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Die Saturn IB-Centaur

Die NASA suchte auch nach anderen Einsatzmöglichkeiten für die Saturn IB. Eine Möglichkeit bestand darin, die Saturn IB als überschwere Trägerrakete für Planetensonden einzusetzen. Schon 1960 plante die NASA die Landung von Robotern auf dem Mars und das Absetzen von Orbitern in eine Umlaufbahn. Dieses Projekt lief ab 1964 unter der Bezeichnung „Voyager“, nicht zu verwechseln mit den 1977 gestarteten Voyager Raumsonden zu Jupiter und Saturn. Die Saturn IB wäre mit einer zusätzlichen Centaur Oberstufe ausgerüstet worden. Diese Kombination hätte 4.770 kg zum Mars transportieren können. Eine Zeit lang gab es daher Pläne für eine Saturn IB Centaur. Das Marshall-Flugzentrum untersuchte diese Konfiguration von 1964 bis 1965 genauer.

Bei der Saturn IB gab es nur eine Änderung. Da nun die S-IVB nicht mehr in einen Orbit gelangte und dort auch kein Raumschiff aktiv abkoppelte, waren vier Retroraketen mit jeweils 2,5 kN Schub nötig um die ausgebrannte Stufe von der Centaur zu trennen und eine Kollision zu verhindern. Sie erhöhen das Leergewicht um rund 90 kg. Die Saturn IB wäre wie bisher von der IU gesteuert worden, die oberhalb der S-IVB angebracht gewesen wäre. Ihren eigenen Bordrechner, der nach der Stufentrennung aktiv wurde.

Die Centaur wäre weitgehend unverändert auf die S-IVB gesetzt worden. Die einzigen Änderungen bestanden in einer fest angebrachten Isolation anstatt der abwerfbaren. Sie sollte aber nur noch 70 kg wiegen, da die Centaur von der Nutzlasthülle umhüllt wurde. Eine alternative Konfiguration die auch im Datenblatt aufgeführt ist setzt eine „Super-Isolation“ ein, 657 kg mehr als die Normale wiegt. Sie war vorgesehen für Missionen, bei denen die Centaur auch die Nutzlast in einen Mondorbit bringen sollte und gewährleistet, dass die Treibstoffe mindestens 14 Tage lang flüssig blieben.

Wegen des größeren Gewichts der Nutzlast waren 50 kg mehr Wasserstoffperoxid für die Stabilisierung der Lage während der Freiflugphasen und 5 kg mehr Treibstoff für die Abtrennungstriebwerke nötig, welche die Centaur von der Nutzlast abtrennten.

Eine sehr große Nutzlasthülle aus 7075-T6 Aluminium in einer Monocoquestruktur von 6,62 m Durchmesser hätte die Centaur und die Nutzlast umgeben. Der Stufenadapter sollte ebenfalls aus einer Monocoque­struktur aus derselben Aluminiumlegierung bestehen. Er sollte 272 kg wiegen. Eine zusätzliche Burner II Oberstufe hätte auch Raumsonden auf hohe Geschwindigkeiten beschleunigen können.

Die Ergebnisse des Vorbeiflugs von Mariner 4 im Juli 1965 zeigten aber, dass der Mars nahezu keine Atmosphäre hat. Damit erschien die direkte Landung als zu riskant. Orbiter und Lander sollten zuerst in eine Umlaufbahn einschwenken und von dort aus weitere Atmosphärenuntersuchungen durchführen. Die Lander brauchten zudem nun einen eigenen Antrieb, um weich landen zu können, Fallschirme alleine reichten nicht aus. Das Fluggewicht von Voyager stieg daher von 3,5 t auf 6 bis 10 t und war damit als Nutzlast zu schwer für eine Saturn IB. Die NASA erwog eine Zeit lang, jeweils zwei Lander und Orbiter mit einer Saturn V zum Mars zu starten (Nutzlast dafür: 28 t). Doch entschloss Sie sich schließlich zu dem kleineren Viking Programm.

Auch andere Projekte, für deren Starts die Saturn IB Centaur vorgesehen war, wie die Apollo-X Mission (eine Erdorbitmission mit einem Minilabor) oder der Start einer zivilen MOL-Variante wurden nicht genehmigt. 1965 waren noch sechs bis zwölf Starts dieses Trägers geplant, schon 1966/67 wurde seine Entwicklung verschoben und 1973 endgültig eingestellt. Es fehlte zum einen an Nutzlasten, zum anderen war es auch eine sehr teure Lösung – zuerst wurde die Titan 3C als leistungsmäßig unterlegene, aber deutlich preiswertere Alternative vorgeschlagen, schließlich entstand die Titan 3E, ebenfalls mit einer Centaur Oberstufe, doch sie kostete weniger als die Hälfte einer Saturn IB.

Referenzen:
Payload capabilities of Saturn-IB-Centaur for launch opportunities to Mars in 1971, 1973, and 1975
Saturn 1B/Centaur propulsion systems compatibility study

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

 

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

Artikel verfasst am 8.2.2013


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