Scout-​X4

Nach dem Start einer Reihe von unterschiedlichen Modellen der Scout Rakete ab 1960 beschloß die NASA, vor der Aufnahme der Serienproduktion eines Standardmodells noch eine Serie von Flügen zur Erhöhung der Zuverlässigkeit zu unternehmen. Vierzehn Starts erfolgten in dieser Phase und das Vertrauen in die Rakete wuchs soweit, daß am 15.12.1964 sogar ein italienisches Team den Start einer Scout X-​4 übernehmen durfte. Im Rahmen von Phase II wurde auch der Wechsel vom bisherigen Algol I zum leistungsfähigeren Algol II Erststufenantrieb vollzogen. Als erstes Modell erhielt die Scout X-​3 das Aerojet 30KS Triebwerk, das sich vor allem durch eine auf 80 s praktisch verdoppelte Brenndauer auszeichnete. Wie bei allen Scout Raketen erhielt dieses Feststofftriebwerk vier gekreuzte Stabilisierungsflächen und Strahlruder zur Steuerung. Hersteller des verbesserten Antriebs war die Aerojet General Corporation in Sacramento, Kalifornien. Als Zweitstufe wurde wieder die Castor I eingesetzt, die von der Redstone Division der Thiokol Chemical Corporation in Huntsville, Alabama gefertigt wurde. Für die Drittstufe der Scout hatte das von der Hercules Powder Company in Cumberland, Maryland betriebene Allegany Ballistics Laboratory mit dem X-​259 einen neuen Antrieb entwickelt. Dabei konnte man auf die Erfahrungen mit dem X-​248 Altair, einer weiterentwickelten Endstufe der Vanguard Rakete, und dem weiter verbesserten X-​254 (Antares IA) der ersten Scout Varianten, zurückgreifen. Das X-​259 (Antares IIA/​B) wurde bereits mit der Scout X-​2 erfolgreich eingeführt. Im Gegensatz zu den ersten beiden Stufen war die Zelle der Drittstufe aus GFK gefertigt. Zweit– und Drittstufe waren mit einem Lageregelungssystem basierend auf Wasserstoffperoxid-​Düsen ausgerüstet. Die Viertstufe verfügte lediglich über eine Spinstabilisierung. Sie verwendete das ABL X-​258 Altair IIA, das dank eines neuen Treibstoffs bei geringerer Brenndauer ansonsten deutlich verbesserte Kennwerte aufwies. Ein Honeywell Steuerungs– und Kontrollsystem wertete die Referenzdaten aus, die von Miniaturkreiseln im Inertiallenksystem der Rakete geliefert wurden und übernahm die Kurskorrekturen. Die Stufentrennung zwischen Erst– und Zweitstufe erfolgte „heiß“, d.h. durch die Kräfte, die die Zweitstufe bei der Zündung auf die Erststufe einwirken ließ. Die Oberstufen verwendeten eine „kalte“ Stufentrennung mit Sprengbolzen, die die Halteklauen zwischen den Stufen lösten.
Die Scout X-​4 (und ihre Untervarianten) formte den Übergang zu den ersten Serienmodellen der Scout Familie. Mit nur einem Fehlstart bei 13 Einsätzen erwies sie sich zudem als vergleichsweise zuverlässig.



Gesamtsystem
Nation USA
Bezeichnung(en) Scout-​X4
Entwicklungszeitraum 19621963
erster Start 28.06.1963
Einsatzzeitraum 19631965
Stufenzahl 4
Gesamthöhe 22,39 m
Basisdurchmesser 1,02 m
max. Nutzmasse 105 kg (auf LEO)
Leermasse
Treibstoffmasse 14.327 kg
Startmasse (typisch) 17.442 kg
Startschub (Maximalschub) 433 kN
1. Stufe
Hersteller Ling Temco Vought
Bezeichnung(en) Algol IIA/​B
Länge mit Stabilisierungsflächen und Stufenadapter 9,40 m
Durchmesser 1,02 m
Leermasse
Treibstoffmasse 9.609 kg
Gesamtmasse 10.797 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Aerojet General
Treibstoff Feststoff ANP-​2872 JM Mod I/​31
Maximalschub (Seehöhe) 433 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe) 224 s
Gesamt-​Brenndauer 80 s
effektive Brenndauer 46 s
2. Stufe
Hersteller Ling Temco Vought
Bezeichnung(en) Castor IA
Länge mit Stufenadapter 6,31 m
Durchmesser 0,79 m
Leermasse
Treibstoffmasse 3.328 kg
Gesamtmasse 4.031 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk Thiokol XM-​33-​E5
Treibstoff Feststoff TP-​H8038
durchschnittlicher Vakuumschub 281 kN
spezifischer Impuls (Vakuum) 273 s
Gesamt-​Brenndauer 46 s
effektive Brenndauer 28 s
3. Stufe
Hersteller Ling Temco Vought
Bezeichnung(en) Antares IIA
Länge mit Stufenadapter 3,41 m
Durchmesser 0,76 m
Leermasse
Treibstoffmasse 1.162 kg (1.166 kg)
Gesamtmasse 1.263 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk ABL X-​259-​A3
Treibstoff Feststoff Z1-​246 (Z1-​193 oder ZS1-​207)
durchschnittlicher Vakuumschub 92 kN (97 kN)
spezifischer Impuls (Vakuum) 281 s (279 s)
Gesamt-​Brenndauer 35 s (33 s)
effektive Brenndauer 34 s (31 s)
4. Stufe
Hersteller Ling Temco Vought
Bezeichnung(en) Altair IIA
Länge mit Nutzlast– und Stufenadapter 1,71 m
Durchmesser unverkleidet 0,46 m
Leermasse
Treibstoffmasse 228 kg
Gesamtmasse ohne Nutzlastadapter 262 kg
Antrieb 1 Feststofftriebwerk ABL X-​258-​B1/​X-​258-​C
Treibstoff Feststoff CYI-​75
durchschnittlicher Vakuumschub 26 kN
spezifischer Impuls (Vakuum) 281 s
Gesamt-​Brenndauer 24 s
effektive Brenndauer 22 s
Nutzlastverkleidung
Länge über Endstufe 3,27 m
max. Durchmesser 0,86 m

Quellen:
[1] NASA: SCOUT MOTOR PERFORMANCE ANALYSIS AND PREDICTION STUDY (PAPS), Dezember 1965
[2] STACHE: RAKETENEINE INTERNATIONALE UMSCHAU, Oktober 1980