Home Raumfahrt Trägeraketen Amerikanische Trägerraketen Site Map counter

Die Titan 3+4

Dies ist Teil 2 der Geschichte der Titan-Trägerrakete. Er behandelt die Titan 3+4-Versionen, welche zivile und militärische Nutzlasten beförderten. Teil 1 behandelt die Titan 1+2, die als Interkontinentalrakete und Trägerakete für Gemini genutzt wurde sowie die Titan 2G-Flüge, welche ab 1988 erfolgten.

Die Titan 3A/Titan IIIA

Schon 1962 schlug die Herstellerfirma der Titan, Martin Marietta, der NASA vor, die Titan 2 durch eine zusätzliche Oberstufe zu einer zivilen Trägerrakete auszubauen. Daher ergibt sich auch die Bezeichnung Titan 3/III (für drei Stufen). Die Schreibweise mit den römischen Ziffern ist ebenso gängig wie die mit arabischen.

Die NASA benutzte zwar die Titan 2 als Träger für die Gemini-Raumschiffe, hatte aber die weitere Planung unbemannter Starts auf die Atlas ausgerichtet. Diese sollte mit einer Centaur-Oberstufe erheblich größere Nutzlasten als eine Titan 2 befördern. Auch die US-Luftwaffe war zuerst nicht interessiert. Dies änderte sich, als man an die Planung schwerer Satelliten für den geostationären Orbit ging. Nun kam der Vorschlag von Martin Marietta der US-Luftwaffe gelegen.

Die zusätzliche Oberstufe mit dem Namen Transtage war mehrfach wiederzündbar und primär dazu gedacht, militärische Aufklärungssatelliten des KH 8-Programms in den Orbit zu befördern. Sie konnte auch nach Stunden und Tagen erneut gezündet werden. Die Transtage verwandte die gleichen Treibstoffe (Stickstofftetroxid und Aerozin 50) wie die ersten beiden Stufen und wurde von der Nutzlastverkleidung mit umhüllt. Mit der Einführung der neuen Oberstufe ging die USAF, wie auch in anderen Programmen, einen Sonderweg, denn schon vor der Entwicklung der Transtage entwickelte die NASA die Centaur-Oberstufe, die auch wiederzündbar war, jedoch erheblich leistungsfähiger als die Transtage.

TranstageDie Transtage ähnelt ein bisschen der Agena, ist jedoch moderner als diese, verfügt über einen höheren spezifischen Impuls und ist etwa doppelt so schwer. Ihre Tanks aus der Titanlegierung 6 A 1-4 V haben eine Wanddicke von 0,76-2,3 mm. Die Struktur besteht aus Aluminium. Jedes der beiden Aerojet AJ10-138-Triebwerke hat einen Schub von 36 kN und wiegt 95 kg. Neben den Haupttriebwerken setzt die Transtage kleinere Lageregelungstriebwerke ein, die Hydrazin katalytisch zersetzen. Die Titan ist qualifiziert für Freiflugphasen von bis zu 6,5 Stunden Dauer. Das Design der Transtage ergibt eine sehr kompakte Stufe (nur 4,57 m hoch), so dass sehr viel Platz für die Nutzlast bleibt.

Die Titan 2 litt damals aber noch unter starken Entwicklungsproblemen und so bekam Martin Marietta nur einen Auftrag für 5 Träger des Typs Titan 3A, die als Entwicklungsmodelle für die neue Oberstufe fungieren sollten. Mehr als diese 5 Raketen wurden aber auch später nie gefertigt. Der wahrscheinliche Grund dafür ist, dass die Transtage eine relativ teure Oberstufe ist. Die wesentlich preiswerte Agena-Oberstufe wurde stattdessen in der Titan 3B verwendet, welche fast dieselbe Nutzlast hatte. Die Transtage kam zum Einsatz als Oberstufe der wesentlich größeren Titan 3C. Von den 5 gebauten Raketen wurde auch eine zu einer Titan 3C umgebaut, so dass es nur 4 Starts der Titan 3A gab. Im Vergleich zu der Titan 2 war die erste und zweite Stufe leicht verlängert worden. Diese verlängerten Stufen wurden im ganzen Titan 3A-E-Programm beibehalten. Auch wurde die zweite Stufe so modifiziert, dass sie eine größere Last tragen konnte. Über die Nutzlast der Titan 3A herrscht auch heute noch Unklarheit. Oftmals wird eine werden 3,2 Tonnen genannt, jedoch für einen höheren polaren Orbit. Die höchste Nutzlastmasse, die eine Titan 3A nachweislich transportiert hatte, betrug 4.077 Kilogramm.

Die zweite Stufe wurde etwas schwerer, da sie nun auch eine wesentlich schwerere Nutzlast (Transtage und Satellit wogen zusammen fast 16 t) aufnehmen musste. Auch die Transtage war für die Aufnahme von schweren Nutzlasten ausgelegt, dies ist auch erkennbar an der relativ hohen Leermasse.

Titan 3 A Transtage

Titan 3 A

Nutzlast: 3.200-4.100 kg in einen 185 km-Orbit
4 Flüge zwischen dem 1.9.1964 und 6.5.1965, davon 1 Fehlstart
Länge: 42,00 m
Startmasse: 161.730 kg

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 120.848 kg
Leermasse: 5.980kg (6.622 kg bei Brennschluss)
Schub 1.910 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.060 kN (Vakuum)
Brennzeit: 150 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 22,22 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-7

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 33.425 kg
Leermasse: 2.802 kg (3.057 kg bei Brennschluss)
spezifischer Impuls: 3.130 m/s (Vakuum)
Schub: 445 kN
Brennzeit: 214 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 9,14 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-7

Stufe 3 (Transtage):
Startmasse: 12.205 kg
Leermasse: 1.880 kg (1.938 kg bei Brennschluss)
spezifischer Impuls: 3.051 m/s (Vakuum)
Schub: 71 kN, Brennzeit: 430 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 4,57 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke AJ10-138

Die Titan 3B

Wie schon erwähnt übernahm hier die Agena-Oberstufe die Rolle der Transtage. Die Agena war auf die Detailaufklärungssatelliten (Spionagesatellit) KH 8 ausgelegt. Sie war preiswerter als die Transtage und aus ihrer geringere Leermasse resultierte auch eine etwas höhere Nutzlast. Weiterhin waren bis zum Erststart der Titan 3B mit ihr schon 2 Generationen in 7 Versionen der Corona- und Gambit-Aufklärungssatelliten mit der Thor und Atlas gestartet worden. Die hohe Zuverlässigkeit der Agena führte auch zum Einsatz im Gemini-Programm. Getreu dem nicht nur bei der Raumfahrt gültigem Wahlspruch "Never change a winning Team" wurde die Agena D auch auf der Titan eingesetzt. Die Steuerung der Titan wurde vereinfacht. Die Titan 3B hatte nur ein Radiolenksystem statt eines Inertialsystems wie bei der Titan 3A und C. Die Agena hatte ihr eigenes Steuerungssystem.

Wie die Transtage war die Agena wiederzündbar. Anders als bei der Atlas- oder Thor-Trägerrakete kam bei der Titan nur die letzte Version, die Agena D, zum Einsatz. Das lag an der relativ späten Indienststellung der Titan 3B im Jahre 1966. Fast alle Titan 3B wurden mit nur einer Nutzlast gestartet: Den KH 8-Fotoaufklärern. Zu dieser Zeit war es noch nicht möglich, Bilder digital in der gleichen Qualität wie analoge Fotos auf Film zu erstellen. Die KH 8-Satelliten fertigten daher analoge Fotos von Zielobjekten an, die als interessant bewertet wurden. Nach Verbrauch des Films wurde er in eine Kapsel umgespult, diese abgesprengt und nach Wiedereintritt während des Fallschirmabstiegs mit einem Flugzeug aufgefangen. Diese Vorgehensweise machte es nötig, sehr viele Satelliten in den Orbit zu bringen, teilweise lagen nur zwei Wochen zwischen 2 Starts. Nachdem Ende der siebziger Jahre größere und vor allem leistungsfähigere Spionagesatelliten mit der Titan 3D in den Orbit gebracht wurden, war die Titan 3B weitgehend überflüssig und lief aus. Die Entwicklung der Titan 3B erfolgte relativ spät, so dass die Titan 3C zuerst ihren Jungfernflug absolvierte. Die Titan profitierte jedoch von dieser Verzögerung, denn das Triebwerk der ersten Stufe konnte im Schub gesteigert werden.

Charakteristisch an der Titan 3B ist der Durchmesser der Agena-Oberstufe von nur 1,52 m, was der Rakete das Aussehen einer überdimensionalen Kugelschreibermine gibt. Da die KH 8-Satelliten von den KH 7 abstammten und auf die Agena-Oberstufe ausgelegt waren war es nicht nötig, die breite (und schwere) Nutzlastverkleidung der Titan 3A zu verwenden. Die US Air Force hat für die Titan 2 auch zwei andere Bezeichnungen verwendet: Titan 23 für zwei Starts im Jahre 1971 und Titan 24 für die folgenden Starts bis 1975. Mehr über die Agena-Oberstufe in diesem separaten Aufsatz.

Titan 3 B Agena D

Titan 3B

Nutzlast: 3.220 kg in einen polaren 185 km-Orbit
3.630 kg in einen Orbit mit 28,8° Neigung
59 Flüge zwischen dem 29.7.1966 und dem 17.4.1984
davon 2 Fehlstarts

Stufe 1 (Core 1):
Starrmasse: 124.000 kg
Leermasse: 6.900 kg
Schub: 2.001 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.300 kN (Vakuum)
Brennzeit: 147 sec.
spezifischer Impuls: 2.519 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.892 m/s (Vakuum)
Länge: 22,22 m
Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke: LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 29.199 kg
Leermasse: 2.653 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub: 450 kN
Brennzeit: 185 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 7,5 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk: LR-91-11

Stufe 3: Agena D
Startmasse: 6.821 kg
Leermasse: 673 kg
spezifischer Impuls: 2.943 m/s (Vakuum)
Schub: 71 kN
Brennzeit: 265 sec.
Durchmesser: 1,54 m
Länge: 6,31 m
Treibstoff: HNO3/UDMH
1 Triebwerk: Bell 8096

Die Titan 34B

Mitte des siebziger Jahre kam eine neue Variante der Titan 3B zum Einsatz. Die als Titan 34B bezeichnete Rakete unterschied sich von der normalen Titan 3B durch eine verlängerte erste und zweite Stufe und konnte auch teilweise eine durchgängige Nutzlastverkleidung von 3,05 Meter Durchmesser einsetzen. Diese Nutzlastverkleidung schloss auch die 1,54 Meter breite Agena-Oberstufe mit ein. Die meisten Raketen behielten aber die 1,54 m breite Nutzlastverkleidung der Titan 3B, wahrscheinlich weil diese leichter war und so die Nutzlast etwas höher lag. Die Nutzlast der Titan 34D lag mit 3.900 kg um etwa 300 kg höher als bei der Titan 3B. Diese Rakete beförderte keine KH 8-Spionagesatelliten sondern andere Nutzlasten, vor allem die des Programms Jumpseat und SDS. Sie war jedoch wie die Titan 3B eine Rakete, die nur für militärische Nutzlasten eingesetzt wurde. Das Konzept der verlängerten ersten Stufe wurde dann auf die Titan 3D übertragen. Anfangs wurden die beiden Raketen (Titan 34B und 34D) auch iterierend gefertigt.

Die Titan erhielt eine modernisierte Steuerung, nun wieder mit Inertialsystem. Weiterhin wurde die etwas längere zweite Stufe der Titan 3A und C eingesetzt.

Titan 34 B Agena

Titan 34B

Nutzlast: 3.500 kg in einen polaren 185 km-Orbit
3.900 kg in einen Orbit mit 28,8° Neigung
11 Flüge zwischen dem 10.3.1975 und 12.2.1987
davon 2 Fehlstarts

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 138.677 kg
Leermasse: 7.301 kg
Schub: 2.001 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.300 kN (Vakuum)
Brennzeit: 162 sec.
spezifischer Impuls: 2.519 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.892 m/s (Vakuum)
Länge: 23,77 m
Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 34.622 kg
Leermasse: 4.117 kg
spezifischer Impuls: 3.128 m/s (Vakuum)
Schub: 452 kN
Brennzeit: 185 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 9,14 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk: LR-91-11

Stufe 3: Agena D
Startmasse: 6627 kg
Leermasse: 553 kg
spezifischer Impuls: 2.854 m/s (Vakuum)
Schub: 71,61 kN
Brennzeit: 265 sec.
Durchmesser: 1,54 m
Länge: 6,31 m
Treibstoff: HNO3/UDMH
1 Triebwerk: Bell 8096

Die Titan 3C

Titan 3 Booster Eine beträchtliche Steigerung der Nutzlast erfuhr die Titan durch den Anbau von 2 Feststoff-Boostern. Nachdem die Titan 3A erfolgreich ihr Erprobungsprogramm abgeschlossen hatte, war die Titan 3C der folgerichtige weitere Schritt zum Ausbau dieses Trägers. Der wesentliche Unterschied gegenüber der Titan 3A waren zwei seitlich angeflanschte Feststoff-Booster, diese wurden von United Alliant gefertigt. Wie bei der Titan 3A wurde hier die Transtage als Oberstufe eingesetzt. Die Booster sind erheblich schwerer als die gesamte Titan 3A, jeder einzelne wiegt über 230 t und es war der erste Einsatz so großer Booster.  Die ersten Ideen, die Trägerraketen zu verstärken, gab es im Juli 1961, ein Vorschlag der "Large Launch Vehicle Planning Group", geleitet von Dr. N.E. Golovin von der NASA, sah vor, solche Booster an die Rakete anzuschließen. Die Titan 3 war die einzige Rakete, die so umgerüstet wurde.

Im Vergleich dazu haben die bei der Delta verwendeten Castor 2- und 4-Booster nur 4,4 bzw. 11 t Masse (allerdings werden dort bis zu 9 dieser Booster eingesetzt). Die Booster der Titan bestehen wiederum aus kleineren Segmenten, bei der Titan 3C-E aus je 5. In dem konischen Abschluss am oberen Ende sitzt ein Injektor, der die Booster zündet. Die Gehäuse sind aus durch Hitze gehärteten Stahl und können einem Druck von 137 bar widerstehen.

Der Maximalschub der Booster beträgt etwa 5.250-5.340 kN, je nach Quelle. Der Hersteller nannte 2,36 Mlbs für beiden Booster, das entspricht 5.352 kN pro Booster. Der mittlerer Schub liegt bei 4.551 kN pro Booster. Die Düsen der beiden Booster sind um 6 Grad nach außen geneigt, dadurch verläuft der Schub durch den Schwerpunkt der Rakete. Sie sind anders als modernere Konstruktionen nicht schwenkbar.

Die Booster haben den gleichen Durchmesser wie die zentrale Stufe von 3,05 m und eine Länge von 25,92 m. Der Treibstoff besteht aus Aluminium als Verbrennungsträger und Ammoniumperchlorat als Oxidator. Gebunden werden beide in einer Masse aus Polybutadien-Acrylsäure-Arcylnitril. (PBAA). Die Titan 4 setzt die modernere Mischung HTPB (Hydroyterminiertes Polybutadien) als Binder ein.

Durch die Booster wurde die erste Stufe erst 10 Sekunden vor deren Brennschluss und 12 Sekunden vor der Abtrennung gezündet. Die Hauptstufe muss also nicht in der Schwerelosigkeit gezündet werden, dies vermeidet Änderungen an den Triebwerken, die beim Zünden in der Schwerelosigkeit nötig wären. Die Zündung geschieht in 50 km Höhe, also schon fast im Vakuum. Da die Stufe nun in einer Höhe mit niedrigerem Außendruck gezündet wurde, wuchs deren Schub an. In der neuen Benennung der Rakete werden die Booster als "0-te Stufe" bezeichnet. Die Zentralstufe wurde lediglich etwas schwerer, weil die Struktur verstärkt werden musste um Kräfte, welche die Booster beim Abbrand entwickeln, aufzunehmen.

Da die Haupttriebwerke der erst kurz vor Ausbrennen der Booster gezündet werden, muss man die Schubrichtung beim Betrieb der Booster variieren können, schließlich startet die Rakete vertikal und wird dann langsam in die Horizontale überführt. Um dies zu bewerkstelligen, führt die Titan 3C einen 22 Fuß (6,7 m) langen Tank mit einem Durchmesser von 3,5 Fuß (105 cm) mit. In diesem Tank sind 3.821 kg Stickstofftetroxid unter Druck (289 kg Druckgas) untergebracht. Ursprünglich waren es 5.900 kg, doch zeigte sich, dass bei normalen Missionen nur die Hälfte dieses Vorrats gebraucht wurde. Das Stickstofftetroxid wird in die Düse eingespritzt und verändert das Brennverhalten, da der feste Treibstoff durch den Sauerstoff im Stickstofftetroxid besser verbrennt und so der Schub an einer Seite ansteigt. Dadurch wird die Richtung des Düsenstrahls um bis zu 5 Grad verändert (Schubvektorsteuerung). Das System ist fähig, eine Kraft von bis zu 110 kN zusätzlich auszuüben.

Auch in den Maßen der ersten und zweiten Stufe gab es leichtere Änderungen. Die Stufen wurden leicht verlängert (8 t mehr Treibstoff in der ersten und 3,5 t in der zweiten Stufe). Neu an der Titan 3C waren auch verbesserte Triebwerke für die erste und zweite Stufe. Das Triebwerk LR-87-11 arbeitete nun mit 58,5 bar Brennkammerdruck und einem Entspannungsverhältnis von 15:1. Der Startschub stieg durch die Zündung in der Höhe von 1.910 auf 2.360 kN, der maximale Schub von 2.060 auf 2.475 kN. Das Zweitstufentriebwerk LR-89-11 steigerte seinen Schub von 445 auf 467 kN. Die zweite Stufe wurde etwas schwerer, da sie nun auch wesentlich schwerere Nutzlasten (Transtage und Satellit wogen in der Version Titan 3D zusammen fast 26 t) aufnehmen musste.

Die Titan 3C profitierte von der wiederzündbaren Transtage-Stufe und beförderte vor allem militärische Kommunikations- und Überwachungssatelliten in den geostationären Orbit. Der einzige zivile Start war der des 1,6 t schweren experimentellen Kommunikationssatelliten ATS-6 der NASA.

Die Rakete sollte ursprünglich ein militärisches Labor namens MOL (Manned Orbital Laboratory) starten. 1963 untersuchte das Verteidigungsministerium erstmals die Möglichkeit, mit Astronauten militärische Erderkundung zu betreiben - ähnlich wie dies auch die Sowjets in den militärischen Saljut-Stationen (Almaz) tun sollten. 1965 lag der Plan für das Projekt MOL vor: MOL stand für Manned Orbital Laboratory. 1966 begann man das Projekt zu entwickeln. Träger für MOL war die Titan 3C, die dafür schon entwickelt wurde. Als MOL schwerer wurde, wich man auf eine Titan 3M aus, einer verlängerten Titan 3C, in etwa der späteren Titan 34D vergleichbar (die 3M wurde dann aber nie gebaut). Die Kosten für MOL stiegen jedoch rasch von 1,5 auf 3 Mrd. USD an. Die ansteigenden Kosten des Vietnamkriegs führten schließlich 1969 zur Aufgabe des Projektes. Gestartet wurde lediglich ein MOL-Mockup mit dem ersten Titan 3C-Testflug. Die Astronauten, die schon für MOL trainierten, wanderten ab zur NASA und flogen später auf dem Space Shuttle.

MOL selbst bestand aus 3 Teilen:

Die Gesamtmasse von MOL betrug anfangs 11.340 kg, nach verschiedenen Änderungen dann 14.430 kg. Ein 9,8 t schweres MOL-Mockup wurde in eine 280-298 km hohe Bahn geschossen.

Die Kamera KH-10 an Bord von MOL soll je nach Autor 10-23 cm Auflösung am Boden gehabt haben. Der Film sollte je nach Autor mittels 4 Rückkehrkapseln oder durch die Astronauten zur Erde zurückgebracht werden. Das Verteidigungsministerium gab als Ersatz für MOL Aufträge für schwere Aufklärungssatelliten, die ab 1971 von der Titan 3D gestartet wurden.

Die Titan 3C war eine sehr preiswerte Trägerrakete. Im Jahre 1974 wurde ein Startpreis von 23,2 Millionen USD genannt (zum Vergleich aus dem gleichen Jahr: Atlas Centaur: 18,7 Millionen Dollar, Delta 2914: 9,2 Millionen Dollar). Die Titan 3C wurde vor allem zum Start von Satelliten in hohe und geostationäre Bahnen eingesetzt. Beispielsweise transportierte die Titan 3C jeweils 2 VELA-Satelliten in hohe Umlaufbahnen oder 6 militärische IDCSP-Satelliten auf einmal.

Titan 3C

Titan 3C

Nutzlast:
124.10 kg in einen 185 km hohen polaren Orbit
4.770 kg in eine geostationäre Transferbahn
1.600 kg in einen geostationären Orbit
13.150 kg in einen 185 km hohen Orbit
Erststart: 18.6.1965, letzter Start: 6.3.1982
36 Flüge, davon 5 Fehlstarts

Stufe 0: Booster 2 × UA1205
Startmasse: 2 × 230.760 kg
Leermasse: 2 × 37.954 kg
Schub Vakuum: 2 × 5.340 kN
Schub Meereshöhe: 2 × 4.450 kN
spezifischer Impuls: 2.274 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.608 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 117 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 25,9 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 124.485 kg
Leermasse: 6.900 kg (7.756 kg mit Treibstoffresten)
Schub: 2.329 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.475 kN (Vakuum)
Brennzeit: 147 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.961 m/s (Vakuum)
Länge: 21,72 m
Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 34.005 kg
Leermasse: 2.680 kg (3.763 kg mit Stufenadapter)
spezifischer Impuls: 3.128 m/s (Vakuum)
Schub: 455  kN
Brennzeit: 206 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 7,9 m (11,3 m mit Stufenadapter)
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3 (Transtage)
Startmasse: 12.336 kg
Leermasse: 1.723 kg
spezifischer Impuls: 3.051 m/s (Vakuum)
Schub: 71,2 kN
Brennzeit: 430 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 4,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk AJ10-138

Die Titan 3D

Für den Transport von schweren Spionagesatelliten in einen niedrigeren Orbit war die Transtage-Oberstufe überflüssig. Sie erhöhte die Nutzlast nur leicht für niedrige Umlaufbahnen, verteuerte aber die Rakete. Für die Satelliten des KH 9- und 11-Programms wurde Anfang der siebziger Jahre die Titan 3D eingesetzt. Von der Titan 3C unterschied sich diese Rakete nur durch das Fehlen der Transtage-Oberstufe. Dafür stand eine nun 17 Meter lange Nutzlastverkleidung für die großen Satelliten des KH 9- und 11-Programms zur Verfügung. Diese Rakete startete daher vor allem Aufklärungssatelliten des Typs KH 9 und KH 11 von 10-12 t Gewicht in erdnahe Bahnen. 

Die Satelliten des Typs KH 9 und KH 11 waren praktisch ein unbemannter Ersatz des MOL-Labors: Riesige, busgroße Satelliten mit einer Hochleistungskamera und diversen (bis zu 6) Kapseln, in denen die belichteten Filme zurückgeführt wurden. Es gab keinen zivilen Einsatz der Titan 3D, ganz einfach weil es keine zivilen Nutzlasten dieser Größe gab.

Im Jahre 1966 gab es schon Vorstudien für die Titan 3C. Sie untersuchten die Möglichkeit, eine Titan 3 ohne Transtage mit verschieden langen Boostern im "Lifting Body"-Programm der Air Force einzusetzen. Damit sollten geflügelte Raumgleiter wie die X-20 im Orbit erprobt werden. Gedacht war an Versionen mit 2, 3, 5, 5,5 und 7 Boostersegmenten. Die Nutzlast wurde angegeben mit:

Segmente Nutzlast (polare 185 km-Bahn)
2 8.100 kg
3 10.100 kg
5 12.900 kg
7 17.200 kg

Diese umfassten aber eine Titan 34, also eine verlängerte Titan 3, wie sie später in der Titan 34D eingesetzt wurde.

Die Core 2-Stufe ist nicht wiederzündbar. Damit ist die Titan 3D kein guter Träger, um höhere Kreisbahnen zu erreichen. Selbst ohne Nutzlast kann die Titan 3D keine kreisförmige 1.000 km-Bahn im direkten Aufstieg erreichen. Elliptische Umlaufbahnen mit einem niedrigen erdnächsten Punkt sind jedoch möglich. Daher wurden die meisten Aufklarungssatelliten in sehr elliptische Orbits ausgesetzt. Für eine 185 x 1.000 km-Bahn beträgt die Nutzlast immer noch 10 t. Für die militärischen Aufklärungssatelliten ist dies keine Einschränkung, denn sie verfügen über einen eigenen Antrieb und haben sehr oft eine elliptische Bahn mit dem niedrigsten Punkt über der geografischen Breite, von der man Fotos anfertigen will.

Im Jahre 1979 gab die NASA die Startkosten einer Titan 3D mit 53 Millionen US-$ an.

Titan 3D

Titan 3D

Nutzlast: 11.000 kg in einen 185 km hohen Orbit
1.000 kg auf einen Fluchtkurs
Erststart: 15.6.1971, letzter Start: 17.11.1982
22 Starts, davon kein Fehlstart

Stufe 0: Booster 2 × UA1205
Startmasse: 2 × 230.760 kg
Leermasse: 2 × 37.954 kg
Schub Vakuum: 2 × 5.340 kN
Schub Meereshöhe: 2 × 4.450 kN
spezifischer Impuls: 2.274 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.608 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 117 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 25,9 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 124.047 kg
Leermasse: 6.900 kg (7.676 mit Stufenadapter)
Schub: 2.326 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.475 kN (Vakuum)
Brennzeit: 147 sec
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.932 m/s (Vakuum)
Länge: 22,22 m
Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 34.362 kg
Leermasse: 2.680 kg
spezifischer Impuls: 3.128 m/s (Vakuum)
Schub: 449 kN
Brennzeit: 214 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 7,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Nutzlasthülle: 1.489 kg

Die Titan 3E

Tiatn 3E Schnittbild Nachdem bisher alle Titan 3-Raketen militärischer Natur waren, auch wenn eine Titan 3C einen wissenschaftlichen Satelliten der NASA transportiert hatte, benötigte die NASA einen Träger für schwere Raumsonden und hohe Geschwindigkeiten. Die folgerichtige Wahl war die, auf die Titan 3D zurückzugreifen und sie um eine leistungsfähigere Oberstufe zu erweitern. Hierfür wurde auf die Centaur-Oberstufe gesetzt und diese mit einer Nutzlastverkleidung von 4,27 Metern Durchmesser umgeben. Diese umfasste sowohl die Centaur wie auch die eigentliche Nutzlast. Gegenüber der Transtage arbeitet die Centaur mit den Treibstoffen Wasserstoff und Sauerstoff, deren Energiegehalt ist wesentlich höher, so dass die Nutzlast stark anstieg. Die Titan 3C konnte 3,1 t in eine geostationäre Übergangsbahn befördern oder 1,6 t in den geostationären Orbit. Für eine Fluchtbahn waren 2,9 t möglich. Demgegenüber konnte die Titan 3E 6,8 t in den geostationären Übergangsorbit, 3,5 t in den geostationären Orbit und 5,1 t in eine Fluchtbahn befördern. Insgesamt wurden nur sieben Raketen dieses Typs gestartet. Der erste Flug mit einem kleinen Satelliten und einem Massemodell der Viking-Raumsonden war ein Fehlschlag. Die folgenden Flüge mit den Raumsonden Helios 1+2 und Viking 1+2 und Voyager 1+2 waren aber erfolgreich. Dabei erfolgten die Flüge mit den Helios- und Voyager-Sonden noch mit einer zusätzlichen fünften festen Oberstufe. Damit hat die Titan 3E die wohl prominentesten Nutzlasten aller Titan-Trägerraketen befördert.

Die Centaur D-1 für die Titan war eine normale, auch auf der Atlas eingesetzte, Version, die manchmal auch die Bezeichnung D-1T (T für Titan erhielt). Sie hatte einen eigenen Bordrechner, so wie auch die Transtage einen Bordrechner hatte, der unabhängig von der Avionik der Titan war. Er hatte einen Speicher von 16.384 Worten, ein eigenes Intertialsystem mit 3 Kreiseln und ein Telemetriesystem mit 1.536 Datenkanälen. Dieses übertrug im S-Band in PCM-Modulation. Für die Nutzlast gab es ein zweites Telemetriesystem im UKW-Band, welches Messwerte analog übertrug. Mehr über die Centaur und ihre Geschichte finden Sie in einem weiteren Aufsatz.

Da Atlas und Titan einen Durchmesser von 3,05 m haben, war die Anpassung an die Titan relativ einfach. Komplexer war sicherlich die sehr große Nutzlastverkleidung, sie war für ihre Zeit einfach riesig und hatte eine Länge von 14,64 m und einen Durchmesser von 4,27 m. Es war jedoch einfacher, eine Nutzlastverkleidung dieser Größe (3 t Gewicht) zu entwickeln (die auch die Centaur umhüllte), als das System der Tankisolation der Centaur an die Titan anzupassen. Die Nutzlastverkleidung wurde kurz nach Zündung der zweiten Stufe abgetrennt.

Überraschenderweise übernahm das Militär in 20 Jahren nicht die Centaur als Oberstufe. Als Anfang der achtziger Jahre die Titan 3 nicht mehr den gesteigerten Nutzlasten genügte, verlängerte man die Titan, übernahm aber nicht die Centaur-Oberstufe, welche ähnliche Nutzlasten transportieren hätte können. Erst mit der Titan 4 wurde auch die Centaur wieder eingesetzt, diesmal jedoch in einer speziellen für die Titan angepassten Version. Die Titan 3E verwandte die normale Oberstufe, wie sie auch für die Atlas verwendet wurde. Die angegebenen Nutzlasten über 5.000 kg sind allerdings als theoretische Werte zu sehen, denn die Centaur war nicht für Nutzlasten dieser Masse ausgelegt und man hatte die Stufe weitgehend unverändert von der Atlas übernommen. Neu waren nur der Stufenadapter und eine Isolation, welche eine Freiflugphase von bis zu 4 Stunden erlaubte.

Man testete bei den Helios-Raumsonden, die zu schwer für eine Atlas waren und daher noch viel Treibstoff in den Tanks der Centaur hinterließen, mehrere Zündungen und lange Freiflugperioden der Centaur. Dies war erfolgreich und erlaubte es, die Centaur an der Atlas mit nur kleinen Änderungen für eine viel längere Freiflugphase auszulegen.

Es gab zwei verfügbare Oberstufen für die Titan 3E: Die TE-364-4 und die Burner II. Beide stammten aus dem Delta-Programm. Die TE-364-4 wurde mitsamt ihrem Dralltisch von der Delta übernommen und kam bei Helios 1+2 zum Einsatz. Da sie zusammen mit der Nutzlast bei 120 U/m rotierte, gab es noch eine alternative Oberstufe, die Burner II, welche denselben Antrieb einsetzte aber nicht drallstabilisiert war. Sie reduzierte die Nutzlast um 90 kg. Die TE-364-4 steigerte die Nutzlast ab einer Geschwindigkeit von 14 km/s. Die Startkosten betrugen 1976 nur 29,3 Millionen Dollar.

Titan 3E

Nutzlast: 15.400 kg in einen 185 km hohen Orbit
6.980 kg in eine GTO-Bahn
3.550 kg in eine geostationäre Bahn
5.400 kg für eine Fluchtbahn
3.900 kg zum Mars
1.500 kg zum Jupiter
300 kg zum Pluto

Erststart: 11.2.1974, letzter Start: 15.9.1977
7 Starts, davon 1 Fehlstart

Stufe 0: Booster 2 × UA1205
Startmasse: 2 × 230.760 kg
Leermasse: 2 × 37.954 kg
Schub Vakuum: 2 × 5.340 kN
Schub Meereshöhe: 2 × 4.450 kN
spezifischer Impuls: 2.274 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.608 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 117 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 25,9 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 124.047 kg
Leermasse: 6.900 kg (7.676 mit Stufenadapter)
Schub: 2.326 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.475 kN (Vakuum)
Brennzeit: 147 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.932 m/s (Vakuum)
Länge: 22,22 m
Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11
Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 33.643 kg
Leermasse: 3.450 kg
spezifischer Impuls: 3.128 m/s (Vakuum)
Schub: 450 kN
Brennzeit: 210 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 7,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3: Centaur D
Startmasse: 15.953 kg
Leermasse: 1.860 kg (+391 kg abwerfbare Isolation)
spezifischer Impuls: 4.354 m/s (Vakuum)
Schub: 133,4 kN
Brennzeit: 450 sec.
Durchmesser: 3,05 m
Länge: 9,6 m
Treibstoff: H2/O2
2 Triebwerke RL-10A-3

Stufe 4: Star 37E
Startmasse: 1.150 kg
Leermasse: 83 kg
Schub: 66 kN über 44 sec.
spez. Impuls: 2.796 m/s (Vakuum)
Triebwerk 1 × TM 364-4
(bei den Missionen Helios und Voyager)

Nutzlasthülle: 2.976 kg

Die Titan 34D

Ende der siebziger Jahre sollte die Titan-Fertigung nach 424 Exemplaren endgültig in allen Linien auslaufen und der Space Shuttle sollte alle unbemannten Trägerraketen der USA ersetzen. Der Space Shuttle sollte sowohl billiger wie auch leistungsfähiger als die Titan sein. So transportiert eine Titan 3C 12 Tonnen in eine niedrige Erdumlaufbahn, der Space Shuttle aber bis zu 29 Tonnen. Jedoch zeichnete sich bald ab, dass sich der Erststart beträchtlich verzögern würde. Geplant war dieser für 1978. Neben der Startverzögerung war schon vor dem ersten Flug abzusehen, dass die geplante hohe Startrate nicht möglich sein würde. Da einige Nutzlasten schon auf den Shuttle ausgelegt waren, insbesondere schwere Satelliten für den geostationären Orbit, gab es eine Lücke zu füllen.

Daher wurde nach einer Lösung gesucht, um aus der alten Titan 3 eine leistungsfähigere Version für den Transport größerer Satelliten zu bekommen. Martin Marietta, Hersteller der Titan, arbeitete seit 1977 an einem Plan für ein Upgrade. Er sah den Einsatz der Titan 34B mit ihrer verlängerten Erst- und Zweitstufe und Boostern mit 5,5 statt 5 Segmenten vor. Als Oberstufe wäre eine normale Transtage möglich gewesen. Im Prinzip ist dies also eine "gestreckte" Titan 3C. Dies genügte, um die Nutzlast für den niedrigen Erdorbit auf über 14 Tonnen zu steigern. Die neuen Feststoffbooster kosteten anfänglich je 6,29 Millionen USD bei einem Auftrag über 10 Stück.

Das US-Verteidigungsministerium war mit der Grundkonzeption einverstanden, bevorzugte jedoch statt der Transtage mit der IUS eine neue Oberstufe, welche auch im Space Shuttle-Programm eingesetzt wird. Diese weist gegenüber der Transtage zwar keine höhere Nutzlast auf, hat aber für die US Air Force den Vorteil, dass Nutzlasten sowohl für den Space Shuttle wie auch für die Titan ausgelegt werden können (identischer Nutzlastadapter und Anforderungen). Bei der Titan hat die IUS jedoch weniger Treibstoff als die Shuttle-Version und wiegt nur 13,1 statt 14,55 t. Dadurch transportiert die IUS nur 1,9 Tonnen (gegenüber 2,3 Tonnen beim Space Shuttle) in den geostationären Orbit. Trotzdem gab es nun für die US Air Force ein Backupsystem für Starts mit dem Space Shuttle.

Die IUS ist eine zweistufige Feststoffrakete. Der Name IUS (Internal Upper Stage) verrät ihre Besonderheit: Sie verfügt über eine eigene Steuerung mit einem Navigationssystem und Bordcomputer. Die Lage wird durch kleine Steuertriebwerke kontrolliert. Frühere Oberstufen, wie die bei einigen Starts der Titan 3E eingesetzten, waren hier einfacher gestrickt: Sie rotierten schnell um die eigene Achse (Drallstabilisierung) und mussten von der Unterstufe vor dem Start genau ausgerichtet werden. Die IUS ist so ausgelegt, dass die erste Stufe einen geostationären Übergangsorbit erreicht. Diese wird dann abgetrennt und nach einer Freiflugphase zündet im erdfernsten Punkt in etwa 36.000 km Höhe die zweite Stufe, um die Bahn zu zirkularisieren.

Nachdem man ganz vom Space Shuttle abkam, setzte man in der Folge auch die Transtage wieder ein. Mit der Titan 34D begann aber ein Trend, der auch heute noch anhält: Die Titan wurde immer teurer. Die Titan war früher im amerikanischen Raumfahrt-Programm der preiswerteste Träger bezogen auf 1 kg Nutzlast. So wurde Mitte der siebziger Jahre ein Startpreis von 55 Millionen Dollar für eine Titan 3C und 66 Millionen Dollar für eine Titan 3E angegeben. Dagegen kostete ein Titan 34D-Start 154 Millionen USD, also fast das 3-fache einer Titan 3C, bei nur 20 % mehr Nutzlast. Grund für den Trend war die geringe Startfrequenz der Titan 34D. Es wurden nur 16 Raketen gebaut, von denen 15 innerhalb von sieben Jahren gestartet wurden. Zum Vergleich: In den sieben Jahren zuvor wurden gestartet: 14 Titan 3C, 15 Titan 3B, 11 Titan 3D, und sieben Titan 3E für die NASA. Zusammen sind dies 47 Starts gegenüber 15 im gleichen Zeitraum danach. Im Startpreis dürften auch Entwicklungskosten für die neue Version bzw. Änderungen an den Startanlagen enthalten sein.

Auch die Zuverlässigkeit der Titan 34 ließ zu wünschen übrig: Während vorher alle Starts reibungslos verliefen, waren von den 15 Flügen nur zwölf erfolgreich. Die Titan 34D wurde nicht zivil eingesetzt.

Titan 34 D

Titan 34D

Nutzlast: 14.515 kg in einen polaren 185 km-Orbit
1.900 kg in einen geostationären Orbit (mit IUS)
15 Flüge zwischen dem 30.10.1982
und dem 4.9.1989, davon 3 Fehlstarts

Stufe 0: Booster 2 × UA1206
Startmasse: 2 × 251.427 kg
Leermasse: 2 × 40.827 kg
Schub (Vakuum): 2 × 6.227 kN
spezifischer Impuls: 2.354 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 114 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 27,6 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 139.950 kg, Leermasse: 7.000 kg
Schub: 2.475 kN, Brennzeit 162: sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 23,77 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 37.560 kg, Leermasse: 2.900 kg
spezifischer Impuls: 3.100 (Vakuum)
Schub: 476 kN, Brennzeit: 230 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 8,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3: IUS (fest)
Gesamtmasse: 13.100 kg
Länge: 5,18 m

Unterstufe: TOS
Startmasse: 9.622 kg
Leermasse: 1.134 kg
Schub: 196 kN
Brenndauer: 135 sec.
spez. Impuls: 2.894 m/s (Vakuum)
Länge: 2,92 m, Breite: 2,34 m

Oberstufe:
Startmasse: 3.478 kg
Leermasse: 1.170 kg
Schub: 80 kN
Brenndauer: 86 sec.
spez. Impuls: 2.972 m/s (Vakuum)
Länge: 1,90 m, Breite: 1,61 m

Die Commercial Titan

Mit dem Space Shuttle veränderte sich für die Firma Martin Marietta viel: Bisher war das Verteidigungsministerium mit den vielen Flügen der Titan ein guter Kunde. Nun aber sollten alle Flüge von Satelliten mit dem Space Shuttle absolviert werden und die Titan Anfang der achtziger Jahren auslaufen. Zwar gab es mit der Titan 34D einen weiteren Auftrag als Lückenbüßer für die Startverzögerungen des Space Shuttles, aber dies war nur ein geringer Teil der Produktionskapazität. So erwog man, wie das europäische Konsortium Arianespace, privat Satelliten zu starten. 1984 erhielt man die Freigabe der Titan für kommerzielle Starts. Die Startanlagen der Air Force wurden dabei jeweils gemietet. Trotzdem konnten lange Zeit für die Commercial Titan keine Nutzlasten gewonnen werden. Zum einen war mit Ariane schon ein Konkurrent fest etabliert, zum anderen nahm die NASA jeden erreichbaren Auftrag an, um den Space Shuttle auszulasten. Die Commercial Titan beruhte im wesentlichen auf der Titan 34. Für die Version mit der Transtage war auch eine andere Bezeichnung im Gespräch wie Titan 3T: T stand für Transfer Vehicle, weil die Transtage-Stufe einen Satelliten direkt im geostationären Orbit aussetzen konnte, so dass dieser keinen Apogäumsantrieb benötigte. 

Grundlegende Änderung war eine wesentlich größere Nutzlasthülle von vier Meter Durchmesser. Zudem standen für die Rakete verschiedene Oberstufen zur Verfügung. Dies war zum einen die Transtage und die IUS, die schon auf der Titan 34 verwendet wurden, zum anderen auch die Oberstufe PAM aus dem Space Shuttle- und Delta-Programm. Für Doppelstarts wurde eine Verkleidung für den unteren Satelliten mitgeführt. Diese wurde wie die Sylda der Ariane von der DASA gefertigt. Auch die Nutzlastverkleidung stammte von der gleichen Schweizer Firma, die eine ähnliche für die Ariane produziert. Sie wurde 10 Sekunden nach Zündung der Core 2 abgetrennt.

Starts für die Commercial Titan gab es erst, als nach dem Challenger-Unglück der Space Shuttle nicht mehr starten konnte. Es waren jedoch nur drei Flüge, die von der Arianespace aufgrund der Auftragsschwemme nach dem Ausstieg des Space Shuttle aus dem kommerziellen Transport nicht übernommen werden konnten. Später wurde eine weitere Commercial Titan für den Start des Mars Observer geordert. Seit 1992 fand kein weiterer Flug mehr statt, obwohl die Rakete weiterhin angeboten wurde. Der Grund: Sie ist zu teuer. Ohne Oberstufe kostet eine Rakete 158-170 Millionen Dollar. Dazu kommt noch die Oberstufe mit Kosten von ca. 30 Millionen Dollar. Intelsat gab nach eigenen Angaben 150 Millionen Dollar für den Start eines Intelsat VI aus, als dieser vom Space Shuttle nicht gestartet werden konnte. Die anderen Starts an Bord einer Ariane 4 kosteten die Firma nur 84 Millionen Dollar.

 Damit ist die Rakete erheblich teurer als eine Ariane 44 L mit der gleichen Nutzlast, die zudem wesentlich schneller starten kann. 30 Monate vergehen von Orderung einer Titan bis zum Start. Arianespace konnte dagegen, weil immer Raketen in der Produktion sind, einen Satelliten schon 3 Monate nach Vertragsunterzeichnung starten. Lockheed Martin wurde durch seinen treuen Kunden DoD (Department of Defence: US-Verteidigungsministerium) träge und teuer: Schließlich kauften sie die Titan 4 zu jedem Preis ab, wozu sich also noch um weitere Aufträge bemühen. Nachdem Lockheed Martin ab 2002 mit der Atlas V eine ähnlich leistungsfähige Rakete wie die Titan Commercial hat, wird es keine weiteren Titan 3-Flüge mehr geben. Schon 1992 wurde nach dem Start von Mars Observer die Produktion eingestellt.

Folgende Versionen wurden angeboten:

Eingesetzt wurden die Versionen mit der TOS (Mars Observer) und PAM-D2 (Skynet 2A). Die meisten Nutzlasten waren jedoch vom Shuttle umgebucht worden und hatten so schon einen integrierten Antrieb (Orbus 7S und Orbus 21)

 

Titan 3 Commercial

Commercial Titan

Nutzlast: 14.515 kg in einen 185 km-Orbit
1.900 kg in einen geostationären Orbit (Mit IUS)
GTO-Orbits:
2 × 1.850 kg (PAM DII)
4.310 kg (Transtage, Doppelstarts)
5.000 kg (TOS)
4.944 kg (IUS)
4 Flüge zwischen dem 1.1.1990 und
dem 25.9.1992, davon 1 Fehlstart
(2 × integriert, 2 × PAM D2, 1 × TOS)

Stufe 0: Booster 2 × UA1206
Startmasse: 2 × 251.427 kg
Leermasse: 2 × 40.827 kg
Schub (Vakuum): 2 × 6.227 kN
spezifischer Impuls: 2.354 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 114 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 27,6 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 139.950 kg, Leermasse: 7.000 kg
Schub: 2.475 kN, Brennzeit: 162 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 23,77 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 37.560 kg, Leermasse: 2.900 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub: 470 kN, Brennzeit: 230 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 8,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3: (Transtage)

Startmasse: 12.340 kg
Leermasse: 1.690 kg
spezifischer Impuls: 3.051 m/s (Vakuum)
Schub: 71 kN über 440 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 4,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk AJ10-138

Stufe 3: PAM D2
Startmasse: 3.697 kg, Leermasse: 431 kg
Schub: 78,3 kN über 121 sec.
spezifischer Impuls: 2.766 m/s (Vakuum)
Durchmesser: 1,6 m, Länge: 1,8 m

Stufe 3:TOS
Startmasse: 10.960 kg, Leermasse: 1.130 kg
Schub: 196 kN über 144 sec.
spez. Impuls: 2.903 m/s (Vakuum)
Durchmesser: 2,3 m, Länge: 3,3 m

Stufe 3: IUS (fest)
Gesamtmasse: 13.100 kg
Länge: 5,18 m

Unterstufe:
Startmasse: 9.622 kg
Leermasse: 1.134 kg
Schub: 196 kN
Brenndauer: 135 sec.
spez. Impuls: 2.894 m/s (Vakuum)
Länge: 2,92 m, Breite: 2,34 m

Oberstufe:
Startmasse: 3.478 kg
Leermasse: 1.170 kg
Schub: 80 kN
Brenndauer: 86 sec.
spez. Impuls: 2.972 m/s (Vakuum)
Länge: 1,90 m, Breite: 1,61 m

Die Titan 4

Schon 1985 begann die Air Force ihre Position, alle Starts mit dem Space Shuttle durchzuführen, zu überdenken. Erst 5 Jahre nach dem Jungfernflug des Shuttle erfolgte der erste militärische Start. Dabei war der Space Shuttle schon 3 Jahre im Zeitplan verzögert. Zudem war das Militär mit dem öffentlichen Interesse an den Starts nicht zufrieden. So begann unmittelbar nach dem ersten militärischen Start des Space Shuttle im Februar 1985 die Planung für die Titan 4, welche die Startverzögerungen des Space Shuttle auffangen und als Alternative zur Verfügung stehen sollte.

Dazu musste sowohl die Nutzlast der Titan gesteigert, wie auch die Nutzlasthülle und Struktur den größeren Nutzlasten angepasst werden, denn diese nutzen den großen Raum des Shuttles von 18,3 m Länge und 4,3 m Durchmesser. So verfügt die Titan 4 über eine Nutzlasthülle mit einem Durchmesser von 5 Metern und einer Länge von 17-26 Metern (je nach eingesetzter Oberstufe). Die wesentlichen Änderungen betrafen sowohl die Booster, die von 5,5 auf 7 Segmente verlängert wurden, wie auch die erste und zweite Stufe, die beide verlängert wurden und neue überarbeitete Triebwerke mit höherem Schub erhielten. Jeder der SRM-Booster wiegt 302.512 kg wovon 257.440 kg auf den Treibstoff (67,8 % Ammoniumperchlorat, 16 % Aluminium und 10,2 % Polybutadienacrylnitril) entfallen.

Einzigartig an der Titan 4 ist die Verfügbarkeit von mehreren Oberstufen. Die Transtage wird nicht mehr verwendet, ihre Rolle übernimmt die IUS. Für noch größere Nutzlasten steht die Centaur zur Verfügung.

Nach 12 Jahren ist dies wieder der erste Flug einer Centaur auf einer Titan. Dabei wird auf der Titan die Centaur G verwendet. Diese Stufe wurde ursprünglich für den Space Shuttle modifiziert. Gegenüber der normalen Centaur ist der Durchmesser von 3,05 auf 4,3 Meter vergrößert, die Stufe verkürzt und die Startmasse von 15,8 auf 23,86 Tonnen erhöht. Die verbesserten RL-10-Triebwerke haben 83,2 kN statt 66,7 kN Schub. Mit der Titan 4 setzt sich jedoch ein Trend fort, der schon bei der Titan 3 begann: Die Rakete wurde durch immer weniger Starts immer teurer. Die ersten 13 Raketen hatten einen Umfang von 1,97 Milliarden US Dollar. Bis 1989 wurde sukzessive immer mehr Raketen geordert, bis schließlich 41 Raketen (plus 16 Optionen) im Gesamtwert von 12,2 Milliarden Dollar bestellt wurden. Diese Summe umfasst nur die Trägerrakete, ohne Startkosten und ohne Oberstufe. Wie teuer ein Titan 4-Start ist, hängt auch von der Startfrequenz ab. Seit dem Erststart ist die Frequenz immer geringer geworden. Heute wird von einem realistischen Startpreis von 250-325 Millionen Dollar (ohne Oberstufe) ausgegangen. Die IUS wird bei dieser Titan in der schwereren Space Shuttle-Ausführung verwendet. Aufgrund struktureller Beschränkungen konnte bisher die IUS auf der Titan 34D nicht voll gefüllt werden, so das sie nur 13,1 statt 14,9 t wog. Nach Einführung der Titan 4B ist die Produktion der Titan 4 eingestellt worden.

Anders als die Titan 3-Rakete wird die Titan 4 vollständig in der Fabrik montiert (mit Ausnahme der Feststoffbooster). Die Titan 3 wurde noch beim Cape aus den Stufen und der Elektronik zusammengebaut. Besonderes Merkmal ist ein einheitliches Interface für die Nutzlast und Navigationselektronik, unabhängig von der verwendeten Oberstufe. Durch die Feststoffbooster wird nun die Nutzlastverkleidung noch früher abgetrennt. Dies erfolgt in der Regel nach 181 Sekunden, 60 Sekunden nach Zündung der ersten Stufe.

Für die Nomenklatur der Starts gibt es ein Air Force Schema:

Bezeichnung

Oberstufe

Startplatz

Starts

Titan 401

Centaur-G

Cape Canaveral in GEO

9

Titan 402

IUS

Cape Canaveral in GEO

3

Titan 403

keine/integriert

Vandenberg in PEO

5

Titan 404

keine/integriert

Vandenberg in PEO

3

Titan 405

keine/integriert

Cape Canaveral in LEO

2

Die Modelle 403/404 unterscheiden sich im verwendeten Nutzlastadapter. Für einen polaren Orbit in 185 km Höhe beträgt die Nutzlast bei der 403-Version 13,4 t und bei der 404-Version 14,0 t. Die Titan 4 war für eine Zuverlässigkeit von 0,96 (1 Fehlstart auf 25 Starts) projektiert und erreichte eine Zuverlässigkeit von 0,91. Die Nutzlastvekleidung steht in 4 Längen von 17,1, 20,1, 23,2 und 26,2 m Länge zur Verfügung mit einer Masse von 3.600-6.300 kg. Der Durchmesser betrug 5,08 m

Titan 4

Titan 4

Nutzlast: 18.140 kg in einen 185 km-Orbit
2.364 kg in einen geostationären Orbit (IUS)
4.545 kg in einen geostationären Orbit (Centaur)
Erststart: 14.6.1989, letzter Start: 24.10.1997
22 Starts, davon 2 Fehlstarts

Stufe 0: Booster 2 × UA1207
Startmasse: 2 × 319.330 kg
Leermasse: 2 × 51.230 kg
Schub (Vakuum): 2 × 7.117 kN
spezifischer Impuls: 2.403 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.668 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 34,1 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 163.000 kg, Leermasse: 8.000 kg
Schub: 2.410 kN, Brennzeit: 175 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 26,38 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11A

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 43.675 kg, Leermasse: 4.500 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub: 467 kN, Brennzeit: 240 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 9,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11A

Stufe 3: IUS (fest)
Gesamtmasse: 14.800 kg
Länge: 5,18 m

Unterstufe IUS:
Startmasse: 10.841 kg
Leermasse: 1.134 kg
Schub: 196 kN
Brenndauer: 152 sec.
spez. Impuls: 2.894 m/s (Vakuum)
Länge: 2,92 m, Breite: 2,34 m

Oberstufe IUS:
Startmasse: 3.919 kg
Leermasse: 1.170 kg
Schub: 80 kN
Brenndauer: 103 sec.
spez. Impuls: 2.972 m/s (Vakuum)
Länge: 1,90 m, Breite: 1,61 m

Stufe 3: Centaur G
Startmasse: 23.923 kg
Leermasse: 2.775 kg
Schub: 146,8 kN
spezifischer Impuls: 4.404 m/s
Brennzeit: 617 sec.
Durchmesser: 4,3 m
Länge: 8,94 m
Treibstoff: H2 /O2
Triebwerke: 2 × RL-10A-3A

Die Titan 4B

Jedoch war die Titan 4 nicht der Endpunkt der Entwicklung. Bei immer weiter steigenden Nutzlasten genügte auch sie bald nicht mehr den Ansprüchen. Es begann die Planung der Titan 4B. Wesentliche Änderungen gab es bei den Feststoff-Boostern. Die neuen Booster bestehen nur noch aus 3 statt 7 Segmenten und besitzen sowohl eine geringere Leermasse, als auch einen höheren spezifischen Impuls und sie halten derzeit den Rekord für die Brennzeit bei Feststoffboostern. Dadurch konnte die Nutzlastmasse auf über 21 Tonnen gesteigert werden. Die Nutzlast für den GEO-Orbit steigt sogar um 25 Prozent. Die Centaur wurde verstärkt, um die volle Nutzlast von 5.760 kg in den geostationären Orbit zu transportieren, die Centaur G der Titan 4 (ohne B) ist nur für eine maximale Nutzlast von 5.220 Kilogramm ausgelegt.

Die erste Stufe ist identisch zur Titan 4. Sie verwendet 101.760 kg Stickstofftetroxid und 53.240 kg Aerozin. Das gleiche gilt für die zweite Stufe, welche 22.239 kg NTO und 12.435 kg Aerozin einsetzt.

Die neuen Booster USRM entwickeln jeweils 7.562 kN Schub und brennen 130 Sekunden lang. Sie wiegen mit 351.220 kg etwa 15 % mehr als die SRM, wobei ihre Leermasse nur 38.188 kg beträgt. Dazu kommen noch 6.019 kg für die Befestigung an der Zentralstufe. Die Füllung ist moderner als bei den SRM und besteht aus 69 % Ammoniumperchlorat als Oxidator, 19 % Aluminium als Verbrennungsträger, 8,84 % Hydroxiterminiertes Polybutadien als Binder und 3,16 % Zusätze und Katalysatoren.

10 Sekunden bevor Sie ausgebrannt sind, wird die zweite Stufe gezündet. Durch schwenkbare Düsen ist nun keine Einspritzung von Stickstofftetroxid in den Düsenhals mehr nötig, um den Schubvektor zu steuern. Die Reduktion der Verbindungen zwischen den Boostersegmenten von 5 auf 2 soll die Sicherheit erhöhen. Mit 5 statischen Tests wurden die Booster 1993 geprüft.

Neu ist auch die Navigation und der Bordcomputer. Dies war nötig, weil man die verwendete Hardware nicht mehr beziehen konnte. Die neue Navigation verwendet Laserkreisel statt Gyros und der Bordcomputer hat die doppelte Rechenleistung des Titan 4-Pendants. Gleichzeitig konnten die Kosten um 50 % und das Gewicht um 18 kg gesenkt werden.

Die Titan 4 B ersetzte sehr bald die normale Titan 4. Bei einem Fehlstart im April 99 wurde ein Startpreis von 433 Millionen USD und beim Start von Cassini wurden von der NASA 422 Millionen USD genannt (ein internes Papier spricht allerdings von 451,7 Millionen USD Gesamtkosten). Beim letzten Start wurde ein Startpreis von 411 Millionen USD genannt. Alleine durch den hohen Startpreis - bedingt durch die extrem teuren Booster - ist diese Rakete der Schlusspunkt in der bisherigen Steigerung der Titan-Startkosten. Eine Titan kostet nun ebenso viel wie ein Space Shuttle-Start, doch wird dieser vom Militär wegen der öffentlichen Aufmerksamkeit und der mangelnden Verfügbarkeit nicht mehr benutzt. Nachteilig sind auch die extrem langen Vorbereitungszeiten für den Start. Bei der vorletzten Titan 4B wurden 4 Monate genannt. Zum Vergleich: Eine Ariane 4 hat Startvorbereitungszeiten von 30 Tagen und wenn es schnell gehen soll, ist auch schon ein Start in 18 Tagen möglich gewesen.

Am 11.4.2002 wurde die letzte Titan 4, und damit die letzte Titan überhaupt, an die NASA übergeben. Nach den bisherigen Planungen sollte diese im Frühjahr 2005 starten, der Start wurde dann jedoch wegen Problemen beim Satelliten auf den Herbst verschoben. Damit enden mehr als 40 Jahre Geschichte der Titan. Insgesamt wurden 39 der 41 georderten Titan 4+4B als Träger eingesetzt, eine bleibt als Reserve und die Order der letzten wurde wieder annulliert, da man auch davon ausging, dass die NASA bis zu 8 Träger einsetzen würde, doch außer für Cassini wurde keine Titan 4 genutzt.

Wie bei der Titan 4 wurde das Klassifikationsschema mit den Unterversionen 401...404 eingesetzt:

Die Version 405 (keine Oberstufe, Start vom Cape aus) wurde nicht bei der Titan 4B genutzt. Die Titan 4B wurde 16 mal eingesetzt. Der letzte Flug fand am 20.10.2005 statt. Zwei Flüge misslangen wegen Versagen der Oberstufe. Die Nachfolge der Titan 4 für GEO-Missionen werden die Delta 4 und Atlas 5 antreten, für LEO-Missionen die Heavy-Variante der Delta 4. Für 325 der 425 Personen bei Lockheed Martin, die bislang exklusiv an der Titan arbeiteten, gab es die Entlassungspapiere unmittelbar nach dem vorletzten Start. Die anderen 100 wanderten ab ins Atlas-Programm.

Titan 4B Start

Titan 4B vor dem Start

Titan 4B

Nutzlast: 22.640 kg in einen 185 km-Orbit
5.760 kg in den GEO mit Centaur
2.869 kg in den GEO mit IUS
Erststart: 23.2.1997, letzter Start: 19.10.2005
17 Flüge, 2 Fehlstarts, Zuverlässigkeit 91,1 %

Stufe 0: 2 × USRM
Startmasse: 2 × 357.239 kg
Leermasse: 2 × 52.040 kg
Schub: 7.562 kN (Vakuum)
spezifischer Impuls: 2.541 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.805 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 140 sec.
Durchmesser: 3,2 m, Länge: 34,2 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 163.000 kg, Leermasse: 8.000 kg
Schub: 2.410 kN, Brennzeit: 175 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 26,38 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11A

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 43.675kg, Leermasse: 4.500 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub: 467KN, Brennzeit: 240 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 9,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11A

Stufe 3: IUS (fest)
Gesamtmasse: 14.800 kg
Länge: 5,18 m

Unterstufe:
Startmasse: 10.841 kg
Leermasse: 1.134 kg
Schub: 196 kN
Brenndauer: 152 sec.
spez. Impuls: 2.894 m/s (Vakuum)
Länge: 2,92 m, Breite: 2,34 m

Oberstufe:
Vollmasse: 3.919 kg
Leermasse: 1.170 kg
Schub: 80 kN
Brenndauer: 103 sec.
spez. Impuls: 2.972 m/s (Vakuum)
Länge: 1,90 m, Breite: 1,61 m

Stufe 3: Centaur G
Startmasse: 23.923 kg
Leermasse: 2.775 kg
Schub: 146,8 kN
spezifischer Impuls: 4.404 m/s
Brennzeit: 617 sec.
Durchmesser: 4,3 m
Länge: 8,94 m
Treibstoff: H2/O2
Triebwerke: 2 × RL-10A-3A-3

Das Ende der Titan

Statistik TitanNach Übernahme von General Dynamics durch Lockheed sieht es schlecht für die Titan aus. Lockheed Martin hat nun zwei eigene Raketenmodelle, die Atlas und die Titan. Die Titan schneidet im Vergleich zur Atlas in fast allen Belangen schlechter ab: Sie ist wesentlich teurer, die Produktion dauert länger und die Atlas V ist durch verschiedene Booster flexibler.

Mit dem 1997 aufgelegten EELV-Programm sollen die Delta und Atlas in ihrer Leistung für GTO-Bahnen gesteigert werden, die Atlas auf 8.670 kg GTO, das entspricht ca. 4.700 kg in den GEO-Orbit, bei geringeren Kosten als bei der heutigen Atlas. Damit ist eine Titan nur noch für große LEO-Nutzlasten nötig. Eine neuere Delta-Version (Delta 4 Heavy) würde aber bis 23.2 t in den LEO-Orbit bringen, so dass die Geschichte der Titan nach fast 40 Jahren als Trägerrakete im Jahre 2005 mit dem letzten Flug einer Titan 4B endete.

Das folgende Diagramm gibt die 40-jährige Geschichte der Titan als Statistik wieder: Anzahl der Flüge pro Modell im Vergleich zur Erfolgsquote in %. Die Titan war in diesen 40 Jahren ein Träger mit wechselvoller Geschichte: In den sechziger und siebziger Jahren zuverlässiger Träger für Aufklärungssatelliten und große geostationäre Satelliten. Doch mit dem Verlust der hohen Startrate dieser Typen wurde die Rakete immer teurer, was wiederum die Zahl der Nutzlasten senkte. Anders als die Atlas und Delta war die Titan vorwiegend militärischer Träger. Es gab nur 29 Flüge für die NASA (1 Titan 3C, 7 Titan 3E, 1 Titan 4B, 1 Commercial Titan, 7 Titan 2G, 12 Titan 2). Dies entspricht nur 13,8 % der 220 Flüge der Rakete. Noch geringer war das kommerzielle Interesse, es gab hier nur 3 Flüge.

Dafür gewann man das DoD als treuen Kunden, der jeden Preis für die Rakete bezahlte. Für den Preis, den das DoD nur für die Entwicklung der Titan 4 bezahlt hat, hätte man eine neue Schwerlastrakete wie die Ariane 5 entwickeln und zudem noch 41 Raketen herstellen können. Erst als mit der Delta 4 Heavy eine Rakete mit ähnlich grosser LEO-Nutzlast und mit der Atlas V eine zweite Trägerrakete mit ähnlicher GEO-Nutzlast bereit stand, ließ auch das DoD die Titan 4 fallen.

Die Vereinigung amerikanischer Wissenschaftler hat den Kostenanstieg untersucht. Er ist vor allem auf den Rückgang der Startrate zurückzuführen. Als Lockheed Martin den Vertrag der Air Force über die ersten 13 Titan 4-Raketen unterschrieb, sollten diese noch 1,97 Milliarden Dollar kosten, wobei man von 10 Starts pro Jahr ausging. Die Fabrik für die Titan 4 ist sogar für 20 Raketen pro Jahr ausgelegt. In der Realität startet die Titan seit 10 Jahren aber nur 2-3 mal pro Jahr. Die Folge sind sehr hohe Fixkosten, denn die Spezialisten, die die Titan bauen, kann man ja nicht einfach entlassen und dann für 4 Monate im Jahr einstellen... Würde die Titan 10 mal pro Jahr starten, so wäre eine Startpreis von 200 Millionen USD möglich. Die reinen Produktionskosten sollten 1990 bei 100 Millionen für die Titan IV und 50-60 Millionen USD für die Centaur G liegen.

Titan Versionen, die nie flogen

Die Titan war lange Zeit die leistungsfähigste Trägerakete, die den USA zur Verfügung stand. Zwar gab es die Saturn-Serie, doch diese war man-rated und erheblich teurer als eine Titan. Es gab daher nicht wenige Vorschläge, vor allem vom Hersteller der Titan Martin-Marietta, die Rakete in der Leistung zu steigern. Diese sollen im folgenden kurz angesprochen werden. Keine der angegebenen Varianten wurde je gebaut.

Titan 3B + Centaur + Algol-Booster (Titan 3BAS2)

Dies ist eine von Martin Marietta im Jahre 1965 postulierte Version der Titan für schwere Raumsonden. Die Titan sollte durch 2 Algol-Stufen als Startbooster verstärkt werden. Diese hätten es erlaubt, die ersten beiden Stufen Core 1+2 zu verlängern mit einer resultierenden Startmasse von 139,5 bzw. 37,5 t. Als dritte Stufe war eine Centaur vorgesehen. Als optionale vierte Stufe hätte die Burner II-Oberstufe eingesetzt werden können. Die Nutzlast dieser Titan wäre bei 6.600 kg für einen 185 km-Orbit oder bei 1.900 kg für eine GTO-Transferbahn gelegen. Als man mit der Titan 3C eine wesentlich stärkere Rakete entwickelte, wurde diese Version ad acta gelegt.


Titan 3B Centaur/Algol

Nutzlast: 6.600 kg für einen 185 km-Orbit
1.900 kg in eine GTO-Transferbahn
postuliert 1965

Stufe 0: 2 × Algol:
Startmasse: 11.600 kg, Leermasse: 1.695 kg
Schub: 564,2 kN (Vakuum)
Brennzeit: 47 sec.
spezifischer Impuls: 2.275 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.501 m/s (Vakuum)
Länge: 9,09 m, Durchmesser: 1,01 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 139.935 kg, Leermasse: 7.000kg
Schub: 1.910 kN (Meereshöhe), 2.414 kN (Vakuum)
Brennzeit: 161 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 23,99 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 37.560 kg, Leermasse: 2.900 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub: 445 kN, Brennzeit: 230 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 8,60 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3 (Centaur D):
Startmasse: 16.258 kg, Leermasse: 2.631 kg
spezifischer Impuls: 4.355 m/s (Vakuum)
Schub: 131,2 kN, Brennzeit: 470 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 9,6 m
Treibstoff: O2/H2
2 Triebwerke RL-10-A3

Stufe 4 (Burner 2):
Startmasse: 774 kg, Leermasse: 116 kg
Schub: 43,5 kN (Vakuum)
Brennzeit: 42 sec.
spezifischer Impuls: 2.158 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.795 m/s (Vakuum)
Länge: 0,84 m, Durchmesser: 0,74 m
1 Triebwerk Star 37

Titan 3C mit Boostern aus 7 Segmenten

Als man die Titan 3 baute, dachte Martin Marietta auch an eine Version mit Boostern aus 7 statt 5 Segmenten. Die Booster wären länger als die Core 1+2 gewesen und hätten der Rakete ein gedrungenes Aussehen gegeben. Die Nutzlast dieser Rakete für LEO-Einsätze wäre nur etwas höher gewesen (15,8 statt 13 t), für GTO-Missionen wäre sie aber um 50 % von 3.100 auf 4.300 kg angestiegen, da man die Transtage um 20 Prozent verlängert hatte. Da es zu diesem Zeitpunkt keine so schweren GTO- oder GEO-Nutzlasten gab, wurde die Rakete nie gebaut.


Titan 3C 7-Segementbooster

Nutzlast: 15.800 kg in einen 185 km hohen Orbit
4.300 kg in einen geostationären Übergangsorbit
Studie von 1965

Stufe 0: Booster 2 × UA1207
Startmasse: 2 × 319.330 kg
Leermasse: 2 × 51.230 kg
Schub Vakuum: 2 × 7.119 kN
Schub Meereshöhe: 2 × 6.412 kN
spezifischer Impuls: 2.335 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 34,4 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 116.573 kg
Leermasse: 5.443 kg
Schub: 2.045 kN (Meereshöhe)
Schub: 2.340 kN (Vakuum)
Brennzeit: 147 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 22,28 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 29.188 kg
Leermasse: 2.653 kg
spezifischer Impuls: 3.130 m/s (Vakuum)
Schub: 445 kN
Brennzeit: 205 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 7,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3 (Transtage):
Startmasse: 15.000 kg
Leermasse: 2.200 kg
spezifischer Impuls: 3.051 m/s (Vakuum)
Schub: 71 kN
Brennzeit: 520 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 5,30 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk AJ10-138

Titan mit 15 Fuß durchmessender Zentralstufe

Der hohe Startschub von 7-Segment-Boostern hätte es erlaubt, eine wesentlich schwerere Zentralstufe zu transportieren. Eine Studie von 1965 vergrößerte den Durchmesser der Zentralstufe von 10 auf 15 Fuß (1 Fuß = 30,5 cm). Entsprechend steigt die Treibstoffmenge um rund 225 Prozent an. Die Anzahl der Triebwerke in Core 1+2 wurde verdoppelt, zusätzlich hätte man für GTO-Missionen eine Centaur mitführen können.

Diese Titan sollte vor allem aber man rated sein. Wie bei der Titan 3C erläutert, verfolgte das Militär mit dem bemannten Labor MOL und der "Blue Gemini" (so benannt, weil Blau die Symbolfarbe der Air Force ist) lange Zeit Pläne für eine eigene militärische Raumfahrt. Martin Marietta erkannte, dass MOL ein recht kleines Labor war und die 15 Fuß-Titan hätte mehr als die doppelte Nutzlast einer Titan 3C transportieren können. Das Militär hatte jedoch schon genügend Probleme mit dem MOL-Projekt und daher kam es niemals zu einem Flug einer 15 Fuß-Titan. Für diese waren 2 oder 4 Booster als Startverstärkung vorgesehen.


Titan 3 mit 15 Fuß-Core (Titan 3L4)

Nutzlast:
23.000 kg in einen 185 km hohen Orbit (4 Booster)
30.000 kg in einen 185 km hohen Orbit (2 Booster)
15.000 kg in einen GTO (4 Booster)
11.000 kg in einen GTO (2 Booster)
Studie von 1965

Stufe 0: Booster 2/4 × UA1207
Startmasse: 2/4 × 319.330 kg
Leermasse: 2/4 × 51.230 kg
Schub Meereshöhe: 2/4 × 6.412 kN
Schub Vakuum: 2/4 × 7.119 kN
spezifischer Impuls: 2.335 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 34,4 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 261.000 kg
Leermasse: 13.000 kg
Schub: 4.090 kN (Meereshöhe)
Schub: 4.680 kN (Vakuum)
Brennzeit: 166 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 22,28 m, Durchmesser: 4,57 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
4 Triebwerke LR-87-9

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 65.600 kg
Leermasse: 6.000 kg
spezifischer Impuls: 3.130 m/s (Vakuum)
Schub: 890 kN
Brennzeit: 231 sec.
Durchmesser: 4,57 m
Länge: 7,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-91-9

Stufe 3 (Centaur D):
Startmasse: 16.253 kg
Leermasse: 2.653 kg
spezifischer Impuls: 4.355 m/s (Vakuum)
Schub: 133 kN
Brennzeit: 460 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 9,60 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke RL-10-A3

Titan 3M

Wie schon erwähnt wurde das MOL im Laufe seiner Entwicklung immer schwerer und sprengte schließlich die maximale Nutzlastkapazität einer Titan 3C von etwa 12-13 t. Martin Marietta schlug dem DoD eine Mischung aus der Titan 34B und der Titan 3C mit 7-Segmentboostern vor. Man hätte wie bei der Titan 34B die erste und zweite Stufe verlängert und die Booster um 2 Segmente vergrößert. Dieses Konzept, die Titan 3M, sollte ab 1970 das MOL-Labor mit einer Gemini-Kapsel starten und später auch überschwere Aufklärungssatelliten. Als MOL 1969 eingestellt wurde, verschwand dieses Konzept wieder in der Schublade, um als Titan 34 (verlängerte Core-Stufen) und Titan 4 (7-Segmentbooster) mit modernisierten Komponenten neu aufgelegt zu werden.


Titan 3M

Nutzlast: 17.000 kg in einen 185 km-Orbit
Studie von 1968

Stufe 0: Booster 2 × UA1207
Startmasse: 2 × 319.330 kg
Leermasse: 2 × 51.230 kg
Schub Meereshöhe: 2 × 6.412 kN
Schub Vakuum: 2 × 7.119 kN
spezifischer Impuls: 2.335 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 34,4 m

Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 139.950 kg, Leermasse: 7.000 kg
Schub: 2.142 kN, Brennzeit: 162 sec.
spezifischer Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 23,77 m, Durchmesser: 3,05 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 37.560 kg, Leermasse: 2.900 kg
spezifischer Impuls: 3.100 m/s (Vakuum)
Schub 470 kN. Brennzeit: 230 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 8,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk LR-91-11

Stufe 3 (Transtage):
Startmasse: 12.247 kg, Leermasse: 1.690 kg
spezifischer Impuls: 3.051 m/s (Vakuum)
Schub: 71 kN, Brennzeit: 430 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 4,6 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
1 Triebwerk AJ10-138

SDI Titan oder "Barbarrian MM"

In den achtziger Jahren glaubte der US-Präsident Ronald Reagan mit einem Programm namens SDI (Space Defence Initiative, nach einer Äußerung eines Senators bei der Vorstellung "Das ist so utopisch wie Star-Wars" nur noch "Star Wars Programm" genannt) Amerika schützen zu können. Dazu wären im Weltall und auf der Erde Waffen stationiert worden, die russische Interkontinentalraketen vor dem Einschlag zerstören sollten. Da im Ernstfall über 10.000 Sprengköpfe Kurs auf die USA genommen hätten kann man sich vorstellen, was man so an Waffen im Weltall stationieren müsste.

Für die benötigten Nutzlasten waren alle verfügbaren Träger inklusive des Space Shuttles zu klein und so gab es Vorschläge für neue Trägersysteme. Unter diesen war auch eine Titan mit 5 Boostern von je 7 Segmenten, einer Core mit 15 Fuß Durchmesser und 5 Triebwerken des Typs LR-87 in der ersten und einem LR-87 in der zweiten Stufe. Die Startmasse der Rakete hätte bei 2.100 t gelegen und die Nutzlast in einen niedrigen Erdorbit bei 45 t. Der Startpreis wurde damals auf 400-500 Millionen USD geschätzt.

Bevor diese Idee umgesetzt wurde brach die Sowjetunion zusammen und damit war auch das SDI-Programm überflüssig geworden. Es gab ein Mockup der ersten Stufe, das für die 15 Fuß-Titan gebaut wurde. Dieses wurde aufpoliert und in einer Fernsehsendung zusammen mit einem Modell der Laserwaffen (24 m Länge und 4,57 Durchmesser) bei einer Rede von Reagan gezeigt. Anders als das abgebildete Mockup, hätte die spätere Version fünf Triebwerke in der ersten Stufe gehabt. Die Rakete ist auch als "Barbarian MM" bekannt.

Titan 3C

SDI Titan

Nutzlast: 45.400 kg in einen 300 km-Orbit
Studie von 1986
Startmasse: 2.100.000 kg
Startschub: 32.000 kN

Stufe 0: Booster 5 × UA1207
Startmasse: 5 × 319.330 kg
Leermasse: 5 × 51.230 kg
Schub Meereshöhe: 5 × 6.412 kN
Schub Vakuum: 5 × 7.119 kN
spez. Impuls: 2.335 m/s (Meereshöhe)
spez. Impuls: 2.610 m/s (Vakuum)
Brennzeit: 120 sec.
Durchmesser: 3,05 m, Länge: 34,4 m


Stufe 1 (Core 1):
Startmasse: 40.000 kg
Leermasse 2.500 kg
Schub: 5.112 kN (Meereshöhe)
Schub: 5.850 kN (Vakuum)
Brennzeit: 175 sec.
spez. Impuls: 2.452 m/s (Meereshöhe)
spez. Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Länge: 22,28 m, Durchmesser: 4,57 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
4 Triebwerke LR-87-11

Stufe 2 (Core 2):
Startmasse: 80.000 kg
Leermasse: 6.000 kg
spezifischer Impuls: 2.962 m/s (Vakuum)
Schub: 1.170 kN
Brennzeit: 175 sec.
Durchmesser: 4,57 m, Länge: 7,9 m
Treibstoff: N2O4/Aerozin 50
2 Triebwerke LR87-11

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum zweiten zwei Bände 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 aber historischer Weiterentwicklung. 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 Wert Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4 - Europas steiniger Weg in den Orbit behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant) , das OTRAG Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4.Band 2: Europäische Trägerraketen 2: Ariane 5, 6 und Vega 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.

Wer nur bei Amazon einkauft (nicht im normalen Buchhandel erhältlich) der kann auch beide Bände im DIN-A4 Format auf 540 Seiten zusammengefasst erwerben. Dank der Preispolitik von Amazon ist diese Ausgabe nur wenig teurer als ein Einzelband. Der Band erschien aber 2014 und enthält noch nicht die neuesten Daten über Ariane 6 und Vega.

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.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.


Sitemap Kontakt Neues Hier werben Bücher vom Autor Top 99