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Atlas-​C Able

Trägerrakete

Atlas-C Able

Obwohl die amerikanische ICBM Atlas 1958 gerade ihre ersten Testflüge absolvierte, die überwiegend mit dem Verlust der Rakete endeten, plante die USAF bereits den Einsatz ihrer damals (potentiell) leistungsfähigsten Rakete für diverse Raumfahrtprogramme. Mangels anderer Alternativen griff man bei den Oberstufen auf jene Kombination zurück, die für die Vanguard entwickelt worden war und deren Einsatz auch für die leichtere Thor geplant wurde. Ziel war u.a. der Start mehrerer „schwerer“Mondsatelliten. Wegen Kompetenzstreitigkeiten zwischen den US Teilstreitkräften kam das Programm aber nur langsam voran. Doch im Herbst 1958 griff die neu gegründete zivile NASA das Projekt auf und beauftragte die USAF mit der Entwicklung der Atlas-​Able und dem Start eines Mondsatelliten. Als Grundstufe wurde die Erprobungsrakete Atlas C modifiziert. Sie erhielt ein neues Steuerungssystem und konnte nun die Oberstufenkombination der Thor-​Able tragen. Die Zweitstufe mußte gegenüber der Variante für die Thor nur geringfügig modifiziert werden und die Arbeiten an der Weiterentwicklung des Ursprungsmodells der Vanguard Rakete verliefen für Thor und Atlas nahezu parallel. Auch die Drittstufe war fast identisch, wurde aber an die spezielle Mission angepaßt. Die erste Atlas-​Able (Atlas-​Able 4 A) explodierte am 24.09.1959 bei einem statischen Triebwerkstest. Rund zwei Monate später stand die nächste Rakete bereit, Atlas-​Able 4 B. Deren Start scheiterte, als die aus zwei Halbschalen bestehende Nutzlastverkleidung, die auch die Oberstufe umschloß, der aerodynamischen Belastung nicht standhielt und abriß. Gerade diese Nutzlastverkleidung stellte gegenüber den Able Oberstufen für die Thor Rakete eine Neuentwicklung dar. Durch den größeren Durchmesser ließen sich in ihr auch voluminösere Nutzlasten unterbringen. Ab der zweiten Rakete Start kam bereits die verbesserte Atlas D als Grundstufe zum Einsatz. Nach dem Verlust auch der zweiten Atlas-​Able waren zunächst keine Atlas mehr für Raumfahrtmissionen verfügbar. Die USAF mühte sich noch, die Atlas zu einer brauchbaren ICBM zu entwickeln. So dauerte es bis zum Herbst 1960, bis wieder eine Atlas für einen Mondschuß zur Verfügung stand. Immerhin flossen so auch die Erfahrungen aus rund 25 Erprobungsflügen der Atlas in das Programm ein. Aber nicht nur die Atlas wurde weiterentwickelt. Die dritte Stufe hieß jetzt Able 5 und leistete nunmehr knapp 14 kN. Doch auch die beiden Starts dieser Kombination im September und Dezember 1960 scheiterten an der unzuverlässigen Atlas Grundstufe. Die NASA verlor nunmehr das Interesse an dieser Rakete und die Entwicklung konzentrierte sich auf die neue Kombination Atlas-​Agena. Diese litt anfangs genauso unter der noch nicht ausgereiften Atlas und Problemen mit der Oberstufe, feierte aber 1962 ihren Durchbruch und gehörte fortan zu den am häufigsten eingesetzten US Raketen.


Gesamtsystem
Nation USA 
Bezeichnung(en) Atlas-​C Able
Entwicklungszeitraum 1958 – 1959 
erster Start
Einsatzzeitraum 1959 
Stufenzahl
Gesamthöhe 28,80..32,77 m
Basisdurchmesser 3,05 m 
max. Nutzmasse 700 kg (500 km Kreisbahn)
200 kg (Flugbahn zum Mond)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse ca. 112.400…113.100 kg
Startschub ca. 1.600 kN
1. Stufe
Hersteller Convair Division of General Dynamics 
Bezeichnung(en) Atlas C
Länge 20,65 m
max. Durchmesser 3,05 m 
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse ca. 110.000..120.000 kg
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MA-​1 
Treibstoff Kerosin RP-​1 + Flüssigsauerstoff 
Starttriebwerke LR-89 
Startschub 1.335 kN 
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer 125 s 
Marschtriebwerk LR-105 
Startschub 270 kN + 2×4,5 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer 258 s 
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en) Able
Länge mit Gerätesektion 5,79 m
max. Durchmesser 0,84 m 
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse 2.110 kg
Antrieb 1 Flüssigkeitstriebwerk Aerojet General AJ-​10-​101 A
Treibstoff UDMH + weißrauchende Salpetersäure (IWFNA)
Vakuumschub 33 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer 100..120 s 
3. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en) Altair
Länge 1,52 m 
Triebwerksdurchmesser 0,46 m 
Stufendurchmesser 0,84 m
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse 250 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk ABL X248-​A1 
Treibstoff Feststoff
Vakuumschub 10 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer 38..42 s 
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe 4,60 m 
max. Durchmesser