Pegasus

Im April 1987 begann das fünf Jahre zuvor gegründete Unternehmen Orbital Sciences Corporation (OSC) aus Fairfax, Virginia mit der Entwicklung einer neuartigen Rakete. Der Pegasus genannte Satellitenträger sollte von einem Trägerflugzeug auf etwa 12 km Höhe gebracht werden. Bei einem dort herrschenden atmosphärischen Druck von nur noch 25% des Drucks auf Meereshöhe konnte auch eine kleine Rakete beachtliche Nutzlasten auf eine Umlaufbahn transportieren. Allerdings waren derartige Experimente in der Vergangenheit immer gescheitert. OSC erhielt mit seinem Partner Hercules Aerospace Corporation (heute Alliant Techsystems) dennoch im Mai 1988 von der DARPA den Auftrag zur Entwicklung eines „Air Launch Vehicle“. Ziel war die Schaffung eines kleinen flexiblen Trägers zum Start militärischer und ziviler Nutzlasten bis 500 kg. Mit einem Entwicklungsaufwand von lediglich 48 Mio. $ entstand die dreistufige Pegasus Rakete. Die gesamte aerodynamische Berechnung der Rakete erfolgte ohne Windkanalversuche im Computer. Wenn möglich, wurde auf existierende Systeme zurückgegriffen. So handelte es sich bei dem ursprünglichen Bordcomputer um den modifizierten Feuerleitrechner eines Kampfpanzers. Das Inertiallenksystem wurde von einem Torpedo der US Navy übernommen. Andererseits wurde in konstruktiver Hinsicht ein hohes Risiko eingegangen. Nur 6 Gewichtsprozent der Rakete bestanden aus konventionellen Aluminium– und Titanwerkstoffen, der Rest aus sehr leichten Verbundwerkstoffen. Die Erststufe erhielt drei kleine elektro-​mechanisch betätigte Leitwerksflächen zur Steuerung in der Atmosphäre, während die Oberstufen mit einer Schubvektorkontrolle und Kaltgasdüsen zur Rollkontrolle ausgestattet wurden. Im März 1989 begannen die Brennversuche mit den Raketentriebwerken und am 10.08.1989 wurde die Rakete 400 geladenen Gästen auf dem Gelände der Edwards AFB (NASA Dryden Flight Research Center) vorgeführt. Dennoch verlief die Entwicklung nicht ohne Schwierigkeiten. Die Probleme betrafen aber mehr die Elektronik als die generelle konstruktive Auslegung, wie sich bei drei Testflügen ab November 1989 zeigte. Im April 1990 waren die Schwierigkeiten endlich überwunden und eine NASA B-​52 startete mit der Pegasus P-​001 zu ihrer ersten Mission. Über dem Pazifik vor der Western Test Range Vandenberg wurde die Rakete in knapp 12.200 m Höhe ausgeklinkt und startete nach wenigen Sekunden Freifall ihr Triebwerk. Der Erstflug verlief erfolgreich und die Rakete erreichte ihre Bahn mit hoher Präzision. Spätere Flüge verliefen weniger erfolgreich, als die Umlaufbahn teilweise nur mit großer Abweichung erreicht wurde. Doch auch diese Probleme konnten überwunden werden. Die letzten Starts erfolgten bereits unter der Tragfläche eines Trägerflugzeuges der OSC. Diese hatte eine Lockheed L-​1011 für diese Aufgabe umrüsten lassen und taufte sie auf den Namen „Stargazer“. Ab 1994 verdrängte die Weiterentwicklung Pegasus XL allmählich das ursprüngliche Modell. Nach anfänglichen Schwierigkeiten gerade mit der Weiterentwicklung festigte die Pegasus XL den wirtschaftlichen Erfolg des Unternehmens.



Gesamtsystem
Nation USA
Bezeichnung(en) Pegasus
Entwicklungszeitraum 19871990
erster Start 05.04.1990
Einsatzzeitraum 19901998
Stufenzahl 3
Gesamtlänge {tip::lt. anderen Quellen ca. 15,25 m“>15,05 m
Basisdurchmesser 1,27 m
Spannweite 6,70 m
max. Nutzmasse 270 kg (450 km Polarbahn)
410 kg (450 km Äquatorialbahn)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse 18.556 kg
Startschub ca. 480 kN
1. Stufe
Hersteller OSC
Bezeichnung(en)
Länge
Durchmesser 1,27 m
Leermasse 1.264 kg
Treibstoffmasse 12.177 kg
Gesamtmasse {tip::lt. anderen Quellen 12.156 kg“>14.049 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Alliant Techsystems Orion 50S-​G
Treibstoff Feststoff HTPB 1.3
mittlerer Vakuumschub {tip::maximal 584 kN“>487 kN
spezifischer Impuls (Vakuum) 295 s
Brenndauer 72 s
2. Stufe
Hersteller OSC
Bezeichnung(en)
Länge
Durchmesser 1,27 m
Leermasse 364 kg
Treibstoffmasse 3.032 kg
Gesamtmasse {tip::lt. anderen Quellen 3.026 kg“>3.409 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Alliant Techsystems Orion 50
Treibstoff Feststoff HTPB 1.3
mittlerer Vakuumschub {tip::maximal 137 kN“>123 kN
spezifischer Impuls (Vakuum) 296 s
Brenndauer 71 s
3. Stufe
Hersteller OSC
Bezeichnung(en)
Länge
Durchmesser 1,27 m
Leermasse 126 kg
Treibstoffmasse 784 kg
Gesamtmasse {tip::lt. anderen Quellen 711 kg“>987 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Alliant Techsystems Orion 38
Treibstoff Feststoff HTPB 1.3
mittlerer Vakuumschub {tip::maximal 40 kN“>35 kN
spezifischer Impuls (Vakuum) 291 s
Brenndauer 65 s
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe
max. Durchmesser 1,27 m
Konstruktionsmasse 111 kg