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Die Saturn I-Trägerrakete

Die Saturn-Trägerraketen sind einzigartig im Arsenal der US-Träger. Keine andere Raketenfamilie war so erfolgreich (kein einziger Fehlstart!), keine andere Rakete so groß und keine andere Rakete wurde in so relativ kurzer Zeit entwickelt. Dieser Aufsatz soll die technische Entwicklung der Saturn erläutern. Er geht aber auch auf die geschichtliche Bedeutung und das Wettrennen zum Mond ein und beleuchtet dabei die unterschiedlichen Konzepte in Ost und West. Da dieses Thema sehr umfangreich ist, habe ich den Artikel in mehrere thematisch getrennte Aufsätze 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.

Es gibt eine Gemeinsamkeit aller Saturn-Raketen: Sie wurden von Wernher von Braun entworfen und die Entwicklung fand im Marshall Raumfahrtzentrum in Huntsville, Alabama statt. Am Höhepunkt des Apollo-Programms arbeiteten hier unter Wernher von Braun 7.500 Menschen, wobei ein großer Teil der Führungspositionen mit Deutschen besetzt waren. Von den 1,8 Milliarden Dollar Jahresetat im Jahre 1965/66 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, besaß als größte US-Trägerrakete nur eine Nutzlastkapazität von 1.400 kg. Damals ging man noch von 4 Triebwerken in der ersten Stufe aus, die jedoch einen höheren Schub als die bisherigen hatten. Man kam davon ab und baute 8 Triebwerke in die erste Stufe ein. An 11.9.1958 bekam Rocketdyne den Auftrag, das H-1-Triebwerk zu entwickeln.

Im November 1958 wurde die Entwicklung der ersten Stufe der Saturn S-I genehmigt. Die Rakete hieß damals noch Juno V. Juno war die für Raumfahrt eingesetzte Version der Jupiter und V sollte den Entwicklungssprung zu den beiden eingesetzten Versionen Juno I+II zeigen. Die ersten sieben Saturn I wurden noch vom Marschall Space Center gefertigt und erst später wurde der Auftrag an die Raumfahrtindustrie 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, wie auch die Durchmesser der Treibstofftanks von 2,65 m (Zentraltank-Durchmesser der Jupiter) und 1,67 m (Außentank-Durchmesser der Redstone, die vorher von von Braun entwickelt wurde). Je 4 Außentanks 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.

Die Saturn I war geschichtlich gesehen ein Erprobungsmuster. Bei den ersten Modellen 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 einer Attrappe, die 90-100 t Wasser in der Hochatmosphäre freisetzte. Nachdem alle Starts erfolgreich waren, nutzte man die hohe Nutzlastkapazität für unbemannte Tests der Apollo-Landekapsel und zwei Pegasus Satelliten, welche die Mikrometeoritendichte erforschen sollten. Da das Triebwerk J-2 für die Zweitstufe noch nicht entwickelt war, griff man dazu auf das schon vorhandene Triebwerk RL-10 der Centaur-Oberstufe zurück und baute aus sechs RL-10-Triebwerken eine Oberstufe. Dabei konnte man auch dieses Triebwerk testen, das erst im Jahre 1966 operationell in der Atlas-Centaur Trägerrakete eingesetzt wurde. Während die ersten Atlas Centaur-Testflüge Probleme hatten, arbeitete dasselbe Triebwerk bei der Saturn I ohne Problem.

Wernher von Braun war nicht leicht von dieser Lösung zu überzeugen. Er wandte sich zuerst vehement gegen Wasserstoff als Antrieb, weil bei der Saturn als bemannter Träger der Sicherheitsaspekt sehr wichtig war. Andererseits erlaubte Wasserstoff als Treibstoff 35-40 % höhere Nutzlasten und ohne ihn würde die Trägerrakete für die Mondlandung riesig werden. Mit der Saturn I konnte man sich an die Technologie heranarbeiten. Ursprünglich war die Saturn C-1 mit zwei Oberstufen geplant: Einer zweiten Stufe mit vier Triebwerken LR-119 und einer dritten Stufe mit zwei RL-10. Während die Centaur-Entwicklung wegen ihres neuartigen Ballonkonzepts sehr schwierig war, arbeitete das Triebwerk RL-10 recht zuverlässig und man beschloss 1962, eine einfachere Stufe, die nur 6 RL-10 Triebwerke enthielt, zu bauen und auf die dritte Stufe zu 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 und schon am 28.3.1960 konnte eine vollständige S-1-Erststufe getestet werden. Die erste Saturn I wurde im Februar 1961 präsentiert und am 29.4.1961 fand der erste Flugtest (noch ohne Oberstufe) statt. Im Laufe der Entwicklung gelang es, die Leistung der Saturn weiter zu steigern. Die ersten Entwürfe gingen von einer Leermasse von 48.000 kg für die erste und von 8.000 kg für die zweite Stufe aus, bei einer Startmasse von 48.000 kg für die zweite Stufe. Die projektierte Nutzlast sollte 10.000 kg betragen. Die Nutzlast stieg durch Gewichtseinsparungen und größere Stufen auf 11.800 kg an.

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

Die S-I

Die Saturn 1-Erststufe hat einen Durchmesser von 6,53 m (mit Finnen 12,43 m) und eine Länge von 24,44 m. Die Startmasse beträgt 460.850 kg, die Trockenmasse 46.720 kg. Der Treibstoffvorrat umfasste 399.160 kg. Der Rest des Gewichts entfiel auf andere Flüssigkeiten und den Stufenadapter 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 Außentanks von je 1,78 m Durchmesser. Alle Tanks sind 17 m lang. Die Hälfte der Außentanks nimmt Kerosin RP-1 auf, die andere Hälfte weiteren flüssigen Sauerstoff. Die 8 Triebwerke des Typs H-1 sitzen in einem achteckigen Rahmen. Die zentralen 4 Triebwerke sind fest eingebaut und die Düsen weisen eine Neigung von 3 Grad zur Längsachse auf. Die vier äußeren Triebwerke sind um 8 Grad schwenkbar um Kurskorrekturen durchführen zu können. Sie haben beim Start eine Neigung von 6 Grad zur Längsachse. Sie sitzen auf einem Kreis von 4,82 m Durchmesser. Die inneren Triebwerke sind weitgehend bauidentisch zu den äußeren. Sie verfügen auch über den Schwenkmechanismus, nur ist er durch ein 2,66 breites und 1,90 langes Schubgerüst, in das die Triebwerke fest eingepasst sind, unwirksam. Das Abgas der Turbine wird bei den inneren Triebwerken seitlich neben den Düsen abgeleitet und bei den äußeren an den Düsen in den Abgasstrom geführt. Die äußeren Triebwerke sind von einem 81 cm langen Ablativschutz umgeben, der sie vor den Abgasen der Nachbartriebwerke schützt.

Der Tankdruck im Kerosintank wird durch Stickstoff gewährleistet, bei dem Sauerstofftank ist es gasförmiger Sauerstoff, der aus dem flüssigen Sauerstoff durch einen Wärmeaustauscher am Triebwerk gewonnen wird. Prallbleche in beiden Tanks verringerten das Schwappen des Treibstoffs durch den POGO-Effekt (Übertragung von Vibrationen der Triebwerke auf die Treibstoffe).

Der zentrale Tank nimmt 36 % des Sauerstoffs auf. Er hat eine Länge von 17,22 mit toroidalen Tankböden und besteht aus der Aluminiumlegierung 5086. Er sitzt in einem Containeraus Aluminium 5456 von 19,02 m Länge. Längsversteifungen im Tank sind mit dem Container verbunden und dienen der Kräfteübertragung, Das gleiche gilt für die 4 äußeren LOX-Tanks mit jeweils 16 % des Sauerstoffs. Auch sie sind 17,22 m lang und sitzen in einem 18,95 m langen Container aus Aluminium 5486. Die Sauerstoffleitungen laufen in einer Spinne zusammen.

Die 4 Kerosintanks haben jeweils eine Länge von 16,33 m und enden mit halbkugelförmigen Domen aus Aluminium 5086. Sie sitzen in einer Struktur aus 5486 Aluminium von 18,.87 m Länge.

Ein grundsätzliches Problem bei einer Rakete mit vielen Triebwerken ist die erhöhte Ausfallwahrscheinlichkeit eines Triebwerks. Bei 8 Triebwerken ist dies statistisch achtmal häufiger als bei einem Triebwerk. Bei der Saturn I hat man daher die Treibstoffleitungen untereinander verbunden. Fällt ein Triebwerk aus, so können die anderen 7 Triebwerke trotzdem den ganzen Treibstoff verbrauchen, sie müssen nur etwas länger arbeiten. Solange der Ausfall nicht durch ein katastrophales Ereignis, wie z.B. einer Explosion, geschieht, liefert die Bündelung sogar einen Sicherheitsgewinn: Bei einer Rakete mit nur einem oder zwei Triebwerken bedeutet der Ausfall eines Triebwerks das Scheitern der Mission. Dies bezeichnet man als "enigne-out capabillity". Dies wurde beim Flug SA-4 erprobt. 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 der Schubverlust 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/Gewichtsverhältnis von 1,25 musste gewährleistet bleiben. Etwa 22 Sekunden nach dem Start hatte die Saturn I genügend Treibstoff verbraucht, so dass ein H-1 ausfallen konnte, ohne die Mission zu gefährden. Die Wahl der Tankformate der Redstone- und Jupiter-Trägerrakete wurde recht früh im Programm beschlossen. Der Bau eines Tanks mit 6 m Durchmesser hätte die Einführung von neuen Technologien des Schweißens und der Tankverbindungen erfordert. Bei der Saturn I ging es aber darum, möglichst bald eine Trägerrakete zur Verfügung zu haben. Man kam daher auch von dem Plan ab, nur 4 Triebwerke, jedes dafür mit einem Schub von 1.600-1.690 kN, einzusetzen, da deren Entwicklung zu lange gedauert hätte. Für das gewünschte Schub zu Gewichtsverhältnis von 1,25 zu 1 war ein Mindestschub von 810 kN für das H-1 nötig.

Die relativ großen Finnen (4 große und 4 kleine) hatten eine Fläche von 11,9 und 4,86 m². Sie dienten vor allem der Stabilisierung der Rakete im Falle eines Triebwerksausfalls in der frühen aerodynamischen Phase. Versagt hier die Triebwerkssteuerung, so kann die Rakete bei niedriger Geschwindigkeit schneller kippen als das Rettungssystem reagieren kann. Die Finnen bewirken einen aerodynamischen Widerstand, der das Kippen verlangsamt und so genügend Zeit für das Retten der Besatzung lässt. Im Vergleich zu anderen Konstruktionen war die Strukturmasse der S-I relativ hoch. Die Titan Erststufe hatte z.B. ein Voll/Leermasseverhältnis von über 17, während die S-I nicht einmal eines von 10 erreichte. Das lag vor allem an den wesentlich höheren Sicherheitszuschlägen wegen des geplanten bemannten Einsatzes. (So sitzen z.B. die Tanks in den Strukturen, während sie bei der Titan gleichzeitig die Struktur bilden).

Das H-1

Das H-1 war vom Schub und der Technologie her vergleichbar den Triebwerken in den Thor- und Atlas-Trägerraketen. Es wurde aus dem S3D der Jupiter entwickelt. Anders als diese sollte es aber Menschen befördern. Daher galt es das Triebwerk besonders sicher zu machen. Ein Problem, dass man damals bei vielen Raketen hatte, war die "combustion instability", am besten umschrieben mit Verbrennungsinstabilität. Dabei verbrannte ein Triebwerk nach wie vor den Treibstoff, doch nicht gleichförmig. Es kam zu turbulenten Strömungen und Druckschwankungen, welche das ganze Triebwerk zerstören konnten und Ursache vieler Fehlschläge der damaligen Raketen war. Bei dem H-1 sollten diese Störungen nicht auftreten und wenn, sollte das Triebwerk fähig sein, sie automatisch auszugleichen. Dazu setzte man eine neue Technik ein, die man "Bomb tests" nannte. Man platzierte einen kleinen Sprengsatz mit 3 g Sprengstoff in der Brennkammer. Dieser war so geschützt, dass die Triebwerkszündung ihn nicht zum Explodieren brachte, aber die Verbrennung von Treibstoff die Isolation abtrug, so dass er kurz nach dem Hochfahren des Triebwerks explodierte. Der Effekt war eine Druckwelle welche die Verbrennungsflamme in Instabilität brachte, genauso wie dies manchmal von alleine passierte. Bei Thor- und Jupiter-Raketen konnte in 8 von 16 Fällen das Triebwerk nicht wieder in den Normalzustand zurückkehren. Man veränderte die Anordnung der Löcher in den Injektoren so lange und brachte zum Schluss noch Blenden unter die Löcher an, bis das H-1 diese "Bomb tests" bestand.

Das H-1 war ein Triebwerk herkömmlicher Bauart mit Nebenkreislauf ohne besonders hohe Brennkammerdrücke. Eine gemeinsame Turbine trieb über ein Getriebe die Pumpen für Sauerstoff und Kerosin mit selber Drehzahl an. Das Mischungsverhältnis von Sauerstoff/Kerosin lag bei 2,26. Angelassen wurde es durch eine Feststoffpatrone mit 3 kg Ammoniumnitrat. Die Zündung des Treibstoffs erfolgte durch einen hypergolen Vorlauf mit Triethylaluminat, welches hypergol mit dem Sauerstoff 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.

Der Grund, warum die Triebwerke für die ersten Starts nur 734 kN Schub hatten, war ein bei den ersten Tests mit 836 kN auftretendes Problem: Die dünnen Röhrchen, aus denen die Brennkammerwand bestand und in denen das Kerosin floss, gab es Risse und dadurch versagte das Triebwerk bei den Tests. Es zeigte sich, dass der im Kerosin in kleinen Mengen enthaltene Schwefel bei höheren Verbrennungsdrücken mit dem Nickel der Röhrchen reagierte und diese porös machte. Die Lösung war, die Röhrchen durch rostfreien Edelstahl zu ersetzen, welcher nicht mit Schwefel reagierte. Doch dies dauerte und so nahm man für die ersten Tests (ohne oder nur mit Dummy-Oberstufe) die 734 kN-Versionen, bei denen das Problem nicht auftrat.

Im Dezember 1966 entdeckte man hinter dem Einspritzkopf eines H-1-Triebwerks bei einem Test mit zu niedriger Performance eine Reihe von Teflonstücken, welche offensichtlich den Treibstofffluss behinderten. Da man bei Rocketdyne zwei andere Triebwerke hatte, die ebenfalls eine zu geringe Leistung hatten, war dies ein weiteres Problem. Bei der Untersuchung zeigte sich, dass die Teflonstücke beim Fertigen der Leitungen verwendet wurden. Diese wurden bei der Solar Division der International Harvester Company gefertigt. Dort nutzte man Teflon, um das Blech beim Schweißen vor dem direkten Druck von Klammern zu schützen und es musste dabei nach innen in die Leitung für den flüssigen Sauerstoff gerutscht sein.

Ebenfalls im Dezember 1966 zerlegte sich eine Turbine bei einem Prüfstandtest. Als man das Triebwerk demontierte stellte man fest, dass die Turbinenblätter nicht den Beanspruchungen stand hielten. Sie waren aus "316 rostfreiem Stahl" anstatt "Stellite 21" gefertigt. Obgleich jedes Blatt Röntgenuntersuchungen durchlief, fiel dies nicht auf. Ursache war ein Streik in der Fertigungsfabrik. Danach hatte man die Fertigungslinien der Blätter für die Atlas und Saturn durcheinander gebracht. Die Herstellerfirma stellte eine tragbare Einheit zur Verfügung, die zwischen beiden Materialen unterscheiden konnte. Als man daraufhin die Triebwerke untersuchte stellte sich heraus, dass in 10 H-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

Die zweite Stufe S-IV verwandte das Triebwerk RL-10. Sie hatte eine Länge von 12,16 m bei einem Durchmesser von 5,59 m. Nach dem MSFC baute Douglas 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.

Der Wasserstofftank wurde mit Helium unter Druck gesetzt, welches sich in kugelförmigen Flaschen im Tank befand. Bei dem Sauerstofftank war dies gasförmiger Sauerstoff, der durch Wärmaustauscher an den Triebwerken gewonnen wurde. Der Sauerstofftank hatte auch Prallbleche gegen den POGO-Effekt. Beim Wasserstofftank ließ man diese wegen der geringen Dichte des Treibstoffs weg.

Der Sauerstofftank besteht aus 2014 Aluminium. Er hat mit dem Wasserstofftank einem gemeinsamen Tankboden, der aus 2014 Aluminium in Honigwabenbauweise besteht, umhüllt von Fiberglass zur Isolation. Der Wasserstofftank besteht aus demselben Material und ist 6,53 m lang. Damit kein Sauerstoff an dem kalten Wasserstoff ausfrieren kann, hat man die 6 Leitungen für die Triebwerke an die Außenwand gelegt, anstatt sie durch den Sauerstofftank zu führen.

Acht 59,8 cm lange Rohre aus 7075 Aluminium verbinden das Schubgerüst mit den RL-10 mit den Tanks und übertragen die Kräfte auf die Tanks. Ein 1,22 m langer Adapter verbindet die Stufe mit dem Stufenadapter und überträgt die Lasten der S-I auf die S-IV. Das Schubgerüst, in dem die 6 RL-10 sitzen, besteht aus 7075 Aluminium und hat einen Durchmesser von 4,32 m an der Basis und 2,49 m oben. Seine Länge beträgt 1,52 m und es besteht aus einer leichtgewichtigen Wabenbauweise. Jedes Triebwerk wird von einem Hitzeschutzschild, der 1,22 m vom Schubgerüst entfernt ist, umgeben.

Die Verbindung 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. Sie besteht aus Aluminium 7075 in Wabenbauweise, verkleidet mit Platten aus 5062 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.

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

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

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

Das RL-10A-3

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

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.

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

Neu war auch die Einführung automatisierter Tests, mit denen man bei den Block II-Typen begann. Vorher hatte man manuell alle Systeme der Rakete geprüft. Die dazu nötige Zeit stieg mit den komplexer werdenden Trägern rasch an. Eine Jupiter brauchte 12 Tage, eine Redstone 16, aber eine Saturn Block I schon 170-240 Tage. Hierzu installierte man Computer des Typs RCA 110 im  Startzentrum, einer der ersten  interruptgesteuerten Rechner. Es gab zwei RCA 110A (Das A stand für eine Version mit mehr Speicher und bitserieller Adressierung), einer fungierte als Master, der andere als Slave. Ein RCA 110 konnte zwei 24 Bit-Zahlen in 57,7 Mikrosekunden addieren. Eine Multiplikation dauerte 779 und eine Division 865 Mikrosekunden. Der Rechner leistete also etwa 17.000 Befehle/sec.

Ziel war es, bei der Saturn V zu einem vollautomatisierten Prozess zu kommen. Obgleich es Fertigungsprobleme mit den RCA 110 gab, verkürzten diese die Startvorbereitungen enorm. Das Testen nur der dreifach redundanten Verbindungen des Fluchtturms zur Apollo Kapsel dauerte manuell 10-12 Stunden. Mit Computerunterstützung 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

Schon während der Entwicklung änderte sich die Zielsetzung der Saturn I. Als man 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.

Im Mai 1961 änderte die NASA ihre Politik. Apollo war nun als Programm festgelegt und es war sinnvoller, alle Starts mit der Saturn 1B durchzuführen. Man hätte sonst wegen der geringeren Nutzlast der Saturn I das CSM von Apollo modifizieren müssen (CM und CSM wogen zusammen 11,5 t, also mehr als eine Saturn I transportieren konnte).

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

Die ersten 4 Flüge SA-1 bis SA-4 waren Tests der Erststufe alleine (Block I). Die folgenden 3 Flüge wurden mit der Oberstufe (Block II) durchgeführt. Der erste Block II-Start diente zur Qualifikation der S-IV-Stufe. Es schlossen sich zwei Flüge von Apollo-Kapseln zum Test ihres Wiedereintrittsverhaltens an. Die letzten 3 Flüge transportierten neben einer Apollo-Kapsel auch einen Pegasus-Satelliten, der fest mit der S-IV verbunden war und die Aufgabe hatte, zu bestimmen, ob Mikrometeoriten eine Gefahr für zukünftige Missionen darstellen können.

Die Block I-Raketen setzten noch die S-I ohne die Finnen ein. Diese wurden erst bei Flügen mit der Block II montiert. Die Block I-Typen führten statt Oberstufen Wasser als Ballast mit, das auch in der Hochatmosphäre freigesetzt wurde und als "Highwater"-Experiment genutzt wurde. Bei Sa-2 wurden 90 t Wasser in 95 km Höhe freigesetzt, wo es innerhalb von 5 Sekunden eine 7 km breite Wolke bildeten. Diese stieg dann 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.

Die Block I-Typen nutzten die erste Serienversion des H-1 mit einem Schub von 730 kN. Die Block II-Typen, dann die 836 kN-Version. SA-5 diente zur Flugqualifizierung der S-IV. Weiterhin wurde erstmals ein Prototyp der späteren IU eingesetzt. Nutzlast war nur Ballast unter einem Konus der Jupiter. Die Gesamtmasse, die in den Erdorbit gebracht wurde, lag bei 38.000 Pfund (17.230 kg, inklusive der leeren S-IV). Dies war zum damaligen Zeitpunkt die höchste Nutzlastmasse in einem Erdorbit. Die nominelle Nutzlast der Saturn I betrug 22.500 Pfund, das entspricht 10.200 kg. In fast allen Publikationen der damaligen Zeit gab man aber nur die Gesamtmasse an, die in den Orbit gebracht wurde, also inklusive leerer S-IV und IU.

SA-6 brachte zum ersten Mal ein 1:1-Modell der Apollo-Kapsel in den Orbit. Weiterhin zeigte sich, dass die "engine-out capability" nützlich war, denn eines der H-1 fiel diesmal unplanmäßig aus. Ein Orbit konnte mit den restlichen 7 trotzdem erreicht werden. Die Gesamtmasse, die einen Orbit erreichte, betrug 18.000 kg. Nachdem alle Flüge bislang erfolgreich waren, schloss man das Erprobungsprogramm vorzeitig ab und erklärte die Saturn I für operationell.

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 bei Amazon und hier beim Verlag.

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 einen Sonderband, 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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