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Minotaur 1 

Trägerrakete

Minotaur 1

Als die USAF im Rahmen der START Abrüstungsverträge einen Teil ihrer landgestützten Interkontinentalraketen außer Dienst stellen mußte, kam bald die Idee auf, einige der ausgemusterten Exemplare zu Satellitenträgern umzuwandeln. Das schien angesichts der Markprognosen für zahlreiche Netzwerke kleiner Kommunikationssatelliten auf erdnahen Bahnen in den 1990er Jahren auch kommerziell erfolgversprechend. Und so nahm die Orbital Sciences Corporation im September 1997 den Entwicklungsauftrag der USAF für einen leichten Satellitenträger auf der Grundlage der Minuteman II ICBM gern an. Die ersten beiden Stufen der im Rahmen des Auftrages für das Orbital/Suborbital Program (OSP) des U.S. Air Force Space and Missile Systems Center (SMC) entwickelten Rakete wurden praktisch unverändert von Boeings Minuteman II übernommen. Zwei Oberstufen machten daraus den Satellitenträger OSP „Minotaur“. Die Entwicklung der SM-​80  Minuteman Rakete hatte 1958 begonnen und es bedeutete damals eine ungeheure Herausforderung, derart große Feststofftriebwerke zu fertigen, wie sie für eine dreistufige Interkontinentalrakete benötigt wurden. Dennoch konnten bereits 1960 die Tests aufgenommen werden und im November 1962 wurde die HSM-​80 A Minuteman IA für einsatzbereit erklärt. 1963 folgte bereits die HSM-​80 B Minuteman IB mit einer verbesserten zweiten Stufe, einem überarbeiteten Lenksystem und stärkerem Sprengkopf. Zu dieser Zeit war man bereits von der ursprünglichen Idee einer mobilen Stationierung abgerückt und so konnten die Stufen zugunsten einer größeren Reichweite verlängert werden (solange sie noch in die Silos paßten). Es entstand die HSM-​80 F Minuteman II (nach 1963 als LGM-​30 F bezeichnet). Modifikationen an der ersten Stufe sollten der beobachteten Rißbildung im Treibstoff entgegenwirken. Eine vollkommen neue Zweitstufe von Aerojet General wurde eingeführt, was die Reichweite um 1.600 km vergrößerte. Dazu trugen der neue Treibstoff CTPB, ein erheblich größerer Stufendurchmesser und eine gleichfalls erfolgte Verlängerung der Stufe bei. Das Triebwerk erhielt statt vier schwenkbaren Düsen nun eine starre, jedoch mit Schubvektor-​Kontrolle durch Flüssigkeitseinspritzung. Dazu kam ein hochmodernes Steuerungssystem, in das nun bis zu 8 Ziele programmiert werden konnten. Allerdings bereiteten gerade diese damals hypermodernen Festkörperspeicher anfangs viele Probleme, die aber nach und nach gelöst werden konnten. Auf diese Grundstufen setzte Orbital nun die ersten beiden Stufen ihrer Pegasus-​XL Rakete auf. Deren Triebwerke waren von der Firma Hercules für die Pegasus Rakete entwickelt worden und konnten leicht an die neuen Grundstufen angepaßt werden. Da bei der Minotaur nur bereits erprobte Systeme zum Einsatz kamen, konnten das Risiko wie auch die Kosten für die Entwicklung in Grenzen gehalten werden.
Die Idee, mit der Minotaur Rakete ins kommerzielle Startgeschäft einzusteigen, hatte OSC schon frühzeitig verworfen. Vielmehr konzentrierte man sich erfolgreich auf Starts kleiner Nutzlasten im Auftrag des Militärs.


Gesamtsystem
Nation USA 
Bezeichnung(en) Minotaur 1, OSP
Entwicklungszeitraum 1997 – 1999 
erster Start 16.01.2000 
Einsatzzeitraum seit 2000 
Stufenzahl
Gesamthöhe 19,21 m
Basisdurchmesser 1,67 m 
max. Nutzmasse 640 kg (185 km Kreisbahn@28,5°)
340 kg (740 km sonnensynchrone Polarbahn) 
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse ca. 36.200 kg 
Startschub 792 kN 
1. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge 7,48 m 
Durchmesser 1,67 m 
Leermasse 2.248 kg 
Treibstoffmasse 20.788 kg 
Gesamtmasse 23.081 kg 
Antrieb 1 Vierkammer-​Feststofftriebwerk Thiokol M-​55A1 
Treibstoff Feststoff TP-​H1011 Typ II 
Startschub 792 kN 
spezifischer Impuls (Seehöhe) 237 s 
Brenndauer 60,8 s 
2. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge 4,12 m 
Durchmesser 1,32 m 
Leermasse 691 kg 
Treibstoffmasse 6.238 kg 
Gesamtmasse 7.033 kg 
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Aerojet General SR19-​AJ1 
Treibstoff Feststoff ANB-​3066 
Vakuumschub 268 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum) 287,5 s 
Brenndauer 65,5 s 
3. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge 3,69 m 
Durchmesser 1,27 m 
Leermasse 416 kg 
Treibstoffmasse 3.916 kg 
Gesamtmasse 4.332 kg 
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Hercules Orion 50 XL 
Treibstoff Feststoff HPTB 
Vakuumschub 154 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum) 290 s 
Brenndauer 72,5 s 
4. Stufe
Hersteller
Bezeichnung(en)
Länge 1,34 m 
Durchmesser 0,96 m 
Leermasse 126 kg 
Treibstoffmasse 771 kg 
Gesamtmasse 897 kg 
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Hercules Orion 38 
Treibstoff Feststoff HPTB 
Vakuumschub 31 kN 
spezifischer Impuls (Vakuum) 290 s 
Brenndauer 69,6 s 
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe 4,42 m 
max. Durchmesser 1,27 m 
Strukturmasse 194 kg