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Space Shuttles Oberstufen

Vorgeschichte

Als man in den siebziger Jahren den Space Shuttle entwickelte war es auch nötig eine Oberstufe zu entwickeln. Für den Antrieb besteht die Nutzlast aus Space Shuttle und "eigentlicher Nutzlast" im Nutzlastraum. Dabei liegt die Masse derer bei 30 t von 110 t Gesamtmasse. für höhere Bahnen muss die Gesamtmasse abnehmen. Da der Space Shuttle nicht leichter werden kann nimmt die Nutzlast des Space Shuttles sehr rasch ab. Für Bahnen über 400-500 km Höhen war eine Oberstufe nötig. Genauso für planetare Missionen oder den geostationären Orbit.

Der Space Tug

Ursprünglich dachte man an ein wieder verwendbares System, den Space Tug. Der Space Tug wörtlich "Weltraumschlepper" war nicht nur eine Oberstufe. Er sollte auch Satelliten bergen können und zum Space Shuttle transportieren können um sie dort zu reparieren oder zur Erde zur Überholung zurückzuführen. Den Treibstoff hätte der Space Shuttle transportiert. Der Space Tug wäre so wie der Space Shuttle ein voll wieder verwendbares System gewesen, das vom Space Shuttle regelmäßig aufgetankt worden wäre.

Geplant war ursprünglich ein wiederverwendbares System, der Space-Tug. Es wäre eine an den Shuttle angepasste kryogene Oberstufe gewesen. So betrug sein Durchmesser 4,55 m, seine Länge nur 10,6 m, was noch knapp 8 m für die Nutzlast übrig ließ. Bei einer Trockenmasse von 2.400 kg hätte er bis zu 25.200 kg flüssigen Sauerstoff und Wasserstoff aufgenommen. Ein Triebwerk mit 66,7 kN Schub und einem rekordverdächtigen spezifischen Impuls von 4522 m/s hätte ihn angetrieben.

Der Tug sollte zwischen dem geostationären Orbit und einem 296 km hohen Parkorbit pendeln:

Danach wird der Tug zur Erde zurückgebracht, dort überholt und neu aufgetankt mit der nächsten Mission gestartet.

Der Space Tug zeigt, wie 1974 noch die NASA von ihrem konkurrenzlos günstigen Space Shuttle überzeugt war: Denn nur mit niedrigen Startkosten war es sinnvoll, einen Satelliten zu bergen und erneut zu starten und auch der Tug machte nur Sinn, wenn ein Start sehr preiswert war, denn würde er nicht zwischen beiden Bahnen pendeln so könnte er rund die doppelte Nutzlast transportieren. Die Wiederverwendung des Tugs wird also teuer erkauft und nur wenn der Startpreis eines Space Shuttles erheblich niedriger als die Kosten für einen Space Tug sind, lohnt sich dies. Die NASA hatte aber schon Probleme die Entwicklung des Space Shuttles zu finanzieren und so strich sie das Projekt des Tugs.

Der TRS

Aus der Idee des Space Tugs wurde das TRS (Teleoperator Retrieval System). Das TRS sollte mit dem Space Shuttle ausgesetzt werden. Es sollte dann an andere Satelliten ankoppeln. Gesteuert wird das TRS durch einen eigenen Bordrechner, aber auch von dem Orbiter (Radar) und der Besatzung (im Endanflug durch Fernsehkameras am TRS). Die Flugeinheit sollte im September 1979 gebaut werden und 35 Millionen USD kosten.

Das TRS besteht aus einem zentralen Kern von 1.2 x 1.2 x 1.5 m Größe. Dieses enthält die Lagereglungstriebwerke und die Bordsysteme und einen Koppeladapter mit einem Sporn der sich im Satelliten einhakt und diesen dann zum Adapter zieht. Die 24 Lageregelungstriebwerke haben zwischen 20 und 50 N Schub. Sie werden mit Hydrazin betrieben das katalytisch zersetzt wird.

Je nach Mission werden an dieses Zentralmodul bis zu 4 Zusatzmodule angekoppelt. Jedes Zusatzmodul enthält einen Tank mit 680 kg Hydrazin und 8 Triebwerke von jeweils 110 N Schub in einem 0.9 m breiten und 1.5 m langen Tank. Der spezifische Impuls beträgt 2157 m/s. Die gesamte Brenndauer 27 Minuten. Der Schub beträgt bei 2 Modulen 1765 N. Der Bordcomputer wäre von Batterien und Solarpanels mit Strom versorgt worden.

Die Startmasse beträgt bei 4 Modulen 3850 kg bei einer Leermasse von 1000 kg. Der Space Tug hätte folgende Aufgaben durchführen sollen

Der wohl wichtigste Einsatz wäre eine Ankopplung an Skylab gewesen um dessen Bahn anzuheben und es so vor dem Absturz zu bewahren. Das TRS spiegelt die Space Shuttle Philosophie dieser Zeit wieder. Da man annahm, dass der Space Shuttle sehr preiswert würde fliegen können war es sinnvoll Satelliten so auszurüsten, dass man sie bei einem Defekt bergen kann oder bei leichteren Problemen im Orbit reparieren. Mit dem TRS hatte man eine Möglichkeit Satelliten von einer höheren Umlaufbahn zum Space Shuttle zu bringen und wieder zurück. Das Militär könnte die Lebensdauer ihrer tief fliegenden Satelliten vergrößern indem der TRS regelmäßig die Bahn anhebt. Das Space Shuttle hätte das TRS dann jeweils mit neuen voll getankten Modulen versorgt und die alten zum Auftanken zur Erde zurückgebracht.

Der TRS hätte eine 10 t schwere Nutzlast aus 600 km Höhe zu einer 200 km Bahn transportieren können oder 10 t von 200 km Höhe auf 750 km Höhe transportieren können. (Der Unterschied resultiert dadurch, das im ersten Fall der voll betankte TRS erst in die Zielhöhe gebracht werden muss, während beim Rücktransport die Treibstoffe schon weitgehend verbraucht sind.

Skylabs Bahn hätte der TRS um etwa 40 km anheben können. Doch er wurde teurer als geplant (55 Millionen USD anstatt 35) und die Bahn von Skylab sank durch die ansteigende Sonnenaktivität schneller ab, so dass es klar war, dass der TRS nicht rechtzeitig verfügbar sein würde. Man stellte das Projekt daher ein.

TRS

Abmessungen:

3,32 Höhe × 3,17 m Breite × 3,35 m Länge

Startgewicht:

4.392 kg

Davon Kernmodul betankt:

1.068 kg

Davon Tanks (4 Stück):

3.333 kg

Kernmodul (Trockengewicht):

1.002 kg

Tanks (Trockengewicht):

588 kg

Gesamtimpuls Tanks:

600.500 kNs

Gesamtimpuls Kern:

11.100 kNs

Reichweite Kommandoempfänger:

480 km

Reichweite TV-Sender:

1,4 km

PAM D, PAM D2 und PAM A

PAM-DDie ersten Oberstufen für den Space Shuttle waren die Oberstufen PAM-D und PAM-A. PAM ist die Abkürzung für Payload Assistant Module. D steht für Delta und A für die Atlas. Sinn dieser Oberstufen war es den Space Shuttle als Ersatz für eine Delta oder Atlas Rakete zu nutzen. Damit eine Nutzlast auf beiden Systemen eingesetzt werden konnte musste die Nutzlastkapazität identisch sein. Nun transportiert ein Space Shuttle aber erheblich mehr Nutzlast als eine Delta oder eine Atlas, kann aber keinen geostationären Orbit erreichen. Die Oberstufen PAM-D bzw. PAM-A waren nun so ausgelegt, dass sie eine typische Delta beziehungsweise Atlas Nutzlast vom Shuttle Orbit in 200-300 km Höhe in den geostationären Übergangsorbit transportieren konnten.

Die Oberstufen liefen zuerst unter der Bezeichnung SSUS (Spinning Solid Upper Stage) weil sie spin-stabilisiert. waren. Dazu brachte sie ein Spinntisch vor dem Aussetzen in eine langsame Rotation. Die PAM-D wurde Anfangs der achtziger Jahre eingesetzt und hatte eine Nutzlast von 1250 kg in den geostationären Übergangsorbit beim Start mit der Delta und 1050-1110 kg beim Start mit dem Space Shuttle. Die Nutzlast mit der Delta 3920 war etwas höher weil die letzte Stufe die PAM-D mit Nutzlast etwas stärker beschleunigte.

Sie wurde bekannt, als bei einem Shuttle Start bei zwei ausgesetzten Kommunikationssatelliten die PAM-D nicht zündeten und die Kommunikationssatelliten bei einem der nächsten Flüge geborgen werden mussten. Eine spezielle angepasste Version der PAM-D wurde als PAM-S als dritte Stufe auf einer IUS beim Start der Sonnensonde Ulysses eingesetzt. Ein Space Shuttle konnte maximal 4 Nutzlasten mit dem PAM-D gleichzeitig starten.

Die PAM-D löste die TE-364-4 Oberstufe bei der Delta 3900 ab und steigerte die Nutzlast beträchtlich von 930 auf 1200 kg. Eine Delta brachte die PAM-D wie der Space Shuttle in eine niedrige Erdumlaufbahn. Dort zündete Sie bei Überquerung des Äquators und beförderte den Satelliten in eine 27.9 Grad geneigte 200 x 36000 km Bahn. Der im Satelliten integrierte Antrieb muss dann dort die Bahn zirkularisieren.

Die PAM-D gelangte zu Berühmtheit als sie bei der Mission STS-41G zweimal versagte. Bei einem Space Shuttle Flug strandeten 2 Satelliten im Orbit. Das erhöhte nicht nur die Versicherungsprämien beträchtlich sondern führte auch dazu, dass es nun kaum Nutzlasten für den Space Shuttle gab, da man erst den Fehler finden musste. Die Satelliten wurden 1 Jahr später geborgen. Das brachte zwar der NASA einen Publicity Erfolg ein, war jedoch wirtschaftlich kaum sinnvoll, da die Bergungskosten nahe bei dem lag was die Versicherungen für den Verkauf der Satelliten einlösten.

Die PAM-A wurde zwar entwickelt, aber nie eingesetzt. Sie hätte eine Nutzlast von 1990 kg für den GTO Orbit besessen. Ein Space Shuttle sollte 2 PAM-A gleichzeitig transportieren können. Jede sollte 5 Millionen USD kosten und mit Nutzlast 5900-6400 kg wiegen.

Als die Nutzlasten größer wurden plante man neben dem Space Shuttle auch eine neue Delta Generation, die Delta 2. Für die vom Space Shuttle zu befördernden Nutzlasten wurde eine größere Oberstufe, die PAM-D2 gebaut, die 1850 kg in den geostationären Orbit transportieren sollte. Die Explosion der Challenger am 28.1.1986 führte jedoch dazu, dass keine kommerziellen Flüge mehr mit dem Space Shuttle erfolgen sollten und so kam es zu nur zu zwei Einsätze der PAM D2 an Bord des Space Shuttles. Bestellt waren ursprünglich 28 Exemplare für den Start der Navstar Satelliten mit dem Shuttle. Stattdessen wurde die Delta 2 für den Transport dieser Satelliten entwickelt. Die PAM-D2 stand als Oberstufe für die Titan zur Verfügung und absolvierte mit dieser 2 Flüge. Auch bei ihr galt als Designkriterium, dass eine Nutzlast entweder mit der Titan oder der Delta transportiert werden kann.

Die Delta übernahm die PAM-D als Oberstufe. Es ist seit der Delta 3920 die Standard Oberstufe der Delta. Der Antrieb (Star 48B) kann aber auch auf anderen Trägern eingesetzt werden. So startete New Horizons mit einer Star 48 Oberstufe. Bei der Delta 4, der neuesten Delta Version steht derselbe Antrieb ebenfalls zur Verfügung. In beiden Fällen verwenden die Hersteller aber heute nicht mehr die Bezeichnung PAM-D sondern die Typenbezeichnung des Antriebs: Star 48B. Es gibt auch eine zweite Version die nicht spinnstabilisiert ist und stattdessen durch Vernierdüsen stabilisiert ist Star 48V.Die PAM-D2 hat die Bezeichnung Star 63.

Die PAM-D ist nach wie vor im Einsatz auf der Delta 7920.

Name PAM-A PAM-D PAM-D2
Länge 2.28 m 1.80 m
Durchmesser 1.20 m 1.60 m
Startmasse 3900-4400 kg 2141 kg 3697 kg
Leermasse 232 kg 431 kg
Antrieb Star 48 Star 63
Schub 67.1 kN 107.2 kN
Brennzeit 88 Sekunden 120 Sekunden
spez. Impuls 2864 m/s 2766 m/s
Flüge 0 110 (Januar 2005) 3

Die PAM-D war ursprünglich eine sehr preiswerte Stufe. Die ersten Exemplare kosteten 3 Millionen USD. Mit der Zeit wurde die Stufe aber sehr teuer. Als New Horizons im Januar 2006 zum Pluto mit einer PAM-D Stufe aufbrach kostete diese 10 Millionen USD.

Die IUS

IUSDie IUS war das Wunschkind der US Air Force für ihre schweren Kommunikationssatelliten für den geostationären Orbit. Diese wurden vorher von der Titan 3C transportiert. Diese hatte eine Nutzlast von 1600 kg in den geostationären Orbit. Dabei beförderte die Transtage die Satelliten direkt in den geostationären Orbit. Dies sollte sich nicht ändern und so entwarf man die IUS.

Die IUS ist im Prinzip der Versuch die Eigenschaften der Transtage in eine Feststoffoberstufe einzubringen. Dazu gehört die Fähigkeit einen geostationären Orbit zu erreichen, eine sehr hohe Genauigkeit beim Erreichen der Bahn und das genaue Ausrichten eines Satelliten im Raum vor der Aussetzung. Weiterhin war die Stufe für Satelliten geeignet die nicht drallstabilisiert sind und Beschleunigungen unter 5 g treten nicht auf.

Das machte eine mindestens zweistufige Konstruktion nötig. Die erste Stufe transportiert die Nutzlast von einem niedrigen Erdorbit in eine geostationäre Übergangsbahn. Die zweite Stufe zirkularisiert diese nach 5 Stunden, wenn die Nutzlast im Apogäum angekommen ist. Anfangs erwog man noch zwei andere Varianten: Die Twin Stufe (bestehend aus zwei ersten Stufen der IUS) und die dreistufige Version (IUS + eine weitere erste Stufe der IUS). Letztere war eine Zeitlang als Träger für Galileo favorisiert.

Wie eine flüssige Oberstufe ist die IUS dreiachsenstabilisiert. Dies sagt auch ihr Name aus : IUS steht für Inertial Upper Stage.

Ursprünglich hieß die IUS jedoch Interim Upper Stage und sollte nur die Zeit bis zur Einführung eines Space Tugs überbrücken. Als dieser nicht entwickelt wurde, wurde daraus Inertial Upper Stage. Die Ursprünge der IUS gehen bis ins Jahr 1975 zurück, als man nach einer Zwischenlösung bis zur Verfügung des Space Tugs suchte. Im Jahre 1976 wurde das Konzept der IUS geboren, dass mit ihrer Dreiachsenstabilisierung eher dem zukünftigen Space Tug ähnelte als bisherigen festen Oberstufen.

Zuerst war eine drallstabilisierte Version angedacht, welche eine geringere Leermasse aufwies (850 kg in der zweiten Stufe anstatt 1170 kg). Als der Space Tug nicht kam legte die USAF Wert auf eine Stufe welche die gleiche Präzision für einen geostationären Übergangsorbit hat, wie eine Stufe mit flüssigen Antrieben. Dies war möglich wenn man die Stufe mit Hydrazinantrieben für Feinkorrekturen versah, wodurch aber die Leermasse anstieg und die Nutzlast für einen GEO Orbit um etwa 200 kg sank.

Ende 1977 wurde die Entwicklung des Space Tugs gestrichen und im April 1978 der Auftrag zur Entwicklung der IUS gegeben. Später wurde eine zweite Version für die Titan 34D eingesetzt. Diese verwandte die IUS des Space Shuttles, jedoch wurde weniger Treibstoff zugeladen, da die Nutzlastkapazität einer Titan 34D mit 14.5 t für einen erdnahen Orbit geringer war als die des Space Shuttles. Die IUS für die Titan 34D transportiere so 1900 kg in einen geostationären Übergangsorbit. Die Space Shuttle Version 2268 kg. Später wurde die Space Shuttle Version auch auf der Titan 4 eingesetzt, die dank verlängerter Booster wieder die Nutzlast des Space Shuttles erreichte.

Die erste Stufe der IUS, die SRM1, später auch TOS benannt war die größte Feststoffoberstufe die je entwickelt wurde. Sie verfügt über eine eigene Steuerung mit Inertialplattform. Das Gehäuse besteht aus leichtgewichtigem Keflargewebe in Epoxydharz. Die Düse ist um 4 Grad schwenkbar.

In der zweiten Düse, ebenfalls mit einer um 7 Grad schwenkbaren Düse ist die Steuerung bei einer zweistufigen Version untergebracht. Die Stabilisierung erfolgt durch 2 Düsen mit je 133 N Schub die Hydrazin katalytisch zersetzen. Sie führen auch die Stabilisierung nach Ausbrennen der zweiten Stufe und vor deren Zündung durch. Es gibt nominell zwei Tanks mit 109 kg Hydrazin. Je nach Mission können auch 1 oder 3 Tanks mitgeführt werden. Das Hydrazin dient auch dem Schwenken der Düsen, dazu wird aus ihm Heißgas erzeugt welches die Düse pneumatisch bewegt.

Die Computer erlauben ein autonomes Arbeiten, die Stufe kann aber auch vom Boden gesteuert werden. Von 21 Starts der IUS scheiterte der zweite, als die zweite Stufe in eine falsche Richtung bei der Zündung schaute und der beförderte Kommunikationssatellit TDRSS-A in einem unbrauchbaren Orbit hinterlassen wurde. Im Jahre 1997 wurde die Produktion der IUS eingestellt. Die letzte Version startete 2003.

IUSDie IUS ist nicht nur von den technischen Leistungsdaten die beste Feststoff angetriebene Oberstufe. Sie ist auch eine der flexibelsten Oberstufen. Sie kann in ein oder zweistufiger Ausführung gestartet werden. Die Treibstoffmenge ist bis auf 50 % reduzierbar. Die Nutzlastmasse kann bis zu 3600 kg betragen. So wurde die IUS auch mit einer PAM-D ausgestattet um die Raumsonde Ulysses zu starten.

Neben zahlreichen militärischen Satelliten transportierte die IUS auch die Raumsonden Magellan, Galileo und Ulysses und das Röntgenobservatorium Chandra. Die IUS war jedoch auch eine sehr teure Stufe. Schon 1987 wurde ihr Preis mit 30.6 Millionen USD angegeben - genauso viel wie eine Centaur kostete und in etwa genauso viel wie eine Delta 3900 Rakete komplett kostete. Die PAM-D kostete dagegen nur 3.8 Millionen USD. Schon die Entwicklung wurde sehr teuer: Im Jahre 1980 gab Boeing bekannt, dass die vorgesehenen Entwicklungskosten um 100 Millionen USD überschritten wurden.

Ein zweiter Kritikpunkt an der IUS war die geringe Nutzlastkapazität: Der Großteil der Leermasse der zweiten Stufe entfiel auf das Hydrazin zur Steuerung, den Computer und andere Bordsysteme. Bei einer Startmasse von 16.8 t konnte eine IUS 2.268 t in eine geostationäre Bahn befördern. Zwei PAM-A Stunden hätten etwa die gleiche Nutzlast aufgewiesen, doch ohne die Interialsteuerung wiegen diese nur 12.8 t mit der Nutzlast. Für andere Bahnen als den geostationären Orbit waren die festen Gesamtimpuls von Nachteil. Solange es aber keine Stufe mit flüssigen Treibstoffen gab welche die IUS ersetzen konnte, hatte man zu ihre keine Alternative.

Abkömmlinge der IUS:

Eine verbesserte IUS mit einer zweiten Stufe mit verringerter Leermasse namens IUS-2 sollte 2750 kg mit der Titan IV befördern können. Die Entwicklung wurde jedoch zugunsten der Centaur G Prime aufgegeben. Für die Titan gibt es auch eine Version die nur aus der ersten Stufe besteht. Diese als TOS bezeichnete Stufe wurde für den Start des Mars Observers im Jahre 1992 eingesetzt.

Name IUS Shuttle / Titan 4 IUS Titan 34D TOS
Länge 5.17 m 5.17 m 2.92 m
Durchmesser 2.90 m 2.90 m 2.34 m
Startmasse 14760 kg 13100 kg 10960 kg
Leermasse 2302 kg 2302 kg 1130 kg
Schub Stufe 1 185.1 kN 185.1 kN 196 kN
Schub Stufe 2 78.41 kN 78.41 kN -
Brennzeit Stufe 1 152 Sekunden 135 Sekunden 144 Sekunden
Brennzeit Stufe 2 103.35 Sekunden 86 Sekunden -
spez. Impuls Stufe 1 2898 m/s 2898 m/s 2898 m/s
spez. Impuls Stufe 2 2972 m/s 2972 m/s -
Vollmasse Stufe 1 10841 kg 9622 kg 10960 kg
Vollmasse Stufe 2 1134 kg 1134 kg 1130 kg
Leermasse Stufe 1 3919 kg 3478 kg -
Leermasse Stufe 2 1170 kg 1170 kg -
Nutzlast 2268 kg GEO Shuttle, 2364 kg GEO Titan IV, 2861 kg Titan IVB 1817 kg GEO 4944 kg GTO
Flüge 15 Shuttle, 8 Titan 1 1

Die Centaur G / Centaur G Prime

Centaur GDie IUS war zwar eine sehr sichere Oberstufe (durch den festen Treibstoff geringe Explosionsgefahr und beliebig lang lagerfähig). Aber ihre Leistung war doch bescheiden Daher suchte man nach der Möglichkeit schwere Nutzlasten mit dem Space Shuttle zu transportieren. Man kam darauf die bewährte Oberstufe Centaur umzukonstruieren. Die Centaur hatte damals schon eine 20 jährige Entwicklung hinter sich und wurde auf der Atlas und Titan eingesetzt.

Für den Space Shuttle war eine neue Centaur, die G Version konstruiert worden. US Air Force und NASA teilten sich die dabei anfallenden Entwicklungskosten 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 waren 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 NASA Version Centaur G Prime war so schwer, dass man für GEO Missionen sie nicht voll betanken konnte. Bei einer Betankung mit 15 t 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 (NASA Version)

0 Flüge
Vollmasse 23655 kg
Leermasse 2970 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 (USAF Version)

0 Flüge
Vollmasse 16253 kg
Leermasse 2600 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 eingesetzt. Die Air Force griff dazu auf die NASA Version zurück anstatt ihre kürzere Centaur zu verwenden. 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.

No Text Centaur T

14 Flüge von 1994-1994
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

ASPS Oberstufen

Nach dem Ausfall der Centaur als Oberstufe schrieb man Ende der achtzigerer Jahre einen Wettbewerb für eine neue Oberstufe aus. Sie sollte eine möglichst hohe Nutzlastmasse bei moderaten Kosten besitzen und zudem wie die IUS nicht kryogene Treibstoffe besitzen. Es gab drei Vorschläge von TRW, General Motors und Lockheed. Allen gemeinsam war die Benutzung von lagerfähigen Treibstoffen und Oxidatoren. Die Stufen wurden als ASPS abgekürzt (Adaptable Space Propulsion System).

Die Entwicklungskosten sollten bei 1.630 Millionen Dollar liegen und die Kosten pro Flugeinheit bei 10 Millionen Dollar. Es kam jedoch nie zu einem Entwicklungsauftrag. Die ASPS Oberstufen wären zwar eine teure Entwicklung gewesen (teurer als zur gleichen Zeit die komplette Entwicklung der Ariane 1-4), aber in der Produktion wären sie billiger als die IUS gewesen, bei der doppelten Nutzlast. Ein Einsatz auf der Titan war für diese Oberstufen ebenfalls vorgesehen.

Firma TRW General Motors Lockheed
Nutzlast GEO Orbit 4942 kg 4711 Kg 4797 Kg
Schub 68.67 kN 73.575 kN 147.15 kN
Masse betankt 19247 kg 19356 Kg 18582 Kg
Masse leer 747 kg (nur Triebwerk) 1209 kg 1408 kg

General Motors und Lockheed nutzten ein bzw. zwei Triebwerke des Typs XLR-132, basierend auf der Technologie der Agena Oberstufe. Sie verwendeten Monomethylhydrazin und Stickstofftetroxid als Treibstoff. Über den von TRW entwickelten Antrieb ist nichts genaueres bekannt.

Bücher vom Autor

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