Atlas V
Eine Atlas V(551) mit New Horizons an Bord auf einer beweglichen Startplattform

Bei der Atlas V handelt es sich um eine US-Trägerrakete für mittlere bis schwere Nutzlasten. Sie wurde von Lockheed Martin entwickelt und anfangs auch gebaut, der Jungfernflug wurde im August 2002 erfolgreich absolviert. Anfangs vermarktete das US-russische Unternehmen International Launch Services die Starts, Ende 2006 wurde dieses Geschäft aber komplett an die United Launch Alliance übertragen, einem Joint Venture zwischen Lockheed Martin und Boeing. Seit dieser Umstrukturierung wird die Atlas V fast nur noch für Aufträge der US-Regierung angeboten, da sich das kommerzielle Geschäft in den vorrangegangenen Jahren als nicht profitabel erwies. Somit transportiert die Rakete heute hauptsächlich Militärsatelliten für die United States Air Force und Raumsonden für die NASA. Zu den bekanntesten Nutzlasten gehört der Mars Reconnaissance Orbiter, New Horizons und der Raumgleiter Boeing X-37.

Besondere Merkmale der Atlas V sind ihre extrem hohe Startzuverlässigkeit (bis heute kein einziger Fehlstart[Anm. 1]), ihre stark modulare Bauweise (es sind insgesamt 19 unterschiedliche Varianten möglich) und ihre gute Eignung für Missionen außerhalb des Erdorbits, da sie eine hohe Endgeschwindigkeit für die Nutzlast erreichen kann. Erwähnenswert ist auch die Verwendung eines von Russland entwickelten und produzierten Triebwerkes in der Hauptstufe.

Inhaltsverzeichnis

Geschichte

Entwicklung

Die Entwicklung der Atlas V begann mit einer Ausschreibung der US-Regierung im Jahre 1994. Hierbei sollte ein neues Trägersystem mit dem Namen Evolved Expendable Launch Vehicle (EELV) entwickelt und gebaut werden. Die neue Rakete sollte vor allem deutlich billiger mittlere bis schwere Nutzlasten in einen Orbit befördern als die sehr teure Titan IV oder das noch teurere Space Shuttle.[1] Ähnliche wie die europäische Ariane 4 sollte sie außerdem durch einen modularen Aufbau ein breites Nutzlast-Spektrum zu international konkurrenzfähigen Preisen transportieren können.[1] Auf die Ausschreibung reagierten alle großen amerikanischen Raumfahrtunternehmen: McDonnell Douglas mit einer Weiterentwicklung der Delta-Serie, Lockheed Martin mit einer verbesserten Atlas-Variante sowie Boeing und Alliant Technologies mit kompletten neuen Entwürfen (unter anderem mit dem SSME-Triebwerk als Basis).[1] Als Boeing McDonnell Douglas im Jahre 1996 aufkaufte übernahm man auch die angebotene Delta-Weiterentwicklung. Zur Finanzierung stellte die Air Force für allen vier Bewerber je 30 Mio. US-Dollar zur Verfügung.[2]

Anschließend erhielt sowohl Boeing als auch Lockheed Martin den Zuschlag, jeweils die Delta IV bzw. die Atlas V zu entwickeln. In dieser zweiten Phase erhielten beide Unternehmen weitere 60 Mio. Dollar um ihre eingereichten Konzepte zu überarbeiten und um mit der Detailplanung zu beginnen.[2]

Im Oktober 1998 begann dann die dritte und letzte Phase in der beide Träger bis zur Einsatzreife entwickelt wurden.[2] Damit verbunden war die feste Zusage der US Air Force, je 19 Starts auf der Delta IV und 9 auf der Atlas V durchzuführen.[1] Lockheed Martin erhielt somit Aufträge mit einem Gesamtvolumen von 1,15 Mrd. US-Dollar, dazu kamen noch Subventionen der NASA, welche sich etwa zur Hälfte an den anfänglichen Entwicklungskosten von 1,6 Mrd. Dollar beteiligte.[3] Als allerdings bekannt wurde, dass Boeing Industriespionage betrieben hatte um an vertrauliche Daten der Atlas V zu gelangen, entzog die Air Force der Delta IV sieben Flüge und ordnete sie der Atlas zu, was die finanzielle Situation des Projektes deutlich verbesserte.[1] Der Jungfernflug der Rakete (in der Version Atlas V(401)) fand dann schließlich am 21. August 2002 statt. Transportiert wurde der Fernsehsatellit Hot Bird 6 des europäischen Unternehmen Eutelsat.[1]

Startkosten

Da kommerzielle Kunden die Modalitäten ihrer Startverträge nicht veröffentlichen ist eine genaue Ermittlung der Startkosten nicht möglich. Allerdings hat die NASA diese Kosten für einige ihrer Atlas V-Starts offengelegt: [3]

Version Nutzlast Kosten Jahr
Atlas V(401) MRO 90. Mio US-$ 2005
Atlas V(401) LCROSS&LRO 136 Mio. US-$ 2008
Atlas V(541) MSL 195 Mio. US-$ 2011
Atlas V(551) New Horizons 188 Mio. US-$ 2006

Bemannte Mission mit der Atlas V

Als das Ende der Dienstzeit des Space Shuttle näher rückte wurden bereits erste Studien zur Tauglichkeit der Atlas V für bemannte Missionen durchgeführt. Aufgrund der sehr guten demonstrierte Startzuverlässigkeit schätzte Lockheed Martin im Jahre 2008 die Entwicklungszeit einer solchen „man rated“-Version auf drei Jahre.[4] Diese Pläne wurden aber zunächst nicht umgesetzt, da die Ares I mit dem Orion-Raumschiff als Ersatz für das Space Shuttle dienen sollte. Als das zugehörige Constellation-Programm allerdings 2010 eingestellt wurde bestand wieder gesteigertes Interesse an einer Atlas V-Version für die bemannte Raumfahrt. Am 12. Juli 2011 wurde die Rakete dann offiziell in das Commercial Crew Development-Programm der NASA aufgenommen, in dessen Rahmen ein kommerzielles, privatwirtschaftliches Trägersystem für den Transport von Menschen zur Internationalen Raumstation entwickelt werden soll. [5] Am 8. August desselben Jahres kündigte dann Boeing an seine in der Entwicklung befindliche bemannte CST-100 Kapsel zukünftig mit der Atlas V starten zu wollen. [6] Erste Tests des Systems sollen 2015 stattfinden.[6]

Schwerlastversion Atlas V HLV

Momentan plant Lockheed Martin die Entwicklung einer besonders starken Version der Atlas V, welche als „Atlas V Heavy Lift Vehicle“ (kurz „Atlas V HLV“, oder manchmal „Atlas V Heavy“) bezeichnet wird.[7] Wie bei der Delta IV Heavy sollen hierzu an die zentrale Hauptstufe noch zwei weitere rechts und links angebracht werden. Durch diese Maßnahme steigt Nutzlast im Vergleich zur aktuell stärksten Variante, der Atlas V(551), um etwa 50% an: Für den niedrigen Erdorbit (LEO) von 18.814 kg auf 29.400 kg und für eine Geosynchrone Bahn von 8.900 kg auf 13.000 kg (Details siehe unten).[7] Sollte ein Kunde die Atlas V HLV buchen so soll diese binnen 30 Monaten entwickelt und gebaut werden können.[7]

Gestrichene Version

Eine Atlas V Version mit einer Nutzlastkapazität unterhalb der Atlas V(401), die anstatt der Centaur-Oberstufe eine „Agena-2000“ genannte Oberstufe (wahrscheinlich von der Agena abgeleitet) verwenden sollte, wurde gestrichen. Ihre Transportkapazität hätte 3890 kg in eine Erdnahe Umlaufbahn und 1842 kg in eine Geostationäre Transferbahn betragen sollen[8].

Technik

Bezeichnungsschema

Ein wesentliches Merkmal der Atlas V ist ihre Modularität. Daher wurde ein systematisches Bennenugsschema für die einzelnen Varianten eingeführt, aus der sich die Parameter der Rakete ablesen lassen. Dieses Schema erläutert die folgende Grafik:

Atlas V naming german.svg

Anmerkung: Die Nutzlastverkleidung misst im Durchmesser nicht exakt 4 oder 5 Meter, sondern 4,2[7] und 5,4 Meter[7]. Aus Gründen der Einfachheit gehen die Nachkommastellen allerdings nicht in die Benennung der Rakete ein.

Hauptstufe

Die Hauptstufe von unten betrachtet. Gut zu erkennen sind die beiden Düsen des RD-180 Triebwerks und die Zuleitung für den Flüssigsauerstoff links.

Die Hauptstufe der Atlas V verrichtet die meiste Arbeit zur Beförderung der Nutzlast, sie ist also der zentrale Teil und die erste Stufe der Rakete. Sie ist 32,46 m hoch, besitzt einen Durchmesser von 3,81 m und wiegt betankt 286 Tonnen (leer: 21 Tonnen).[7] Ihre Struktur besteht hauptsächlich aus Aluminium, wobei der Oxidator- und Treibstofftank im Gegensatz zu vorherigen Trägerraketen der Atlas-Serie auch ohne Innendruck stabil und selbsttragend sind (vorherige Atlas-Raketen wären ohne Druck in den Tanks beim Aufrichten zusammengebrochen).[3] Diese Konstruktion ist zwar schwerer, allerdings vereinfacht sie die Handhabung bei den Startvorbereitungen und ermöglicht das Anbringen von zahlreichen schweren Boostern. Als Treibstoff wird das günstige RP-1 Gemisch verwendet, der mit Flüssigsauerstoff (dem Oxidator) verbrannt wird.

Als Triebwerk kommt ein Flüssigkeitsraketentriebwerk vom Typ RD-180 zum Einsatz, einer modifizierten Version des RD-170, welches so zuverlässig ist, dass es auch für die bemannte Raumfahrt zugelassen ist. Es wiegt 5.480 kg, erzeugt bis zu 4.152 kN Schub und erreicht im Vakuum einen spezifischen Impuls von 338 s.[9] Die Verbrennung arbeitet nach dem „Staged Combustion“-Prinzip[9]: Der Oxidator (Flüssigsauerstoff) fließt erst an den beiden Hauptbrennkammern und deren Düsen vorbei um diese zu kühlen und wird dann mit einem Teil des Treibstoffes (RP-1) in einer kleinen Vorbrennkammer verbrannt. Hierdurch entsteht eine große Menge Gas, das für den Betrieb einer Turbine eingesetzt wird, welche wiederum die Treibstoff- und Oxidatorpumpe antreibt. Das Gas ist allerdings noch sehr reich an unverbranntem Oxidator, da bei der Vorverbrennung nur eine geringe Menge des Treibstoffes eingespritzt wurde. Daher wird es abschließend in die beiden Hauptbrennkammern geleitet, wo dieses Gas mit dem restlichen Treibstoff effizient verbrannt wird und mit hohem Druck durch die jeweiligen Düsen ausgestoßen wird. Vorteile dieses recht komplexen Verfahrens sind die kompakte Bauweise und das sehr hohe Schubpotenzial. Die Zündung erfolgt mittels eines hypergolen Gemisches[9], welches sich bei Kontakt entzündet und dabei das nötige Gas für den Betrieb der Pumpen liefert und so den Verbrennungskreislauf in Gang setzt. Dieses Konzept zeichnet sich durch seine Einfachheit und Zuverlässigkeit aus, allerdings kann das Triebwerk nur einmal gezündet werden, was aber bei der ersten Raketenstufe kein Nachteil ist.

Das RD-180 wird von dem russischen Raumfahrtunternehmen NPO Energomasch produziert, welches unter anderem auch Triebwerke für die Sojus- und Proton-Trägerraketen bereitstellt. Um das Triebwerk in den USA anbieten zu können ging man ein Joint Venture mit Rocketdyne (seit 2005 Teil von Pratt & Whitney) ein. Daher wird das RD-180 offiziell von dem so entstanden Unternehmen RD AMROSS vertrieben.[9]

Die Flugsteuerung erfolgt mittels der Computersysteme der Oberstufe, die Hauptstufe verfügt nur über Einrichtungen zur Kommunikation, Lagebestimmung, und Steuerung der beweglichen Düsen des RP-180 Triebwerks.[7]

Booster

Ein Booster bei einem Test

Eine Atlas V-Rakete kann mit bis zu fünf von Aerojet produzierten Feststoffboostern zur Erhöhung der Nutzlast ausgerüstet werden. Jeder besitzt einen Durchmesser von 1,58 m, ist 20 m lang und wiegt 47 Tonnen.[7] Die Hülle besteht aus leichtem und trotzdem sehr belastbaren kohlenstofffaserverstärktem Kunststoff, wobei die Atlas V-Booster die größten Bauteile sind, die je aus diesem Material gefertigt wurden.[3] Als Treibstoff kommt ein Gemisch aus Ammoniumperchlorat und Aluminium (eingebettet in HTPB) zum Einsatz, das beim Start einen Schub von 1690 kN entwickelt und einen spezifischen Impuls von 279 s erreicht.[7] Zur Steuerung der Flugbahn sind die Düsen um bis zu 3° schwenkbar.[7]

Da die Booster, nachdem sie einmal gezündet wurden, nicht mehr abschaltbar sind werden sie erst nach einem Test des RD-180 Triebwerks der Hauptstufe aktiviert. Sollte dieses binnen 2,7 Sekunden nicht seine ordnungsgemäßen Betriebsparameter erreicht haben wird der Start abgebrochen.[3] Andernfalls markiert die Zündung der Booster den Point of no Return der Mission, da die Rakete im Nachhinein nur noch durch eine Sprengung gestoppt werden kann. Nach etwa 100 Sekunden ist der Treibstoff aufgebraucht und die Booster werden abgeworfen, so dass die Hauptstufe den Rest des Fluges aus eigener Kraft bewältigen muss.[10]

Oberstufe

Eine Centaur-Oberstufe (SEC-Variante)

Für die Atlas V stehen zwei Varianten der erprobten Centaur-Oberstufe zur Verfügung: Eine mit zwei Triebwerken (Bezeichnugn: Dual Engine Centaur, DEC), welche sich besonders für schwere Lasten zum Start in den Low Earth Orbit (LEO) eignet und eine mit nur einem Triebwerk (Single Engine Centaur, SEC), die für GTO-Satelliten optimiert ist. Die Oberstufe ist in jedem Fall 12,68 m lang, misst 3,05 m im Durchmesser und wiegt 23,077 oder 23,292 Tonnen, je nach Anzahl der Triebwerke.[7] Diese sind vom Typ RL-10A-4-2 und wiegen je 175 kg, erzeugen bis zu 99 kN Schub und erreichen einen spezifischen Impuls von 450 s.[9] Sie werden von Pratt & Whitney entwickelt, gebaut und vermarktet.

Im Gegensatz zur Hauptstufe wird als Treibstoff nicht RP-1 sondern flüssiger Wasserstoff eingesetzt. Dieser ist zwar aufgrund seines sehr niedrigen Siedepunktes (ca. 20 K) schwer zu lagern und teuer in der Erzeugung, allerdings ist die Verbrennung wesentlich effizienter als bei RP-1. Als Oxidator wird ebenfalls Flüssigsauerstoff verwendet. Die Tanks der Centaur sind im Gegensatz zu denen der Hauptstufe nicht selbstragend, sie müssen also unter Druck gesetzt werden um nicht zu kollabieren.[7] Auch bestehen sie nicht aus Aluminium sondern aus rostfreiem Stahl[7] und sind aufgrund des sehr kalten Flüssigwasserstoffs mit 1,6 cm PVC-Schaum isoliert.[3]

Die Verbrennung erfolgt gemäß des „Expander Cycle“-Verfahrens[9]. Hierbei fließt der Treibstoff (Flüssigwasserstoff) wie in der Hauptstufe zunächst zwecks Kühlung an der Brennkammer und der Düse vorbei. Durch die Wärmeeinwirkung verdampft der flüssige Wasserstoff schlagartig und erzeugt einen Druck, der ausreichend ist um die Turbine für die Treibstoff- und Oxidatorpumpe ohne weitere Vorverbrennung direkt anzutreiben. Nachdem das Wasserstoffgas die Turbine passiert hat wird es direkt in die Brennkammer geleitet, wo es mit dem Oxidator (Flüssigsauerstoff) vermischt und schließlich verbrannt wird. Dieses System erreicht im Vergleich zum „Staged Combustion“-Verfahren des RD-180 keine hohen Schubniveaus, ist allerdings weniger komplex und ist wesentlich effizienter. Die Zündung erfolgt mit Hilfe eines Funken-Generators, dass Triebwerk kann also mehrfach gestartet werden.[11]

Die Lageregelung der Oberstufe erfolgt mittels den bis zu 51 cm ausschwenkbaren Düsen der RL-10 Triebwerke und 12 weiteren kleinen Schubdüsen. Diese werden mit Hydrazin betrieben, vier Düsen weisen einen Schub von 27 N auf, die restlichen acht erreichen 40 N. Die Düsen der RL-10 Triebwerke werden bei der einmotorigen Version elektro-mechanisch, bei der zweimotorigen Variante hydraulisch geschwenkt.[7]

Nutzlastverkleidung und Adapter

Die X-37B innerhalb einer Nutzlastverkleidung der 500er-Serie

Für die Atlas V sind zwei verschiedene Systeme zu Nutzlastverkleidung verfügbar, die sich auch auf die Verbindung mit der Oberstufe auswirken: die kleine 400er-Serie mit und die große 500er-Serie.

400er-Serie

Auf den ersten Raketen kam diese aus Aluminium gefertigte Nutzlastverkleidung in drei unterschiedlich großen Varianten zum Einsatz. Sie besitzt einen Durchmesser von 4,2 m, ist 12 bis 13,8 m lang und wiegt 2.127 bis 2.487 kg (Details siehe unten). Die Verkleidung beherbergt einen Nutzlast-Adapter und setzt direkt auf der Centaur-Oberstufe auf.[7] Diese besitzt daher zwei eigene Adapter, die sie mit der Hauptstufe verbinden. Einer besteht komplett aus Aluminium, ist 0,65 m hoch und wiegt 182 kg, der andere erreicht eine Höhe von 4,13 m, wiegt 947 bis 962 kg (je nach Triebwerks-Zahl der Oberstufe) und besitzt eine CFK-Oberfläche, die von einer Aluminiumstruktur gestützt wird.[7]

500er-Serie

Um auch Nutzlasten mit großem Volumen mit der Atlas V befördern zu können wurde die Nutzlastverkleidung der 500er-Serie entwickelt, die sich vor allem durch ihren größeren Durchmesser (5,4 m) und ihre leichteren Honeycomb-Bauweise (Oberfläche aus CFK, Stützstruktur aus Aluminium) auszeichnet.[7] Auch diese Serie umfasst drei unterschiedlich große Varianten, die eine Länge von 20,7 bis 26,5 m und ein Gewicht von 3,542 bis 4,379 kg aufweisen (Details siehe unten).[7] Im Gegensatz zur 400er-Serie setzt die Nutzlastverkleidung allerdings nicht auf der Oberstufe auf. Diese befindet sich komplett innerhalb der Verkleidung, weswegen beide Komponenten auf einem gemeinsamen Adapter-System montiert sind, welches sie mit der Hauptstufe verbindet. Der erste Adapter, der in seinen Maßen und Gewichten zur Verleidung gerechnet wird, besitzt die Form eines sich nach unten verjüngenden Zylinders, nimmt das RL-10 Triebwerk der Oberstufe auf und verringert den Durchmesser von 5,4 m auf 3,83 m.[7] Der nächste Adapter ist 3,81 m hoch, wiegt je nach Triebwerks-Anzahl der Oberstufe 2.212 bis 2.227 kg und ist ebenfalls in Honeycomb-Bauweise konstruiert. Der letzte kleine Adapter stellt schließlich die Verbindung mit der Hauptstufe her. Er ist nur 0,32 m hoch, wiegt 285 kg und besteht aus Aluminium.[7]

Mehrfachstartadapter

Bei Missionen, welche die Nutzlast oder das verfügbare Volumen der Atlas V nicht ausreizen kann zusätzlich noch ein 61 cm hoher Adapter eingesetzt werden, an dem bis zu sechs weitere Kleinsatelliten angebracht werden können.[12] Die als „EELV Secondary Payload Adapter“ (ESPA) bezeichnete Konstruktion besteht aus Aluminium, wiegt 130 kg[3] und wird zwischen der primären Nutzlast und der Centaur-Oberstufe eingefügt. Die mitgeführten Satelliten dürfen ein Gewicht von etwa 181 kg nicht überschreiten und dürfen maximal 76,2 cm in jeder Dimension messen.[12]. Die Produktionskosten für den ESPA betragen etwa 125.000 US-Dollar, ein Startplatz für einen Kleinsatelliten kostet je nach Größe etwa 1 bis 2 Millionen Dollar.[3]

Infrastruktur

Eine Atlas V(551) in der VIF

Für die Atlas V stehen insgesamt zwei Startplätze zur Verfügung: der Launch Complex 3 auf der Vandenberg Air Force Base in Kalifornien für Inklinationen bis 63,4° und der Launch Complex 41 auf der Cape Canaveral Air Force Station in Florida für Inklinationen von 28,5° bis 55°.[7] In Vandenberg wird die Rakete im konventionellen Verfahren erst auf der Startplattform zusammengesetzt, während man in Cape Canaveral das für US-amerikanische Verhältnisse neue „Clean Pad“-Konzept[Anm. 2] anwendet. Hier wird die Rakete bereits in einem 89 m hohen Gebäude, welches als „Vertical Integration Facility“ (VIF) bezeichnet wird und sich einen halben Kilometer vom Startplatz entfernt befindet, komplett zusammengesetzt.[1] Anschließend wird sie auf dem Starttisch zum Startplatz gefahren, wobei der auf dem Tisch integrierte Startturm sehr einfach konstruiert ist und lediglich eine Strom- und Datenverbindung sowie Tanksysteme zur Verfügung stellt. Nach einigen automatisierten Tests und der Betankung ist die Atlas V dann schon nach wenigen Stunden bereit zum Start.[1]

Dieses „Clean Pad“-System birgt zahlreiche Vorteile in der Startvorbereitung und dem Risikomanagment. So schützt die Montage in einem Gebäude die Rakete vor schädlichen Umwelteinflüssen und erleichtert den Arbeitern den Zugang zu den deren verschiedenen Komponenten. Da der Startplatz wesentlich einfacher gestaltet werden kann ist der finanzielle Verlust und die benötigte Zeit zum Wiederaufbau nach einer Explosion der Rakete wesentlich geringer als bei den konventionellen, oft hochkomplexen Startanlagen. Darüber hinaus können durch den effektiveren Betriebsablauf wesentlich öfter Raketen gestartet werden, bis zu 15 Stück pro Jahr.[1] Diesen Vorteilen steht gegenüber, dass zusätzliche Gebäude für die Montage und Lagerung der Komponenten nötig sind. So musste zuerst der alte Startturm für die Titan III gesprengt werden und die zugehörigen Gebäude für die Booster-Montage zu Lagerräumen für Atlas V Komponenten umgebaut werden. Außerdem musste die „Vertical Integration Facility“ komplett neu gebaut werden.[1] Insgesamt dauerten die Um- und Neubaumaßnahmen über drei Jahre.

Technische Daten

Versionen und Nutzlast

Start einer Atlas V(401) mit MRO
New Horizons wird mit einer Atlas V(551) gestartet

Stand der Liste: 5. August 2011; Alle Daten gemäß United Launch Alliance: Atlas V Launch Services - User's Guide (2010), S. 59[7], sofern nicht abweichend angegeben.

Eine Erläuterung des Bezeichnungsschemas findet sich oben.

Version Booster Oberstufe Nutzlast-
verkleidung
LEO SSO GTO GSO Anzahl
der Starts
Atlas V(401) 0 SEC 4 m 9797 kg 7724 kg 4750 kg - 11
Atlas V(411) 1 SEC 4 m 12150 kg 8905 kg 5950 kg - 3
Atlas V(421) 2 SEC 4 m 14067 kg 10290 kg 6890 kg - 3
Atlas V(431) 3 SEC 4 m 15718 kg 11704 kg 7700 kg - 2
Atlas V(501) 0 SEC 5 m 8123 kg 6424 kg 3775 kg - 2
Atlas V(511) 1 SEC 5 m 10986 kg 8719 kg 5250 kg - 0
Atlas V(521) 2 SEC 5 m 13490 kg 10758 kg 6475 kg 2632 kg 2
Atlas V(531) 3 SEC 5 m 15575 kg 12473 kg 7475 kg 3192 kg 1
Atlas V(541) 4 SEC 5 m 17443 kg 14019 kg 8290 kg 3630 kg 0
Atlas V(551) 5 SEC 5 m 18814 kg 15179 kg 8900 kg 3904 kg 2
Atlas V HLV 2 (CCBs) DEC 5 m 29400 kg - 13000 kg 6454 kg 0

Parameter für die angegebenen Daten[7]:

Low Earth Orbit (LEO)

Sonnensynchroner Orbit (SSO)

  • Startplatz: VAFB
  • Perigäum / Apogäum: 200 km (Kreisbahn)

Geosynchrone Umlaufbahn (GSO)

  • Startplatz: CCAFS
  • Inklination: 0°

Geostationäre Transferbahn (GTO)

  • Startplatz: CCAFS
  • ΔV zu GSO: 1804 m/s
  • Inklination: 27,0°
  • Perigäum: min. 185 km
  • Apogäum: 35.786 km

Verwendete Nutzlastverkleidung

  • 400er-Serie: Mittlere Länge (12,9 m)
  • 500er-Serie: Geringe Länge (20,7 m)
  • HLV: Große Länge (26,5 m)

Gewichte und Abmessungen

Alle Daten gemäß United Launch Alliance: Atlas V Launch Services - User's Guide (2010)[7], sofern nicht abweichend angegeben.

Komponente Hauptstufe Booster Oberstufe Nutzlastverkleidung
400er-Serie
Nutzlastverkleidung
500er-Serie
Leergewicht (t) 21,351 5,735[3] 2,247 (SEC)
2,462 (DEC)
2,127 (kurz)
2,305 (mittel)
2,487 (lang)
3,524 (kurz)
4,003 (mittel)
4,379 (lang)
Treibstoffkapazität (t) 284,089 40,962 20,830 - -
Länge (m) 32,46 20 12,68 12,0 (kurz)
12,9 (mittel)
13,8 (lang)
20,7 (kurz)
23,4 (mittel)
26,5 (lang)
Durchmesser (m) 3,81 1,58 3,05 4,2 5,4

Triebwerke

Alle Daten gemäß Lockheed Martin: Atlas V Propulsion - Powered by Innovation (2006)[9], sofern nicht abweichend angegeben.

Das RD-180 Triebwerk bei einem Testlauf
Komponente RD-180 RL-10A-4-2 Booster
Antriebsgemisch RP-1 + LOX LH2 + LOX NH4ClO4 + Al,
eingebettet in HTPB
Gewicht (kg) 5.480 175 k.A.
Länge (m) 3,56 2,32 k.A.
Durchmesser (m) 3,15 1,17 1,57
Schub am Boden (kn) 3.826 - 1.690
Schub im Vakuum (kn) 4.152 99 -
Spezifischer Impuls
am Boden (s)
311 - 279
Spezifischer Impuls
im Vakuum (s)
338 450 -
Brennkammerdruck (bar) 256,62 42,01 k.A.

Startliste

Siehe Liste der Atlas-V-Raketenstarts.

Verweise

Weblinks

 Commons: Atlas V – Album mit Bildern und/oder Videos und Audiodateien

Anmerkungen

  1. Bei Start Nr. 10 am 15. Juni 2007 kam es zu einem Fehler in der Centaur-Oberstufe, wodurch der transportierte Satellit in eine zu niedrige Umlaufbahn ausgesetzt wurde. Da er aber aus eigener Kraft den Ziel-Orbit erreichen konnte gilt der Start mindestens als Teilerfolg. Die ULA betrachtet die Mission als kompletten Erfolg.
  2. Dieses wird bereits seit 1996 von der ESA bei der Ariane 5 praktiziert. Das Space Shuttle wurde zwar auch fertig zum LC-39-Startplatz gebracht, allerdings war der Startturm sehr komplex, da die durchgeführten Missionen stets bemannt waren und daher viele zusätzliche Einrichtungen wie z. B. Aufzüge erforderten.

Einzelnachweise

  1. a b c d e f g h i j Atlas V. Abgerufen am 22. Oktober 2011.
  2. a b c Factsheets: Evolved Expendable Launch Vehicle. Abgerufen am 22. Oktober 2011.
  3. a b c d e f g h i Bernd Leitenberger: Die Atlas V. Abgerufen am 13. Oktober 2011 (deutsch).
  4. No major hurdles to upgrade Atlas V rockets for people. Abgerufen am 17. Oktober 2011.
  5. NASA agrees to help modify Atlas 5 rocket for astronauts. Abgerufen am 17. Oktober 2011.
  6. a b Boeing Chooses Atlas V to Shoot CST-100 Capsule into Orbit. Abgerufen am 17. Oktober 2011.
  7. a b c d e f g h i j k l m n o p q r s t u v w x Atlas V Launch Services - User's Guide. United Launch Alliance, März 2010, abgerufen am 13. Oktober 2011 (PDF, englisch).
  8. Gunters Space Page: Atlas 5 (Atlas V)
  9. a b c d e f g Atlas V Propulsion - Powered by Innovation. Lockheed Martin, 2006, abgerufen am 14. Oktober 2011 (PDF, englisch).
  10. Atlas V 400 Series. Abgerufen am 13. Oktober 2011.
  11. U.S. Centaur upper stage. Abgerufen am 14. Oktober 2011.
  12. a b Secondary Payload Planner’s Guide For Use On The EELV Secondary Payload Adapter. DoD Space Test Program, 8. Juni 2001, abgerufen am 13. Oktober 2011 (PDF, englisch).

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