Trägerraketen
Olafs Raumfahrtkalender

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Geschichte und Geschichten aus sechs Jahrzehnten Raumfahrt

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Statistik erstellt: 2017-12-16T17:19:01+01:00
Atlas-IIAS

Als letzte Variante der „klassischen“ Atlas-​Rakete wurde von Lockheed-​Martin die Atlas IIAS realisiert. Zum Transport schwererer Nutzlasten rüstete man das Modell Atlas IIA mit vier Castor IV Feststoffboostern aus, wie sie bereits bei der konkurrierenden Delta II eingesetzt wurden. Der Vorteil dieses Verfahren besteht darin, daß insbesondere die dichteren Atmosphärenschichten rasch durchquert werden, so daß die Haupttriebwerke im zunehmenden Vakuum der Hochatmosphäre effektiv eingesetzt werden können. Für die Aufnahme der Booster wurde die Zellenstruktur der Starttriebwerke der Atlas-​Erststufe verstärkt und im Tankbereich ein neues Ringsegment eingefügt, das über die dortigen Befestigungspunkte die Kräfte der Booster auf die gesamte Zelle übertrug. Die Zündsequenz der beiden Feststoffbooster-​Paare wurden analog zum Einsatz bei der Delta II gewählt. Zwei zündeten am Boden („ground lit“), die beiden anderen nach deren Brennschluß („air lit“). In der Atlas-​Grundstufe fand weiterhin der für die Atlas IIA modernisierte MA-​5A Verwendung. Das 1½-​stufige Konzept der Atlas hatte weiter Bestand, das Boostertriebwerk arbeitete mit zwei Brennkammern, die in zwei außenliegenden Blöcken installiert waren. Nach deren Brennschluß und der pneumatisch initiierten Abtrennung arbeitete das sogenannte „Sustainer“ oder Marschtriebwerk weiter. Die Steuerung der Rakete übernahm in dieser Flugphase ein Hydrauliksystem, mit dem die Triebwerke geschwenkt werden konnten. Die Centaur-​Oberstufe verfügte über wahlweise zwei Triebwerke RL10A-​4 oder RL10A-​41. Diese verfügten über verlängerbare Entspannungsdüsen, was eine bessere Leistungscharakteristik im Vakuum bewirkte, ohne daß die Baulänge der Stufe wuchs. In der Stufe war auch das Inertial­lenksystem untergebracht, das die Steuerung der gesamten Rakete übernahm. Auch in der Centaur wurden die Triebwerke zu diesem Zweck hydraulisch geschwenkt. Dazu kamen 12 Hydrazin-​Triebwerke mit je 27 N Schub. Zwischen Atlas– und Centaurstufe befand sich ein Stufenadapter, in den das Triebwerk der Centaur hineinragte. Diese Sektion beherbergte aber auch das System zur Rollkontrolle der Atlas. Die Nutzlastverkleidung der Atlas IIA und Atlas IIAS stand in drei Varianten zur Verfügung. Konstruktiv waren alle in Form von zwei Aluminium-​Halbschalen ausgelegt.
Die Atlas IIAS konnte von Lockheed Martin und dem Startanbieter International Launch Services sehr erfolgreich vermarktet werden. Als ihr Einsatz 2004 nach 30 Starts endete, ging zugleich eine eindrucksvolle Serie von 30 erfolgreichen Einsätzen zu Ende.



Gesamtsystem
Nation USA
Bezeichnung(en) Atlas-​IIAS, Atlas-​2AS
Entwicklungszeitraum
erster Start 15.12.1993
Einsatzzeitraum 19932004
Stufenzahl 2½ + 4 Feststoffbooster
Gesamthöhe ca. 47,4 m
Basisdurchmesser 3,05 m
max. Nutzmasse 8.618 kg (185 km Kreisbahn@28,5°)
3.719 kg (GTO 167 × 35.786 km@27,0°)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse 237.521 kg
Startschub ca. 3.050 kN
Feststoff-​Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en) „Castor IVA
Länge 11,16 m
max. Durchmesser 1,02 m
Leermasse ?
Treibstoffmasse ?
Gesamtmasse 4×11.567 kg
Antrieb je 1 Feststofftriebwerk Thiokol TX-​780
Treibstoff Feststoff HTPB TP-​H8299
Startschub 4×434 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 238 s
Brenndauer 56 s
1. Stufe
Hersteller Lockheed Martin Space Systems
Bezeichnung(en)
Länge inkl. Stufenadapter 28,89 m
max. Durchmesser 3,05 m
Leermasse inkl. Stufenadapter ca. 11.245 kg
Treibstoffmasse ca. 156.400 kg
Gesamtmasse inkl. Stufenadapter ca. 167.600 kg
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MA-​5A
Treibstoff Kerosin RP-​1 + Flüssigsauerstoff
Starttriebwerke 2×RS-56 OBA
Gesamt-​Startschub 1.854 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 262 s
Brenndauer 163 s
Marschtriebwerk 1×RS-56 OSA
Startschub 266 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 216 s
Brenndauer 289 s
2. Stufe
Hersteller Lockheed Martin Space Systems
Bezeichnung(en) Centaur D-​2A
Länge mit Gerätesektion 10,06 m
max. Durchmesser 3,05 m
Leermasse 1.840 kg
Treibstoffmasse 16.930 kg
Gesamtmasse 18.770 kg
Antrieb 2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10A-​4
–oder–
2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10A-​41
Treibstoff Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub 181,5 kN (RL10A-​4)
–oder–
198,4 kN (RL10A-​41)
spezifischer Impuls (Vakuum) 449,0 s (RL10A-​4)
Brenndauer 370 s
Nutzlastverkleidung
Länge 12,01 m
max. Durchmesser ca. 4,2 m
Konstruktionsmasse 2.087 kg