierten Firmen - die Ursprünge einer neuen Industrie. Die Entwicklung war für die damalige Zeit enorm teuer und kostete 2.230 Milliarden USD. Insgesamt 381 Atlas aller Versionen wurden als militärischer Träger gebaut.

Die Atlas absolvierte in der Entwicklung zahlreiche Testflüge. Diese stehen in keinem Verhältnis zu den später aufgestellten 54 Raketen. Dies verdeutlicht, wie problematisch die Entwicklung der neuen Rakete war und welches Neuland sowohl in der Größe wie auch der Technologie der Antriebe beschritten wurde. Die Triebwerke der Atlas verwenden flüssigen Sauerstoff und flüssiges Kerosin als Treibstoff. Dies war der damals am besten erforschte und leistungsfähigste Treibstoff. Die Verwendung von flüssigem Sauerstoff führte aber dazu, dass der Atlas als Interkontinentalrakete nur eine kurze Einsatzdauer beschieden war. Denn die Raketen mussten ständig aufgetankt werden, um die Verdampfung des Sauerstoffes auszugleichen. Sie wurde nach wenigen Jahren durch die Titan ersetzt. Im Gegensatz zu heutigen Raketen verwendet die Atlas keine schwenkbaren Triebwerke, sondern regelt die Lage durch weitere kleine Raketen. Der Triebwerksblock der Atlas, bestehend aus 3 Triebwerken, wird MA genannt und wurde in 5 Versionen gebaut:

Die Versionen Atlas Centaur, Atlas 1-3 und V werden in einem separaten Aufsatz besprochen. In diesem Aufsatz finden sich alle Versionen, die nicht die Centaur Oberstufe eingesetzt haben.

Die Technik der Atlas

Die Atlas ist eine gerne als "eineinhalbstufig" bezeichnete Trägerrakete. Sie unterscheidet von einer einstufigen oder zweitstufigen Trägerrakete, dass ein Teil der ersten Stufe, die Marschtriebwerke, im Flug abgeworfen wird, wenn der Schub des Zentraltriebwerks ausreicht, um die Rakete weiter zu beschleunigen. Die Atlas war die einzige Rakete, welche dieses Verfahren einsetzte.

Die Höhe der Atlas ohne Sprengkopf beträgt 21,8 m. Der größte Teil davon nimmt der Treibstofftank ein. Er alleine hat eine Höhe von 15,8 m. Der Tank hat einen Basisdurchmesser von 3,05 m, verjüngt sich nach 13,10 m bis er eine Breite von 177,4 cm erreicht. Auf den Tank folgt ein sich leicht verjüngender Zylinder mit der Elektronik, Batterien und Sendern, der eine Höhe von 1,29 m hat. Den Abschluss der Atlas bildet dann der Sprengkopf oder eine Oberstufe. Der Abschlussring hat 1,52 m Durchmesser. Die Tankhülle der Atlas ist nicht selbsttragend. Die Tanks bestehen aus einzelnen Nickelstahlblechen, die miteinander verschweißt sind. Über die Dicke gibt es unterschiedliche Angaben, die wahrscheinlich daher rühren, dass man bei der Erweiterung der Atlas die Tanks dicker machen musste, um schwerere Oberstufen zu tragen. Die militärische Mission der Atlas hatte nur 0,25 bis 1 mm dicke Tanks. Da es auch keine Querverstrebungen gibt, muss diese Struktur von innen heraus versteift werden. Dies geschieht durch Helium als Druckgas, welches auch den Tankdruck aufrecht erhält. Es befindet sich in Heliumflaschen im Triebwerksteil unter 340 bar Druck. Der Überdruck in den Tanks muss mindestens 0,43 bar betragen. Während des Countdowns und des Starts liegt der Druck im Sauerstofftank bei 1,8 bar und im Kerosintank bei 4,2 bar. Wenn die Treibstoffe verbraucht werden, wird durch ein Ventil Helium "nachgefüllt", um den Druck konstant zu halten. Die ursprüngliche Atlas hat ein Tankvolumen von 70.870 l für flüssigen Sauerstoff und 44.093 l für Kerosin.

Die Atlas verbrennt die Treibstoffe Flugzeugkerosin (Refined Petrol 1 = RP-1) und flüssigen Sauerstoff. Alle militärischen Raketen der ersten Generation in der USA und UdSSR verwandten diesen Treibstoff, so auch die Thor, Titan I, Jupiter und die Semjorka.

Unten befindet sich die Triebwerkssektion. Hier wird die Atlas breiter und erreicht maximal 488 cm. Jedes der beiden Marschtriebwerke ist seitlich am Block angebracht und ragt 96 cm zur Seite. Die Triebwerkssektion hat eine Länge von 4,86 m.

Die Triebwerke LR-89 stammen von North American (später Rocketdyne). Sie basierten auf dem Triebwerk LR-79 von Rocketdyne, welches in der Thor und Jupiter verwendet wurde. Wichtige Anpassungen für die Atlas war eine Optimierung für den Betrieb am Boden und eine gemeinsame Pumpe für beide Triebwerke. Der Brennkammerdruck des LR-89 betrug 40 bar. Der Schub im Vakuum 1.646 kN. Der gesamte Block wiegt etwa 3 t und wird abgetrennt, wenn das Zentraltriebwerk alleine den Flug fortsetzen kann. Der Zeitpunkt variiert sehr stark und hängt von dem Gewicht von Oberstufe und Nutzlast und dem Schub der Triebwerke ab. Bei den Atlas-Raketen der ersten Generation fand der Abwurf nach 130 Sekunden statt, 3 Sekunden nach Brennschluss der Triebwerke. Bei der letzten Version der Atlas, der Atlas II, fand die Abtrennung erst nach 172 Sekunden statt, da man im Laufe der Entwicklung mehrfach die Tanks verlängert hatte.

Eine Neuentwicklung war das Zentraltriebwerk LR-105. Sein Schub ist mit 267 kN im Vakuum viel geringer als bei den Marschtriebwerken. Allerdings war es das erste Triebwerk, welches speziell für den Betrieb im Vakuum konstruiert wurde. Es nutzt im Vakuum den Treibstoff besser aus und besitzt einen höheren spezifischen Impuls als die beiden Marschtriebwerke. Der Brennkammerdruck beträgt 45 bar. Während die beiden Marschtriebwerke fest in ihrem Schubgerüst eingebaut sind, kann das Zentraltriebwerk kardanisch um zwei Achsen geschwenkt werden. Auch die Brenndauer des Zentraltriebwerks variiert, abhängig vom Zeitpunkt, bei dem die Boostertriebwerke abgeworfen werden. Bei der Atlas D brannte es noch etwa 190 Sekunden länger als die Booster-Triebwerke.

Dazu kommen noch zwei Vernierdüsen, die für die Bewegung um die Längsachse zuständig und schräg am Treibstofftank montiert sind. Sie haben einen Schub von jeweils 4,5 kN und werden mit den 3 Haupttriebwerken gezündet, was der Rakete beim Start ein komisches Aussehen gibt, da es scheint, als würden Stichflammen aus dem Treibstofftank entweichen. Diese Vorgehensweise hat den Vorteil, dass vor dem Start alle Triebwerke der Rakete gezündet sind. Bei einer anfänglichen Versagerquote von 50 % bei der Zündung war dies viel wichtiger als heute. Auch das russische Gegenstück der Atlas, die Semjorka, zündet die Steuerdüsen schon am Boden. Hier sind es sogar 32 Brennkammern (anstatt 5 bei der Atlas), die gleichzeitig gezündet werden. Der Startschub betrug bei der Atlas D 1.630 kN.

Die Atlas ist nicht nur eine ungewöhnliche, sondern auch eine riskante Konstruktion: Es gab mehrere Unfälle, bei denen Helium aus einer Atlas entwich und diese schrumpfte. Das Absprengen von Triebwerken im Flug ist ebenfalls riskant. Dies war einer der Gründe, warum die Air Force bald nach der Atlas einen Auftrag zur Entwicklung der Titan vergab. Neben verschiedenen Vorteilen der Titan als militärischer Träger (leichtere Handhabbarkeit, kürzere Vorbereitungszeiten, höhere Nutzlast) war sie auch ein Backup zur Atlas Entwicklung.

Die Atlas als Interkontinentalrakete

Atlas A

Die erste Version der Atlas war nur ein Muster zum Test der beiden Marschtriebwerke, es fehlte das Zentraltriebwerk und auch der Treibstoff, den dieses benötigte. Die Marschtriebwerke leiten sich von denen in der Thor ab und standen daher schon bei Beginn der Entwicklung zur Verfügung. Die Masse ist daher deutlich geringer als bei der Atlas B. Die Reichweite betrug nur 600 nautische Meilen bei einer Gipfelhöhe von 57,5 nautischen Meilen. (1 nm = 1.852 km). Von 8 Flügen verliefen 6 erfolgreich, das war besser als die geforderten 50 % Zuverlässigkeit. Die Starts fanden zwischen dem 25.9.57 und 3.6.1958 statt. Als man die Atlas A entwickelte, ging man noch von einer Reichweite von 8.000 km aus. Wie sich später zeigte, war die Atlas deutlich leistungsfähiger und man konnte die Reichweite auf 10.000 km bei der Atlas D steigern.

Atlas A

Atlas A

In der Entwicklung vom 25.9.1957 bis 3.5.1958
8 Starts, davon 4 Fehlstarts. Erfolgsquote 50 %

Startmasse: 81.647 kg
Leermasse: 7.230 kg

Marschtriebwerke
Schub Vakuum: 1.517 kN
Schub Boden: 1.335 kN
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.043 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
Brennzeit: 133 sec.
Triebwerk: 2 × XLR-89-1
Länge: 23,17 m
Durchmesser: 3,05 m
Spannweite: 4,90 m

Atlas B

Die Atlas B war die erste Entwicklungsversion mit dem zentralen Triebwerk. Jedoch wurde auch sie noch nicht stationiert. Die Reichweite war mit 5.500 nm (102.00 km) geringer als bei der operationellen Version, die eine Reichweite von 6.500 nm hatte. Der letzte Testflug führte den experimentellen Nachrichtensatelliten Score mit sich. Er gelangte anstatt eines Sprengkopfes mit der Rakete in den Orbit und strahlte eine Botschaft von Präsident Eisenhower aus (dies ging, weil der Sprengstoff erheblich schwerer wäre als der kleine Satellit). Das war der erste Einsatz der Atlas als Trägerrakete. Von 9.7.58 bis 4.2.159 fanden 8 Flüge statt, von denen jedoch nur 4 erfolgreich waren. Die Aufgabe der B-Version war das Testen der wesentlichen Subsysteme der Atlas, vor allem des Triebwerksblockes mit Marschtriebwerken.

Eine weitere Eigenheit des Triebwerksblocks MA ist, dass keines der Triebwerke schwenkbar ist. Zur Lageregelung verfügt die Atlas über zwei weitere Triebwerke mit je 3 kN Schub für die Regelung der Nick- und Gierachse und 4 mit Hydrazin angetriebene 222,4 N-Triebwerke in der Rollachse (jeweils zwei in jeder Richtung).

Bei der ursprünglichen Atlas (B-F Version) lösen Sensoren den Brennschluss der Marschtriebwerke aus, gefolgt vom einem Versiegeln der Treibstoffzuführleitungen und der pneumatischen Abtrennung des Triebwerksblocks, sobald die Beschleunigung 5,3 g übersteigt. Der Zeitpunkt, bei dem dieses stattfindet, ist abhängig vom Schub der Triebwerke und der Gesamtmasse der Rakete und findet so bei unterschiedlichen Oberstufen zu unterschiedlichen Zeitpunkten statt.

Atlas B

Atlas B

Startmasse: 110.740 kg
Länge: 21,90 m, Durchmesser 3,05 m
maximale Spannweite: 4,90 m
Leermasse Marschtriebwerke: 3.050 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 3.980 kg

Marschtriebwerke
Schub: 1.335 kN (Meereshöhe)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.403 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
Brennzeit: 133 sec.
Triebwerk: 2 × XLR-89-5

Zentraltriebwerk
Schub: 240 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.060 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 3.031 m/s
Brennzeit: 305 sec.
Triebwerk: 1 × XLR-105-5

Atlas C

Die Atlas C war die letzte Entwicklungsversion der Atlas. Von 6 Starts waren nur 2 erfolgreich. Die technischen Daten entsprechen weitgehend denen der Atlas B. Die XC-Version hatte die Aufgabe, die Radiolenkung der militärischen Version zu erproben und die Tanks, die nun erstmals so dünn waren wie in der operationellen Version, im Flug zu testen.  Die Steuereinheit wurde bei dieser Version verbessert. Mit dieser Rakete wurden zahlreiche Wiedereintrittsversuche unternommen, da der Hitzeschutzschild für den Eintritt des nuklearen Sprengkopfes mit hoher Geschwindigkeit noch entwickelt werden musste. Dazu beförderte die Rakete Sprengkopfattrappen mit den zu testenden Hitzeschilden, die anschließend geborgen wurden. Die C-Version wurde weder stationiert noch als Raumfahrtträger eingesetzt. Die Flüge fanden vom 23.12.58 bis zum 24.8.59 statt, also überlappend zu der B-Serie.

Atlas C

Atlas C

Startmasse: 110.740 kg
Länge: 21,90 m, Durchmesser: 3,05 m
maximale Spannweite: 4,90 m
Leermasse Marschtriebwerke: 3.050 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 3.980 kg

Marschtriebwerke
Schub: 1.335 kN (Meereshöhe)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.403 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
Brennzeit: 133 sec.
Triebwerk: 2 × XLR-89-5

Zentraltriebwerk
Schub: 240 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.060 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 3.031 m/s
Brennzeit: 305 sec.
Triebwerk: 1 × XLR-105-5

Atlas D

Die Atlas D war die erste operationell eingesetzte Version der Atlas. 36 Interkontinentalraketen wurden stationiert, aber weitere 33 Testflüge erfolgten mit diesem Muster! Als Interkontinentalrakete war die Atlas D nur als Erstschlagswaffe geeignet, denn die Raketen mussten senkrecht von festen Basen abgefeuert werden, lagerten aber waagerecht in einem "Coffein" genannten Gebäude. Dieses war immun gegen den Sturm, den ein naher Atomeinschlag verursachte, aber nicht gegen einen Volltreffer. Vor dem Start wurde das bewegliche Gebäude weggefahren, die Rakete aufgerichtet und befüllt. Dies dauerte 15 Minuten.

Neben diesen 33 R&D (Research & Development - Forschung und Entwicklung)-Flügen der Atlas D fanden auch nach der Stationierung weitere Flüge der Atlas D,E und F statt. Diese dienten z.B. dem Test von Wiedereintrittskörpern und dem Vertrautmachen der Bedienmannschaften mit dem System. Insgesamt 164 Starts fanden im Rahmen dieses Programms statt, darunter 11 zur Vorbereitung des Systems und 52, um die Atlas als Interkontinentalrakete zu testen.

Schon 1960 fand die Aufstellung der ersten Atlas D statt. Die D-Version wies gegenüber den Entwicklungsmustern A-C eine Leistungssteigerung der Triebwerke auf. Der Schub der Marschtriebwerke wuchs von 1.335 kN auf 1.375 kN und die des Zentraltriebwerkes von 240 auf 255 kN am Boden. Auch der spezifische Impuls am Boden stieg, von 2.403 auf 2.432 bei den Marschtriebwerken und von 2.060 auf 2.089 beim Zentraltriebwerk. Dadurch konnte etwas mehr Treibstoff mitgeführt werden und die Atlas D war etwas schwerer als die B- und C-Version. Die D-Version verwandte eine Steuerung, die noch einen Funkleitstrahl anstatt eines Inertialsystems verwandte (Radiolenkung). Die Atlas E+F sollten nur das Inertialsystem verwenden und man wollte mit der Atlas D dieses testen. Die Radiolenkung war zwar einfacher und zuverlässiger als die Inertialsteuerung, aber sie war empfindlich gegenüber Störsignalen, so konnte eine Squadron nicht mehrere Raketen gleichzeitig starten. Zwischen zwei Starts vergingen etwa 5 Minuten. Dies und die lange Vorbereitungszeit machten die Atlas D ziemlich unattraktiv für die Air Force.

Die Atlas D konnte einen 2.500 kg schweren Nuklearsprengkopf vom Typ RV Mk 2/3 über eine Distanz von 12.100 km befördern. Der Sprengkopf hatte eine Sprengkraft von 1.440 kt und konnte mit einer Präzision von 3 km in ein Ziel gebracht werden. Die Atlas D erreichte dabei einem maximale Geschwindigkeit von 8.060 m/s, also mehr als zur Erreichung eines Orbits nötig war. Daher wurde sie auch recht bald als Trägerrakete eingesetzt.

Der erste Testflug der Atlas D fand am 14.4.1959 statt. Innerhalb von eineinhalb Jahren wurden 33 Testflüge unternommen, der letzte fand am 23.1.1961 statt. Schon am 31.10.1959 wurde die erste Squadron mit 3 Raketen in der Vandenberg Air Force Base für operationell erklärt. Die Produktionskosten einer Atlas D wurde damals auf 2,5 Millionen USD beziffert.

Die Atlas D wurde wie die E und F schon 1965 durch die Titan als Interkontinentalrakete ersetzt. Sechs der ausgemusterten Raketen wurden dann mit festen Oberstufen vom 21.1.1965 bis 27.7.1967 im Rahmen des OV1-Programms als Satellitenträger eingesetzt. So gab es für die Atlas D neben 78 Flügen im Rahmen der Erprobung als Interkontinentalrakete (davon 27 Fehlstarts) auch 16 Flüge als Trägerrakete: 10 im Programm Atlas-Mercury (3 Fehlstarts) sowie 6 mit ausgemusterten Raketen im Programm OV-1 (alle erfolgreich). Insgesamt wurden 121 Atlas D gebaut. Die meisten der ausgemusterten Raketen wurden später als Trägerrakete für die Agena- und Centaur-Oberstufe eingesetzt, die genaue Zuordnung ist aber unbekannt.

Atlas C

Atlas D

Startmasse: 120.000 kg
Länge: 25,15 m, Durchmesser: 3,05 m
maximale Spannweite: 4,88 m
Leermasse Marschtriebwerke: 3.050 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 3.347 kg

Marschtriebwerke
Schub: 1.401 kN (Meereshöhe), 1.517 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.465 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
Brennzeit: 135 sec.
Triebwerk: 2 × XLR-89-5

Zentraltriebwerk
Schub: 258 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.107 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 3.031 m/s
Brennzeit 303 sec.
Triebwerk: 1 × XLR-105-5

Atlas Mercury

Mit der Atlas D begann die Raumfahrtkarriere der Atlas. Die Rakete wurde als Trägerrakete für die Mercury-Missionen der NASA ausgewählt. Die ersten ballistischen Flüge fanden mit der Redstone statt, die orbitalen Flüge mit der Atlas.

Während die bemannten Mercury-Flüge allesamt erfolgreich waren, schlugen drei der unbemannten Mercury-Flüge fehl. Die von der NASA als LV 3B bezeichnete Version war eine "man rated" Version der Atlas D. Die Anpassungen bestanden vor allem darin, die Atlas sicherer zu machen. Die NASA orderte neben 3 Raketen für unbemannte Tests noch 6 für Orbitaleinsätze. Davon starteten 4. Bekannter als die offizielle Bezeichnung LV-3B (Launch Vehicle 3 Version B) war die Bezeichnung Atlas Mercury. Die Air Force wollte zuerst eine unveränderte Atlas D an die NASA liefern, doch die Fehlschläge machten Anpassungen nötig. MA-1 schlug fehl, weil Kapsel und Adapter zur Atlas eine Überlastung der Atlas-Hüllenstruktur im oberen Drittel verursachten und die Rakete bei Erreichen des maximalen aerodynamischen Drucks kollabierte. Daraufhin bekam die Atlas für den folgende Flug MA-2 auf Druck der NASA eine strukturelle Verstärkung, ein "Belly Band". Die Air Force sah keine Veranlassung, die Atlasstruktur zu verändern. Ab MA-3 wurde die Ballonhülle der Atlas um 50 % dicker und es gab keinerlei weitere Probleme durch strukturelles Versagen. Im Laufe der Zeit konnte man diese optimieren und verstärkte vor allem den oberen Teil, während man in den unteren 2/3 der Rakete die dünne Hülle beibehielt.

MA-3 musste gesprengt werden, weil die Rakete nach dem Verlassen des Startturms kein Rollprogramm absolvierte. Es zeigte sich, dass es einen Kurzschluss in der Steuerungselektronik gab. Als Folge davon wurde in Zukunft die Steuerung redundant ausgelegt,

Die Atlas Mercury verwandte keine Oberstufe und konnte eine 1.360 kg schwere Mercury-Kapsel in einen Orbit bringen. Dies war an der maximalen Nutzlastgrenze einer Atlas ohne Oberstufe von etwa 1.400 kg. Die Belastung der Astronauten war relativ hoch: Kurz vor Brennschluss erreichte das Zentraltriebwerk einen Schub von 363 kN bei einer verbleibenden Masse von 5,3 t, dies entspricht fast 7 g! Die Leermasse der Atlas Mercury war relativ hoch, dies lag an den Änderungen, um die Rakete sicherer zu machen. Viel Spielraum hatte man aber nicht, denn die Kapsel wurde laufend schwerer. Die ersten Planungen gingen von 2.400 Pfund aus. Der erste Test MA-1 umfasste schon eine 2.600 Pfund schwere Kapsel und die letzte von Gordon Cooper wog 3.060 Pfund.

Die NASA zahlte insgesamt 52 Millionen USD für die Fertigung von 10 zusätzlichen Atlas D-Trägerraketen und die notwendigen Modifikationen. Eine davon wurde nie gestartet. 6 weitere Atlas D wurden als Trägerraketen für andere Satellitenprojekte geordert. Die Modifikationen umfassten einen anderen Adapter und den Verzicht auf Retroraketen. Weiterhin wurden Telemetriesender und Steuerung durch leichtere, voll transistorisierte, Geräte ersetzt. (Die Atlas Steuerung basierte auf einem elektromechanischen System, welches die NASA als unzuverlässig einstufte). Die Isolation des gemeinsamen Zwischenbodens im Inneren wurde entfernt und dafür der Dom an der Kapselseite isoliert.

Für die Sicherheit des Astronauten wurde das "Abort Sensing and Implementation System" (ASIS) installiert, das eine Fehlfunktion der Atlas erkennen und die Kapsel automatisch absprengen sollte. Das Selbstzerstörungssystem, welches auf Kommandos vom Boden reagierte, bekam eine 3 Sekunden-Verzögerung implementiert, um die Kapsel in jedem Fall vorher abzutrennen. Dies war auch eine Folge davon, dass man befürchtete, dass sowjetische Agenten das Selbstzerstörungssignal von Frachtern aus senden könnten. Es war auch notwendig, weil es 4 Knöpfe gab, um die Rakete zu sprengen:

Es wurde beim ersten Flug MA-1 als offenes System installiert (Daten wurden vom Boden geprüft und das Selbstzerstörungskommando konnte überstimmt werden) und bei allen folgenden Flügen war es ein abgeschlossenes System, welches nicht von außen beeinflusst werden konnte.

Atlas D (Mercury Mission)

Atlas Mercury

Nutzlast: 1.360 kg für einen 185 km Orbit
Starts: 16, Fehlstarts: 3, Erfolgsquote: 81,3 %
Im Einsatz vom 14.4.59-27.7.67

Erste Stufe: Atlas D
Startmasse: 119.320 kg, Länge 21,20 m
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,90 m
Leermasse Marschtriebwerke: 2.585 kg
Leermasse Zentraltriebwerk und Tanks: 2.762 kg

Marschtriebwerke
Schub: 1.375 kN (Meereshöhe)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.432 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
Brennzeit: 135 sec.
Triebwerk: 2 × XLR-89-5

Zentraltriebwerk
Schub: 255 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.089 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 3.031 m/s
Brennzeit: 309 sec.
Triebwerk: 1 × XLR-105-5

Atlas-ableDie Atlas Able

Schon vor den bemannten Mercury-Flügen wurden 3 Atlas D mit Oberstufen ausgestattet, um Pioneer Sonden zum Mond zu befördern. 1959 hatten die Sowjets mit Luna 2 die erste Sonde auf dem Mond aufschlagen lassen und mit Luna 3 die ersten Bilder der Mondrückseite gewonnen. Die Amerikaner hatten einen einfachen Mondorbiter mit 175 kg Startmasse konstruiert und wollten zumindest die ersten sein, die einen Mondorbiter erfolgreich gestartet hatten.

Doch die stärkste bislang im Einsatz befindliche Trägerrakete, die Thor, konnte mit zusätzlichen Oberstufen gerade einmal 38 kg zum Mond bringen. Man kam nun darauf, die Able-Oberstufen der Vanguard Rakete auf die Atlas zu montieren. Diese hätte dann die erforderliche Nutzlast gehabt.

Zu diesem Zeitpunkt, Ende 1959, liefen noch die Testflüge der Atlas D als Interkontinentalrakete. Die Rakete war noch nicht stationiert. So wundert es nicht, dass alle 3 Flüge der Atlas-Able scheiterten. Bei je einem lag die Ursache an der Atlas und der Able. Ein dritter scheiterte an der Nutzlasthülle, die kollabierte. Eine vierte Rakete wurde bei statischen Tests am Boden zerstört.

Damit teilten diese Sonden das Schicksal der ersten vier Pioneer Sonden, die mit einer ähnlichen Kombination der Thor-Able gestartet waren. Die Able-Oberstufe war die zweite Stufe der Vanguard Trägerrakete, die einzige Oberstufe, welche die USA zu diesem Zeitpunkt im Einsatz hatten. Es war jedoch von vorneherein ein riskantes Unternehmen, denn weder die Atlas noch die Able-Oberstufen waren zu diesem Zeitpunkt einsatzbereit oder fehlerfrei.

Datenblatt Atlas Able

Einsatzzeitraum:

Starts:
Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Max. Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

Startkosten:

1959 – 1960

3, davon 3 Fehlstarts
0 % erfolgreich

35,00 m Höhe, 4,90 m Durchmesser

120.050 kg

680 kg in eine Erdumlaufbahn
176 kg in einen Mondtransferorbit
136 kg zu Mars/Venus

3,15 m Länge, 1,10 m Durchmesser, 179 kg Gewicht

10 Millionen Dollar (mit Nutzlast)


Booster (Atlas D)

Sustainer

Able

Altair 1

Länge

4,90 m

21,70 m

6,70 m

1,83 m

Durchmesser:

4,90 m

3,05 m

0,81 m

0,46 m

Startgewicht:

4.487 kg

114.695 kg

1.913 kg

238,1 kg

Trockengewicht:

4.487 kg

2,347 kg

435 kg

27,2 kg

Schub Meereshöhe:

1.334 kN

256 kN

12,56 kN

Schub Vakuum:

1.517,4 kN

353,4 kN

34,3 kN

14 kN

Triebwerke:

1 × XLR 89-5

1 × XLR 105-5

1 × AJ10-101

1 × X-248

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

2383 m/s

2088 m/s

Spezifischer Impuls (Vakuum):

2874 m/s

3030 m/s

2658 m/s

2456 m/s

Brenndauer:

135 s

275 s

120 s

36 s

Treibstoff:

LOX / Kerosin

LOX / Kerosin

Salpetersäure /
UDMH

fest

Atlas E+F

Die Atlas E und F stellten die letzten operationellen Versionen der Atlas als Interkontinentalrakete dar. Der Triebwerksblock wurde nochmals verbessert und der spezifische Impuls der Marschtriebwerke am Boden stieg auf 2.452 m/s und der Schub auf 1.470 kN (Gesamtschub 389.000 Pfund bei der Atlas E und 390.000 Pfund bei der Atlas F). Beim Zentraltriebwerk stieg der spezifische Impuls leicht auf 2.100 m/s am Boden an. Neu war auch ein System, welches über den Resttreibstoff informierte, so dass man die Reserven geringer auslegen konnte.

Die Atlas E und F waren als Träger identisch, unterschieden sich jedoch in der Elektronik. Beide verwandten nun eine komplett interne Steuerung (ohne Funkleitstrahl). Die F-Version hatte jedoch etwas mehr Schub und einen etwas größeren Gefechtskopf. Der militärisch wichtigste Unterschied war, dass die Rakete eingeschränkt Silotauglich war. Eingeschränkt hieß: Die Rakete konnte im Silo gelagert und befüllt werden (sie bekam ein neues Befüllungssystem),  aber sie musste zum Start herausgefahren werden. Das dauerte etwa 2 Minuten. Man konnte auch für kurze Zeit die Rakete gefüllt im Silo lassen und dann 5 Minuten nach einem Alarm starten. Das war jedoch nicht ungefährlich, 4 Atlas F explodierten beim Befüllen im Silo.

Der erste Test einer Atlas E fand im Oktober 1960 statt, gefolgt vom ersten Start einer Atlas F im August 1961. Ende 1962 waren die Tests beider Träger abgeschlossen und die Raketen einsatzbereit. Die erste Atlas E-Squadron war im September 1961 einsatzbereit und die erste Atlas F-Squadron im November 1962.

Durch den höheren Schub stieg auch die Startmasse auf 121 t an. 18 Atlas E und 72 Atlas F wurden stationiert. Die Atlas F war silotauglich, die Atlas E wurde horizontal transportiert, vor dem Start aufgerichtet und aufgetankt. Beide Raketen standen nur kurz im Dienst. Schon am 24.5.1963 wurde vorgeschlagen, sie auszumustern und schon am 20.4.1965 wurde die letzte Atlas ausgemustert. Der Grund war, dass die Rakete zu anfällig war: Die Startvorbereitungen dauerten lange, der Treibstoff war nicht lagerfähig und daher wurden die Raketen durch die Titan und Minuteman ersetzt.

Die Atlas E + F teilten das Schicksal der D Version: Nach dem Ausmustern, schon wenige Jahre nach der Aufstellung, wurden die Raketen als Träger für kleinere Satelliten umgerüstet. Die Raketen lagerten lange Zeit in der Norton Luftwaffenbasis, wo sie dann sukzessive verfeuert wurden. Zuerst verfeuerte man die Atlas F und ab 1980 dann die Atlas E. Nicht alle Träger, die ausgemustert wurden, wurden gestartet aber immerhin 57 der 90 Atlas E+F. Dazu kommen noch Träger, die eine Agena- oder Centaur-Oberstufe beförderten. Die letzte Atlas startete 1995 - mehr als 30 Jahre nach ihrer Ausmusterung! Insgesamt fanden statt:

Vergleicht man die Zahl der Flüge mit den stationierten Raketen (90), so fällt ein krasses Missverhältnis auf. Dieses ist ähnlich bei anderen frühen Trägern, wie der Thor, Titan I und II. Eine Auflistung aller Atlas E+F-Starts als Trägerrakete finden sie in einem eigenen Artikel, da dabei sehr viele verschiedene Oberstufen eingesetzt wurden, würde es den Umfang dieses Artikels sprengen.

Die Atlas als Raumfahrt Trägerrakete

Nach der Übernahme von Atlas Raketen aus dem militärischen Programm, setzte man diese Rakete mit wesentlich leistungsfähigeren Oberstufen auch in der Raumfahrt ein.

Die Atlas als Trägerrakete wurde vornehmlich mit 2 Oberstufen eingesetzt. Die erste Oberstufe war die Agena, die vor allem dazu diente, militärische Satelliten in nahe Umlaufbahnen zu befördern. Die Atlas-Agena diente auch als Zielkörper für die Gemini-Missionen. In der Regel war die Agena-Oberstufe fest mit der Nutzlast verbunden. Zahlreiche Spionage-Satelliten wurden mit dieser Rakete gestartet, hier wurde eine weitgehend unveränderte Atlas aus dem militärischen Programm eingesetzt.

Die Centaur als Oberstufe ersetzte dann langsam aber sicher die Agena und ist heute die einzige Oberstufe, die mit der Atlas verwendet wird. Lange Zeit wurde die Atlas weitgehend unverändert übernommen. Lediglich für die Centaur-Oberstufe wurde der Durchmessers der Atlas gleichbleibend auf 3,05 m angepasst und der Triebwerksblock wurde, wie schon bei der Atlas E und F, auf höhere Leistung gebracht. Der Schub der Marschtriebwerke betrug 1.680 kN und der des Zentraltriebwerkes 270 kN. Die Flüge der Atlas mit festen Oberstufen sind bei den Atlas D,E und F miterfasst, da es sich um Interkontinentalraketen mit zusätzlichen festen Oberstufen handelte, nicht um Raketen für Satelliten.

Die Atlas selbst wurde innerhalb dieses Programms in mehreren Varianten eingesetzt:

Die erste Atlas LV-3 (LV steht für Launch Vehicle Nr.3 nach der Delta und Scout) kam aus der Produktion der Atlas D. Für den Einsatz als Raumfahrtträger wurden die Raketen je nach Oberstufe modifiziert, so musste der Durchmesser der Atlas, der am Abschluss 161 cm betrug, der Oberstufe angepasst werden, darüber hinaus gab es Anpassungen am Steuersystem.

Die SLV 3 trug dem Bedarf nach einem standardisierten Träger (SLV = Standard Launch Vehicle) für die NASA Rechnung. 1962 schloss man einen Vertrag und die ersten Träger wurden 1965 ausgeliefert. Sie verwendeten den Triebwerksblock MA-5.

Schon 1965 reichte aber die Leistung der Atlas SLV 3 nicht mehr aus und es begann die Verlängerung der Atlas Tanks um 3 m. Die ersten der SLV-3A wurden 1967 ausgeliefert. Mit Ihnen flogen nur noch Agena- und Centaur-Oberstufen. In den späten achtziger Jahren wurden die Tanks nochmals erweitert. Diese Raketen werden im Artikel über die Atlas-Centaur beschrieben.

Atlas Agena A

Die Atlas Agena A wurde nur 4 mal eingesetzt, bevor die Agena durch die leistungsfähigere B-Version ersetzt wurde. Die Trägerrakete war noch die weitgehend unveränderte Atlas D. Die Nutzlasten waren je zwei Midas- und Samos-Satelliten. Midas gehörte zu den ersten Frühwarnsatelliten, während Samos einen frühen Aufklärungssatelliten darstellte. Bei diesen Missionen war die Agena noch fest mit den Nutzlasten verbunden, die dadurch später mit der Agena ihren Orbit verändern konnten. Zwei der vier Missionen scheiterten, dies lag an der Agena-Oberstufe. Mehr über die Agena-Oberstufe finden Sie in diesem Artikel.

Atlas Agena A

Atlas Agena A

Nutzlast max.: 2.300 kg in einen 185 km Orbit
Starts: 4, Fehlstarts: 2, Erfolgsquote: 50 %
Erststart: 26.2.1960, letzter Start: 31.1.1961

Erste Stufe: Atlas D
Länge: 20,27 m, Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,90 m
Startmasse: 117.150 kg
Leermasse: 3.050 kg Marschtriebwerke
Leermasse: 2.390 kg Zentraltriebwerk und Tanks

Zentraltriebwerk
Schub: 255 kN (Meereshöhe), 363 kN (Vakuum)
Brennzeit: 250 sec.
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.090 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.977 m/s
1 Triebwerk LR-105-5

Marschtriebwerke
Schub: 1.375 kN (Meereshöhe)
Brennzeit: 145 sec
spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.432 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.766 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Zweite Stufe: Agena A
Länge: 4,73 m, Durchmesser: 1,52 m
Startmasse: 3.790 kg
Leermasse: 885 kg
Schub: 68,9 kN
Brennzeit: 120 sec.
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.707 m/s

Die Atlas Agena B

Die B Version der Agena verfügte über doppelt so große Tanks wie die A Version. Mit dieser Stufe, die auch auf der Delta eingesetzt wurde, konnten große Nutzlasten transportiert werden. Die Rakete kam zwischen 1961 und 1965 zum Einsatz und beförderte sowohl militärische wie auch zivile Nutzlasten, z.B. die Mondsonden des Ranger Programms und die beiden ersten amerikanischen Raumsonden Mariner 1+2. Die Atlas wurde dabei aus der laufenden Produktion entnommen, das heißt, es fanden sich sowohl Atlas mit den Triebwerksblöcken der D,E und F-Version wie auch schon vereinzelt die stärkeren MA-5 Blöcke der zivilen Träger. Die Nutzlast ist daher schwer anzugeben. Mit der Atlas-D als Träger wird eine Nutzlast von 850 kg in den GTO-Orbit genannt. Die meisten Flüge erfolgten mit der Atlas D, einige mit der LV-3 und der letzte mit der SLV-3-Konfiguration.

Die beiden Vernier-Triebwerke hatte man etwas verkleinert, sie lieferten nun nur noch 2,2 statt 4,4 kN Schub. Sie brannten bei manchen Missionen noch etwa 30 Sekunden nach Brennschluss des Zentraltriebwerks. In dieser Zeit konnte die Rakete Höhe gewinnen und es war einfacher für die Agena B, höhere Bahnen zu erreichen, ohne dass man in der Schwerelosigkeit zünden musste, denn die Vernier-Triebwerke lieferten eine kleine Beschleunigung von 0,3 m/s. In dieser Version wurde die Atlas mit der Agena bis zu deren letzten Flug im Jahre 1978 eingesetzt.

Durch Anpassung an die Agena verschob sich die Brennzeit der Triebwerke. Die Hauptstufe arbeitete nun 130 Sekunden lang und das Zentraltriebwerk 250 Sekunden.

Atlas Agena B

Atlas Agena B

Nutzlast: 370 kg auf eine Mondtransferbahn
Starts: 28, Fehlstarts: 5, Erfolgsquote: 86,2 %
Erststart: 12.7.1961, letzter Start: 9.6.1966

Erste Stufe: Atlas MA-3
Länge: 20,67 m (21,90 m mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 117.780 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.174 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.376 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 270 kN (Meereshöhe), 385 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: 1.680 kN (Meereshöhe)
Brennzeit: 130 sec.
Spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.540 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.844 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Zweite Stufe: Agena B
Länge: 7,49 m, Durchmesser: 1,52 m
Startmasse: 7.167 kg
Leermasse: 867 kg
Schub: 71,2 kN
Brennzeit: 250 sec.
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.785 m/s

Atlas Agena D

Die Atlas Agena D wurde wie die B-Version mit zahlreichen Atlas-Unterstufen geflogen. Es fanden vom 12.7.1963-20.7.1965 15 Flüge mit der LV-3, vom 14.8.1965-7.12.1967 50 Flüge mit der SLV-3 und vom 4.4.1968-7.4.1978 12 Flüge mit der SLV-3A als Träger statt. Die enorme Zahl von Flügen von 1965-1968 geht auf die Starts der Spionagesatelliten der KH-7 Gambit-Serie zurück, die im monatlichen Abstand gestartet wurden. Nach Auslaufen dieses Programms ging die Zahl der Starts rapide zurück.

Zuerst setzte man die Atlas weitgehend unverändert als Raumfahrtträger ein. Dabei benutzte man in der Regel die ausgemusterten Atlas D, da diese Anfang der sechziger Jahre durch die E+F-Version ersetzt wurden. Sie wurde nun als Trägerrakete in das Arsenal der NASA übernommen und erhielt die Bezeichnung LV-3. LV stand für Launch Vehicle und 3 war die Nummer nach der Jupiter-C/Juno und Thor. Diese Atlas-Raketen aus der normalen Serienproduktion für Interkontinentalraketen wurden missionsspezifisch umgerüstet. Sie verfügten jedoch wie die normalen Atlas über eine Radionavigation. Die Oberstufe hatte zusätzlich einen eigene Elektronik und wurde nach einer Freiflugphase im Apogäum der Aufstiegsbahn der Atlas ICBM gezündet.

Weitere Änderungen bei der Atlas waren:

 

Atlas Agena D
Die Atlas Agena D
transportiert einen ATDA Zieladapter
für einen Gemini Flug.

Atlas Agena D

Nutzlast
2.000 kg in eine 185 km sonnensynchrone LEO Bahn
1.000 kg in eine GTO Bahn

Erste Stufe: Atlas MA-3
Länge: 20,67 m (21,90 m mit Stufenadapter)
Durchmesser: 3,05 m, Spannweite: 4,88 m
Startmasse: 117.780 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.174 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.376 kg

Zentraltriebwerk
Schub: 270 kN (Meereshöhe), 385 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: 1.680 kN (Meereshöhe)
Brennzeit: 120 sec.
Spezifischer Impuls (Meereshöhe): 2.540 m/s
spezifischer Impuls (Vakuum): 2.844 m/s
2 Triebwerke LR-89-5

Stufe 2: Agena D
Länge: 7,59 m, Durchmesser: 1,52 m
Startmasse: 6.821 kg
Leermasse: 673 kg
Schub (Vakuum): 71,2 kN
spez. Impuls: 2.943 m/s
Brennzeit: 265 sec.

Erststart: 12.3.1963, letzter Start: 20.7.1965
15 Starts, davon 1 Fehlstart. Zuverlässigkeit 93,3 %

Die zunehmende Anzahl von Starts machte es sehr bald nötig, die Atlas an die Bedürfnisse von Satellitenstarts anzupassen. Die Anforderungen lagen im organisatorischen Bereich (Möglichkeit der langen Lagerung ohne Tankbefüllung, Forderung nach weniger Zeit auf der Startrampe) aber auch im technischen Bereich (kein Umbau der Atlas zur Aufnahme von Oberstufen). Die ab 1964 eingesetzte SLV-3-Version der Atlas war eine standardisierte Atlas nur für Raumfahrtmissionen. Die SLV hatte einen einheitlichen Abschluss zur Aufnahme von 1,52 m breiten Oberstufen, in diesem Falle der Agena D. Eine zweite Version, die SLV-C, war für die Aufnahme der Centaur ausgelegt und hatte einen 3,05 m breiten Abschluss.

Atlas Agena D

Atlas SLV3 Agena D

Nutzlast
2.000 kg in eine 185 km, um 108 Grad geneigte Bahn
850 kg in eine GTO Bahn

Stufe 1: Atlas SLV-3
Länge: 20,57 m, Durchmesser: 3,05 m
maximale Spannweite: 4,90 m
Startmasse: 117.026 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.174 kg
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.326 kg

Marschtriebwerke
Schub: 1.680 kN (Meereshöhe)
spez. Impuls: 2.540 m/s (Meereshöhe)
spez. Impuls: 2.845 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.

Zentraltriebwerk
Schub: 270 kN (Meereshöhe), 379 kN (Vakuum)
spez. Impuls: 2.158 m/s (Boden )
spez. Impuls: 3.090 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 265 sec.

Stufe 2: Agena D
Länge: 7,59 m, Durchmesser: 1,52 m
Startmasse: 6.821 kg
Leermasse: 673 kg
Schub (Vakuum): 71,2 kN
spez. Impuls: 2.943 m/s
Brennzeit: 265 sec.

Erststart: 14.8.1964, letzter Start: 5.11.1967
48 Starts, davon 5 Fehlstarts. Zuverlässigkeit 89,5 %

Im Jahre 1968 genügte auch die SLV-3 nicht mehr den Anforderungen und man vergab an Convair einen Auftrag, die Atlas weiter zu verbessern. Die neue Version SLV-3A (A für Agena) verwandte verbesserte Versionen des Marsch- und Zentraltriebwerks. Beide nutzten den Treibstoff besser aus (besaßen einen höheren spezifischen Impuls) und die Marschtriebwerke auch einen höheren Startschub. Dies erlaubte es, die Atlas um 117 Zoll (297 cm) zu verlängern, wobei man den gemeinsamen Tankzwischenboden mit verschob, so blieb das Verhältnis von Kerosin und Sauerstoff gleich. Die Verlängerung des Tanks der Atlas machte es möglich, 48.000 amerikanische Pfund (21.773 kg) an Treibstoff mehr mitzuführen. In dieser Version wurde die Atlas mit der Agena bis zu deren letzten Flug im Jahre 1978 eingesetzt.

Die Agena D ersetzte in allen Versionen die Agena B, wurde jedoch anders als die Atlas während der 25-jährigen Einsatzgeschichte nicht angepasst. Die Agena wurde gegenüber der B-Version nochmals leichter und der spezifische Impuls wurde gesteigert. Die Nutzlast schwankt mit der verwendeten Atlas-Unterstufe, die letzte Version dürfte 2.722 kg in einen 185 km hohen Orbit befördert haben. Mit dieser Rakete wurden auch einige zivile Satelliten gestartet, so der erste RADAR Beobachtungssatellit SEASAT.

Im zivilen Programm fand die Atlas mit der Centaur-Oberstufe reichen Einsatz als Träger von Planetensonden und schweren Satelliten. Mehr über die Atlas Centaur und ihre Nachfolger Atlas 1,2,3,V in einem eigenen Aufsatz.

Atlas Agena D

Atlas SLV3A Agena D

Nutzlast
2.720 kg in eine 185 km LEO Bahn
1.270 kg in eine GTO Bahn
650 kg zum Mond
440 kg zum Mars
Erststart: 4.3.1968, letzter Start: 7.4.1978
12 Starts, davon 1 Fehlstart. Zuverlässigkeit 91,6 %

Stufe 1: Atlas SLV-3
Länge: 23,2 m, Durchmesser: 3,05 m
maximale Spannweite: 4,90 m
Startmasse: 141.324 kg
Treibstoff: 134.123 kg
Leermasse: 7.201 kg
Leermasse Marschtriebwerke: 3.646 kg (mit Resttreibstoff)
Leermasse Zentraltriebwerk: 3.555 kg

Marschtriebwerke: YLR-89 NA7
Schub: 1.626,33 kN (Meereshöhe), 1.858 kN (Vakuum)
spez. Impuls: 2.488 m/s (Meereshöhe)
spez. Impuls: 2.843 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 174 sec.

Zentraltriebwerk: YLR-105 NA7
Schub: 269,031 kN (Meereshöhe), 383,862 kN (Vakuum)
spez. Impuls 2.138 m/s (Boden )
spez. Impuls 3.050 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 265 sec.

Stufe 2: Agena D
Länge: 7,59 m, Durchmesser: 1,52 m
Startmasse: 6.667 kg
Leermasse: 615 kg
Schub (Vakuum): 71.178 kN
spez. Impuls: 2.854 m/s
Brennzeit: 265 sec.

Links:

Starts der Atlas Trägerrakete

Die Atlas mit festen Oberstufen

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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