Raketen die es geben könnte: Die Saturn IB Centaur

Saturn IB Centaur
Ich will heute mal eine lockere Reihe beginnen, in der ich Aufrüstoptionen für real existierende Trägerraketen bzw. früher existierende Modelle diskutiere. Die Nutzlastangaben basieren darauf, dass die Endgeschwindigkeit gleich bleibt, bzw. wenn ich davon abweiche werde ich dies begründen. Das ist natürlich nicht 100% genau, aber doch recht genau, da anhand der Datensätze die ich von etwa 200 Modellen habe, sich bei der Endgeschwindigkeit in einer Familie ohne drastische Änderungen am Design kaum etwas geändert. (Bei Ariane 5 wird z.B. je nach Modell eine um 2270 und 2400 m/s höhere Geschwindigkeit benötigt als nach den Orbitgesetzen anzunehmen). Diese Verluste die auch Hubarbeit, Luftwiderstand und Gravitationsverluste beinhalten sind zwar von Familie zu Familie je nach der Beschleunigung unterschiedlich, aber innerhalb gleicher Technologie recht konstant.

Heute macht den Anfang die Saturn Träger Familie. Das erste Modell, die Saturn IB Centaur wurde auch von der NASA untersucht und wird in der nächsten Auflage des Raketenlexikons dabei sein. Die Daten über die Rakete und die Nutzlastangaben sind daher keine Spekulation, sondern stammen von der NASA. Eine Saturn IB hätte als Nutzlast eine Centaur Oberstufe mit der Nutzlast befördert. Die Centaur ist ja schon auf einigen Trägern zum Einsatz gekommen bzw. vorgeschlagen worden so Titan, Atlas, Atlas III/V (andere Erststufe, trotz ähnlichem Namens) und dem Shuttle. Da die Centaur wiederzündbar ist und ihren eigenen Bordcomputer hat ist ein Wechsel relativ leicht möglich. So muss z.B. die Trägerrakete nicht eine Centaur Oberstufe in eine Umlaufbahn bringen können, da die Centaur durch Wiederzündbarkeit zuerst einen Parkorbit und dann den Zielorbit erreichen kann. Das ist bei Planetensonden und GTO Missionen wichtig.

So untersuchte auch die NASA den Einsatz der Centaur auf der Saturn IB. Dabei war an eine Konfiguration wie später bei der Titan 3E gedacht worden: eine große Nutzlasthülle von 6,62 m Durchmesser sollte Centaur und Nutzlast umgeben. Die Isolation der Centaur konnte dann weitgehend entfallen. Die Änderungen an beiden Trägern waren minimal. So benötigte Die Centaur wegen der größeren Nutzlast etwas mehr Treibstoff für die Lageregelungstriebwerke. Die S-IVB hätte Retroraketen bekommen, die bei den bemannten Einsätzen nicht nötig waren. Die Centaur wurde von ihrem Bordcomputer gesteuert und die Saturn IB von ihrer IU. Eine alternative Konfiguration war eine Saturn IB mit einer „Superisolation“. Sie war für Mondmissionen gedacht und hätte z.B. ein Raumschiff zum Mond und nach 10 Tagen zurück zur Erde bringen können. Die Superisolation musste die Treibstoffe über 14 Tage am Verdampfen hindern, da die Centaur der einzige Antrieb gewesen wäre. Diese Isolation wog 657 kg mehr als die normale. Das Datenblatt weist diese Version aus, sie hätte rund 4400 kg auf einen Fluchtkurs gebracht. Die Version ohne diese Superisolation sogar über 5 t.

Es blieb bei den Studien. Zum einen wurden bald Planungen für sehr große Raumsonden aufgegeben. Die einzige konkret geplante Nutzlast war die Voyagermission zum Mars. Sie wurde immer schwerer, auch weil optimistische Annahmen über die Zusammensetzung der Marsathmosphäre durch Mariner 4 wiederlegt wurden. Schließlich wurde Voyager zu schwer für die Saturn IB Centaur. Pläne riskante bemannte Missionen wie Mondumrundungen wurden auch bald fallen gelassen. Zum zweiten offeriert die Titan IIIC mit der Centaur Oberstufe fast dieselbe Nutzlast zu einem viel günstigeren Preis. Diese Version wurde dann auch als Titan 3E siebenmal zwischen 1974 und 1977 eingesetzt. Obwohl die NASA ja noch zwei Saturn IB übrig hatte gab es nie die Überlegung diese einer zweiten Verwendung zuzuführen.

Datenblatt Saturn IB Centaur

Einsatzzeitraum:Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Nutzlast:

Nutzlastverkleidung:

IU:

keiner

61,50 m Höhe
6,60 m Durchmesser

589.000 kg

15.200 kg in einen LEO-Orbit
6.080 kg in einen GTO-Orbit
1.040 kg in eine Hohmann-Transferbahn zu Jupiter (mit Burner II Kickstufe)
4.060 – 5.170 kg zum Mars (ungünstiges / günstiges Startfenster)

2.540 – 4.037 kg Gewicht, 17,3 m / 18,16 m Höhe, Basisdurchmesser 6,62 m

6,60 m Durchmesser, 0,91 m Höhe, 1.156 kg Gewicht

S-IB S-IVB Centaur D
Länge: 25,50 m 17,80 m 9,10 m
Durchmesser: 6,60 m 6,60 m 3,05 m
Startgewicht: 438.447 kg 115.536 kg 16.160 kg
Trockengewicht: 38.781 kg + 2.970 kg Stufenadapter 11.061 kg 2.627 kg
Schub Meereshöhe: 7.408 kN
Schub Vakuum: 8.240 kN 890 kN 133,4 kN
Triebwerke: 8 × H-2 1 × J-2 2 × RL 10A-3-3
Spezifischer Impuls
(Meereshöhe):
2560 m/s
Spezifischer Impuls
(Vakuum):
2873 m/s 4180 m/s 4354 m/s
Brenndauer: 155 s 475 s 470 s
Treibstoff: LOX / Kerosin LOX / LH2 LOX / LH2

 

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