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Die ersten Deltas bekamen einen Buchstaben angehängt, um Versionen zu unterscheiden. Dies begann 1961 mit der Delta A und endete 1971 mit der Delta N. Nachdem in 12 Jahren Delta-Evolution schon mehr als das halbe Alphabet verbraucht wurde, dämmerte es den für die Benennung Verantwortlichen, dass dies keine gute Lösung ist. Niemand wusste, was der genaue Unterschied zwischen einer Delta E und einer Delta C war. Als Folge wurde zwar nicht der schnelle Wechsel der Modelle eingestellt, dafür aber ein neues System eingeführt: Der Bezeichnung "Delta" wird eine vierstellige Zahl nachgestellt, die folgenden Schlüssel hat:
Eingesetzt wurden die Versionen mit 3 (0300) und 9 Boostern (0900). Die einzige Verbesserung gegenüber der M-Serie war die neue Delta F-Stufe. Die neue Version lieferte mit 41,1 kN erheblich mehr Schub und arbeitete mit einem Brennkammerdruck von 9 statt 7 bar. Das Gewicht des Triebwerks stieg nur leicht von 90 auf 95 kg. Das Gewicht der Stufe sank sogar noch etwas ab. Die Abmessungen blieben gleich. Durch den höheren spezifischen Impuls konnte die Nutzlast gesteigert werden.
Weiterhin gab es erstmals bis zu 9 Castor II-Booster. Eine dritte Stufe wurde bei dieser Serie nicht eingesetzt. Alle Starts waren Wettersatelliten in einen polaren, sonnensynchronen Orbit. Mindestens 3 werden beim Start gezündet (6 bei der 9er-Version). Die Zündung der restlichen 3 erfolgt 39 Sekunden nach dem Start, nachdem die zuerst gezündeten Booster ausgebrannt sind. Die Abtrennung aller Booster erfolgt nach deren Ausbrennen nach 85 Sekunden.
 Delta 900 |
Delta 0300 bzw. 0900Erststart: 23.7.1972, letzter Start: 6.12.1973Starts: 5, Fehlstarts: 1, Zuverlässigkeit: 80 % Nutzlast: (9 Booster-Version) 1.293 kg in einen 350 km hohen Orbit (6 Booster) 1.683 kg in einen 350 km hohen Orbit (9 Booster) 635 kg in einen GTO-Transferorbit (9 Booster) 454 kg in einen GTO-Transferorbit (6 Booster) Stufe 0: 6 × Castor 2 (N6-Version) Stufe 1: Thor DSV-2L |
Stufe 2: Delta F 1 Triebwerk AJ-10-118F Schub: 41,3 kN Brennzeit: 335 sec. Startmasse: 5.629 kg Leermasse: 784 kg spezifischer Impuls: 3.001 m/s (Vakuum) Länge: 6,3 m Durchmesser: 1,42 m Treibstoff: Salpetersäure/UDMH |
Mit dieser Serie erfuhr die Thor-Erststufe nach Einführung der Long Tank Thor ihre zweite grundlegende Änderung (daher auch der Sprung von 0 auf 1 in der ersten Ziffer), sie wurde erneut um 14 t im Gewicht gesteigert und daher auch als ELT (Extended Long Tank)-Thor bezeichnet. Auch die zweite Stufe der Delta erhielt ein neues Triebwerk, das TR-201, welches vom Mondlander-Abstiegstriebwerk stammt ("1" an der dritten Stelle). Damit einher ging ein Wechsel auf eine neue Treibstoffkombination: Stickstofftetroxid und Aerozin 50, eine 50:50-Mischung aus Hydrazin und UDMH.
Die Delta 1000er-Serie war als Interimsversion gedacht. Man arbeitete an der Delta 2000er-Serie mit einem größeren durchgängigen Durchmesser von 2,44 m, also etwa 1 m mehr als bei der Delta 1914 bei den oberen Stufen. Dies ermöglichte es, mehr Raum für die Nutzlast zur Verfügung zu stellen. Die neue verlängerte Erststufe hatte man auch schon. Mit der Delta 1000er-Serie konnte man nun noch verbliebene alte Triebwerke einsetzen. Der Durchmesser variierte daher. Die letzten Raketen waren durchgehend 2,44 m breit, die ersten nicht.
Weiterhin wurden nun auch die größeren TE-364-4-Oberstufen eingesetzt ("4" an der vierten Stelle), nach wie vor gab es aber auch noch die alten Delta F- und Burner 2-Oberstufen, so dass es hier einen sehr bunten Mix an Bezeichnungen gab: Delta 1604,1913,1914,1900,1910. Das Datenblatt ist das einer Delta 1914.
Die Thiokol TE-364-4-Oberstufe mit dem Feststoffmotor Star 37E hat eine variable Treibstoffzuladung von 964 bis 1.039 kg, um sie an verschieden große Nutzlasten anzupassen. Sie wird vor der Zündung mit einem Dralltisch auf 30-100 U/min (je nach Größe der Nutzlast) gebracht. Diese Drallstabilisierung macht eine Schubvektor- und Rollsteuerung überflüssig und verhilft der Oberstufe zu einem sehr günstigen Leergewicht.
 Delta 1604 |
Delta 19xxErststart: 23.9.1972, letzter Start: 21.6.1975Starts: 7, Fehlstarts: 0 Zuverlässigkeit: 100 % Nutzlast: 1.835 kg in einen niederen Orbit 680 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 6 × Castor 2 (N6 Version) Stufe 1: Delta Thor ELT |
Stufe 2: Delta F 1 Triebwerk TR-201 Schub: 41.077 kN Brennzeit: 332 sec. Startmasse: 5.429 kg Leermasse: 839 kg spezifischer Impuls: 2.988 m/s (Vakuum) Länge: 5,9 m Durchmesser: 1,42 m Treibstoff: N2O4/Aerozin 50 Stufe 3: Burner II (Delta 1913) Stufe 3: TE-364-4 (Delta 1914) Nutzlastverkleidung + Steuerung: 675 kg |
In der 2000er-Serie änderte sich erstmals der Antrieb der Thor, die nun das Triebwerk RS-27, eine Variation des H-1-Antriebs der Saturn 1 und Saturn 1B, erhielt. Das RS-27 verfügte über einen höheren Schub von 912 kN und vor allem der spezifische Impuls stieg an. Es war moderner, zuverlässiger und bot durch 150 kN mehr Schub die Möglichkeit, die Stufe nochmals zu verlängern.
Auf die Nutzlast hatte dies jedoch nur geringen Einfluss. Inzwischen transportierten schon die meisten Deltas kommerzielle Kommunikationssatelliten für zahlende Kunden und die NASA-Starts waren in der Unterzahl. Äußerlich auffällig war, dass der Durchmesser auf 8 Fuß (2,44 m) durchgängig vergrößert wurde. Das typische Bild der Delta, die in einem Bleistift ausläuft, fiel nun vollkommen weg. Nach längerer Zeit war dies außerdem die erste Serie der Delta, die in einer größeren Stückzahl gestartet wurde. Die Zuverlässigkeit der Delta erreichte nun auch ein sehr hohes Niveau. Die TE-364-3-Oberstufe (auch Burner II genannt) wurde nun nicht mehr eingesetzt, sondern nur die leistungsfähigere TE-364-4 (4 an der letzten Stelle)
Bei der Delta 2000er-Serie gab es auch den Übergang vom AJ-118F-Triebwerk auf das TR-201-Triebwerk von TRW. Dieser Übergang geschah nicht aus Performance-, sondern aus Kostengründen. Die ersten Delta 2900 starteten noch mit dem AJ-118F und die letzten mit dem TR-201. Es war wahrscheinlich als Übergangslösung gedacht. Das TR-201 verwandte die modernere Treibstoffkombination Stickstofftetroxid und Aerozin 50 (eine Mischung von 50 % UDMH und 50 % Hydrazin). Die Treibstoffkombination ist nicht nur potentiell leistungsfähiger als die früher verwendete Salpetersäure, die Wahl von Aerozin 50 hatte auch den Vorteil, dass Oxidator und Verbrennungsträger dasselbe Volumen beanspruchten, man also gleich große Tanks verwenden konnte und so die Produktionskosten senkte.
Von den technischen Daten war das TR-201 mit dem AJ-118F vergleichbar. Es lieferte mit 41,9 kN fast denselben Schub, hatte den gleichen spezifischen Impuls und fast das gleiche Entspannungsverhältnis. Es erreichte den Schub aber mit einem geringeren Brennkammerdruck von 7 bar, was eine Weiterentwicklung möglich machte, dagegen war das AJ-118F kaum noch in seiner Leistung zu steigern. Das TRW TR-201 ist ebenfalls druckgasgefördert (durch Helium) und wiegt 117 kg.
Die Delta P hatte nahezu dieselben Abmessungen wie die Delta F, was es leicht machte, beide Raketen von derselben Startrampe zu starten, da dann auch die Versorgungsanschlüsse auf derselben Höhe liegen. Neu ist auch die aus dem Centaur-Lenksystem und LM-Inertialsystem entwickelte Steuerung DIGS (Delta Intertial Guidance System).
Die Delta 2000-Serie hatte Einfluss auf das Design von Ariane. Als diese konzipiert wurde, war die Delta die Standard-Trägerrakete für Kommunikationssatelliten. Ariane 1 sollte zwei Satelliten der Delta 2000-Serie auf einmal mit einer Doppelstartvorrichtung transportieren und wurde daher auf eine Nutzlast von 1.700 kg projektiert.
 Delta 2310
Delta 2913 Delta 2914 |
Delta 2914Erststart: 19.1.1974, letzter Start: 6.10.1981Starts: 45, Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit: 100 % Nutzlast: 1.860 kg in einen niederen Orbit 724 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 2 Stufe 1: Delta Thor RS27 Stufe 2: Delta P Stufe 3: TE-364-4 Nutzlastverkleidung + Lenkung: 770 kg |
Die Delta 3000er-Serie war eigentlich gedacht als die letzte Serie, bevor der Space Shuttle alle Nutzlasten transportieren und die Produktion der Delta eingestellt würde. Doch dazu sollte es nicht kommen. Die "3" steht für die Änderung der Castor-Booster. Die Castor 2 wurden durch Castor 4 mit der 2,5-fachen Masseersetzt. Diese wurden von Thiokol auf eigene Faust entwickelt. Dafür bekam Thiokol zusätzlich zu dem Kaufpreis für die Booster 1,25 Millionen USD pro Start zur Kompensation der Entwicklungskosten. 5 der Booster werden beim Start gezündet, 4 nach Ausbrennen dieser. Anders als beim Vorgängermodell erlaubt die längere Brennzeit das sofortige Abwerfen nach Ausbrennen der ersten 5 Booster. Die restlichen 4 werden nach 127 Sekunden abgeworfen.
Die erste Serie 391x unterschied sich nur in den Castor 4-Boostern von der 2000er-Serie. Sie transportierte 930 kg in den geostationären Übergangsorbit. Größere Nutzlaststeigerungen als die Castor 4 -Booster brachten vielmehr Verbesserungen der Delta-Zweitstufe und eine neue Drittstufe.
Nach dem Zwischenspiel von TRW als Triebwerkshersteller wandte sich McDonell-Douglas nun wieder an Aerojet als Triebwerkslieferanten. Dieser hatte auch ein neues Design anzubieten: Es war das Triebwerk AJ-138. Dies war auf Kostenersparnis optimiert. Das Triebwerk verfügt über 43,34 kN Schub. Es hat keine Pumpe sondern ist druckgefördert. Bei einem Brennkammerdruck von 8,84 bar erreicht das Triebwerk einen sehr hohen spezifischen Impuls von 3.149 m/s. Dies wird durch eine sehr lange Düse mit einem Expansionsverhältnis von 65:1 erreicht. Trotzdem ist das Triebwerk mit einem Gewicht von 95 kg leichter als das TRW-201. Dies liegt daran, dass die Brennkammer nicht regenerativ gekühlt wird, sondern mit einem gummiartigen Überzug aus Silikat in einer Phenolmasse vor der Verbrennungshitze geschützt ist. Dieser verbrennt langsam, schützt die Brennkammer aber vor der direkten Hitze. Die Delta-Oberstufe erhielt erneut verlängerte Treibstofftanks. Die Delta K besitzt einen gemeinsamen leichtgewichtigen Tank für Oxidator und Verbrennungsträger mit einem gemeinsamen Zwischenboden. Die Treibstoffförderung kann bei diesem geringen Schub alleine durch Druck erfolgen. Dazu werden beide Tanks durch 3 Flaschen mit Heliumdruckgas unter Druck gesetzt.
Diese neuere Version (Delta 3920) wurde ab dem 16.7.1982 eingesetzt. Schon früher (ab dem 15.11.1980) wurde die vierte Stufe durch den Antrieb PAM-D (PAM-D: Payload Assistend Module Delta Version) ersetzt, der eigentlich Shuttle-Nutzlasten von einem niederen Orbit aus in den geostationären Übergangsorbit bringen sollte. Der Star 48-Motor ermöglichte eine doppelt so schwere Oberstufe und verfügte über einen höheren spezifischen Impuls als der Star 37-Motor, der bislang eingesetzt wurde. Er stammt wie die bisherige dritte Stufe von Thiokol. Eine weitere Eigenschaft der PAM-D ist, dass man sie nicht voll mit Treibstoff beladen muss. Die Stufe kann mit 1.783-2.010 kg Treibstoff gefüllt und so an die Nutzlast angepasst werden. Sie wird vor der Abtrennung durch einen Drehtisch in Rotation versetzt und so stabilisiert. Nach Ausbrennen der PAM-D verringert ein Yo-Yo System die Rotationsgeschwindigkeit. Der Star 48-Motor hat einen Durchmesser von 1.245 mm und eine Länge von 2.032 mm. Das Gehäuse besteht aus Titan mit einer aufgetragenen Isolierung aus Gummi und eingebetteten Silikaten an der Düse, welche als Ablationskühlung fungieren. Gefüllt ist die Stufe mit dem verbreiteten Treibstoff HTPB (Hydroxiterminiertes Polybutadien) und Ammoniumperchlorat.
Abweichend von der Nomenklatur hießen diese Raketen dann Delta "39x0-PAM D". Also wie eine Delta 39xx mit der Delta als letzter Stufe. Die Nutzlast stieg durch diese Modifikationen von 930 kg bei der Delta 3914 auf 1.284 kg bei der Delta 3920 PAM-D an.
Die Delta war damals praktisch marktbeherrschend. Die meisten Kommunikationssatelliten waren auf die Nutzlast der Delta ausgelegt. Lediglich die Satelliten von Intelsat, die ganze Kontinente abdecken sollten, waren schwerer und wurden mit der Atlas Centaur gestartet. So verwundert es nicht, dass man sich bei der Konzeption der Ariane nach der Nutzlast der Delta richtete. Die Ariane 2 war darauf ausgelegt, genau 2 Nutzlasten der Delta 3914 aufzunehmen und die Ariane 3 konnte genau 2 Nutzlasten der Delta 3920 PAM-D transportieren. Damit war Ariane sehr erfolgreich, was man auch am Rückgang der Starts der Delta sehen kann: Waren es bei der 2000er-Serie in 7 Jahren noch 44 Starts, so waren es nun im doppelten Zeitraum (14 Jahre) nur noch auf 38 Starts. Wobei natürlich auch die US-Politik, die Nutzlasten mit dem Space Shuttle starten wollte und dadurch die Produktion herunterfuhr, nicht ganz unschuldig ist.
Damit einher stiegen die Startkosten rapide an. Im Jahre 1979 lagen sie bei 17 Millionen USD, 1983 schon bei 35 Millionen USD.
| Version | LEO-Bahn | GTO-Bahn |
|---|---|---|
| Delta 3910 | 2.800 kg | - |
| Delta 3914 | - | 930 kg |
| Delta 3910 PAM D | - | 1.087 kg |
| Delta 3920 | 3.450 kg | - |
| Delta 3920 PAM D | - | 1.270 kg |
 Delta 3924 |
Delta 3920 PAM DErststart: 13.12.1975, letzter Start: 24.3.1989Starts: 38, Fehlstarts: 3, Zuverlässigkeit: 92,1 % Nutzlast: 3.451 kg in einen niederen Orbit 1.270 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 4 Stufe 1: Delta Thor RS27 Stufe 2: Delta K (Delta 3920) Stufe 3: PAM-D |
Bei der Delta 4925 gibt es nur geringe Änderungen, es werden nun die
Castor 4-Booster in der "4A-Version" eingeführt. Dazu kommen meist noch die Castor 4B-Booster.
Die Unterscheide zwischen beiden liegen in der Düse. Die Castor 4A werden am Boden gezündet,
während die 4B-Booster für einen Betrieb im Vakuum ausgelegt sind. Sie haben eine längere Düse
und dadurch eine bessere Performance im Vakuum. Üblicherweise brennen zuerst 5 Booster des Typs
Castor 4A, danach werden die restlichen 4 Castor 4B-Booster gezündet. Die PAM-Oberstufe erhielt nun
auch eine Nummer - die "5" an der letzten Stelle.
| Castor 4A | Castor 4B | |
| Vollmasse | 11.743 kg | 11.817 kg |
| Leermasse | 1.529 kg | 1.517 kg |
| Schub | 422 kN | 368 kN |
| Brennzeit | 56 sec. | 65 sec. |
| spez. Impuls (Meereshöhe) | 2.324 m/s | 2.157 m/s |
| spez. Impuls (Vakuum) | 2.609 m/s | 2.755 m/s |
Die 4925 und die 5920 unterscheiden sich im Triebwerk der Thor. Bei den beiden 4925-Modellen war dies noch das alte MB-3-Triebwerk. Bei der 5920 war es das modernere RS-27-Triebwerk. Wahrscheinlich suchte man nur nach einer Verwendung von zwei alten Exemplaren des MB-3-Triebwerks, die von Thor-Raketen übrig blieben. Vieles spricht dafür, dass man nach der Challenger-Katastrophe einfach nur schnell eine Trägerrakete verfügbar haben wollte und dazu auch alte Triebwerke verwendete. Schließlich hatte man schon vor der Explosion der Challenger die Produktion der Delta auslaufen lassen und nun stauten sich die Nutzlasten.
Die beiden Modelle absolvierten zusammen nur 3 Starts: Zwei Delta 4925 mit zwei Kommunikationssatelliten für Großbritannien und Indien und einer der Delta 5920 mit dem Astronomiesatelliten COBE.
 Delta 4925 |
Delta 4925Erststart: 27.8.1989, letzter Start: 12.6.1990Starts: 3, Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit: 100 % Nutzlast: 3.450 kg (Delta 4920), 3,838 kg (Delta 5920) in einen niederen Orbit 1,200 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 9 × Castor 4A Stufe 1: Delta Thor RS27 |
Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (nur 4925) |
Als eine der Lehren aus dem Challenger-Unglück war klar, dass man einen Träger brauchte um die Nutzlasten zu starten, die eigentlich für den Space Shuttle gedacht waren. Nur bot der erheblich mehr Nutzlastkapazität als die Delta und so waren die Nutzlasten auch zu schwer für die 3925. Vor allem das Militär war in der Bredouille: Man hatte Ende der 70er Jahre begonnen, ein globales Netz von 24 Navstar GPS-Navigationssatelliten aufzubauen und die zweite Generation war auf den Shuttle mit höherer Nutzlast ausgelegt. So führte man eine neue Serie ein und beschloss die Entwicklung einer noch stärkeren Serie, der Delta 2 oder Delta 7000.
Bei der 6000er-Serie wurde die Thor nochmals zur Thor XLT gestreckt. Sie verfügte nun über doppelt soviel Treibstoff wie die ursprüngliche Thor. Die Thor wurde um 3,66 m verlängert, davon entfielen auf den Kerosintank 2,23 m und 1,34 m auf den Oxidatortank. Die Möglichkeit dazu ergab sich durch das Triebwerk RS-27, welches mehr Schub als das MB-3 hatte.
Wie die 4925/5920 verwandte die 6900 die etwas verbesserten Castor 4A/4B-Booster. Vor allem die auf den Betrieb im Vakuum angepassten Castor 4B-Booster brachten eine Verbesserung gegenüber der bei der 3000er-Serie eingesetzten Castor 4-Booster.
Die Rakete war gedacht als Übergangslösung für das Militär bis zur nächsten Generation der Delta 2, doch als sie 1990 zur Verfügung stand, konnten mit dieser Rakete auch kommerzielle Nutzlasten gestartet werden. Die ersten Starts galten jedoch ausschließlich dem Navstar-System, um den Ausfall der geplanten Shuttle-Starts schnellstmöglich aufzuholen.
Die Delta-Stufe und PAM-Oberstufe waren identisch zur Delta 3000er- bis 5000er-Serie. Eine neue Nutzlastverkleidung mit 10 Fuß Durchmesser (3,05 m) steht alternativ zur alten mit 8 Fuß Durchmesser (2,44 m) zur Verfügung. Welche verwendet wurde ist erkennbar an einer angehängten -8 bzw. -10 an die Bezeichnung. Bei der Delta 6920 war der Einsatz der 10 Fuß-Verkleidung noch die Ausnahme.
 Delta 6925 |
Delta 6925Erststart: 14.2.1989, letzter Start: 24.7.1992Starts: 17, Fehlstarts: 0, Zuverlässigkeit: 100 % Nutzlast: 3.981 kg in 340 km hohen Orbit 1.441 kg in einen geostationären Übergangsorbit Stufe 0: 5 × Castor 4A + 4 × Castor 4B Stufe 1: Delta Thor XLT |
Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (nur 6925) |
Die
7000er-Serie war das Wunschkind der US Navy für ihre
Navstar-Satelliten. Das Militär ist auch heute der beste Kunde der
Delta, denn inzwischen sind die meisten kommerziellen geostationären
Satelliten zu groß für sie. Da gleich ein Großauftrag erteilt wurde,
bekam das Kind auch einen neuen Namen - Delta 2 - obwohl sie nur etwas
mehr Nutzlast als die 6000er-Serie transportierte. Als 1998 die ersten
"Lite"-Versionen, mit 3,4 oder 6 Boostern, aufkamen, setzte sich wieder
die alte vierstellige Schreibweise durch. Die Versionen mit weniger
Boostern machen nur einen Sinn, wenn die Nutzlast sehr klein ist, denn
die Booster sind das billigste an der Rakete. Sie werden überwiegend
für Planetensonden des Discovery-Programms und für Satelliten in
niedrigen Erdumlaufbahnen eingesetzt.
Bei der Version 7326 wird eine kleinere Oberstufe mit dem Star 37FM-Motor, vergleichbar der TE-364-4-Oberstufe, verwandt. Dies erfolgte jedoch nur vier mal. Grund für den Einsatz war, dass die Nutzlasten für Planeten bei der Version 7300 und Einsatz der Star 48B-Stufe so niedrig waren, dass man die minimale Treibstoffmenge unterschritt. Für die Version 732X kommt daher nur die Star 37 FM-Stufe zum Einsatz. Bei der 742X hat man die Wahl zwischen Star 48B und Star 37FM. Es kam hier zu einem Einsatz der Star 37 FM. Die Star 37 FM reduziert die Nutzlast um etwa 10 %. Alle vier Einsätze galten NASA-Sonden: Deep Impact, Genesis und IMAGE mit der 7326 und Stardust mit der 7426.
Die Star 37 FM-Oberstufe wurde zuletzt als Apogäumsmotor in der militärischen Fleetsatcom-Serie eingesetzt. Ihre Startmasse beträgt 1.147 kg und ist damit halb so groß wie bei einer PAM-D. Der Star 37FM-Antrieb hat einen Durchmesser von 934,7 mm und eine Länge von 1.689,1 mm. Auch er setzt den Treibstoff HTTP und Ammoniumperchlorat ein. Je nach Mission werden zwischen 1.025 und 1.066 kg Treibstoff eingefüllt.
Das kommerzielle Geschäft mit geostationären Satelliten tritt immer mehr in den Hintergrund, dafür ist die Delta 2 lange Zeit von der Navy ausgelastet worden. Als neuen Markt konnte die Delta 2 aber die Starts der relativ kleinen Iridium-Satelliten in einen polaren Orbit verbuchen, diese waren für andere Raketen zu leicht. Zudem spielt die hohe Zuverlässigkeit der Delta bei diesem Projekt sicher auch eine Rolle.
Von der 6000er-Serie unterscheiden die Rakete zwei Änderungen: Neue GEM 40-Booster, die nun 13 t statt 11,7 t wiegen. Die GEM-40-Booster haben feste, nicht schwenkbare Düsen, die um 10 Grad geneigt zur Achse der Rakete angeordnet sind. Das Gehäuse besteht aus leichten Kohlefaserverbundwerkstoffen und die Treibstoffmischung ist verbessert worden. Üblicherweise werden bei 9 Booster-Versionen zuerst 6 Booster und kurz vor deren Ausbrennen die nächsten 3 gezündet. Bei den 3 und 4 Booster-Versionen werden alle Booster am Boden gezündet. Die später gezündeten 3 Booster haben verlängerte Düsen für eine bessere Treibstoffausnutzung bei niedrigerem Außendruck.
Auch erhielt die Thor eine verbesserte Version des RS-27-Triebwerks, das RS-27A. Das Triebwerk RS-27A wurde auf den Betrieb in größeren Höhen angepasst und die Düse verfügte nun über ein Entspannungsverhältnis von 12:1 statt 8:1. Das RS-27A liefert mehr Schub (1.054 statt 912 kN) und hat einen höheren spezifischen Impuls. Die Oberstufen Delta K und PAM-D wurden unverändert von der 6000er-Serie übernommen.
Ab 2003 ist eine Heavy-Variante (7925H) verfügbar. Diese verwendet die größeren Booster der Delta 3, die einen Durchmesser von 46 Zoll statt 40 Zoll haben. Die GEM-Booster brennen 14 Sekunden länger und bestehen aus dem leichteren Graphit-Epoxy Material (GEM) für das Gehäuse. Die Rakete wird dadurch um 55 t schwerer, (Startmasse 286,2 statt 231,3 t) die Nutzlastmasse steigt aber nur leicht um 10 % auf 2.021 kg für den GTO-Orbit. Bislang transportierte diese Rakete nur wissenschaftliche Nutzlasten: Die Planetensonden Messenger und Deep Impact und den Astronomiesatelliten Spitzer.
Eine Gemeinsamkeit aller Delta 2-Versionen ist durch die starke Beschleunigung nahe am Boden ein relativ hohes Perigäum bei geostationären Missionen von 600 km. Aus diesem Grund gibt es eine Freiflugphase: Die Delta wird zweimal gezündet. Das erste Mal für etwa 300 Sekunden und nach 3.500 Sekunden nochmals für 300 Sekunden, wenn die Stufe wieder den erdnächsten Punkt erreicht hat.
Verfügbar sind auch Smart-Dispenser, um mehrere Nutzlasten auszusetzen. Dieser wurde beim Start der Iridium-Satelliten genutzt. Ausserdem gibt es eine Doppelstartvorrichtung, die zwei bis zu 2.247 kg schwere Nutzlasten transportieren kann. Diese wurde bislang nicht eingesetzt, da die meisten Starts in den geostationären oder Navstar-Orbit gehen und hier sind heute schon die meisten Nutzlasten zu groß für die Delta 2. Zudem ist der Raum für die Nutzlasten sehr klein. Für die untere Nutzlast steht nur ein Raum von 2,33 m Durchmesser und 2,71 m Höhe zur Verfügung.
Eine weitere angehängte Ziffer charakterisiert die Nutzlastverkleidung. Diese gibt es in 3 Größen und mehreren Längen: Als 8 Fuß durchmessende Metallverkleidung (heute nicht mehr eingesetzt), als 9,5 Fuß durchmessende Metallverkleidung mit einer Länge von 8,5 m, als 10 Fuß Composite-Verkleidung mit einer Länge von 8,9 m und als 10 Fuß Composite-Verkleidung mit einer Länge von 9,2 m. Da die Nutzlastverkleidung relativ spät, erst nach 283-303 Sekunden (5-25 Sekunden nach Zündung der Delta-Oberstufe) abgeworfen wird, hat die Wahl der Verkleidung einen großen Einfluss auf die Nutzlast
Die folgende Tabelle informiert, wie sich die Nutzlastverkleidung auf die maximale Nutzlast auswirkt. Je höher die Geschwindigkeit, die zu erreichen ist, desto größer ist der Einfluss. Hier die Daten für die Delta 7925:
| Bahn | 9,5 Zoll -Verkleidung | 10 Zoll-Verkleidung |
|---|---|---|
| 407 km-Kreisbahn 28,8 Grad | 4.583 kg | 4.798 kg |
| 407 km-Kreisbahn 51,6 Grad | 3.928 kg | 4.102 kg |
| GTO, 28,7 Grad | 1.759 kg | 1.832 kg |
| c3=0,0 km²/s² | 1.232 kg | 1.287 kg |
| c3=2,0 km²/s² | 1.286 kg | 1.343 kg |
| c3=10.,0 km²/s² | 998 kg | 1.044 kg |
| Version | LEO 185 km, 28,8 Grad | GTO, 27,9 Grad |
Interplanetar c3=0,4 km²/s² | Interplanetar c3=10 km²/s² |
|---|---|---|---|---|
| 7920 | 5.089 kg | - | - | |
| 7925 | 4.783 kg | 1.769 kg | 1.230 kg | 998 kg |
| 7920 | 6.044 kg | - | - | |
| 7925H | 5.648 kg | 2.142 kg | 1.490 kg | 1.213 kg |
| 7425 | 2.880 kg | 1.104 kg | 784 kg | 637 kg |
| 7420 | 3.115 kg | - | - | |
| 7326 | 2.472 kg | 897 kg | 598 kg | 479 kg |
| 7320 | 2.624 kg | - | - |
c3=0,4 km²/s²: Fluchtgeschwindigkeit
c3=10,0 km²/s²: Typische Geschwindigkeit für eine Hohmann-Bahn zum Mars
Nachdem im Jahre 2004 die Titan 2 ausgemustert wurde, übernimmt die Delta 2 nun auch den Transport von militärischen Wettersatelliten in sonnensynchrone Bahnen. Hierzu werden vor allem die Versionen 7420 und 7320 eingesetzt. Die Delta 2 dürfte noch eine Reihe von Jahren im Einsatz sein, obgleich sie relativ teuer ist. Der Grund ist, dass wenn sie wegfällt, es eine Lücke zwischen 1,2 t und 8,5 t Nutzlast in einen LEO-Orbit gibt, den die Delta 2 mit ihren Varianten von 2,6-5 t Nutzlast gut ausfüllt.
1988 kostete eine Delta 2 etwa 50 Millionen Dollar, 1996 etwa 65 Millionen Dollar, dann sank der Preis kurzzeitig, weil die NASA ein größeres Los auf einmal bestellte. Die letzte Delta kostete dann schon 90 Millionen Dollar. Die Delta 7326 kostete etwa 44 Millionen Dollar. Eine Delta 7925H kostete im Jahre 2003 etwa 85 Millionen Dollar. McDonnell-Douglas (später Boeing) kann bis zu 14 Delta 2 pro Jahr fertigen.
Die Lebensdauer der Delta 2 war erstaunlich lang. Lediglich gedacht als Interimsversion, um die Satelliten des Navstar-Programmes zu starten, war ihr doch ein langes Leben beschieden, da sie mit diesem Programm praktisch gekoppelt war. Doch wurde sie auch zum Träger anderer Air Force-Satelliten. Jedoch beschlossen die Air Force, keine weiteren Delta 2 nach dem Start des letzten Navstar Block 2-Satelliten mehr zu ordern. Die NASA schloss sich dem im Dezember 2006 an, da sie sonst alleine für die gesamten Fixkosten aufkommen müsste, das heißt vor allem die Startanlagen und die Stammmannschaft am Cape und an den Produktionsanlagen. Der letzte Navstar 2R-Satellit startete am 17.8.2009. Nun will Boeing noch Kosten sparen, indem eine der beiden Startrampen 17A und 17B, die seit Ende der fünfziger Jahre aktiv waren, geschlossen wird. Doch es ist offen, ob dies ausreicht, um den Preis konkurrenzfähig zu halten. Zwei Pads waren notwendig, da die Verträge mit der USAF den Start innerhalb von 40 Tagen nach Auftragserteilung vorsahen, wodurch eine Startrampe praktisch für die Air Force reserveriet werden und kommerzielle und NASA-Starts von der anderen aus erfolgen mussten.
Der letzte offizielle Start einer Delta 2 erfolgte am 25.10.2011. Weitere fünf Träger hat Boeing noch in der Produktion oder könnte diese anbieten. Innerhalb der NASA steht fest, dass ab 2013/2014 die Taurus II und Falcon 9 die Delta 2 ablösen sollen. Doch beide Träger lagen hinter ihrem Terminplan zurück. So tat sich eine Lücke auf, bis diese genügend Flüge absolviert haben, um als ausgereift zu gelten. Am 18.7.2012 vergab die NASA an ULA noch einen Auftrag über drei weitere Deltas. Sie sollen im Oktober 2014 den Soil Moisture Active Passive Satelliten, im Juli 2014 das Orbiting Carbon Observatory-2 und im November 2016 den Joint Polar Satellite System-1 starten. Gleichzeitig bekam SpaceX auch einen Startauftrag, für Jason-3 im Dezember 2014. Dies ist ein Französisch-Amerikanisches Gemeinschaftsprojekt. Die Wiederaufnahme der Produktion verteuerte diese Träger deutlich. Für die drei Starts zahlt die NASA 412 Millionen Dollar, also 137 Millionen pro Stück. Die Starts von GLAST und Kepler kosteten dagegen noch 80-83 Millionen Dollar.
Ein Kostentreiber soll sein, dass die verbleibenden Delta II Träger in der "Heavy" Konfiguration sind. Die drei Starts erfolgen aber von Vandenberg aus. Die Startrampe dort ist für die Heavy Konfiguration nicht ausgelegt. Offen ist ob nun zusätzliche Castor-4 Booster bestellt werden (also ein weiterer Kostenfaktor) oder die dortige Startrampe umgebaut wird.
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Delta 7925H
Delta 7425
Delta 7925 |
Delta 7925 / 7925HErststart: 26.11.1990, letzter Start: 25.10.2011Starts: 133, Fehlstarts: 2 Zuverlässigkeit: 98,4 % (Stand 25.11.2004) max. Nutzlast: 5.102 kg in einen 185 km hohen Orbit 1.841 kg in einen geostationären Übergangsorbit (7925) 2.185 kg bei der 7925H Stufe 0: 9 × GEM-40 Stufe 1: Delta Thor XLT Stufe 2: Delta K Stufe 3: PAM-D (7925) Stufe 3: PAM-D2 (7x27) Stufe 3: Star 37 FM (7x26) Delta 7925H:GEM-46-Booster |
Bedeutung: Revision der Zentralstufe und der Booster
Bedeutung: Anzahl der Feststoffbooster. Bislang verwendet: 3,4 und 9 Booster.
Bedeutung: Revision der zweiten Stufe.
Bedeutung: Revision der dritten Stufe.
Hinweis: Die Ziffern 1 und 2 stehen für die Oberstufen Altair 2 mit 22,2 kN Schub und 275 kg Startmasse und FW-4D mit 35 kN Schub und 300 kg Startmasse, die früher im Delta-Programm verwendet wurden. Man hat beginnend von diesen Oberstufen aus die Nummerierung gestartet. Das Nummerierungssystem ist offiziell mit dem Erscheinen der Delta 4 eingestellt worden.
Die Thor als militärische Rakete und der Agena
Die Thor mit festen Oberstufen
Die Delta in der Ziffernummerierung
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:
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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