Im Hinblick auf die steigende Masse der CORONA Fotoaufklärungssatelliten fragte die USAF bereits 1961 bei Douglas Aircraft eine leistungsgesteigerte Variante des bisherigen Thor-SLV2 Agena-D Modells an. Zwei grundlegende Veränderungen boten das gewünschte Wachstumspotential. Das waren einerseits die Einführung des leistungsfähigeren MB3 III Erstufentriebwerks, vor allem aber die Installation von drei Feststoffboostern. Ein passendes Triebwerk für die Booster fand sich in Form der „Castor I“ Zweitstufe der seit 1960 in der Erprobung stehenden Scout Trägerrakete der NASA. Mit nur geringen Änderungen (u.a. veränderte Entspannungsdüse) konnte dieses von der Thiokol Chemical Corp. entwickelte Triebwerk übernommen werden. Die neue Erststufe erhielt bei der USAF den Namen LV2 A, Douglas bezeichnete sie als DSV-2 A bzw. in Kombination mit den Boostern als DSV-2 C. Die Leistungssteigerung gegenüber dem Vorgängermodell war gewaltig, für die relevanten Bahnen ergab sich fast eine Verdoppelung. Booster und Erststufentriebwerk wurden gemeinsam am Boden gezündet. Nach etwa 40 Sekunden waren die Booster ausgebrannt und wurden nach weiteren 20 Sekunden abgetrennt. Nach dem Brennschluß der Erststufe brannten die beiden kleinen Vernier-Triebwerke noch für etwa 9 Sekunden weiter, um die 3-Achsen-Kontrolle in dieser antriebslosen Phase sicherzustellen. Währenddessen wurde die Kreiselplattform der Agena-D Oberstufe entriegelt. Einige Sekunden nach der Stufentrennung folgte die Zündung des Zweitstufentriebwerks. In der Oberstufe kamen standardisierte Varianten der Agena-D zum Einsatz, die in der Regel fester Bestandteil der Nutzlast waren. Zu den wenigen Ausnahmen zählten die drei zivilen Einsätze für die NASA, bei denen die Agena zwei OGO und einen PAGEOS Satelliten auf ihre Bahnen beförderte. Diese Exemplare flogen dann auch mit einer abtrennbaren Nutzlastverkleidung.
Gesamtsystem | |
Nation | USA |
Bezeichnung(en) | Thor-SLV2 A Agena-D, TA Thor Agena-D, TAT Agena-D |
Entwicklungszeitraum | 1961 – 1962 |
erster Start | 28.02.1963 |
Einsatzzeitraum | 1963 – 1968 |
Stufenzahl | 2 + 3 Feststoffbooster |
Gesamthöhe | 29,57 m |
Basisdurchmesser | 2,44 m |
Spannweite über Booster | 4,11 m |
max. Nutzmasse | 725 kg (auf 500 km Kreisbahn) |
Leermasse | ca. 7.700 kg |
Treibstoffmasse | ca. 61.400 kg |
Startmasse | ca. 69.100 kg |
Startschub | 1.478 kN[1,2] |
Feststoff-Starthilfen | |
Hersteller | Thiokol Chemical Corp. |
Bezeichnung(en) | 3 Feststoffbooster „Castor I“ |
Länge | 7,32 m |
Durchmesser | 0,79 m |
Leermasse | 3× 866 kg[3] = 2.598 kg |
Treibstoffmasse | 3× 3.300 kg[3] = 9.900 kg |
Gesamtmasse | 3× {tip::lt.[1] 4.216 kg für KH-4 A Mission“>4.160 kg[3] = 12.480 kg |
Antrieb | je 1 Feststofftriebwerk Thiokol {tip::lt.[3] TX-33 – 57″>TX-33 – 52 |
Treibstoff | Feststoff |
Startschub | 3× 238 kN[1] = 72.605 kN |
spezifischer Impuls (Seehöhe) | je 223 s[1] |
Brenndauer | 40 s[1] |
1. Stufe | |
Hersteller | Douglas Aircraft Co. |
Bezeichnung(en) | Thor LV-2 A (DSV-2 C) |
Länge | 17,37 m |
Durchmesser | 2,44 m |
Leermasse | {tip::lt.[1] 3.124 kg für KH-4 A Mission“>ca. 3.300 kg[3] |
Treibstoffmasse | {tip::lt.[1] 45.472 kg für KH-4 A Mission“>ca. 45.400 kg[3] |
Gesamtmasse | {tip::lt.[1] 48.914 kg für KH-4 A Mission“>ca. 48.700 kg[3] |
Antrieb | 1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MB-3-III (YLR-79-NA-13 Haupttriebwerk + 2× XLR-101-NA-13 Vernier) |
Treibstoff | Kerosin RJ-1 + Flüssigsauerstoff |
Vakuumschub | 765 kN |
spezifischer Impuls (Seehöhe) | 248 s |
Brenndauer | {tip::Vernier = 155 s“>146 s |
2. Stufe | |
Hersteller | Lockheed Missiles and Space Co. |
Bezeichnung(en) | Agena D |
Länge | 6,20 m |
Durchmesser | 1,52 m |
Leermasse | {tip::lt.[1] 1.108 kg für KH-4 A Mission“>ca. 1.000 kg[3] |
Treibstoffmasse | {tip::lt.[1] 6.166 kg für KH-4 A Mission“>ca. 6.100 kg[3] |
Gesamtmasse | {tip::lt.[1] 7.324 kg für KH-4 A Mission“>ca. 7.100 kg[3] |
Antrieb | 1 Flüssigkeitstriebwerk Bell Mod. 8096 |
Treibstoff | {tip::Unsymmetrisches Dimethylhydrazin“>UDMH + {tip::rotrauchende Salpetersäure“>IRFNA |
Vakuumschub | 72 kN |
spezifischer Impuls (Vakuum) | |
Brenndauer | 243 s |
Nutzlastverkleidung | |
Länge über Endstufe | 6,28 m |
max. Durchmesser | 1,67 m |
Strukturmasse | 245 kg |
Quellen:
[1] ??? SYSTEM PERFORMANCE/DESIGN REQUIREMENTS — GENERAL SPECIFICATION, April 1965[2] NASA NEWS 66 – 150, 14. Juni 1966
[3] PETER STACHE: RAUMFAHRT-TRÄGERRAKETEN, 1973{backbutton}