Die Einführung einer neuen Nummerierungsmethode und der Wechsel auf das RD-180-Triebwerk sind bedeutende Entwicklungsschritte für die Atlas. Hier der dritte Teil der Geschichte der Atlas.
Autor: Daniel Maurat
Die Entwicklung nahm langsam die Richtung ein, die schließlich zur Atlas 5 führte. Vor allem der Einsatz des russischen RD-180-Triebwerks war ein großer Entwicklungsprung. Nun hat sich der Träger vollkommen von der alten Interkontinentalrakete gelöst, auf der er ursprünglich basiert.
Entwicklung
Zwar ähnelt die Atlas I noch sehr der Atlas G, doch waren die Computersysteme neu. Aber schon die Atlas II war ein großer Entwicklungsschritt und mit der Atlas IIAS wurden zum ersten Mal Booster im Atlas-Programm eingesetzt. Die Atlas III schießlich war das Bindeglied zwischen Atlas II und Atlas 5, die im Rahmen des EELV-Programms entwickelt wurde. Mit der Atlas III kam zum ersten Mal auch das russische RD-180-Triebwerk, eine Version des RD-170 der Zenit zum Einsatz. Das RD-180 hat zwei Brennkammern, während das RD-170 vier hatte.
Technik
Atlas I
Die Atlas I ist eine abgewandelte Version der Atlas G. Die großen Komponenten wurden von der Vorgängerversion übernommen, doch die Flugführungs- und Kontrollsysteme wurden überarbeitet. Auch benutzte man eine größere Nutlastverkleidung, um Satelliten mehr Volumen zu bieten. Die Atlas I sollte die Atlas G ersetzten, jedoch wurden schließlich weniger Exemplare gebaut als geplant. Der Grund dafür war die Produktionssynchronisation bei Lockheed (Lockheed übernahm Convair) mit der Atlas II.
  Start einer Atlas I mit dem Satelliten CRRES. (Bild: NASA) |
Technischen Daten
| Stufen | 2 |
| Höhe | 43,77 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 1.939,3 kN |
| Startmasse | 164,3 t |
| Treibstoffmasse | 154,7 t |
| Max. Nutzlast | 3.630 kg (LEO); 2.255 kg (GTO) |
| Erster Start | 25. Juni 1990 |
| Letzter Start | 25. April 1997 |
| Treibstoff | RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | 1. Stufe: Marschtriebwerke: 2x LR-89-7 Substainer: 1x LR-105-7 2. Stufe: 2x RL-10-A3-3A |
Atlas II
Die Atlas II ist ein großer Entwicklungsschritt weg von der Interkontinentalrakete zur Atlas 5, der ultimativen Atlas. Die Rakete wurde vergrößert, strukturell verstärkt und in wesentlichen Punkten vereinfacht. Zum Beispiel wurden die Verniertriebwerke, die seit den Anfängen in der Atlas zu finden sind, durch ein Rollkontrollsystem, das mit Hydrazin betrieben wird, ersetzt. Auch wurde die Isolation der Centaur, Isolierpanele, die beim Start abfallen, durch eine feste Schaumisolierung ersetzt. Darüber hinaus wurde das Mischungsverhältnis von Oxidator und Treibstoff geändert und schließlich wurden die Triebwerke der ersten Stufe ersetzt. Die neuen Triebwerke waren viel leistungsfähiger als die bisherigen. Die Atlas-Basisstufe und die Centaur wurden verlängert, damit man mehr Treibstoff mitführen konnte. Zwar kostete diese Weiterentwicklung sehr viel Geld, doch diese Investitionen lohnten sich. Seit der Indienststellung der Atlas II gab es keinen Fehlstart einer Version der Atlas mehr. Mit der Atlas II wurden fast nur militärische Satelliten gestartet. Einzig beim ersten Flug war die Nutzlast ein kommerzieller Nachrichtensatellit.
Technischen Daten
| Stufen | 2 |
| Höhe | 47,42 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 2.110,6 kN |
| Startmasse | 187,6 t |
| Treibstoffmasse | 175,3 t |
| Max. Nutzlast | 6.580 kg (LEO); 2.810 kg (GTO) |
| Erster Start | 7. Dezember 1991 |
| Letzter Start | 16. März 1998 |
| Treibstoff | RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | 1. Stufe: Marschtriebwerke: 2x RS-56-OBA Substainer: 1x RS-56-OSA 2. Stufe: 2x RL-10-A3-3A |
Atlas IIA
Die Atlas IIA war die kommerzielle Variante der Atlas II. Der einzige Unterschied zur dieser war eine neue Variante des RL-10-Triebwerks für die Centaur. Erstmals hatte das Triebwerk ein „Expandable Nozzle“. Dabei handelt es sich um ein Triebwerk, dessen Düse aus zwei Teilen besteht. Da die Düse zu lang ist, um in den Stufenadapter zu passen, wird nach der Stufentrennung der äußere Teil über die restliche Düse geschoben. Es gibt aber auch eine Variante des Triebwerks ohne „Expandable Nozzle“, je nach Kundenwunsch.
Technischen Daten
| Stufen | 2 |
| Höhe | 47,42 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 2.110,6 kN |
| Startmasse | 187,7 t |
| Treibstoffmasse | 174,7 t |
| Max. Nutzlast | 7.280 kg (LEO); 3.040 kg (GTO) |
| Erster Start | 10. Juni 1992 |
| Letzter Start | 5. Dezember 2002 |
| Treibstoff | RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | 1. Stufe: Marschtriebwerke: 2x RS-56-OBA Substainer: 1x RS-56-OSA 2. Stufe: 2x RL-10-10A-4 / RL-10A-4-1 (mit Expandable Nozzle) |
Atlas IIAS
Die Atlas IIAS ist eine Atlas IIA mit vier Castor-IVA-Boostern von Thiokol. Die sorgen in den ersten zwei Minuten für mehr Schub und damit eine höhrere Nutzlastkapazität. Dabei zünden zwei beim Start und zwei nach dem Ausbrennen der ersten beiden.
 Start einer Atlas IIAS mit dem Sonnen- observatorium SOHO an Bord. (Bild: NASA) |
Technischen Daten
| Stufen | 2 + 4 Booster |
| Höhe | 47,5 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 3.546,3 kN |
| Startmasse | 234 t |
| Treibstoffmasse | 213,6 t |
| Max. Nutzlast | 8.610 kg (LEO); 3.630 kg (GTO) |
| Erster Start | 16. Dezember 1992 |
| Letzter Start | 31. August 2004 |
| Treibstoff | HTBP (Booster); RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | Booster: Castor IVA 1. Stufe: Marschtriebwerke: 2x RS-56-OBA Substainer: 1x RS-56-OSA 2. Stufe: 2x RL-10-10A-4 / RL-10A-4-1 (mit Expandable Nozzle) |
Atlas IIIA
Die Atlas IIIA ist eine große Umkonfiguration des Atlas-Konzeptes. Die alten Tanks, die nur unter Druck stabil sind, blieben erhalten und wurden verlängert. Aber die alte Triebwerkskonfiguration des Eineinhalbstufers, wobei ein Triebwerksblock abgeworfen wird, wurde aufgegeben. Die Triebweke wurden nur modifiziert. Dafür wurden die drei Triebwerke der vorherigen Versionen durch ein RD-180-Triebwerk ersetzt. Es verfügt über zwei Brennkammern, im Gegensatz zum Basismodell, dem aus vier Brennkammern bestehendem RD-170 der Zenit. Das RD-180 konnte auf der Atlas III aber nicht mit vollem Schub benutzt werden, da es eine zu hohe Leistung für die Rakete hat. Es wurde eingesetzt, damit man es für die Atlas 5 testen konnte. Die Centaur wurde erstmals nur mit einem Triebwerk ausgerüstet.
 Erststart der Atlas IIIA (Bild: NASA) |
Technischen Daten
| Stufen | 2 |
| Höhe | 51,88 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 2.837 kN |
| Startmasse | 214,3 t |
| Treibstoffmasse | 198,3 t |
| Max. Nutzlast | 8.640 kg (LEO); 5.670 kg (SSO); 4.050 kg (GTO) |
| Erster Start | 24. Mai 2000 |
| Letzter Start | 13. März 2004 |
| Treibstoff | RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | 1. Stufe: 1x RD-180 2. Stufe: 1x / 2x RL-10-10A-4 / RL-10A-4-1 (mit Expandable Nozzle) |
Atlas IIIB
 Start einer Atlas IIIB. An Bord der Satellit Echosat 7. (Bild: NASA) |
Die Atlas IIIB war eine Übergangsversion von den früheren Atlas zur Atlas 5. Die Basisstufe entspricht der Atlas IIIA, aber die Centaur ist die, die heute auch auf der Atlas 5 benutzt wird. Sie konnte mit nur einem oder zwei Triebwerken ausgerüstet werden. Die Version mit einem Triebwerk heißt SEC (Single Engine Centaur), die mit zwei DEC (Dual Engine Centaur). Die Atlas IIIB war nur drei Jahre im Einsatz.
Technischen Daten
| Stufen | 2 |
| Höhe | 53,1 m |
| Durchmesser | 3,05 m |
| Startschub | 2.837 kN |
| Startmasse | 225,5 t |
| Treibstoffmasse | 209,6 t |
| Max. Nutzlast | 10.720 kg (LEO); 5.880 kg (SSO); 4.480 kg (GTO) |
| Erster Start | 21. Februar 2002 |
| Letzter Start | 3. Februar 2005 |
| Treibstoff | RP-1/LOX (1. Stufe); LH2/LOX (2. Stufe) |
| Triebwerke | 1. Stufe: 1x RD-180 2. Stufe: 1x / 2x RL-10-10A-4-2 / RL-10A-4-1 (mit Expandable Nozzle) |
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