Technik der Saturn I (2024)

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DieSaturn-Trägerraketen sind einzigartig im Arsenal der US-Träger. Keineandere Raketenfamilie war so erfolgreich (kein einziger Fehlstart!),keine andere Rakete so groß und keine andere Rakete wurde in so relativkurzer Zeit entwickelt. Dieser Aufsatz soll die technische Entwicklungder Saturn erläutern. Er geht aber auch auf die geschichtlicheBedeutung und das Wettrennen zum Mond ein und beleuchtet dabei dieunterschiedlichen Konzepte in Ost und West. Da dieses Thema sehrumfangreich ist, habe ich den Artikel in mehrere thematisch getrennteAufsätze geteilt:

• Die Technik und Geschichte der Saturn I
• Die Technik und Geschichte der Saturn IB
• Die Technik der Saturn V
• Der Einsatz und Veränderungen beim Einsatz der Saturn V

Da die Stufen und Triebwerke in mehreren Trägern eingesetzt wurden (S-I und H-2 in der Saturn I und IB, J-2 und S-IVB in der Saturn IB und V) finden Sie in den Aufsätzen teilweise identische Absätze, dafür ist aber jeder in sich abgeschlossen.

Esgibt eine Gemeinsamkeit aller Saturn-Raketen: Sie wurden von Wernhervon Braun entworfen und die Entwicklung fand im MarshallRaumfahrtzentrum in Huntsville, Alabama statt. Am Höhepunkt desApollo-Programms arbeiteten hier unter Wernher von Braun 7.500Menschen, wobei ein großer Teil der Führungspositionen mit Deutschenbesetzt waren. Von den 1,8 Milliarden Dollar Jahresetat im Jahre1965/66 gingen 90 Prozent an die Industrie.

Die Entwicklung aller 3 Raketen hatte schon vor Kennedys Apollo-Rede begonnen, auch wenn es für die Saturn V nur Studien gab. Es gab eine Aufteilung: Die Entwicklung der Raketen erfolgte in Huntsville. Dort fanden auch die Tests der Triebwerke statt. Die eigentliche Fertigung wurde dann an Industriebetriebe vergeben, wobei man hier auf eine Streuung achtete, um das Know-How möglichst vielen Firmen zukommen zu lassen. Die erste Rakete einer jeder Serie wurde noch in Huntsville gefertigt, bei der Saturn I waren es sogar die ersten acht.

Die Saturn I

Die Entwicklung der Saturn I begann schon lange vor dem eigentlichen Mondprogramm. Im April 1957 begannen erste Studien für Trägerraketen mit einer Nutzlastmasse von über 10.000 kg für den Erdorbit und 3.000-6.000 kg für einen Fluchtkurs. Schon dies war eine enorme Steigerung zu den bis dahin verfügbaren Trägerraketen. Denn die Atlas,die bis dahin noch keinen erfolgreichen Start absolviert hatte, besaßals größte US-Trägerrakete nur eine Nutzlastkapazität von 1.400 kg.Damals ging man noch von 4 Triebwerken in der ersten Stufe aus, diejedoch einen höheren Schub als die bisherigen hatten. Man kam davon abund baute 8 Triebwerke in die erste Stufe ein. An 11.9.1958 bekamRocketdyne den Auftrag, das H-1-Triebwerk zu entwickeln.

Im November 1958 wurde die Entwicklung der erstenStufe der Saturn S-I genehmigt. Die Rakete hieß damals noch Juno V.Juno war die für Raumfahrt eingesetzte Version der Jupiter und V sollteden Entwicklungssprung zu den beiden eingesetzten Versionen Juno I+IIzeigen. Die ersten sieben Saturn I wurden noch vom Marschall SpaceCenter gefertigt und erst später wurde der Auftrag an dieRaumfahrtindustrie übertragen.

Bei der Saturn I war von Anfang an der Mann federführend, der später die ganze Entwicklung bestimmte: Wernher von Braun. Er gab auch der Rakete den Namen. Nach dem letzten Modell, das er mit entwickelt hatte, der Jupiter Rakete,sollte nun das nächste Modell nach dem nächsten Planeten Saturn heißen.Aus dem Jupiter-Triebwerk ging sowohl das Triebwerk H-1 hervor, wieauch die Durchmesser der Treibstofftanks von 2,65 m(Zentraltank-Durchmesser der Jupiter) und 1,67 m (Außentank-Durchmesserder Redstone, die vorher von von Braun entwickelt wurde). Je 4Außentanks enthielten den Treibstoff Kerosin, 4 Außentanks und der Zentraltank enthielten den Oxidator Sauerstoff. An einem Paar der Außentanks waren je zwei Triebwerke des Typs H-1 befestigt.

DieSaturn I war geschichtlich gesehen ein Erprobungsmuster. Bei den erstenModellen ging es darum, das neu entwickelte Triebwerk H-1 zu testen.Vor allem aber ging es um das Konzept des Bündelns von 8 Triebwerken,das erprobt werden sollte. Die Oberstufe bestand damals noch aus einerAttrappe, die 90-100 t Wasser in der Hochatmosphäre freisetzte. Nachdemalle Starts erfolgreich waren, nutzte man die hohe Nutzlastkapazitätfür unbemannte Tests der Apollo-Landekapsel und zwei PegasusSatelliten, welche die Mikrometeoritendichte erforschen sollten. Da dasTriebwerk J-2 für die Zweitstufe noch nicht entwickelt war, griff mandazu auf das schon vorhandene Triebwerk RL-10 der Centaur-Oberstufezurück und baute aus sechs RL-10-Triebwerken eine Oberstufe. Dabei konnteman auch dieses Triebwerk testen, das erst im Jahre 1966 operationellin der Atlas-Centaur Trägerrakete eingesetzt wurde. Während die ersten Atlas Centaur-Testflüge Probleme hatten, arbeitete dasselbe Triebwerk bei der Saturn I ohne Problem.

Wernhervon Braun war nicht leicht von dieser Lösung zu überzeugen. Er wandtesich zuerst vehement gegen Wasserstoff als Antrieb, weil bei der Saturnals bemannter Träger der Sicherheitsaspekt sehr wichtig war.Andererseits erlaubte Wasserstoff als Treibstoff 35-40 % höhereNutzlasten und ohne ihn würde die Trägerrakete für die Mondlandungriesig werden. Mit der Saturn I konnte man sich an die Technologieheranarbeiten. Ursprünglich war die Saturn C-1 mit zwei Oberstufengeplant: Einer zweiten Stufe mit vier Triebwerken LR-119 und einer drittenStufe mit zwei RL-10. Während die Centaur-Entwicklung wegen ihresneuartigen Ballonkonzepts sehr schwierig war, arbeitete das TriebwerkRL-10 recht zuverlässig und man beschloss 1962, eine einfachere Stufe,die nur 6 RL-10 Triebwerke enthielt, zu bauen und auf die dritte Stufezu verzichten.

Obgleich die Saturn I schon vor dem Mondprogramm entwickelt wurde und keinen bemannten Start absolvierte, spielte Sie im Mondprogramm doch eine große Rolle. Die Entwicklung des so leistungsfähigen F-1-Triebwerkes wäre ohne den Zwischenschritt des H-1-Triebwerkes erheblich riskanter gewesen. Zugleich wurden bei der Saturn I erstmals kardanisch aufgehängte Triebwerke und der Einsatz von 8 Triebwerken erprobt. Das H-1-Triebwerk ersetzte später das Erststufentriebwerk der Delta-Rakete, so dass sich auch hier dessen Entwicklung auszahlte.

Die Entwicklung gelang in sehr kurzer Zeit. Am 3.2.1959 bekam die Rakete erstmals die Bezeichnung "Saturn 1". Schon am 28.4.1959, also weniger als 20 Monte nach Auftragserteilung, konnte Rocketdyne das erste serienmäßige H-1-Triebwerk an die NASA ausliefern. Damals ging man von 10 Testmustern aus, wobei erst das letzte eine operationelle Rakete sein würde. Dem sollten weitere operationelle Träger folgen. Ein Unterschied zu der späteren Saturn I war, dass man neben der S-IV-Zweitstufe mit einem geplanten Schub von 80.000 Pfund auch eine S-V-Drittstufe mit einem Schub von 40.000 Pfund plante, welche Mondflüge ermöglichen würde. Als man im Mai 1961 beschloss, die Saturn I nur für Erdorbitmissionen einzusetzen, strich man diese dritte Stufe, dafür wurden die Tanks der ersten Stufe vergrößert, um eine größere Nutzlast für den Erdorbit zu ermöglichen

Am 18.1.1960 wurde das Programm erstmals öffentlich verkündigt undschon am 28.3.1960 konnte eine vollständige S-1-Erststufe getestetwerden. Die erste Saturn I wurde im Februar 1961 präsentiert und am29.4.1961 fand der erste Flugtest (noch ohne Oberstufe) statt. Im Laufeder Entwicklung gelang es, die Leistung der Saturn weiter zu steigern.Die ersten Entwürfe gingen von einer Leermasse von 48.000 kg für dieerste und von 8.000 kg für die zweite Stufe aus, bei einer Startmassevon 48.000 kg für die zweite Stufe. Die projektierte Nutzlast sollte10.000 kg betragen. Die Nutzlast stieg durch Gewichtseinsparungen undgrößere Stufen auf 11.800 kg an.

Die Saturn I hatte beim Start (ohne Raumschiff) eine Höhe von 37,95m, einen maximalen Durchmesser (mit Finnen) von 12,43 m und einStartgewicht von 528,4 t bei einem Startschub von 6.688 kN.

Die S-I

DieSaturn 1-Erststufe hat einen Durchmesser von 6,53 m (mit Finnen 12,43m) und eine Länge von 24,44 m. Die Startmasse beträgt 460.850 kg, dieTrockenmasse 46.720 kg. Der Treibstoffvorrat umfasste 399.160 kg. DerRest des Gewichts entfiel auf andere Flüssigkeiten und denStufenadapter zur S-IV.

Nachdem die ersten 7 Exemplare am MSFC gebaut wurden, bekam Chrysler den Auftrag, die letzten 3 Exemplare zu bauen.

Es gibt einen zentralen Tank von 2,67 m Durchmesser,der den Sauerstoff aufnimmt. Umgeben ist er von acht weiteren Außentanksvon je 1,78 m Durchmesser. Alle Tanks sind 17 m lang. Die Hälfte derAußentanks nimmt Kerosin RP-1 auf, die andere Hälfte weiteren flüssigenSauerstoff. Die 8 Triebwerke des Typs H-1 sitzen in einem achteckigenRahmen. Die zentralen 4 Triebwerke sind fest eingebaut und die Düsenweisen eine Neigung von 3 Grad zur Längsachse auf. Die vier äußerenTriebwerke sind um 8 Grad schwenkbar um Kurskorrekturen durchführen zukönnen. Sie haben beim Start eine Neigung von 6 Grad zur Längsachse.Sie sitzen auf einem Kreis von 4,82 m Durchmesser. Die innerenTriebwerke sind weitgehend bauidentisch zu den äußeren. Sie verfügenauch über den Schwenkmechanismus, nur ist er durch ein 2,66 breites und1,90 langes Schubgerüst, in das die Triebwerke fest eingepasst sind,unwirksam. Das Abgas der Turbine wird bei den inneren Triebwerkenseitlich neben den Düsen abgeleitet und bei den äußeren an den Düsen inden Abgasstrom geführt. Die äußeren Triebwerke sind von einem 81 cmlangen Ablativschutz umgeben, der sie vor den Abgasen derNachbartriebwerke schützt.

Der Tankdruck im Kerosintankwird durch Stickstoff gewährleistet, bei dem Sauerstofftank ist esgasförmiger Sauerstoff, der aus dem flüssigen Sauerstoff durch einenWärmeaustauscher am Triebwerk gewonnen wird. Prallbleche in beidenTanks verringerten das Schwappen des Treibstoffs durch den POGO-Effekt(Übertragung von Vibrationen der Triebwerke auf die Treibstoffe).

Derzentrale Tank nimmt 36 % des Sauerstoffs auf. Er hat eine Länge von17,22 mit toroidalen Tankböden und besteht aus der Aluminiumlegierung5086. Er sitzt in einem Containeraus Aluminium 5456 von 19,02 mLänge. Längsversteifungen im Tank sind mit dem Container verbunden unddienen der Kräfteübertragung, Das gleiche gilt für die 4 äußerenLOX-Tanks mit jeweils 16 % des Sauerstoffs. Auch sie sind 17,22 m langund sitzen in einem 18,95 m langen Container aus Aluminium 5486. DieSauerstoffleitungen laufen in einer Spinne zusammen.

Die4 Kerosintanks haben jeweils eine Länge von 16,33 m und enden mithalbkugelförmigen Domen aus Aluminium 5086. Sie sitzen in einerStruktur aus 5486 Aluminium von 18,.87 m Länge.

Eingrundsätzliches Problem bei einer Rakete mit vielen Triebwerken ist dieerhöhte Ausfallwahrscheinlichkeit eines Triebwerks. Bei 8 Triebwerkenist dies statistisch achtmal häufiger als bei einem Triebwerk. Bei derSaturn I hat man daher die Treibstoffleitungen untereinander verbunden.Fällt ein Triebwerk aus, so können die anderen 7 Triebwerke trotzdemden ganzen Treibstoff verbrauchen, sie müssen nur etwas längerarbeiten. Solange der Ausfall nicht durch ein katastrophales Ereignis,wie z.B. einer Explosion, geschieht, liefert die Bündelung sogar einenSicherheitsgewinn: Bei einer Rakete mit nur einem oder zwei Triebwerkenbedeutet der Ausfall eines Triebwerks das Scheitern der Mission. Diesbezeichnet man als "enigne-out capabillity". Dies wurde beim Flug SA-4erprobt. Bei SA-6 fiel ein Triebwerk unbeabsichtigt nach 76,9 s aus, und die anderen Triebwerke kompensierten und brannten 2,7 s länger. Der Ausfall wurde durch Schrägstellen der Düsen ausgeglichen.

Bei vier Triebwerken ist dies nicht mehr gegeben, da derSchubverlust dann zu groß ist. Daher wurde vor dem Abschalten der vier äußeren Triebwerke die Düsen in Neutralstellung gefahren, damit der Schubevektor in Flugrichtung zeigt. Mindestens ein Schub/Gewichtsverhältnisvon 1,25 musste gewährleistet bleiben. Etwa 22 Sekunden nach dem Starthatte die Saturn I genügend Treibstoff verbraucht, so dass ein H-1ausfallen konnte, ohne die Mission zu gefährden. Die Wahl derTankformate der Redstone- und Jupiter-Trägerrakete wurde recht früh imProgramm beschlossen. Der Bau eines Tanks mit 6 m Durchmesser hätte dieEinführung von neuen Technologien des Schweißens und derTankverbindungen erfordert. Bei der Saturn I ging es aber darum,möglichst bald eine Trägerrakete zur Verfügung zu haben. Man kam daherauch von dem Plan ab, nur 4 Triebwerke, jedes dafür mit einem Schub von1.600-1.690 kN, einzusetzen, da deren Entwicklung zu lange gedauerthätte. Für das gewünschte Schub zu Gewichtsverhältnis von 1,25 zu 1 warein Mindestschub von 810 kN für das H-1 nötig.

Dierelativ großen Finnen (4 große und 4 kleine) hatten eine Fläche von11,9 und 4,86 m². Sie dienten vor allem der Stabilisierung der Raketeim Falle eines Triebwerksausfalls in der frühen aerodynamischen Phase.Versagt hier die Triebwerkssteuerung, so kann die Rakete bei niedrigerGeschwindigkeit schneller kippen als das Rettungssystem reagieren kann.Die Finnen bewirken einen aerodynamischen Widerstand, der das Kippenverlangsamt und so genügend Zeit für das Retten der Besatzung lässt. ImVergleich zu anderen Konstruktionen war die Strukturmasse der S-Irelativ hoch. Die Titan Erststufe hatte z.B. einVoll/Leermasseverhältnis von über 17, während die S-I nicht einmaleines von 10 erreichte. Das lag vor allem an den wesentlich höherenSicherheitszuschlägen wegen des geplanten bemannten Einsatzes. (Sositzen z.B. die Tanks in den Strukturen, während sie bei der Titangleichzeitig die Struktur bilden).

Das H-1

DasH-1 war vom Schub und der Technologie her vergleichbar den Triebwerkenin den Thor- und Atlas-Trägerraketen. Es wurde aus dem S3D der Jupiterentwickelt. Anders als diese sollte es aber Menschen befördern. Dahergalt es das Triebwerk besonders sicher zu machen. Ein Problem, dass mandamals bei vielen Raketen hatte, war die "combustion instability", ambesten umschrieben mit Verbrennungsinstabilität. Dabei verbrannte einTriebwerk nach wie vor den Treibstoff, doch nicht gleichförmig. Es kamzu turbulenten Strömungen und Druckschwankungen, welche das ganzeTriebwerk zerstören konnten und Ursache vieler Fehlschläge derdamaligen Raketen war. Bei dem H-1 sollten diese Störungen nichtauftreten und wenn, sollte das Triebwerk fähig sein, sie automatischauszugleichen. Dazu setzte man eine neue Technik ein, die man "Bombtests" nannte. Man platzierte einen kleinen Sprengsatz mit 3 gSprengstoff in der Brennkammer. Dieser war so geschützt, dass dieTriebwerkszündung ihn nicht zum Explodieren brachte, aber dieVerbrennung von Treibstoff die Isolation abtrug, so dass er kurz nachdem Hochfahren des Triebwerks explodierte. Der Effekt war eineDruckwelle welche die Verbrennungsflamme in Instabilität brachte,genauso wie dies manchmal von alleine passierte. Bei Thor- undJupiter-Raketen konnte in 8 von 16 Fällen das Triebwerk nicht wieder inden Normalzustand zurückkehren. Man veränderte die Anordnung der Löcherin den Injektoren so lange und brachte zum Schluss noch Blenden unterdie Löcher an, bis das H-1 diese "Bomb tests" bestand.

DasH-1 war ein Triebwerk herkömmlicher Bauart mit Nebenkreislauf ohnebesonders hohe Brennkammerdrücke. Eine gemeinsame Turbine trieb überein Getriebe die Pumpen für Sauerstoff und Kerosin mit selber Drehzahlan. Das Mischungsverhältnis von Sauerstoff/Kerosin lag bei 2,26.Angelassen wurde es durch eine Feststoffpatrone mit 3 kgAmmoniumnitrat. Die Zündung des Treibstoffs erfolgte durch einenhypergolen Vorlauf mit Triethylaluminat, welches hypergol mit demSauerstoff reagiert.

Gegenüber dem Vorgängermodell S3D bestand eine wesentliche Verbesserung in der drastischen Reduktion der Einzelteile. Dies wurde vor allem durch das direkte Anbringen der Turbopumpe an der Schubkammer erreicht, da die Anzahl der flexiblen und dadurch störanfälligen Verbindungen reduziert wurden. Die Turbopumpe machte so alle Schwenkbewegungen mit. Ventile wurden durch einfache, geeichte Blenden in den Treibstoffleitungen ersetzt. Das führte zu einer drastischen Reduktion der Einzelteile um 90 %. Man sparte z.B. den 73 l-Tank für Schmieröl ein und nutzte dazu das Kerosin. Die dadurch erzielten Einsparungen in den Produktionskosten führten dann zum Einsatz des Triebwerks in der Delta von 1974-1992. Eine weitere Verbesserung war die Wahl einer glockenförmigen Düse. Gegenüber der konischen Düse verringerte diese die Baulänge um 20 %. Völlig neu war auch die Benutzung von Kerosin als Schmierstoff für die Turbopumpe.

Der Auftrag für das H-1 wurde am 11. September 1958 an Rocketdyne vergeben. Ziel war damals noch ein Schub von 836 kN. Die ersten Triebwerke, die abgeliefert wurden, hatten jedoch nur 734 kN Schub um die Zuverlässigkeit zu erhöhen. Ingesamt gab es das H-1 in 4 Versionen mit 734, 836, 890 und 912 kN Schub. Die Saturn I setzte die 734 und 836 kN-Versionen ein. Die Saturn IB für die ersten 5 Flüge die 890 kN-Version und die folgenden Flüge die 912 kN-Version. Manche Autoren sprechen auch vom H-2 bei der Saturn 1B.

DerGrund, warum die Triebwerke für die ersten Starts nur 734 kN Schubhatten, war ein bei den ersten Tests mit 836 kN auftretendes Problem:Die dünnen Röhrchen, aus denen die Brennkammerwand bestand und in denendas Kerosin floss, gab es Risse und dadurch versagte das Triebwerk beiden Tests. Es zeigte sich, dass der im Kerosin in kleinen Mengenenthaltene Schwefel bei höheren Verbrennungsdrücken mit dem Nickel derRöhrchen reagierte und diese porös machte. Die Lösung war, die Röhrchendurch rostfreien Edelstahl zu ersetzen, welcher nicht mit Schwefelreagierte. Doch dies dauerte und so nahm man für die ersten Tests (ohneoder nur mit Dummy-Oberstufe) die 734 kN-Versionen, bei denen dasProblem nicht auftrat.

Im Dezember 1966 entdeckte man hinter dem Einspritzkopf eines H-1-Triebwerks bei einem Test mitzu niedriger Performance eine Reihe von Teflonstücken, welcheoffensichtlich den Treibstofffluss behinderten. Da man bei Rocketdynezwei andere Triebwerke hatte, die ebenfalls eine zu geringe Leistunghatten, war dies ein weiteres Problem. Bei der Untersuchung zeigtesich, dass die Teflonstücke beim Fertigen der Leitungen verwendetwurden. Diese wurden bei der Solar Division der International HarvesterCompany gefertigt. Dort nutzte man Teflon, um das Blech beim Schweißenvor dem direkten Druck von Klammern zu schützen und es musste dabeinach innen in die Leitung für den flüssigen Sauerstoff gerutscht sein.

Ebenfallsim Dezember 1966 zerlegte sich eine Turbine bei einem Prüfstandtest.Als man das Triebwerk demontierte stellte man fest, dass dieTurbinenblätter nicht den Beanspruchungen stand hielten. Sie waren aus"316 rostfreiem Stahl" anstatt "Stellite 21" gefertigt. Obgleich jedesBlatt Röntgenuntersuchungen durchlief, fiel dies nicht auf. Ursache warein Streik in der Fertigungsfabrik. Danach hatte man dieFertigungslinien der Blätter für die Atlas und Saturn durcheinandergebracht. Die Herstellerfirma stellte eine tragbare Einheit zurVerfügung, die zwischen beiden Materialen unterscheiden konnte. Als mandaraufhin die Triebwerke untersuchte stellte sich heraus, dass in 10H-1-Turbinen die falschen Blätter eingebaut worden waren.

Die Produktion für die H-1 der Saturn I (734 und 836 kN-Versionen) lief 1962 aus und die verbliebenen 72 Triebwerke wurden eingelagert.

Das H-1 für die Saturn I in Zahlen:

Und die Daten des Treibstofffördersystems:

Die S-IV

Diezweite Stufe S-IV verwandte das Triebwerk RL-10. Sie hatte eine Längevon 12,16 m bei einem Durchmesser von 5,59 m. Nach dem MSFC bauteDouglas Aircraft die zweite Stufe.

Von historischer Bedeutung ist, dass die Centaur-Oberstufe, welche auch die RL-10 Triebwerke einsetzte, erst ein Jahr nach dem letzten Flug einer Saturn ihre Einsatzreife erlangte und die Erprobung 3 Jahre dauerte. Wie bei der Saturn gab es keine Probleme mit den Triebwerken, jedoch mit anderen Systemen der Centaur, wie der Stabilisierung oder dem Verbund mit der Atlas Trägerrakete. Dies lag an der besonderen leichtgewichtigen Konstruktion der Centaur. Die S-IV verwandte dagegen eine konventionelle Konstruktion mit einer strukturell verstärkten Zelle wie sie auch die Thor hatte. Zudem waren die Anforderungen des MSFC hinsichtlich Sicherheitszuschlägen mit 35 % der Nennbelastung höher als bei der Air Force mit 25 %. Weiterhin brachte man die Tankisolation bei der S-IV innen an und bei der Centaur gab es eine abwerfbare Außenisolation. Die S-IV blieb von den Problemen der Centaur Entwicklung verschont, allerdings mussten bei ihr die RL-10-Triebwerke auch nicht wiedergezündet werden. Die Wiederzündung machte bei der Centaur-Entwicklung die meisten Probleme.

DerWasserstofftank wurde mit Helium unter Druck gesetzt, welches sich inkugelförmigen Flaschen im Tank befand. Bei dem Sauerstofftank war diesgasförmiger Sauerstoff, der durch Wärmaustauscher an den Triebwerkengewonnen wurde. Der Sauerstofftank hatte auch Prallbleche gegen denPOGO-Effekt. Beim Wasserstofftank ließ man diese wegen der geringenDichte des Treibstoffs weg.

Der Sauerstofftank besteht aus2014 Aluminium. Er hat mit dem Wasserstofftank einem gemeinsamenTankboden, der aus 2014 Aluminium in Honigwabenbauweise besteht,umhüllt von Fiberglass zur Isolation. Der Wasserstofftank besteht ausdemselben Material und ist 6,53 m lang. Damit kein Sauerstoff an demkalten Wasserstoff ausfrieren kann, hat man die 6 Leitungen für dieTriebwerke an die Außenwand gelegt, anstatt sie durch denSauerstofftank zu führen.

Acht59,8 cm lange Rohre aus 7075 Aluminium verbinden das Schubgerüst mitden RL-10 mit den Tanks und übertragen die Kräfte auf die Tanks. Ein1,22 m langer Adapter verbindet die Stufe mit dem Stufenadapter undüberträgt die Lasten der S-I auf die S-IV. Das Schubgerüst, in dem die6 RL-10 sitzen, besteht aus 7075 Aluminium und hat einen Durchmesservon 4,32 m an der Basis und 2,49 m oben. Seine Länge beträgt 1,52 m undes besteht aus einer leichtgewichtigen Wabenbauweise. Jedes Triebwerkwird von einem Hitzeschutzschild, der 1,22 m vom Schubgerüst entferntist, umgeben.

DieVerbindung zur Nutzlast stellt eine konische Sektion von 3,30 m Länge,5,41 m Durchmesser an der Basis und 3,91 m an der Spitze her. Siebesteht aus Aluminium 7075 in Wabenbauweise, verkleidet mit Platten aus5062 Aluminium.

Es gab auch den Plan ein anderes Triebwerk, das LR-119, einzusetzen. Ein Entwicklungsauftrag für dieses wurde am 10.8.1960 erteilt, jedoch schon im März 1961 zurückgezogen. Der Grund war die Zeit. Das RL-10 war seit Oktober 1958 in der Entwicklung und zu diesem Zeitpunkt gab es bereits Tests mit der S-I. Hätte man ein neues Triebwerk entwickelt, so wäre der erste Test einer zweistufigen Version um Jahre verzögert gewesen. Ein LR-119 hätte einen um 50 % höheren Schub eines RL-10 besessen und es wären nur 4 Triebwerke nötig gewesen.

Während der ersten Planungen der Saturn-Familie im Jahre 1958/59 war die S-IV als vierte Stufe der C-4 geplant (siehe Tabelle unten). Die Entwicklung begann am 6.1.1960 als man beschloss, eine kryogene Oberstufe für die Saturn I zu entwickeln. Verschiedene Firmen wurden aufgefordert, Pläne für eine Stufe mit einem Startgewicht von 54.500 kg vorzulegen. Schon am 19.4.1960 gab man eine vorläufige Empfehlung für den Entwurf von Douglas. Dieser wurde am 22.6.1960 durch eine Kommission bestätigt.

Dieendgültige Version der S-IV hatte ein Startgewicht von 51.709 kg. 953kg wog der Stufenadapter zur S-I. Der Durchmesser betrug 5,57 m und dieLänge 12,62 m. Das Trockengewicht lag bei 5.896 kg.

Neu beiden USA war auch die "kalte" Stufentrennung. Die Atlas warf ihreMarschtriebwerke während des Fluges ab und hatte keine zweite Stufe unddie Titan zündete ihre zweite Stufe noch während die erste Stufearbeitete ("heiße" Stufentrennung). Dazu baute man "Ullage"-Triebwerkeein, Feststofftriebwerke, welche einige Sekunden lang brannten und soden Treibstoff am Boden sammelten. Erst danach zündeten dieRL-10-Triebwerke. Der Stufendadapter hat eine Länge von 4,67 m undbesteht aus 8 zylindrischen Panelen von jeweils 45 Grad Breite auseinem 7075 Aluminium in Honigwabenbauweise mit einer 5052Aluminiumverkleidung.

156Sekunden nach dem Start waren die Erststufentriebwerke ausgebrannt.156,3 Sekunden nach dem Start zündeten die Feststofftriebwerke derzweiten Stufe um den Treibstoff zu sammeln. Die Trennung der Stufenerfolgte 156,4 Sekunden nach dem Start mit dem Zünden der Retroantriebeder ersten Stufe. Nach 158 Sekunden wurden die RL-10-Triebwerkegezündet. Dies fand in 70,3 km Höhe bei einer Geschwindigkeit von 2.682m/s statt. Die nominelle Brennzeit der Triebwerke lag bei 472 Sekunden.

Das RL-10A-3

Da das RL-10 auch das Triebwerk in derCentaur ist und ich über diese Stufe einen ganzen Aufsatz geschriebenhabe, verweise ich an dieser Stelle auf diesen. Bei dem RL-10unterscheidet man verschiedene Versionen, die sich leider nur durchkleine Variationen des Namens zu erkennen geben. Die Version RL-10A-3,welche in der Saturn I eingesetzt wurde, entspricht der ersten, welchefür den Orbitaleinsatz vorgesehen war und auch bei den erstenTestflügen der Centaur eingesetzt wurde. Alle operationellen Flüge derCentaur wurden mit Fortentwicklungen durchgeführt, beginnend mit derVersion RL-10A-3-3. (Man beachte das "-3" als einzigen Unterschied imNamen).

Hier die Daten der Treibstoffförderungssysteme

Internal Unit IU

Direkt unter der Nutzlast saß die Internal Unit mit dem Bordcomputer, der internen Navigation, Batterien und Telemetrie. Sie hatte eine Länge von 86 cm bei einem Durchmesser von 3.91 m.

DerBordcomputer vom Typ ASC-15 der Saturn I hatte eine Geschwindigkeit vonlediglich 3 kOps (3000 Befehle/sec) und einen Speicher von 3.644 Wortenvon je 27 Bit Breite, also insgesamt 98.388 Bits. Es war einer derersten Einsätze eines digitalen Computers an Bord einer Trägerrakete.Es gab keine Bodensteuerung, wie sie bei vielen militärischen Raketeneingesetzt wurde. Der Erfolg der Mission hing nur vom Computer ab. Vonihm erwartete man aber lediglich eine Betriebszeit von 5 Minuten. Erwurde erst mit dem Startkommando aktiviert. Später wurde bei denTestflügen schon die IU der Saturn IB und V erprobt.

Neu warauch die Einführung automatisierter Tests, mit denen man bei den BlockII-Typen begann. Vorher hatte man manuell alle Systeme der Raketegeprüft. Die dazu nötige Zeit stieg mit den komplexer werdenden Trägernrasch an. Eine Jupiter brauchte 12 Tage, eine Redstone 16, aber eineSaturn Block I schon 170-240 Tage. Hierzu installierte man Computer desTyps RCA 110 im Startzentrum, einer der ersteninterruptgesteuerten Rechner. Es gab zwei RCA 110A (Das A stand füreine Version mit mehr Speicher und bitserieller Adressierung), einerfungierte als Master, der andere als Slave. Ein RCA 110 konnte zwei 24Bit-Zahlen in 57,7 Mikrosekunden addieren. Eine Multiplikation dauerte779 und eine Division 865 Mikrosekunden. Der Rechner leistete also etwa17.000 Befehle/sec.

Ziel war es, bei der Saturn V zu einemvollautomatisierten Prozess zu kommen. Obgleich es Fertigungsproblememit den RCA 110 gab, verkürzten diese die Startvorbereitungen enorm.Das Testen nur der dreifach redundanten Verbindungen des Fluchtturmszur Apollo Kapsel dauerte manuell 10-12 Stunden. MitComputerunterstützung konnte man die Sensoren in 20 Minuten überprüfen.

GSP24-Signalcomputer übermittelte die Telemetrie im FM-Band mit maximalen Datenraten von 1.500 und 1.800 Zeichen/sec.

Saturn I mit einer "Dummy" Oberstufe mit 100 t Wasser (SA-1)

Saturn I 10 Starts zwischen dem 27.10.1961 und dem 30.7.1965 Nutzlast: zirka 10,2 t in eine 185 km hohe 28.8°-Bahn Stufe 1: S-I 8 Triebwerke Rocketdyne H-1 mit je 890 kN (Meereshöhe) und 948 kN (Vakuum) Schub, Brenndauer 150 Sec. Startmasse: 460.850 kg, Leermasse: 46,720 kg spezifischer Impuls: 2.835 m/s (Vakuum), 2.501 m/s (Meereshöhe) Durchmesser: 6,52 m, Länge: 24,2 m Treibstoff: Kerosin/Sauerstoff Stufe 2: S-IV 6 Triebwerke Rocketdyne RL-10 mit je 67 kN Schub, Brenndauer 482 sec. Startmasse: 51.710 kg, Leermasse: 5.868 kg (+952 kg Zwischenstufenadapter) spezifischer Impuls (Vakuum): 4.168 m/s Durchmesser: 5,59 m, Länge: 12,19 m Treibstoff: Wasserstoff/Sauerstoff

Starts der Saturn I

Schonwährend der Entwicklung änderte sich die Zielsetzung der Saturn I. Alsman mit ihr 1959 begann, war sie noch als bemannter Träger auserkoren.Geplant waren 4 bemannte Flüge mit der Saturn I und 6 mit der Saturn 1B.

ImMai 1961 änderte die NASAihre Politik. Apollo war nun alsProgramm festgelegt und es war sinnvoller, alle Starts mit der Saturn1B durchzuführen. Man hätte sonst wegen der geringeren Nutzlast derSaturn I das CSM von Apollo modifizieren müssen (CMund CSM wogenzusammen 11,5 t, also mehr als eine Saturn I transportieren konnte).

DieSaturn I war nun nur noch als Testmuster vorgesehen. Mehr als die 10Qualifikationsträger, die zuerst geordert wurden, würden nie starten.Die Saturn I bekam nun zwei Aufgaben:Zum einen Technologienerproben, die man für die Saturn IB und V brauchte, wie die massiveBündelung von Triebwerken und Wasserstoff als Treibstoff oder auch dieIU(Navigationseinheit) der Saturn IB und V. Die zweite Aufgabewar es, die relativ schweren Modelle von Apollo-Kapseln in den Erdorbitzu bringen um sie dort zu testen und ihren Hitzeschutzschild beimWiedereintritt zu erproben.

Die ersten 4 Flüge SA-1 bis SA-4waren Tests der Erststufe alleine (Block I). Die folgenden 3 Flügewurden mit der Oberstufe (Block II) durchgeführt. Der erste BlockII-Start diente zur Qualifikation der S-IV-Stufe. Es schlossen sichzwei Flüge von Apollo-Kapseln zum Test ihres Wiedereintrittsverhaltensan. Die letzten 3 Flüge transportierten neben einer Apollo-Kapsel aucheinen Pegasus-Satelliten, der fest mit der S-IV verbunden war und dieAufgabe hatte, zu bestimmen, ob Mikrometeoriten eine Gefahr fürzukünftige Missionen darstellen können.

DieBlock I-Raketen setzten noch die S-Iohne die Finnen ein. Diesewurden erst bei Flügen mit der Block II montiert. Die Block I-Typenführten statt Oberstufen Wasser als Ballast mit, das auch in derHochatmosphäre freigesetzt wurde und als "Highwater"-Experiment genutztwurde. Bei Sa-2 wurden 90 t Wasser in 95 km Höhe freigesetzt, wo esinnerhalb von 5 Sekunden eine 7 km breite Wolke bildeten. Diese stiegdann noch bis in 144 km Höhe auf.

SA-3 testete die Retroraketen der ersten und Dummy-Oberstufe und bei SA-4 schaltete man eines der 8 H-1-Triebwerke nach 100 Sekunden ab um zu testen, ob man mit den restlichen die Mission durchführen konnte.

DieBlock I-Typen nutzten die erste Serienversion des H-1 mit einem Schubvon 730 kN. Die Block II-Typen, dann die 836 kN-Version. SA-5 dientezur Flugqualifizierung der S-IV. Weiterhin wurde erstmals ein Prototypder späteren IU eingesetzt. Nutzlast war nur Ballast unter einem Konusder Jupiter. Die Gesamtmasse, die in den Erdorbit gebracht wurde, lagbei 38.000 Pfund (17.230 kg, inklusive der leeren S-IV). Dies war zumdamaligen Zeitpunkt die höchste Nutzlastmasse in einem Erdorbit. Dienominelle Nutzlast der Saturn I betrug 22.500 Pfund, das entspricht10.200 kg. In fast allen Publikationen der damaligen Zeit gab man abernur die Gesamtmasse an, die in den Orbit gebracht wurde, also inklusiveleerer S-IV und IU.

SA-6 brachte zum ersten Mal ein1:1-Modell der Apollo-Kapsel in den Orbit. Weiterhin zeigte sich, dassdie "engine-out capability" nützlich war, denn eines der H-1 fieldiesmal unplanmäßig aus. Ein Orbit konnte mit den restlichen 7 trotzdemerreicht werden. Die Gesamtmasse, die einen Orbit erreichte, betrug18.000 kg. Nachdem alle Flüge bislang erfolgreich waren, schloss mandas Erprobungsprogramm vorzeitig ab und erklärte die Saturn I füroperationell.

SA-7 (Bild links) brachte erneut eine Apollo-Kapsel in den Orbit. Neben deren Erprobung ging es vor allem um das Testen einer neuen Methode, um den Fluchtturm von der Trägerrakete abzutrennen. Der Fluchtturm wurde im Normalfall nach 168 Sekunden, 12 Sekunden nach Zündung der zweiten Stufe, abgetrennt und die Rakete damit um 3.000 kg erleichtert. Die Gesamtmasse, die nun in einen Orbit gelangte, lag bei 19.500 kg.

SA-8 war die erste Trägerrakete mit von der Industrie gebauten Stufen und die erste Rakete, die man nachts startete. Neben dem Pegasus-Satelliten wurde eine Apollo-Kapsel mitgeführt. Weiterhin wurde die IU der Saturn IB und V erstmals im "geschlossenen Kreislauf" erprobt, d.h. der Bordcomputer berechnet laufend die beste Trajektorie, mit welcher der gewünschte Orbit mit minimalem Treibstoffverbrauch erreichbar ist.

SA-9 und SA-10 nutzte man, um zwei weitere Pegasus-Satelliten zu starten.

Quellen:

NASA SP-4206 "Stages to Saturn"

NASA MHR-5 "Saturn illustrated Chronologie"

Jesco v. Puttkammer: "Apollo 11: Wir sehen die Erde"

Bücher des Autors über Trägerraketen

Wie man an dem Umfang der Website sieht, sind Trägerraketen eines meiner Hauptinteressen. Es gibt inzwischen eine Reihe von Büchern von mir, auch weil ich in den letzten Jahren aufgrund neuer Träger oder weiterer Informationen über alte Projekte die Bücher neu aufgelegt habe. Sie finden eine Gesamtübersicht aller Bücher von mir beiAmazon und hier beimVerlag.

Ich beschränke mich in diesem Abschnitt auf die aktuellen Werke. Für die in Europa entwickelten Trägerraketen gibt es von mir zwei Werke:

Europäische Trägerraketen 1 behandelt die Vergangenheit (also bei Drucklegung): Das sind die nationalen Raketen Diamant, OTRAG und Black Arrow und die europäischen Träger Ariane 1 bis 4 und Europarakete.

Europäische Trägerraketen 2 behandelt die zur Drucklegung 2015 aktuellen Träger: Ariane 5, Vega und die damaligen Pläne für Vega C und Ariane 6.

Wer sich nur für einen der in den beiden besprochenen Träger interessiert, findet auch jeweils eine Monografie, die inhaltlich identisch mit dem Kapitel in den Sammelbänden ist, nur eben als Auskopplung.

Weiter gehend, alle Raketen die es weltweit gibt, behandelnd, gehen zwei Bände:

US-Trägerraketen

und

Internationale Trägerraketen (im Sinne von allen anderen Raketen weltweit)

Auch hier habe ich 2023 begonnen, die Bände aufzusplitten, einfach weil der Umfang für eine Aktualisierung sonst weder handelbar wäre bzw. an die Seitengrenze stößt, die der Verlag setzt. Ich habe auch bei den Einzelbänden nochmals recherchiert und den Umfang erweitert. Bisher sind erschienen:

US Trägerraketen 1 mit den frühen, kleinen Trägern (Vanguard, Juno, Scout)

US Trägerraketen 2 mit der Titan-Familie

2023 wird noch die erste Auskopplung aus den internationalen Raketen über russische Träger erscheinen. Nach und nach werden alle Raketen dann in einzelnen Monografien geordnet nach Trägerfamilien oder Nationen dann aktualisiert auf den aktuellen Stand, so besprochen.

Für die Saturns gibt es noch einenSonderband, den ersten in der Reihe über das Apolloprogramm.

Alle bisherigen Bücher sind gerichtet an Leute, die wie ich sich nicht mit oberflächlichen Informationen oder Zusammenfassung der Wikipedia zufriedengeben. Wenn sie sich nicht für Technik interessieren, sondern nette Anekdoten hören wollen, dann sind die bisherigen Bücher nichts für Sie. Für dieses Publikum gibt es das Buch „Fotosafari durch den Raketenwald“ bei dem jeder Träger genau eine Doppelseite mit einem Foto und einer Beschreibung hat. (Also etwa ein Zehntel der Seitenzahl auf den ich ihn bei den beiden obigen Bänden abhandelte). Das Buch ist anders als die anderen Bände in Farbe. Ab und an macht BOD als Print on Demand Dienstleister Mist und verschickt es nur in Schwarz-Weiß, bitte reklamieren sie dann, ich als Autor kann dies nicht beeinflussen.

Als Autor würde ich mich freuen, wenn sie direkt beim Verlag bestellen, da ich da eine etwas größere Marge erhalte. Dank Buchpreisbindung und kostenlosem Versand ist das genauso teuer wie bei Amazon, Libri und iTunes oder im Buchhandel. Über eine ehrliche Kritik würde ich mich freuen.

Alle Bücher sind auch als E-Book erschienen, üblicherweise zu ²/₃ des Preises der Printausgabe – ich würde sie gerne billiger anbieten, doch da der Gesetzgeber E-Books mit 19 Prozent Mehrwertsteuer besteuert, Bücher aber mit nur 7 Prozent, geht das leider nicht. Ein Vorteil der E-Books - neben dem einfacher recherchierbaren Text ist, das alle Abbildungen, die im Originalmanuskript in Farbe, sind auch in Farbe sind, während ich sonst - um Druckkosten zu sparen - meist auf Farbe verzichte. Sie brauchen einen pdf-fähigen Reader um die Bücher zu lesen. Sofern der Verlag nicht weiter für bestimmte Geräte (Kindle) konvertiert ist das Standardformat der E-Books ein DRM-geschütztes PDF.

Mehr über meine Bücher finden sie auf der Website Raumfahrtbuecher.de und eine Liste aller Veröffentlichungen findet sich auch bei meinem Wikipediaeintrag.

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