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Die Centaur Oberstufe

Centaur EntwicklungObwohl 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, der 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 70 Jahre Transporte von Kommunikationssatelliten hinzu, die heute den Großteil der Nutzlasten ausmachen.

Die Centaur Oberstufe ist die leistungsfähigste über welche die USA verfügen, und war die erste die den energiereichen Wasserstoff als Antrieb nutzte. Die Centaur wurde ab 1958 entwickelt und die Entwicklung kostete damals insgesamt 450 Millionen US Dollar (Die gesamte Entwicklung der Ariane 1 war in etwa genauso teuer).

Die Technik der Centaur

Mit der Centaur betrat man weitestgehend Neuland. Es war die erste Stufe welche Wasserstoff und Sauerstoff als Treibstoffe einsetzte, wobei vor allem der Wasserstoff Probleme machte. Mit ihm mussten Triebwerke vor der Zündung vorgekühlt werden und die tiefen Temperaturen führten zu Veränderung der Materialeigenschaften. Zudem kann Wasserstoff sehr leicht Metall durchdringen. Dies machte bei der Entwicklung Probleme und ohne gute Isolation zwischen den Tanks gefror der 70 Grad Celsius "heißere" Sauerstoff zu Eis.

Ein weiteres Problem war die Forderung nach einer Wiederzündbarkeit der Oberstufe die für Mond- und Planetenmissionen eine größere Flexibilität erlaubt hätte. Dies wurde durch ein zweites System garantiert, welches die Stufe mit Nutzlast während der Freiflugphase stabilisierte und den Treibstoff vor der Zündung sammelte. Dieses versagte bei den Tests, so dass die NASA alle Mond- und Planetensonden bis zum Start von Mariner 10 direkt startete, also ohne eine Parkbahn vorher einzuschlagen. Die ursprüngliche Auslegung der Centaur sah mindestens 2 Zündungen mit Freiflugphasen von maximal einer Stunde vor.

Die Centaur teilt ein Konstruktionsmerkmal mit der Atlas: Um eine möglichst hohe Nutzlast zu transportieren war man bestrebt das Leergewicht der Stufe zu reduzieren. Man erreichte dies indem man die Tankwände so dünn machte, dass sie nur bei einem hohen Innendruck stabil sind und sonst unter ihrem eigenen Gewicht kollabieren würden. Die Tanks bestehen aus einzelnen, dünnen Stahlblechstreifen die durch Rollnähte verbunden sind.

Wasserstoff und Sauerstofftank werden durch einen doppelwandigen Zwischenboden getrennt. An diesem ist eine Fieberglasisolation von 6.35 mm Stärke angebracht. Die Isolation wurde während der Entwicklung geändert. Zuerst war folgendes geplant: Vor Betankung wird dieser Zwischenboden mit trockenem Stickstoff unter Druck gesetzt, dann zuerst der Wasserstoff betankt. Der Stickstoff friert aus und bildet so ein Vakuum welches als Isolation wirkt. Es zeigte sich dass dies nicht funktionierte und Wasserstoff in das Vakuum eindrang und die Isolation beschädigte. Dann setzte man den Zwischenboden mit Helium unter Druck. Dieses isolierte auch und verhinderte das Eindringen von Wasserstoff.

Die Zelle besteht praktisch nur aus dem Schubgerüst für die Triebwerke. Es gibt keine Zellenstruktur welche die Kräfte auf die Tanks übertragen oder die Struktur der Tanks versteift. Die Triebwerke sind ohne Zwischenstück direkt am Tankboden angebracht. Mit dieser extremen Leichtbauweise konnte man die Leermasse der Centaur auf 1610 kg reduzieren. Anders ausgedrückt: Die Centaur ist leichtgewichtiger als Stufen wie die Transtage mit Treibstoffen mit geringerem Volumen und kleineren Triebwerken.

Centaur D-1TDie Druckbeaufschlagung der Tanks erfolgt mit Helium, welches in kugelförmigen Tanks mitgeführt wird und unter 345 Bar Druck steht. Je nach Missionsdauer und Zahl der Wiederzündungen kann eine oder zwei Flaschen mitgeführt werden. Der Druck in den Tanks beträgt vor der Zündung 0.55-0.7 Bar. Da dieser Druck nicht für den Betrieb der Pumpen ausreicht erhöhen kleine Propellerpumpen an den Tankverbindungen den Druck auf 4.5 Bar (Wasserstoff) bzw. 4.9 Bar (Sauerstoff). Diese Vorpumpen ersetzen auch ein Druckventil indem sie durch ihre Drehzahl den Ausgangsdruck regeln können.

Die Triebwerke RL-10 sind hydraulisch schwenkbar. Die Lageregelung in der Rollachse geschieht durch 4 Verniertriebwerke die Hydrazin katalytisch zersetzen.

Die Centaur verfügt über einen eigenen, von der Trägerrakete unabhängigen Bordcomputer mit einem internen Referenzsystem (früher Gyroskope, heute Laserringkreisel). Dies machte auch den Wechsel zwischen verschiedenen Trägerraketen relativ einfach. Er steuert die Centaur autonom und zündet diese nach Freiflugphase zum festgelegten Zeitpunkt automatisch und trennt auch die Nutzlast ab. Eine 80 kg schwere Batterie liefert eine Gleichspannung von 28V und über zwei Transformatoren auch 115 und 400 V Wechselstrom (einphasig / dreiphasig).

Die Centaur verwendet die weitere Triebwerke auch zur Vorbeschleunigung vor Zündung der RL-10 Triebwerke. Bei der ursprünglichen Centaur waren dies 4 Triebwerke neben dem Haupttriebwerk von je 227 N Schub. Während einer Freiflugphase wird die Centaur durch 6 weitere Triebwerke stabilisiert, die Wasserstoffperoxid katalytisch zersetzen. (4 tangential eingebaute Triebwerke mit 13.4 N Schub) und zwei radiale Triebwerke für die Rollsteuerung mit 6.67 N Schub). Wasserstoffperoxid ist ein instabiler Stoff, der bei Kontakt mit Metallen zerfällt. Dabei entsteht eine heiße Mischung aus Wasserdampf und Sauerstoff, welche durch die Düsen zur Lageregelung und Vorbeschleunigung der Treibstoffe geleitet wird. Die Unkenntnis wie schubstark diese Düsen sein müssen, verursachte in der frühen Entwicklung einige Fehlstarts. Das Wasserstoffperoxid für beide Düsensysteme wird in Kugeltanks am unteren Ende der Stufe mitgeführt. Moderne Versionen haben das Wasserstoffperoxid durch Hydrazin ersetzt.

Die Centaur verfügt nur über dünne Stahltanks die nur 0.127 mm (Wasserstofftank) beziehungsweise 0.26 (Sauerstofftank) mm dick sind. Der untere Tank ist ellipsenförmig und enthält den Sauerstoff. Der obere Tank den Wasserstoff. Wie bei der Atlas Trägerrakete ist der Tank nicht selbsttragend und wird durch Helium Überdruck in den Tanks versteift. Diese Technik spart nicht nur Gewicht ein, sondern ermöglichte es auch 80 % der Fertigungswerkzeuge der Atlas für die Centaur Fertigung zu übernehmen. Insgesamt wogen die Tanks lediglich 430 kg.

Der Wasserstofftank ist zur Isolation mit einer Fiberglashülle umgeben. Zwischen zwei Fieberglasschichten ist eine 25 cm dicke Schaumstoffschicht eingebracht, die durch Fiberglasfasern versteift ist. Diese Hülle wird 6.3 mm von der Tankoberfläche entfernt fixiert. Ein ständiger Heliumstrom verhindert vor dem Starten das Kondensieren von Luftfeuchtigkeit in diesem Zwischenraum. Das besondere an dieser 320 kg schweren Isolation ist, dass sie während des Fluges abgeworfen wurde, bevor die Centaur gezündet wurde. Die Leermasse der Stufe also nicht erhöht. Sie isolierte die Stufe vor allem während des Aufstiegs gegen die Wärme die beim Durchqueren der unteren Atmosphäre entsteht. Die Isolation bestand aus 4 Segmenten die mit Metallbändern an der Stufe angebracht waren und bei einem nominellen Flug bei Mach 10 im Fluge abgesprengt wurden. Für lange Freiflugphasen kann dies aber auch unterbleiben um den Treibstoff besser zu kühlen und die Verdampfungsverluste zu minimieren. Ab der Centaur I wurde diese durch eine fest angebrachte Schicht aus Polyvinylchloridschaum (PVC) von 1.6 cm Dicke ersetzt, da nun die Centaur im Regelfall längere Freiflugphasen absolvieren muss wie z.B. beim Aussetzen von Satelliten in den GSO Orbit. Die feste PVC Schicht ist aber leichter als die Fiberglasstruktur.

Die Menge an Treibstoff die mitgeführt wurde variierte im Laufe der Entwicklung. Die erste Centaur führte 13940 kg mit. Die Leermasse lag bei der ersten Version bei 1610 kg. Dazu kamen noch die Isolationselemente und deren Befestigungselemente. Sie wogen 320 kg, so dass die Startmasse bei 15800 kg lag. Die Abmessungen betrugen 3.05 m Durchmesser und 9.10 m Länge. Damit verlängerte die Centaur die Atlas und erlaubte im Vergleich zu der bislang eingesetzten Agena Oberstufe größere Nutzlasten.

Das Triebwerk RL-10

RL-10A-3-3Der Antrieb der Centaur ist das Triebwerk RL-10. Die Centaur setzte ursprünglich zwei Triebwerke des Typs RL-10 ein. Heute gibt es auch Versionen mit nur einem Triebwerk. RL-10 von Rocketdyne ist ein mehrfach wiederzündbares Raketentriebwerk. Es verwendet eine Turbine um die Pumpen anzutreiben, dabei ist die Wasserstoffpumpe zweistufig und die Sauerstoffpumpe einstufig. Die bei der folgenden Beschreibung angegebenen Werte gelten für die erste Version die im Orbit eingesetzt wurde: RL-10A-3.

Ein Getriebe mit einem Übersetzungsverhältnis von 2.5 zu 1 treibt beide Turbopumpen an. Es wird mit einer Rate von 45.4 g/Wasserstoff/s gekühlt. Die Drehzahl der Turbine von 28400 U/min wird 1:1 zu Wasserstoffpumpe weitergegeben und für die Sauerstoffpumpe auf 11380 U/min reduziert.

Die Wasserstoffturbopumpe verbrennt Wasserstoff mit Sauerstoff in einer wasserstoffreichen Mischung. Diese Mischung wird nach dem Antrieb der Turbinen ebenfalls in die Brennkammer eingeleitet. Die Wasserstoffpumpe erreicht eine Leistung von 460 kW, die Sauerstoffpumpe 59.8 kW. Der Schub wird konstant gehalten durch ein rückgekoppeltes Ventil welches als Funktion des Brennkammerdrucks den Zufluss zur Turbine reguliert. Beim Start ist dieses Ventil noch nicht aktiv, so dass hier das RL-10 einen kurzzeitigen Spitzenwert von 77.6 kN erreicht.

Das Triebwerk RL-10 wurde im Laufe der Entwicklung mehrfach verbessert und es gibt zahlreiche Subversionen. Die am längsten eingesetzte Version war das RL-10A-3-3 mit einem Schub von 66.7 kN. Es wurde von 1973-1989 eingesetzt.

Das Gewichtsverhältnis von Wasserstoff: Sauerstoff betrug bei der ersten Version 1:5, wurde aber im Laufe der Entwicklung sauerstoffreicher.

RL-10B2Für die Kühlung des Injektors, in dem der Treibstoff eingespritzt wurde verwendete man ein innovatives Neudesign. Man baute ihn aus vielen Stahlnetzen die dann unter Hitze gesintert wurden. So entstand ein hochporöser Injektor, der gut von dem durchströmenden Wasserstoff gekühlt wurde. Ein Problem jedes Triebwerks ist die Zündung. Bei bestimmten Substanzen ist sie einfach, weil sie sich spontan bei Kontakt entzünden. Wasserstoff und Sauerstoff gehören nicht dazu. Wie bekommt man dann aber die Turbopumpen zum Laufen ? Man nützte dazu den Wasserstoff der rasch in den gasförmigen Zustand überging. Öffnete man das Ventil so floss zuerst eine kleine Menge Wasserstoff in die Leitungen, verdampfte in der Brennkammerwand und der Düse und das Gas trieb die Wasserstoffpumpe auf niedriger Drehzahl an. Diese trieb über eine Übersetzung die Sauerstoffpumpe an und so gelangte eine erste kleine Menge Wasserstoff und Sauerstoff in die Brennkammer. Dort wurde sie durch Elektrische Hochspannungentaldungen (20 Entladungen/s) entzündet und lieferte dann noch mehr heißes Gas welches dann die Turbinen auf Nenndrehzahl hochfuhr. Die Abgase der Turbopumpe gelangten dann in die Brennkammer. Dieses "Bootstrap Cycle" genannte Verfahren erlaubt es eine Stufe im Prinzip beliebig oft wiederzuzünden und wurde bei dem RL-10 Triebwerk erstmals eingesetzt.

Vor dem Einsatz in der Saturn hat man einzelne RL-10 Triebwerke bis zu 1680 Sekunden lang kontinuierlich betrieben und bis zu 70 mal gezündet ohne das Teile ersetzt werden mussten (Die nominelle Brenndauer betrug bei der Saturn I 470 s). Ein RL-10 Triebwerk lieferte anfangs 66.7 kN Schub bei einer Höhe von 1.72 und einem Durchmesser von 99 cm. Im Laufe der Entwicklung wurde dieser Schub auf 110 kN gesteigert. Der spezifische Impuls betrug bei den Entwicklungsmustern 4168 m/s, bei den Serienexemplaren 4355 m/s. Diese Versionen wurden dann sehr lange eingesetzt bis man bei dem Typ RL-10A-3-3A das Triebwerk modernisierte und vereinfachte.

Parameter RL-10A-3 Wert
Schub im Vakuum Boden 66.7 kN
maximaler Abweichung vom Nennschub 133.4 N
Spezifischer Impuls Vakuum 4187 m/s
Mischungsverhältnis LOX zu LH2 5.0 zu 1
Verbrennungsträger flüssiger Wasserstoff (LH2)
Oxidator flüssiger Sauerstoff (LOX)
Brennzeit bis 90 % Schub 470 s
Anlaufzeit 2 s
maximaler Schub beim Start 76.77 kN
Brennschlussimpuls 578 +/ 111 N
Druck LOX Einlaß an Pumpe 3.41 Bar
Druck LH2 Einlaß an Pumpe 2.32 Bar
minimaler Druck um LOX Pumpe zu starten 1.0 Bar
minimaler Druck um LH2 Pumpe zu starten 0.6 Bar
Schuberhöhungsrate 111 N/ms
Brennkammerdruck 21.1 Bar
Expansionsverhältnis 40:1
Durchsatz LOX Triebwerk 13.5 kg/s
Durchsatz LH2 Triebwerk 2.44 kg/s
Dumpkühlung LH2 0.25 kg/s

Hier die Daten der Treibstoffförderungssyteme

Parameter RL-10A-3 Wert
Turbine
Treibstoffluss LH2 2.51 kg
Turbine Leistung 453 kW
Eingangsdruck 45.6 Bar
Ausgangsdruck 30.6 Bar
Drehzahl 28400 U/min
LH2 Turbopumpe:
Drehzahl 28400 U/min
Leistung 460 kW
Förderrate 2.65 kg/s
LOX Turbopumpe
Drehzahl 11350 U/min
Leistung 59.8 Bar
Förderrate 13.3 kg/s
minimaler Druck um LH2 Pumpe zu starten 0.6 Bar
Schuberhöhungsrate 111 N/ms
Brennkammerdruck 21.1 Bar
Expansionsverhältnis 40:1
Durchsatz LOX Triebwerk 13.5 kg/s
Durchsatz LH2 Triebwerk 2.44 kg/s
Dumpkühlung LH2 0.25 kg/s

Die "3A" Version des RL-10 wurde für die Centaur G auf dem Space Shuttle entwickelt, aber nur auf anderen Raketen eingesetzt. Die folgende Tabelle informiert über die wesentlichsten Änderungen:

  RL-10A-3 RL-10A-3A
Schub: 66.7 kN 73.4 kN
spezifischer Impuls 4355 m/s 4373 m/s
Flächenverhältnis 57:1 61:1
Brennkammerdruck 29.5 bar 32.2 bar
Vorpumpen notwendig nicht notwendig
Pumpeneinlassdruck Wasserstoff Sauerstoff Wasserstoff Sauerstoff
bei Triebwerksstart 3.37 bar 8.09 bar 2.07 bar 3.37 bar
im Triebwerksbetrieb 2.11 bar 4.25 bar 2.01 bar 3.02 bar
Starts pro Flug max. 8 ?

Das Triebwerk RL-10 machte folgende Evolution durch:

Bezeichnung Einsatz auf... Spez. Impuls [m/s] O:H Brennkammerdruck
Mündungsverhältnis
Masse Schub Bemerkung
RL-10 1961-1965 4023 5.0:1 20 Bar / 40 133 kg 66.7 kN Vorserienmodell für Bodentests
RL-10 A-1 1961-1967 Atlas LV-3C 4264 5.0:1 24 Bar / 47 131 kg 66.7 kN Erste Atlas Testflügen
RL-10 A-3 Saturn 1965/66 Saturn I 4187 5.0:1 21 Bar / 40 66.7 kN Saturn I Version
RL-10 A-3 1967-1973 Atlas SLV-3C 4354 5.0:1 28 Bar / 51 131 kg 66.7 kN operationell in der Centaur D/D-1A/D-1T
RL-10 A-3-3 1973-1989 Atlas SLV3D, Atlas G, Titan 3E 4354 5.0:1 28.1 Bar / 61 141 kg 66.7kN operationell in der Centaur G / Centaur G Prime, Centaur T
RL-10A-3-3A 1984-2002 Atlas G, Atlas I+II, Titan 4,Space Shuttle 4374 5.0:1 32.3 Bar / 61 141 kg 73.4 kN operationell in der Centaur G, Centaur I+II
RL-10 A-4 1984-2002 Atlas IIA, Atlas IIAS 4404 5.5:1 39 Bar / 84 168 kg 92.50 kN operationell in der Centaur II / IIA
RL-10 A-4-1 1999- Atlas III, Atlas V 4424 5.5:1 39 Bar / 84 167 kg 99.10 kN operationell in der Centaur IIIA
RL-10 A-5 1994-1996 DC-X 3740 6:1 39.12 Bar / 4 143 kg 64.7 kN Version für den Betrieb am Boden auf 30 % Schub regelbar
RL-10B2 1998- Delta 3, Delta IV 4565 5.88:1 ? / 200 297 kg 110.9 kN Mit Erweiterbaren Düsen, Im Einsatz auf der Delta

Im Jahre 1965 untersuchte man ob man nicht das RL-10 A-3-3 auch mit der Mischung Fluor : Wasserstoff betrieben kann. Theoretische Untersuchungen von Rocketdyne, zeigten, dass man das Triebwerk dazu kaum modifizieren müsste. Mit einem Expansionsverhältnis von 1:57 sollte dieses Triebwerk einen spezifischen Impuls von 4491 m/s erreichen. Viel wichtiger als der etwas höhere spezifische Impuls war aber das Fluor und Wasserstoff sehr hohe Mischungsverhältnisse haben. Berechnet wurde das Triebwerk mit 9:1, doch auch 14:1 wären möglich gewesen. Damit kann man die Wasserstofftanks kleiner machen und sehr viel Gewicht sparen. Eine 3992 kg schwere Kickstufe (Leergewicht 817 kg) war für Hochenergiemissionen und direkten Einschuss in den geosynchronen Orbit sowie als Oberstufe einer Saturn Centaur untersucht worden. Es kam jedoch nie zu einer Umsetzung.

Dasselbe galt für die Saturn 1B - Centaur. Sie war als Träger für überschwere Marslander (Projekt Voyager) erwogen worden. Als man 1965 durch Mariner erfuhr wie niedrig der Bodendruck war wurden diese Lander aber zu schwer für die Saturn 1B Centaur.

Mehr über das RL-10 in den anderen Versionen in dem Aufsatz über das RL-10.

Entwicklungsgeschichte

Die Entwicklung der Centaur war eines der teuersten Projekte der damaligen Zeit. Gründe lagen zum einen weil man in vielen Bereichen technisches Neuland mit den entsprechenden Problemen und Kostensteigerungen betrat. Zum anderen gab es organisatorische Mängel. Das Centaur Programm wurde von der Air Force begonnen, am Marshall Space Flight Center in Huntsville fortgeführt und vom Lewis Forschungszentrum beendet - das dabei die Kosten explodierten ist nicht ungewöhnlich.

Pläne für die Entwicklung von Triebwerken die Wasserstoff als Treibstoff nutzen, gab es schon länger. Der Startschuss fiel mit einer Ausschreibung im Jahre 1956. Die Centaur wurde von Krafft Ehricke einem der vielen "Deutschen" die im NASA Programm arbeitete entworfen. Er war auch der erste Chef des Centaur Programms. Ehricke hatte sich schon vor dem Erstflug der Atlas Gedanken gemacht wie man die Nutzlast steigern könnte und eine Stufe mit Wasserstoff als Verbrennungsträger entworfen die dem Durchmesser der Atlas angepasst war. Zuerst erarbeitete Corvair, der Hersteller der Atlas die Centaur auf eigene Faust. Als das Raumfahrtzeitalter mit dem Start von Sputnik 1 begann bekam das Projekt jedoch Unterstützung seitens der Regierung, denn mit einer Stufe die flüssigen Wasserstoff verwendete konnte man 35-40 % größere Nutzlasten transportieren als mit einer Stufe die Kerosin oder Hydrazin als Verbrennungsträger einsetzte. Im Dezember 1957 fragte Ehricke die US Air Force nach einem Auftrag für die Entwicklung einer Stufe mit Wasserstoff als Treibstoff. Damals lehnte die USAF diese Anfrage nach 15 Millionen USD noch ab. Dieser erste Entwurf basierte noch auf einem einfacheren Antrieb aus 4 Triebwerken mit jeweils 7500 Pfund Schub (33.6 kN). Der kleinere Schub ließ eine Druckförderung zu, wodurch man keine Turbopumpe bauen musste die bei den tiefen Temperaturen von Wasserstoff arbeitete.

Das Design von Ehricke wurde überarbeitet. Inzwischen hatte Rocketdyne eine Turbopumpe in der Entwicklung die auch für flüssigen Wasserstoff eingesetzt werden konnte. Dadurch konnte man die Anzahl der Triebwerke halbieren und diese mit einem größeren Schub auslegen. Weiterhin sah Ehrickes erstes Konzept zwei Tanks für Wasserstoff und Sauerstoff vor, jeweils mit einem kleinen inneren Tank, der Treibstoff für einen Restart enthielt. Das Pratt & Whitney Triebwerk (damals baute die Firma noch keine Raketentriebwerk, hatte aber Erfahrungen mit Düsentriebwerken mit Wasserstoff) erforderte aber keinen Treibstoff für den Start. Dadurch konnten die Tanks wesentlich einfacher gebaut werden und man kam zu der oben beschriebenen druckstabilisierten Lösung. Der doppelwandige Zwischenboden erwies sich als eine der wichtigsten Neuerungen bei der Centaur und er machte auch Probleme. Man entdeckt z.B. das der Wasserstoff durch den Zwischenboden diffundieren konnte.

Das neue Konzept stellte Ehricke im August 1958 vor und er konnte nun auch konkrete Angaben für die Entwicklung vorweisen. Die Entwicklung einschließlich von 6 Flugeinheiten der Centaur sollte 36 Millionen USD kosten und 25 Monate dauern. Der Erststart wäre im Januar 1961 möglich. Die Air Force genehmigte das Projekt. Die Entwicklung begann im Oktober 1958 unter der Auflage soviel wie möglich von den Atlas Herstellungsmethoden und Werkzeugen zu verwenden. Im Juni 1959 stiegen die Kosten unter Hinzunahme einer Steuerung auf 42 Millionen USD an.

Schon im Juli 1959 erfolgte der erste Bodentest des Triebwerks RL-10. Diesem ersten Test folgten noch viele und die Entwicklung des RL-10 verlief langsamer als man vermutet hatte. Ursprünglich sollte der erste Test einer Centaur im Orbit im Januar 1961 stattfinden. Doch als man am 7.11.1960 den ersten Test mit zwei RL-10 Triebwerken in der Centaur Konfiguration fuhr explodierte Die Stufe, weil nur eines der beiden Triebwerke gezündet hatte und der Treibstoff aus dem anderen Triebwerk sich dann entzündet hatte. Später gab es Risse im Wasserstofftank bedingt durch die tiefen Temperaturen. Von der Centaur wich man trotz steigender Kosten nicht ab, denn sie wurde zu einem Kernpunkt im militärischen Programm. Im Dezember 1959 wurde sie als Träger für 10 "Advent" Kommunikationssatelliten auserkoren. Die Advent Satelliten waren als militärische Kommunikationssatelliten konzipiert die Punkt zu Punkt Verbindungen schalten sollten. Sie wogen 1200 Pfund (544 kg) und sollten in den geostationären Orbit platziert werden. Damit waren sie zu schwer für eine Atlas-Agena und erforderten die Centaur Oberstufe. Im Dezember 1959 kam es zu einer anderen wichtigen Entscheidung. Abe Silverstein plädierte für den Einsatz von Wasserstoff in den Oberstufen der Saturn. Wernher von Braun und sein Team opponierten gegen diese Entscheidung. Die Saturn sollte ein bemannter Träger werden und daher so sicher wie möglich. Andererseits hatte von Braun noch Tests eines Wasserstoff-Triebwerks in den 30 er Jahren in Erinnerung und kannte die damals auftretenden Probleme mit Lecks durch die Diffusion von Wasserstoff und die Materialalterung durch die tiefen Temperaturen. Schließlich konnte man von Braun nach einer Woche Klausurtagung überzeugen das die Saturn C-1 (sie spätere Saturn I) eine zweite Stufe mit 4 auf 88.9 kN im Schub gesteigerten RL-10 Triebwerken und eine dritte Stufe mit 2 normalen RL-10 Triebwerken erhalten sollte. Grund dafür war wohl, dass Wernher von Braun einsah, dass man ohne Wasserstoff als Treibstoff eine riesige Rakete brauchte um auf dem Mond zu landen. Er wandte sich aber gegen die Technik der Centaur und die S-IV Stufe die aus den beiden Oberstufen entstand hatte eine massive Tankkonstruktion die keinerlei Druckstabilisierung erforderte. Anders als die Centaur machte die S-IV bei der Entwicklung auch keine Probleme.

Im Februar 1960 war die Entwicklung des RL-10 schon 10 Millionen USD teurer als geplant. Nun bewarb sich das Marschall Flugzentrum um die Entwicklung und verwies auf die Bedeutung für das Saturn Programm. Sobald dass MSFC die Führerschaft bekommen hatte gab es aber einen Auftrag an Pratt & Whitney für ein Upgrade des RL-10 auf 88.9 kN Schub unter der Bezeichnung LR-119. Später wurde dieser Auftrag wieder gestrichen. Zu diesem Zeitpunkt wurde der erste Flug im Juni 1961 angenommen und um das Programm zu forcieren arbeiteten 55 Leute im Lewis Center nun in 48 Stunden Wochen an der Centaur. Tests ergaben, dass man den Tank mit mindestens 3 Pfund/square Inch Druck (0.2 Bar) Druck versehen musste um einen Kollaps zu verhindern.

Ein weiteres Problem waren die Anforderungen der "Advent" Satelliten. Dieser erforderten zwei Restarts der Centaur mit einer Freiflugphase von 5 Stunden. Während dieser Zeit dürfte nicht zu viel Treibstoff durch Verdampfen verloren gehen und es gab überhaupt keine Erfahrungen wie sich flüssiger Wasserstoff im Vakuum verhalten würde und ob der Bootstrap Cycle funktioniert. Auch musste das Absprengen der Isolation bei Mach 10 noch getestet werden. Als man die erste Centaur im Dezember 1961 auf die Atlas montierte stellte man fest, dass Wasserstoff durch Schweißnähte diffundiert und das Vakuum im Zwischenboden zerstörte und damit steig die Wärmeübertragung zwischen beiden Tanks, die zum Ausfrieren von Sauerstoff und zum Verdampfen von Wasserstoff führte.

Als das Programm immer weiter im Zeitplan hinterherhinkte bat man Wernher von Braun um seine persönliche Hilfe. Schließlich war das RL-10 auch wichtig für die Saturn I. Er konsolidierte ab Januar 1962 die Entwicklung und wirkte auch als Vermittler zwischen den Anforderungen des JPL und den Centaur Entwicklern. Ursprünglich sollte die Centaur 2700-2800 Pfund zum Mond befördern. Das JPL baute seine Surveyor Sonden mit diesen Designvorgaben. Nun war das Gewicht aber so gestiegen dass man nur noch 2100 Pfund garantieren konnte. Von Braun handelte einen Kompromiss von 2500 Pfund aus. Die steigenden Kosten bewogen die NASA General Dynamics zu beauftragen die Program Evaluation and Review Technique (PERT) eine Kosten/Zeiten Management Methode die sich bei der Polaris Rakete bewährt hatte auf die Centaur zu übertragen.

Auch das Triebwerk RL-10 machte Probleme. Zuerst sah es gut aus. Die ersten Tests im Juli 1959 verliefen erfolgreich und es gelang auch die Triebwerke wiederzuzünden. Doch dann gab es Probleme bei Tests im Hochgeschwindigkeitstunnel. Sobald das Triebwerk horizontal lag floss Sauerstoff zurück und vermischte sich mit Wasserstoff zu einer explosiven Mischung. Eine weitere Sauerstoffförderpumpe musste installiert werden und auch hier machten Wasserstofflecks Probleme. Erst am 24.4.1961 kam es zu dem ersten erfolgreichen  Test einer zwei Triebwerkkonfiguration. Bis zum Mai 1962 hatte man 700 Tests absolviert und inzwischen war auch das MFSC von dem RL-10 so überzeugt, dass es den Entwicklungsauftrag für das LR-119 stornierte und 6 RL-10 für die Saturn I als zweite Stufe auswählte.

Im August 1962 hatte die Centaur durch Änderungen soviel Leergewicht hinzugewonnen, dass die Nutzlast für die Fluchtgeschwindigkeit von 1130 auf 810 kg abnahm. Wernher von Braun schlug nach dem ersten Fehlstart vor, die Agena für Mariner und Surveyor Sonden zu nehmen. Die Centaur wäre noch lange nicht zuverlässig genug. Schon vor der Verfügbarkeit der Centaur plante man Sonden, welche wegen ihrer großen Masse die Centaur als Oberstufe benötigten: Mariner Mars 69 und Surveyor.

Im September 1962 wechselte das Management und das Centaur Programm wechselte vom MFSC zum Lewis Forschungszentrum. Leiter wurde nun Abe Silverstein. Er verordnete der Centaur ein intensives Testprogramm. Die Kosten steigen von 59 Millionen USD auf 350 Millionen USD. Die Isolation wurden ersetzt, die Leckprobleme behoben und die Leermasse erniedrigt. Die Nutzlast für Fluchtgeschwindigkeit stieg auf 952 kg. Trotzdem mussten die Surveyor Mondsonden umgebaut werden, denn diese waren ursprünglich 2500 Pfund (1133 kg) schwer mit einer wissenschaftlichen Nutzlast von 340 Pfund. Die Nutzlast musste radikal reduziert werden und Silverstein sagte keinen Start einer Surveyor Sonde vor Ende 1964 zu und erst nachdem das Erprobungsprogramm abgeschlossen war.

Der erste Einsatz einer Centaur am 8.5.1962 an Bord einer Atlas-Centaur AC-1 (oder F-1) endete schon nach 55 Sekunden in einer Explosion, als eine von 4 Isolationsteilen sich vorzeitig nach 49 Sekunden ablöste und der Wasserstoff sich erhitze und schließlich der Wasserstofftank leckte und der austretende Wasserstoff durch die Flammen der Atlas entzündet wurde. Bei diesem und dem den nächsten beiden Flügen war die Centaur noch ohne Nutzlast gestartet worden.

Es gab nun wieder Querschüsse seitens des MFSC. Von Braun monierte zwei Dinge. Zum einen das Projektmanagement, dass in seinen Augen zu lasch war und zu wenige Kontrollen seitens der Regierung umfasste: Die Centaur verlief wie die meisten US Waffenentwicklungen : Die Industrie baute und entwickelte und die Regierung nickte mehr oder weniger die Entwicklung ab. Dagegen vertrat Wernher von Braun das Konzept "Alles unter einem Dach". Regierungsstellen sollten selbst alles im Auge behalten und erst nach Abschluss der Entwicklung sollte die Produktion an die Industrie übertragen werden. Dazu kamen die alten Vorwürfe gegen das Ballonkonzept, welches er für zu riskant hielt.

Erst im September 1962 hatte man das erste Triebwerk fertig gestellt, welches auch in dem Schub regelbar ist. Im Dezember 1962 bekam die Centaur die DX Einstufung, das bedeutete sie war wegen ihrer Verbindung zu Apollo in der höchsten Dringlichkeitseinstufung eingestuft. Gleichzeitig bestand aber die Air Force darauf, dass man die Änderungen an der Atlas fixierte, denn sie erklärte jetzt die Atlas für operationell. Das Austreten kleinerer Wasserstoffmengen von der Centaur war nicht vermeidbar. Durch das Anbringen von 50 Zoll langen Finnen am Tank konnte man jedoch das Auftreten einer turbulenten Strömung verhindern und der Wasserstoff strömte an der Rakete entlang und verbrannte in der Flamme des Haupttriebwerks. Die Explosion der AC-1 sollte also nicht mehr auftreten.

Untersuchungen der Tanks zeigten, dass die Löcher im Wasserstofftank durch einen Cryoschock entstanden. Das Metall wurde porös wenn es abrupt abgekühlt wurde. Von nun an kühlte man die Tanks langsam ab und das Phänomen verschwand. Eine weitere Verbesserung fand man im Vorkühlen der Triebwerke. Dies hatte man bisher mit flüssigem Wasserstoff getan obgleich man wusste wie leicht dieser durch Metall diffundieren konnte. Nun stellte man dies auf Helium um. Helium war zwar erheblich teurer als Wasserstoff neigt aber nicht zum Diffundieren durch Metall und ergab so mehr Sicherheit.

Am 27.11.1963 klappte der zweite Start AC-1 der Centaur. Allerdings war bei dieser Mission noch nicht das Steuerungssystem an Bord und die Isolation wurde bei dieser Mission noch nicht abgeworfen. Der Start war ein besonderer. Einerseits wollte man nicht einen zweiten Verlust riskieren und checkte alles mehrfach ab. Andererseits stand der Erststart einer Saturn I mit einer S-IVB Oberstufe bevor. Verzögerte sich der Start so war man zweiter und das Wernher von Braun Team welchem dem ganzen Projekt nichts abgewinnen konnte wäre auch noch der erste gewesen. Doch es gelang knapp Wernher von Braun zu schlagen. Der Start einer Saturn I mit S-IV Stufe fand am 29.1964 statt. Wenn man sich vergegenwärtigt, dass die S-IV erst 2 Jahre nach der Centaur entwickelt wurde kann man sich aber den Verzug im Centaur Programm vorstellen.

Es gab jedoch noch viel zu tun. Das Helium das man für die Triebwerkskühlung verwandte konnte auch genutzt werden um den Tankdruck zu gewährleisten und verhinderte so ein Einfrieren der Isolation am Wasserstofftank. Man musste also den Heliumvorrat erhöhen und die Tanks vor dem Befüllen mit Wasserstoff mit Helium unter Druck setzen. Zugleich zeigten die Daten von Flug AC-2, dass die Isolierung die bei diesem Flug noch mit Bolzen festgeschraubt war den aerodynamischen Kräften nicht widerstanden hätte und man sie überarbeiten musste.

Beim nächsten Start AC-3 am 4.6.1964 fiel eine der hydraulischen Pumpen aus, so dass die Centaur hin und her rollte und so vorzeitig die LOX Pumpe ausfiel. Man konnte in der kurzen ballistischen Phase jedoch die Stabilisierung durch Wasserstoffperoxidtriebwerke, den Abwurf der Verkleidung und der Isolation testen.

Beim nächsten Start am 11.12.1964 AC-4 sollte ein 2070 Pfund (938 kg) schwerer Ballast mit den Abmessungen der Surveyor Sonde auf Mondkurs gebracht werden, dazu war ein Restart der RL-10 Triebwerke nötig. Dieser entfiel aber, und so blieb das Modell in einem 160 x 8000 km Orbit. Tests zeigten, dass man die Peroxydtriebwerke zu klein dimensioniert hatte um Gewicht zu sparen. Sie lieferten nicht genügend Schub um die stufe bei der Zündung zu stabilisieren Als man die Ventile öffnete strömte Wasserstoff aus und gab der Stufe einen Impuls, der von den Steuertriebwerken nicht aufgefangen werden konnte und die Centaur taumelte. In dieser instabilen Lage gab der Autopilot kein Zündungskommando. Die Düsen wurden nach dem erfolgreichen Test bei AC-2 auf nur 2.27 N Schub verkleinert.

Beim nächsten Test AC-5 am 3.3.1965 schalteten sich die Triebwerke der Atlas 2 Sekunden nach dem Start ab und die Atlas explodierte auf der Startrampe in einem großen Feuerball. Ziel dieses Fluges war einen Mondflug mit 1411 kg Pfund (640 kg) Ballast im Direktflug zu simulieren. Damit war die Startrampe 36A zerstört und die Startrampe 36B war nur zu 90 % fertig. Sie wurde in Rekordzeit fertig gestellt und so konnte schon am 11.8.1965 der sechste Start einer Atlas Centaur AC-6 erfolgen. Dieser wurde zu einem vollen Erfolg und das 2100 Pfund (952 kg) schwere Modell einer Surveyor Mondsonde wurde in einen lang gestreckten Orbit entlassen.

Trotzdem war die Centaur noch nicht aus dem Ärger heraus. Wernher von Braun kündigte an für die Saturn V das J-2 Triebwerk mit dem zehnfachen Schub eines RL-10 zu bauen und das RL-10 wäre damit für die Saturn nicht mehr nötig und die Air Force bot nach dem Erstflug der Titan 3C an die Surveyor Mondsonden mit dieser Rakete zu starten. Brauchte man dann noch die Centaur ? Sollte man ein Programm weiterführen, das bislang schon 600-700 Millionen USD gekostet hatte ?

Wegen der Masseprobleme von Surveyor und der Centaur beschloss man die ersten beiden Surveyor direkt ohne Zweiimpuls Transfer zu starten, während man die folgenden Centaur nun mit stärkeren Raketen für die Wiederzündung ausstattete. Die Erprobung der Atlas Centaur war mit der AC-6 abgeschlossen (Die AC-7 wurde für den Start von Surveyor 2 eingesetzt). In dieser Konfiguration hatte die Centaur eine Nutzlast von 2257 Pfund für Mondmissionen.

Was noch nicht getestet war, war die Wiederzündung im Weltraum nach einer Freiflugphase. Dazu hatte man nach dem Verlust von AC-2 die Steuertriebwerke vergrößert. Die neuen Raketen hatten nun 23 Pfund (104 N) Schub, 46 mal mehr als die alten. Das wahr wohl zu viel des guten, denn beim nächsten Test AC-8 am 7.4.1966 ging der Peroxidvorrat zur Stabilisierung kurz vor Ende der 25 Minuten dauernden Freiflugphase aus und die Centaur begann zu trudeln und konnte nicht wiedergezündet werden. Die Triebwerke zur Lagestabilisierung mussten nochmals neu entworfen werden.

Der nächste Start AC-7  am 30.5.1966 galt nun schon der ersten Mondsonde Surveyor 1. Danach folgte ein erneuter Test der Wiederzündung (AC-9) am 26.10.1966 der erfolgreich war. Damit konnte man die Entwicklung der Centaur abschließen. Die Centaur konnte sogar eine um 6 Sekunden zu frühe Abschaltung der Atlas kompensieren. Mit der Fähigkeit zu Freiflugphasen hatte man zwei Vorteile: Für das unmittelbare Ziel Surveyors zum Mond zu bringen war man nun nicht mehr auf die Sommermonate angewiesen wenn der Mond direkt erreichbar war und die Dauer eines Startfensters war größer und man konnte leichter Verzögerungen im Countdown auffangen. Der Schub der Stabilisierungstriebwerke hatte man nun wieder auf 3 Pfund (13.3 N) reduziert.

Die letzten Schätzung der Gesamtkosten des Centaur Programms lagen bei 520 Millionen USD, einschließlich 8 Flügen (komplette Rakete, nicht nur Centaur Oberstufe alleine). Darin enthalten war aber auch die Entwicklung des Lenksystems, der Bodenanlagen und des Startkomplexes). Die Centaur Entwicklung war damit in etwa so teuer wie das Mercury Programm.

Danach orderte die NASA 5 neue Centaur Oberstufen, diesmal aber zu einem fixen Preis von 15.566.331 Dollar. Man vermied die Wiederzündung der Centaur aber bis zum Start von Mariner 10 wegen Sicherheitsbedenken. Dagegen nutzten alle Starts in den geostationären Orbit die Wiederzündung, da man so nahe des Äquators die zweite Zündung durchführen konnte und der Satellit weniger Treibstoff brauchte um seine endgültige Bahn zu erreichen.

Über die Geschichte der Centaur nach Beginn der operationellen Phase informiert Sie jeweils die Einsatzhistorie der einzelnen Versionen.

Einsatzhistorie

Vor dem ersten Weltraumeinsatz fanden wie angesprochen schon Tests am Boden statt, bei dem das RL-10 stufenweise in der Leistung gesteigert wurde. Im folgenden finden Sie den Einsatz der Centaur auf verschiedenen Trägerraketen.

Centaur auf der Atlas

Die ersten Tests auf einer Rakete fanden schon mit dem RL-10 A-1 statt. Dies war die Centaur C Oberstufe. Das RL-10 A-1 wurde in der Centaur sehr schnell von dem A-3 abgelöst (es flogen nur 12 Centaur C). Erheblich öfter wurde die A-3 Version in der Saturn 1 Zweitstufe eingesetzt (Hier je 6 Triebwerke). Die einzigen Nutzlasten die auf der Atlas mit dieser Rakete starteten waren die ersten 4 Surveyor Mondsonden. 7 weitere Starts der Atlas Centaur dienten der Erprobung der Centaur Oberstufe. 7 weitere Starts mit der Saturn 1 fanden mit diesem Triebwerk statt. Die Trägerakete war die Atlas LV-3C.

Die Bezeichnung "Centaur C" ist wie bei den folgenden Exemplaren verwirrend, denn es suggeriert dass es eine Centaur A und B gab. In Wirklichkeit orientiert sich die Bezeichnung nach der Atlas. Zuerst wurde die Atlas C als erste Stufe eingesetzt, dann die Atlas D. Später bekamen beide Träger den Namen SLV-3C und SLV-3D (SLV steht für Standard Launch Vehicle).

Die erste Centaur arbeitete noch mit einem analog-digitalen Rechner von Librascope . Der 20 x 32 x 32 cm große und 28 kg schwere Rechner hatte einen Speicher von 2560 Worten und schaffte 3200 Additionen, 1600 Subtraktionen, 236 Multiplikationen und 228 Divisionen pro Sekunde. Gespeichert wurden die Daten noch auf einer Speichertrommel. Der Rechner musste vor der Mission programmiert werden. Eine Anpassung an wechselnde Startbedingungen war nicht möglich. Er hatte nur die Aufgabe die Centaur zu steuern. Die Atlas setzte die Centaur mit Nutzlast auf einer suborbitalen Bahn aus und danach übernahm der eigene Autopilot die Steuerung.

Bei Daten zur Centaur findet man meistens zwei recht unterschiedliche Angaben. Es gibt Autoren welche die abwerfbare Isolation nicht getrennt aufführen und zur Stufenmasse hinzuzählen. Andere Angaben lassen diese weg.

No Text Centaur C

12 Flüge von 1963-1966, davon 4 Fehlstarts
Zuverlässigkeit 66.67 %
Vollmasse 15594 kg (mit Isolation 16094 kg)
Leermasse 1593 kg (+532 kg abwerfbare Isolation)
2 Triebwerke RL-10 A-1
mit je 66.7 kN Schub
Spez. Impuls 4246 m/s
Brennzeit 430 Sekunden
Länge 9.10 m
Durchmesser: 3.05 m

Die A-3 des RL-10 Version war 15 Jahre lang das Triebwerk der Centaur. Die D und D-1 Version der Centaur unterschieden sich nur in Kleinigkeiten wie der Elektronik. Diese Stufe flog auch auf der Titan 3E, die eine normale Centaur E als Oberstufe einsetzte. Angepasst wurde nur der Adapter für die Nutzlast. Von 1967 bis 1983 wurde diese Stufe weitgehend unverändert eingesetzt und transportierte auf der Atlas schwere Wissenschaftssatelliten (HEAO, OAO) vor allem aber Planetensonden (Mariner 6-10, Pioneer 10-11, Pioneer Venus) und schwere Kommunikationssatelliten (INTELSAT IV und V Serie).

Das A-3 Triebwerk lieferte einen höheren spezifisch Impuls verbunden mit einem etwas höheren Brennkammerdruck. Neu war auch eine längere Freiflugphase durch eine weitere Wasserstoffperoxidflasche und ein neuer Nutzlastadapter. Neu war auch eine größere Batterie von 150 Ah Kapazität und der Centaur Bordrechner führte nun auch das Pitchprogramm während des Atlas Aufstiegs aus. Die Centaur D flog auf der Atlas SLV-C. Ursprünglich wollte Pratt & Whitney im Jahre 1968 die Produktion einstellen, denn es gab nach Surveyor keine Anschlussaufträge. Silverstein setzte sich dafür ein, dass Planetensonden mit den Centaur gestartet wurden. Dadurch gab es die Aufrechterhaltung der Produktion.

No Text Centaur D

17 Flüge von 1967-1973
Vollmasse 15800 kg
Leermasse 1860 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3
mit je 66.7 kN Schub
Spezifischer Impuls 4335 m/s (Vakuum)
Brennzeit 470 Sekunden
Länge 9.14 m
Durchmesser 3.05 m

Die Centaur D-1 war eine leicht verbesserte Version der Centaur D. Der Antrieb war noch nahezu identisch. Man verbesserte das Lageregelungssystems und es zeigte sich das die neuen RL-10 A-3-3 Triebwerke sogar ohne Pumpen auskamen, wenngleich man davon bei der Centaur D-1A nicht Gebrauch machte.

Die wesentlichen Verbesserungen bestanden in einem verbesserten voll digitalen Bordrechner mit einem Speicher von 16384 x 24 Bit Worten (16 KWort = 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 neuprogrammiert werden konnte und leistungsfähig genug war um auch die Steuerung der Atlas zu übernehmen. Damit entfiel der Bordrechner der Atlas Die Software bestand aus 15 Modulen für Navigation, Steuerung, Autopilot, Tankdrucküberwachung, Telemetrie, Lagekontrolle, 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.

Diene Centaur D-1 war im Einsatz von 1973 bis 1983 auf der Atlas SLV-3D. Der Erststart war die Pioneer 11 Sonde, da ein Intelsat, die eigentlich zuerst mit der D-1 einen Satelliten starten sollten dies zu riskant war. Als die D-1 auch auf der Titan eingesetzt wurde nannte man die Centaur auf der Atlas "D-1A" und die auf der Titan "D-1T".

Mehr und mehr transportierte die Atlas Centaur nun kommerzielle Nutzlasten. Dabei verdiente die NASA kräftig. Die Kosten für einen Atlas-Centaur Start für kommerzielle Kunden steigen von 14 Millionen USD im Jahre 1970 auf 23 Millionen USD im Jahre 1980. Die Kosten verteilten sich dabei folgendermaßen:

$4,368,502 Centaur Stufe
$777,058 RL-10 Triebwerke
$2,114,065 Atlas-Centaur Hardware Unterstützung
$2,563,133 Atlas Rahmen und Tanks
$1,156,481 Atlas MA-5 Block
$460,701 Steuerung
$675,172 Computer
$305,597 für den Zusammenbau der Rakete
$2,802,724 Vertragsabschlussgebühren
$3,852,491 Startdurchführung
$556,816 Programmsupport
$151,671 DOD Administration,
$1,519,000 Air Force Sicherheitsunterstützung
$785,322 NASA Projektmanagement
$973,028 NASA Overhead
$615,000 Gebühren

Nur die Hälfte entfiel auf die Rakete, der Rest auf die Fixkosten der NASA und die Startdurchführung.

No Text Centaur D -1A / D-1AR

25 Flüge von 1973-1983
Vollmasse 15600 kg
Leermasse 1610 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3-3
mit je 66.7 kN Schub
Spezifischer Impuls 4365 m/s (Vakuum)
Brennzeit 470 Sekunden
Länge 9.14 m
Durchmesser 3.05 m

No Text

Die D-1AR wurde 1981 eingeführt um die neue Intelsat V Generation zu befördern, die deutlich schwerer als die bisherigen maximale Nutzlast der Atlas war. Die Centaur D-1AR nahm die Erfahrungen mit der Titan auf und besaß ein verbessertes System zur Aufrechterhaltung des Tankinnendruckes und neue Lagekontrolldüsen mit 6 Pfund (27 N) Schub und eine redundante Wasserstoffperoxidversorgung. Anstatt 6 gab es nun 12 Düsen zur Lagekontrolle. Damit konnte auch die Centaur auf der Atlas längere Freiflugzeiten absolvieren.

Dies war von Vorteil, denn mittlerweile war Arianespace führend im kommerziellen Satellitenmarkt. Ariane 4 hatte jedoch nicht nur einen Vorteil dadruch dass sie zwei Nutzlasten befördern konnte, sondern auch weil Kourou geographisch günstiger nahe des Äquators liegt. Dadurch muss ein Satellit um von der Übergangsbahn in die endgültigere Bahn zu kommen weniger Treibstoff aufwenden. Zündet man die Centaur nach einer Freiflugphase von etwa 5 Stunden im höchsten Punkt der Bahn, so kann die Atlas diesselbe Bahn erreichen. Allerdings machte man von dieser Möglichkeit bei kommerziellen Satelliten selten Gebrauch. Bei militärischen Nutzlasten gibt es jedoch einige die mit einer dritten Zündung der Centaur direkt in die geostationäre Umlaufbahn befördert wurden, also über keinen eigenen Antrieb verfügten.

War die D-1A / D-1AR nur eine evolutionäre Verbesserung, so waren die Centaur G / Centaur I stark verbesserte Stufen. Nun trennten sich auch die Entwicklungswege endgültig in einen Titan und einen Atlas Ast auf.

Mit Einführung der Atlas G wurde auch die Centaur modernisiert. Die Centaur hieß nun in Anlehnung an die Atlas Centaur G. Als die Atlas kommerzialisiert wurde, erhielt sie die Bezeichnung Centaur I. Die Centaur I hatte ein geringeres Leergewicht, die Isolierung war nun fest mit der Rakete verbunden. Die neue Isolierung ist vor allem kostengünstiger. Es wurden das verbesserte Triebwerk RL-10A-3-3A eingesetzt. Dessen Schub lag mit 73.2 kN pro Triebwerk etwas höher als beim RL-10A-3-3 mit 66.7 kN. Neu ist auch das Avioniksystem, dass nun Lasergyros anstatt Kreisel einsetzt und einen MIL-STD 1750A 16 Bit Prozessor anstatt des Teledyne Computers. Diese Änderungen wurden mit der Kommerzialisierung der Atlas eingeführt um Kosten zu sparen. Neu war auch dass man die katalytische Zersetzung von Wasserstoffperoxid durch die von Hydrazin ersetzte. Der Erstflug einer Atlas I war am 16.12.1991.

No Text Centaur I

23 Flüge von 1983-1997
Vollmasse 15600 kg
Leermasse 1800 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3A
mit je 73.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4378 m/s (Vakuum)
Brennzeit 402 Sekunden
Länge 10.0 m
Durchmesser 3.05 m

Bei dem Nachfolgemodell Atlas II wurde die Centaur II eingesetzt. Sie verwendete das verbesserte Modell RL-10 A-4 mit 90.2 kN Schub pro Triebwerk. Dies erlaubte es die Centaur um 3 Fuß (0.915 m) zu verlängern und so die Stufenmasse auf 19 t zu steigern. Der Sauerstofftank wurde um 0.338 und der Wasserstofftank um 0.577 m verlängert wodurch 2.9 t mehr Treibstoff mitgeführt werden können. Die A-4 des RL-10 Version hat eine erheblich verlängerte Düse und verbrennt den Wasserstoff im Verhältnis 5.5:1, wodurch der spezifische Impuls leicht ansteigt.

No Text Centaur II

10 Flüge von 1991-1998
Vollmasse 18770 kg
Leermasse 2053 kg
2 Triebwerke RL-10 A-4
mit je 90.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4378 m/s (Vakuum)
Brennzeit 402 Sekunden
Länge 10.06 m
Durchmesser 3.05 m

Die Atlas IIA führte dann eine weitere Version der Centaur ein. Diese verwendet die Triebwerke RL-10A-4-1 mit einem nochmals höheren Schub von 99.2 kN pro Triebwerk. Dieselbe Version verwendet auch die Atlas IIAS. Diese unterscheidet sich von der Atlas IIA nur durch 3 angebrachte Feststoffbooster. Neu bei der Atlas II ist auch die Flugelektronik die modernisiert wurde.

No Text Centaur IIA

53 Flüge von 1992-2004
Vollmasse 19073 kg
Leermasse 2293 kg
2 Triebwerke RL-10 A-4-1
mit je 99.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4404 m/s (Vakuum)
Brennzeit 392 Sekunden
Länge 10.1 m
Durchmesser 3.05 m

No Text

Mit diesem Triebwerk ist auch die Centaur III ausgerüstet für die Atlas III. Der Unterschied zur Centaur II auf der Atlas IIAS liegt in der Möglichkeit nur ein RL-10 Triebwerk einzusetzen (Single Engine Centaur, SEC) oder wie bisher zwei Triebwerke (Double Engine Centaur, DEC). Dies machte leichte Anpassungen nötig, so verwendet die Centaur III nun auch elektromechanische Aktoren zum Schwenken der Triebwerke wie die Centaur auf der Delta. Ebenfalls neu war die ausfahrbare Düse die auch das RL-10B einsetzt. Dadurch kann diese um 98 cm verlängert werden.

Die Centaur III flog nur 6 mal, da die Atlas III als Interimsversion gedacht war bis die leistungsfähigere Atlas V zur Verfügung steht.

Durch die Übernahme von Pratt & Whitney durch Boeing ergab sich nun auch für Lockheed Martin, den Hersteller der Atlas und der Titan, dass sein direkter Konkurrent die Oberstufe für seine Raketen fertigt.

No Text Centaur III

6 Flüge von 2002-2004
Vollmasse 18650 kg (SEC) / 22940 (DEC)
Leermasse 1930 kg (SEC) / 2110 (DEC)
2 Triebwerke RL-10 A-4-1
mit je 99.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4404 m/s (Vakuum)
Brennzeit 464 / 927 Sekunden (SEC/DEC)
Länge 11.74 m (SEC) / 11.89 m (DEC)
Durchmesser 3.05 m

No Text

Lockheed Martin war das bisherige Versionskuddelmuddel bei der Centaur wohl zu viel. Von 1991 bis 2002 setzte man auf 5 Atlas Versionen insgesamt 4 Centaur Versionen ein. Die neue Atlas V sollte das Konzept der Ariane 5 übernehmen und eine Zentralstufe mit einer Oberstufe einsetzten und Flexibilität durch Booster erreichen. So gibt es für die Atlas V nur zwei Centaur Versionen. Beide verwenden das Triebwerk RL-10A-4.1 mit 99.2 kN Schub und haben die gleiche Treibstoffmenge, unterscheiden sich nur in der Triebwerksanzahl (DEC/SEC) Version. Bis auf den Transport von schweren Nutzlasten in den LEO Orbit dürfte in der Regel die SEC Version zum Einsatz kommen. Durch den Verzicht auf ein Triebwerk ist diese um 200 kg leichter und auch preiswerter. Bei zu schweren Nutzlasten reicht der Schub eines Triebwerks nicht aus und es muss die DEC Version eingesetzt werden. Bislang gibt es keine Bestellung für eine Atlas V mit einer DEC.

Da die Atlas V noch größere Nutzlasten als ihre Vorgänger transportieren kann wurde die Centaur nochmals gestreckt, behielt aber den Durchmesser von 3.05 m (um während einer Übergangsperiode mit derselben Fertigungslinie sowohl Centaur für die Atlas III wie die Atlas V fertigen zu können). Eine große Nutzlasthülle umgibt die Centaur wie bei der Titan.

No Text Common Centaur

Im Einsatz seit 2002
Vollmasse 22586 kg (SEC) / 22778 kg (DEC)
Leermasse 1914 kg (SEC) / 2106 (DEC)
1/2 Triebwerke RL-10 A-4-1
mit je 99.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4404 m/s (Vakuum)
Brennzeit 460 / 920 Sekunden (SEC/DEC)
Länge 12.68 m (SEC)
Durchmesser 3.05 m

Bei der modernen Version der Centaur hat nun ein Hydrazin System die Lageregelung übernommen. Eine SEC Centaur für die Atlas V verfügt über 124 kg Hydrazin für diesen Zweck. Freiflugphasen können bis 6 Stunden ausgedehnt werden.

Die Centaur auf dem Space Shuttle und der Titan

Die Centaur hatte von 1974-1977 ein kurzes Zwischenspiel auf der Titan. Die NASA brauchte für die schweren Viking Sonden und die auf hohe Geschwindigkeit zu beschleunigenden Helios und Voyager Sonde eine Trägerrakete und rüstete dazu eine Titan 3D mit einer Centaur D-1 aus. Dabei handelte es sich aber um eine "normale" Centaur der Atlas die leicht an die Titan angepasst wurde. Die nun Centaur D-1T genannte Stufe (T für Titan) hatte als wichtigste Anforderung eine Freiflugphase von bis zu 5 Stunden. Man überlegte ob sie nicht auch geostationäre Satelliten in den Orbit bringen sollte und dafür war eine so lange Freiflugbahn nötig. Die Isolation musste überarbeitet werden und war nun fest an der Stufe angebracht und wurde nicht abgesprengt. Die Isolation wurde von einer 4.28 m breiten Nutzlasthülle umgeben welche die gesamte Stufe mit umhüllte. Sie wurde 318 Sekunden nach dem Start während des Betriebs der zweiten Stufe abgesprengt.

Entsprechende Untersuchungen die Centaur auf der Titan einzusetzen hatte es schon 1967 gegeben. Doch die schweren Nutzlasten dafür gab es erst in den siebziger Jahren. Ab 1972 begann man damit die Centaur auf der Titan einzusetzen wobei es sich um eine normale Titan 3D (also ohne Transtage) handelte welche die Centaur als Oberstufe einsetzte. Titan und Centaur hatten jeweils eigene Steuersysteme. Der Erste Flug der Titan 3E Centaur schlug fehl. Die Centaur zündete nicht. Doch hinsichtlich seines Zieles : Erprobung der neuen Nutzlasthülle und Test der strukturellen Integrität er Centaur auf der Titan war er erfolgreich. Alle folgenden 6 Flüge mit den Raumsonden Helios 1+2, Viking 1+2 und Voyager 1+2 verliefen erfolgreich.

Die Helios Raumsonden waren so leicht, dass die Centaur sehr viel Treibstoff übrig hatte. So nutzte man den Flug der Helios 1 Sonde zu Tests was die Centaur D-1T alles kann und zündete die Centaur insgesamt 5 mal über 3 Stunden. Dies lag weit jenseits dessen was die Centaur bei der Atlas können musste (2 Zündungen und maximale Betriebsdauer 1 Stunde). Eine neue Technik rotierte die Stufe während der Freiflugphasen und reduzierte so die Wärmeübertragung. Lewis Ingenieure errechneten das man so 7 Stunden Betriebszeit erreichen konnte. Dies wurde bei dem Flug von Helios 2 erneut getestet. Auch hier wurde die Centaur 5 mal über 5 Stunden gezündet. Bei Voyager 1, dem letzten Start konnte die Centaur und ihr Autopilot ihr Können zeigen. Die letzte Stufe der Titan schaltete vorzeitig ab und verbrannte 544 kg Treibstoff nicht. Dadurch fehlte ein Quäntchen an Geschwindigkeit. Die Centaur musste dadurch länger brennen und hatte bei Brennschluss nur noch für 3.4 Sekunden Treibstoff (etwa 104 Kilogramm). Ohne die Reserve der Centaur hätte Voyager 1 nicht zum Saturn gelangen können.

Da die Centaur nun eine feste Isolation mit größerer Stärke hatte anstatt der abwerfbaren Isolation war die Leermasse der Centaur erheblich größer als auf der Atlas. Trotzdem steigerte die Stufe die Nutzlast beträchtlich. Für geostationäre Orbits zum Beispiel von 1900 auf 3400 kg.

No Text Centaur D-1T

7 Flüge von 1974-1977
Vollmasse 16258 kg
Leermasse 2631 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3-3
mit je 66.7 kN Schub
Spezifischer Impuls 4365 m/s (Vakuum)
Brennzeit 470 Sekunden
Länge 9.14 m
Durchmesser 3.05 m

Für den Space Shuttle war eine neue Centaur, die G Version konstruiert worden. US Air Force und NASA teilten sich die dabei anfallenden Kosten von 269 Millionen USD. Die USAF zahlte davon 150 Millionen USD. Es gab zuerst Bedenken die Centaur auf dem Space Shuttle einzusetzen, schließlich war die Centaur 10 Jahre vor dem Space Shuttle konzipiert worden und war niemals "man rated", das bedeutet bei ihrer Produktion man nicht die hohen Anforderungen an Zuverlässigkeit und Redundanz für eine bemannte Mission anlegte. Bei einer internen Untersuchung welche Risiken die Centaur beinhaltete kam man aber zu dem Schluss, dass die Centaur ein nur geringes Risiko für die Besatzung des Space Shuttles darstellte und einem Einsatz auf dem Space Shuttle nichts gegenüber stand. In 12 Schlüsselfragen in denen das Risiko bewertet wurde erreichte die Centaur auf einer Skala von 0 bis 10 (0 kein Risiko, 10, sehr hohes Risiko) nirgends einen Wert der größer als 3 war.

Es gab anfangs 4 Vorschläge für Space Shuttle Oberstufen. Die "Wide Body" Centaur, die Transtage der Titan 3, die neue IUS Oberstufe und das Interim Orbital Transfer Vehicle (IOTV). Von allen Stufen hatte die Centaur die höchste Nutzlast gefolgt von der Transtage und der IUS. Die IOTV wurde nicht weiter verfolgt, weil man eine neue Raketenstufe konstruieren musste und dafür fehlte das Geld. Die NASA selektierte die Centaur. Das DoD neben der Centaur die IUS, weil sie auch auf der Titan eingesetzt werden konnte und schneller verfügbar war. Die Entwicklung der IUS ergab jedoch Probleme und ihre Nutzlastkapazität war bescheiden. Im Februar 1981 schlug die NASA vor die Centaur zumindest für zwei planetare Missionen zu bauen. Die Zusicherung der Finanzmittel gab es dann im August 1982.

Die Centaur G gibt es in zwei Versionen, eine für die USAF und eine für die NASA. Beide haben einen Durchmesser von 4.33 m und sind kürzer als die Centaur auf der Atlas. Der Wasserstofftank wurde auf diese Breite verbreitert, während der Sauerstofftank weiterhin 3.05 m breit blieb.  Diese Anpassung war notwendig, da der Shuttle einen Nutzlastraum mit 4.60 m Durchmesser hat, den man in der Breite optimal ausnutzen wollte. Die Centaur G der USAF war gedacht für sehr sperrige Nutzlasten. Sie konnte bis zu 40 Fuß (12.2 m) lange Nutzlasten befördern und war gedacht für den Transport von Satelliten von einem niedrigen in einen hohen Orbit. Sie war nur 6.1 m lang und führte 29000 Pfund (13150 kg) Treibstoff mit.

Die längere Version, die Centaur G Prime der NASA war ausgelegt Planetensonden auf hohe Geschwindigkeiten zu befördern. Diese erforderten weniger Platz und so stand für die Nutzlast nur 9.15 m zur Verfügung. Dafür war die Centaur G Prime 8.87 m lang und nahm bis zu 45000 Pfund (20410 kg, ursprünglich sogar 20865 kg geplant) Treibstoff auf.  Beide Centaur waren in ihren Bauteilen jedoch zu 80 % identisch. Auch setzte die Centaur beim Space Shuttle nach wie vor auf bewährte Technik wie die druckstabilisierten Tanks oder den (inzwischen veralteten) Teledyne Computer. Neu war eine fest angebrachte zweischichtige Isolation und ein dreischichtige Wärmeschutzbemalung. Für beide Centaur gab es ein gemeinsames Befestigungssystem in der Shuttle Bucht, das Centaur Integrated Support Structure (CISS). Es war verantwortlich für alle mechanischen, elektrischen und Betankungsverbindungen zur Centaur und sollte 10 mal verwendet werden. Das CISS sollte die Centaur beim Aussetzen um 45 Grad drehen und dann mit 12 Federn mit einer Geschwindigkeit von 0.3 m/s abstoßen. 45 Minuten nach dem Freisetzen wäre die Centaur dann gezündet worden.  Der Erststart der Centaur G Prime sollte im Mai 1986 der Start der Jupitersonde Galileo werden. Doch nachdem am 28.1.1986 die Challenger explodierte wurde der Einsatz dieser Oberstufe an Bord des Shuttles verboten. Sie hätte die 2200 kg schwere Galileo Sonde direkt zum Jupiter bringen können.

Die Air Force Version wäre später eingesetzt worden. Sie sollte 4500 kg Nutzlast in den GEO Orbit befördern können, mehr als das doppelte der damals größten USAF Rakete, der Titan 34D (1900 kg in den GSO Orbit) und auch mehr als die Titan 3E Centaur (3400 kg GSO Nutzlast). Die Centaur G Prime war so schwer, dass man für GEO Missionen sie nicht voll betanken konnte. Bei einer Betankung mit 15 Treibstoff sollte 6350 kg in den GEO Orbit befördern.

Die Massen der Centaur beinhalten auch das CISS Befestigungssystem in der Shuttle Bucht, die eigentliche Voll- und Leermasse der Centaur ist etwas geringer. Im Jahre 1986 bevor nach dem Verlust der Challenger die Produktion eingestellt wurde, gab es zwei fertig gestellte Centaur G Prime für die Raumsonden Ulysses und Galileo. Eine dritte für die Raumsonde Magellan war geplant. Das DoD hatte eine Centaur G in der Fertigung, aber diese noch nicht fertig gestellt.

No Text Centaur G Prime

0 Flüge
Vollmasse 23.655 kg
Leermasse 2.970 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3-3A
mit je 73.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4380 m/s (Vakuum)
Brennzeit 617 Sekunden
Länge 8.87 m
Durchmesser 4.33 m

Centaur G

0 Flüge
Vollmasse 16.253 kg
Leermasse 2.600 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3-3A
mit je 73.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4380 m/s (Vakuum)
Brennzeit 420 Sekunden
Länge 6.1 m
Durchmesser 4.33 m

Die Centaur G Prime wurde später in der Titan 4 und Titan 4B eingesetzt. Die Air Force griff dazu auf die NASA Version zurück anstatt ihre kürzere Centaur zu verwenden. Anders als beim Space Shuttle war die Länge des Nutzlastraumes bei der Titan nicht vorgegeben, so dass man ohne Probleme auch die leistungsfähigere Centaur G Prime einsetzen konnte.

Für die Centaur T (T für Titan) wurden die Treibstofftanks nochmals verlängert, so dass die Centaur G nun 23.8 t Treibstoff aufnehmen kann. Man hat die (inzwischen veralteten) RL-10-3-3A Triebwerke beibehalten. Die Leermasse ist trotzdem geringer als bei der Version für den Space Shuttle, da die Befestigung CISS wegfällt.

No Text Centaur T

14 Flüge von 1994-2004
Vollmasse 23923 kg
Leermasse 2775 kg
2 Triebwerke RL-10 A-3-3A
mit je 73.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4375 m/s (Vakuum)
Brennzeit 617 Sekunden
Länge 8.87 m
Durchmesser 4.33 m

No Text

Centaur auf der Delta

Für die Delta 3 wurde die Centaur an diese Rakete adaptiert. Dabei wurde jedoch das RL-10 Triebwerk entscheidend verändert, welches daher die Bezeichnung RL-10B erhielt. Das RL-10B verwendet nun elektromechanische Aktoren zum Schwenken des Triebwerks anstatt hydraulische Systeme. Vor allem verfügt es über "extendable exit cone". Damit ist gemeint, dass die Düse erst nach der Abtrennung von der Erststufe Thor auf die volle Länge ausgefahren wird. Der Stufenadapter ist dadurch kürzer. Der spezifische Impuls ist dadurch höher als beim RL-10A Triebwerk. Auch liefert das RL-10B Triebwerk mit 110 kN mehr Schub als die "A" Version.

Die Versionen für die Delta 3 und die verschiedenen Delta IV Versionen haben jeweils nur ein Triebwerk, dafür jedoch unterschiedliche Treibstoffzuladung. Allen gemeinsam ist ein 4 m großer ellipsoider Sauerstofftank. Der Wasserstofftank hat bei der Delta 3 und den 4 m Versionen der Delta IV auch 4 m Durchmesser, sonst 5 m Durchmesser. Bei der 5 m Version gibt es die bislang schwerste Centaur. Diese wiegt 30.6 t.

Durch die Verwendung des RL-10B Triebwerks und der Erweiterung des Durchmessers hat die Stufe heute nicht mehr viel mit der ursprünglichen Centaur zu tun. So wird die Stufe auch nicht durch den Tankdruck versteift sondern ist auch ohne Druck stabil. Korrekterweise spricht Boeing aber nicht mehr von der Centaur, sondern nur von der "Second Stage". In der Umgangssprache hat sich aber die Bezeichnung eingebürgert. Der Grund warum Boeing den Namen "Centaur" bewusst vermeidet ist trivialer Natur: Der Hersteller der Centaur General Dynamics wurde vom Konkurrenten Lockheed Martin übernommen. Und so kann man die Stufe natürlich nicht Centaur nennen. Für alle die nicht päpstlicher sind als der Papst ist es eine Centaur. Bei den alten Missionsplaner Guide der Delta III, die mittlerweile vom Netz verschwunden sind, ist noch die Rede von der Centaur. Ohne Rückgriff auf die Technologie der Centaur wäre eine völlig Stufe für Boeing auch nicht finanzierbar gewesen.

No Text Centaur auf Delta 3

2 Flüge von 1998-2000
Vollmasse 19078 kg
Leermasse 2476 kg
1 Triebwerk RL-10B2
mit 110.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4522 m/s (Vakuum)
Brennzeit 700 Sekunden
Länge 8.80 m
Durchmesser 4.40 m


No Text Centaur auf Delta 4

Im Einsatz seit 2002
Vollmasse 24170 kg (4 m Version) / Vollmasse 30840 kg (5 m Version)
Leermasse 2850 kg (4 m Version) / Leermasse 3640 kg (5 m Version)
1 Triebwerk RL-10B2
mit 110.2 kN Schub
Spezifischer Impuls 4522 m/s (Vakuum)
Brennzeit 850 (4 m Version)
1125 Sekunden (5 m Version)
Länge 12 m
Durchmesser 4 / 5 m

Delta 4 Centaur

Komm schon!

Andere Einsätze

Es gab darüber hinaus einige andere Überlegungen die Centaur in anderen Projekten einzusetzen. Vor allem weil sie bis heute die einzige kryogene Oberstufe ist, welche die USA haben. Die meisten kamen nie über das Planungsstadium heraus. Geplant waren unter anderem ein Einsatz auf der Saturn 1B für das Voyager Projekt. Dieses Projekt sah eine unbemannte Marslandung vor. Wegen der hohen Kosten wurde es bald gestoppt. Mit einer Centaur Oberstufe hätte eine Saturn 1B etwa 2700-3000 kg zum Mars transportieren können.

Einige Ideen für eine bemannte Marsmission sahen ebenfalls den Einsatz des Centaur auf der Saturn V vor um die Nutzlast zu steigern. Ein Einsatz war auch für die Raumsonden des Outer Planets Grand Tour Projektes geplant. Dieses Projekte sollte Ende der siebziger Jahren zu den Gasplaneten Sonden schicken, die zum Teil auch einen Orbiter absetzen sollten. Das OPGTP wurde wegen seiner hohen Kosten eingestellt.

Das DC-X Versuchsfahrzeug verwandte einige Bauteile der Centaur, wie zum Beispiel für den Betrieb am Boden angepasste RL-10 Triebwerke, hat jedoch im wesentlichen nichts mit der Centaur zu tun.

Artikel erstellt: ca 2006. Artikel zuletzt geändert: 25.12.2104

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.




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