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Die IUS: Geschichte einer Oberstufe

Entwicklungsgeschichte

Als man das Space Shuttle konzipierte, war klar, dass es nur einen erdnahen Orbit erreichen konnte. Doch schon als es geplant wurde fanden die meisten Starts der Delta mit kommerziellen Nutzkasten in den GEO Orbit statt. Die Titan 3C transportiere USDAF Nutzlasten in diesen Orbit und die Intelsat IV Serie würde in wenigen Jahren mit der Atlas in den GEO Orbit befördert werden. Die NASA suchte auch nach einer Möglichkeit ihre Raumsonden mit dem Shuttle zu starten. Für all das braucht man eine Oberstufe.

also ging man dran eine zu konzipieren. Kurzzeitig dachte die NASA an einen Space-Tug. Das wäre eine Stufe auf Basis der Centaur gewesen (zumindest mit deren Triebwerken) die zwischen einem niedrigen Erdorbit und dem GEO Orbit pendeln sollte. Sie sollte auch fähig sein Satelliten aus dem GEO-Orbit zu bergen und zur Reparatur zum Shuttle zu bringen. Dort angekommen wäre sie eingefangen und zur erde zurückgebracht worden.

Für den Space Tug bekam die NASA keine Finanzierung, so suchte sie nach der nächstbesten Lösung. Diese war, existierende Stufen zu verwenden und eventuell an das Shuttle anzupassen. Es gab deren vier im NASA/DoD Arsenal:

• Die Delta Oberstufe der Delta Trägerrakete mit den lagerfähigen Treibstoffen Aerozin/NTO
• Die Transtage der Titan 3C mit derselben Treibstoffkombination (und auch denselben Triebwerken, nur zwei anstatt einem Triebwerk)
• Die Agena die auf Thor, Atlas und Titan eingesetzt wurde. Sie setzte die Treibstoffkombination UDMH/Salpetersäure ein.
• Die Centaur auf der Atlas und Titan 3E mit der Kombination LOXLH2

Boeing unterbreitete für eine neue Stufe auch den Vorschlag einer zweistufigen Feststoffrakete. Aus ihr sollte die spätere IUS entstehen. Die Grundidee war nicht so schlecht. Die obere, kleinere, Stufe war als Apogäumsantrieb gedacht, konnte aber auch alleine eine Nutzlast der Delta Klasse mit Apogäumsmotor in eine GTO-Bahn bringen. Die Unterstufe war als Perigäumsantrieb gedacht, konnte ohne Oberstufe auch eine Nutzlast der Atlas Klasse in einen GTO bringen. Für Hochenergiemissionen hätte man mehrere Unterstufen / Oberstufen kombinieren können oder eine weitere kleine Feststoffoberstufe hinzunehmen können.

Alle mit flüssigen Treibstoffen arbeitenden Stufen hatten Nachteile oder erforderten Entwicklungsaufwand. Der letztere ergab sich schon daraus, dass die Durchmesser zwischen 1,52 und 3,05 m lag, sie also nur einen Bruchteil des Shuttle Nutzlastraums ausfüllen würden, der 4,48 m Innendurchmesser hatte. So wäre entweder ein aufwendiges Befestigungssystem nötig oder man müsste die Stufen umkonstruieren, sodass die Treibstofftanks dicker waren, dafür sie aber kürzer. Die längste, die Centaur nahm mit 9,30 m Länge schon so mehr als die Hälfte des Nutzlastraums ein.

Delta und Agena waren nahezu gleich schwer auch Durchmesser und Länge waren vergleichbar. Die Delta hatte einen höheren spezifischen Impuls, die Agena war leichter. Sie waren daher vergleichbar. Sie konnten aber verglichen mit der Länge von 6 m nur kleine Nutzlasten transportieren. Die Agena z. B. nur 1.470 kg in den GEO Orbit. Dafür blockierten sie den größten teil des Nutzlastraums, wenn man noch den Satelliten hinzurechnete.

Das Wunschkind der USAF war die Transtage. Sie hatte einen Durchmesser von 3,05 m, war aber relativ kompakt und nur 4,57 m lang. Damit passte sie von allen Stufen am besten in den Nutzlastraum. Für die Air Force hatte sie den Vorteil, dass so Nutzlasten einfach von der Titan der größten US-Rakete auf das Shuttle als Nachfolger verschieben konnte. Eine vergrößerte Transtage hätte bis zu 3.620 kg in den GEO Orbit transportiert. Bei der normalen Transtage war die Nutzlast nicht größer als beid er Tiitan (1.500 kg), da sie schon bei dieser erst im Erdorbit gezündet wurde.

Nur für die Centaur gab es schon Ausbaupläne, da aus ihr auch der Space Tug entstehen sollte. Der LH2-Tank sollte auf den Durchmesser der Shuttle-Nutzlastbucht vergrößert und verkürzt werden, der Sauerstofftank seinen Durchmesser von 3,05 m behalten und gestreckt. In der Summe hätte die Stufe so 50% mehr Treibstoff aufnehmen können und wäre trotzdem 43 cm kürzer gewesen.

Bei näherer Betrachtung waren alle flüssigen Stufen mit einem Makel behaftet: Sie machten Betankungsvorrichtungen in der Shuttle Nutzlastbuch notwendig. Dazu kamen Entlüftungsvorrichtungen, weil mit Ausnahme der Agena auch bei den lagerfähigen Stufen ein Überdruck entstehen konnte wenn der Treibstoff zu warm wurde. Flüssige Treibstoffe konnten schwappen (beim Aufstieg nicht gerade angenehm) und im Falle eines Startabbruchs war es schwierig, den Treibstoff abzupumpen.

So verwundert es nicht, dass die Boeing Lösung mit reinen festen Stufen doch mehr und mehr favorisiert wurde. Sie war von der Nutzlast her den anderen Stufen unterlegen (die spätere IUS sollte 2.270 kg in einen GEO bringen, eine verbesserte Agena mit Zusatztanks 2.950 kg und eine Centaur 6.360 kg. Doch zu dieser Zeit, in den frühen siebziger Jahren war man ja noch von einem billigen Shuttle-Start überzeugt. Da wäre dies verschmerzbar, sofern die Nutzlast ausreichen würde, gäbe es eben einfach mehr Starts. Da die Titan 1.600 kg in den GEO brachte war schon die IUS um 50% leistungsfähiger.

Nur die NASA war skeptisch. Für mindestens zwei Planetensonden brauchte man eine Stufe die hohe Geschwindigkeiten erreichte, und das war mit der IUS nicht möglich. Boeing schlug daher drei und sogar vierstufige Versionen vor, indem man die IUS Stufen mehrmals hintereinander schaltete. Da das DoD bereit war die IUS Entwicklung zum größten Teil zu finanzieren stimmte die NASA zu. Später sollte sie ihre Meinung noch ändern und die Centaur Prime zusätzlich entwickeln. Die Favorisierung einer festen Oberstufe wurde am 4.9.1975 angekündigt.

Doch der Auftrag musste ordentlich ausgeschrieben werden. Boeing reichte das IUS Konzept erneut ein, das damals die Abkürzung für "Interim upper stage" war. Die Firma gewann den Auftrag erneut im August 1976. Die IUS hatte eine besondere Eigenschaft: sie war als erste Oberstufe mit festen Treibstoffen dreiachsenstabilisiert. Dazu gab es in der zweiten Stufe einen Bordcomputer mit einem Inertialsystem und ein System von Hydrazintriebwerken und Hydrazin. Mit ihm wurde die Stufe auch während der Freiflugphase von bis zu 6 Stunden stabilisiert. Das machte die zweite Stufe schwer und teuer. Die damaligen Kommunikationssatelliten waren spinstabilisiert. Bei den wenigen Kommunikationskanälen, die sie hatten, reichte es den Zylinder an der Außenseite mit Solarzellen zu bedecken und den Satelliten in eine schnelle Rotation zu versetzen. Die IUS war für sie ungeeignet und zudem war sie dadurch teurer als nötig und die Nutzlast kleiner als möglich. Es wurden Studien für zwei Stufen genannt SSUS (Sold-Spinning Upper stage) vergeben. Die erste, SSUS-D sollte für Nutzlasten der Delta Klasse eingesetzt werden und würde neu entwickelt. Die zweite SSUS-A war für Nutzlasten der Atlas Klasse vorgesehen und sollte aus der dritten Stufe der Minuteman entwickelt werden. Die letztere wurde später gestrichen, die erstere als PAM-D (Payload Assistant Module-Delta) entwickelt und nicht nur auf dem Space Shuttle, sondern auch der Delta eingesetzt. Ihre Entwicklung wurde Ende 1976 beschlossen. Im Laufe des Jahres 1977 beschloss das DoD die IUS auf der neuen Titan 34D einzusetzen. Das machte den Übergang von den Wegwerfraketen zum Shuttle einfacher. Eine Nutzlast konnte so, wenn das Shuttle irgendwelche Probleme hatte mit der Titan gestartet werden und umgekehrt. Damit war die IUS aber auch keine Zwischenlösung mehr und im Dezember 1977 wurde der Name in "Interim Upper Stage" geändert.

Die IUS war in vielem rekordverdächtig. so konnte um die Stufe unterschiedlich schweren Nutzlasten anzupassen, der Treibstoff bis auf 50% der Masse weggelassen werden ("off-loading"). So etwas gab es auch bei anderen Feststoffstufen, dort jedoch meist begrenzt auf 10%. Das Gehäuse bestand aus gewebten Kevlarfasern anstatt Stahl. Die Brenndauer der ersten Stufe von 145 s war ein neuer Rekord. Die zweite Stufe verfügte erstmals über eine ausfahrbare Düse, das das Expansionsverhältnis von 45 auf 181 vergrößerte.

Allerdings gab es auch Probleme. So war Boeings Ansatz derer zweiter Bordcomputer mit einem dritten als Stand-By. Das schien ausreichend für eine Stufe die maximal einige Stunden in Betrieb war. Doch die Air Force wollte eine höhere Zuverlässigkeit und so verlange sie drei Computer in einem "Voting-System", drei sollten gleichzeitig laufen und falls einer abweichende Ergebnisse hatte sollten die anderen beiden ihn überstimmen. Das war wesentlich aufwendiger, da sich die Rechner nun regelmäßig synchronisieren und Rechenergebnisse austauschen mussten. Die Software war zudem zu umfangreich. Die Rechner hatten 64 KWorte Speicher (65.536 Worte), die Software war aber im August 1979 70.415 Worte. Ein Umschreiben reduzierte sie im Oktober auf 66.629 Worte. Es schien möglich sie bis auf 61.144 zu reduzieren, doch das war immer noch höher als die Anforderungen die noch einen Buffer von 10% ließen . TRW als Softwareentwickler bekam daher den Auftrag, die gesamte Software neu zu schreiben, was die Kosten erhöhte und den Zeitplan unter Druck brachte. United Alliance, verantwortlich für die Antriebe, hatte dagegen Probleme mit den Düsen und auch der Befüllung des großen Motorgehäuses. Alles zusammen lies die Kosten ansteigen.

Im April 1978 hatte der erste Kontrakt einen Umfang von 263 Millionen Dollar für die Entwicklung, inklusive acht Flugeinheiten. Ende 1979 wurde der Vertrag nach massiven Budgetüberschreitungen nochmals abgeschlossen, diesmal aber mit einem Umfang von 432 Millionen Dollar, ohne Flugexemplare. Die Kosten hatten sich inherlab eines Jahres verdoppelt. Weitere Änderungen ließen die Kosten weiter steigen und im Juni 1981 wurde der Vertrag erneut neu ausgehandelt. Die Regierung würde mindestens 506 Millionen Dollar zahlen und falls Boeing ein Minus machen sollte bis 700 Millionen Dollar zubuttern. die dreistufige IUS Version, welche die NASA für Galileo brauchte, sollte weitere 179 Millionen Dollar kosten, 50% mehr als die NASA veranschlagt hatte. Später wurde die Summe sogar auf 350 Millionen Dollar erhöht.  Die IUS Entwicklung hatte nur 8-12 Millionen Dollar eingespart, da die Twinstufe mit ihren verlängerten Düsen viele Neuentwicklungen beinhaltete. Der NASA war dies zu viel und sie nahm die Entwicklung der Centaur auf, die auch die Anforderungen für das Space Shuttle reduzierte, das mit der IUS Galileo nur in zwei Teilen mit getrennten Flügen und maximalem Schub, einem noch zu entwickelten leichtgewichtigen Tank und ausbauten bei den Orbitern starten konnte.

Die Kostensteigerung war auch beiden Stufen gegeben. Geplant war ein Stückpreis von 5,7 Millionen Dollar. Die ersten vier, die bestellt wurden sollten zusammen 64,6 Millionen Dollar kosten. Tatsächlich kostete das erste Exemplar 50 Millionen Dollar. Der Prototyp war teurer als die Serienexemplare, doch auch die kosteten 1983 noch 30,6 Millionen pro Stück. Damit war die IUS als Feststoffoberstufe teurer als eine Centaur D die damals 24 Millionen Dollar kostete. 1984 kosteten sechs weitere bestellte Exemplare 277 Millionen Dollar, also 46,4 Millionen pro Stück.

Die IUS war damit eine teure Stufe und wurde nur für US-Regierungsnutzlasten auf dem Shuttle und der Titan eingesetzt. 1982 startete das erste auf einer Titan. Ihm gingen zwölf Probezündungen am Boden voraus, Das letzte Exemplar von 23 Stück startete 1999. 15 starteten mit dem Space Shuttle, sieben mit der Titan 4 und eines mit der Titan 34D. Aus der ersten Stufe wurde noch die TOS entwickelt, bei der man das Lagereglungssystem von der zweiten auf die erste Stufe transferierte. Von ihr wurden nur zwei Exemplare gefertigt. Die Antriebe wurden öfters eingesetzt. Der Orbus 21 der ersten Stufe wurde auch als Perigäumsantrieb der Intelsat VI Serie einsetzt. Eine Variante des Orbus 6, der zweiten Stufe, der Orbus 7 wurde als Perigäumsantrieb für einige kommerzielle Kommunikationssatelliten die 1984/85 an Bord des Shuttles und 1990 an Bord von Titan starten genutzt. Ein Restexemplar ist die dritte Stufe der Super-Strypi, der neuesten US-Trägerrakete.

Die Technik der IUS

Die erste Stufe SRM1 mit dem Antrieb Orbus 21, war die größte je entwickelte Feststoffoberstufe. Das Gehäuse bestand aus leichtem Keflargewebe in Epoxidharz. Die Düse war um 4 Grad schwenkbar. Eine besondere Eigenschaft war, dass man sehr viel Treibstoff weglassen konnte. Dieses Offloading ist bei vielen Feststoffantrieben möglich, um den Gesamtimpuls der Nutzlast anzupassen. Dabei wird der Treibsatz zuerst gegossen und danach ein Teil wieder herausgefräst. Während bei der PAM-D aber z. B. nur ein Offloading von 10% der Treibstoffmenge möglich ist, konnten bei dem Orbus 21 bis zu 50% entfernt werden. Diese Fähigkeit erlaubte es auch die IUS auf der Titan 34D einzusetzen, bei der sie 1.600 kg leichter sein musste.

In der zweiten Stufe SRM2 mit dem Antrieb Orbus 6 mit einer um 7 Grad schwenkbaren Düse war die Steuerung untergebracht. Es gab sie in einer erweiterten Version mit einer ausfahrbaren Düse, und ohne diese. Mit dieser ausfahrbaren Düse stieg das Expansionsverhältnis von 47,3 auf 181,1 an und die Stufenlänge von 1,98 auf 3,20 m. Der spezifische Impuls von 2972 ist bis heute unübertroffen. Die Stabilisierung erfolgte durch zwei Triebwerke mit je 133 N Schub, die Hydrazin katalytisch zersetzten. Sie führten auch die Ausrichtung nach dem Ausbrennen der zweiten Stufe und vor deren Zündung durch. Es gab nominell zwei Tanks mit 109 kg Hydrazin. Je nach Mission konnten auch nur einer oder drei Tanks mitgeführt werden. Die Düsen wurden in beiden Stufen durch elektromechanische Aktoren geschwenkt.

Die Computer in der zweiten Stufe erlaubten ein autonomes Arbeiten. Wie der Name verrät, verfügte die IUS über ein ein Inertialsystem. Die Stufe konnte aber auch von der Bodenkontrolle gesteuert werden. Die lange Brennzeit der Stufen führte zu einer Reduktion der G-Kräfte der Nutzlast. Mehr als 5 g wurden zu keiner Zeit erreicht, deutlich weniger als bei vielen anderen Oberstufen mit festen Treibstoffen.

Derivate

Die IUS erwies sich als für viele Zwecke als zu aufwendig und ihre aktive Stabilisierung war oft nicht notwendig. So entwickelte die NASA die TOS (Transfer Orbit Stage) Oberstufe, die einen oder zwei Satelliten mit einer optionalen Doppelstartstruktur in einen GTO-Orbit transportieren sollte. Sie basierte auf der ersten Stufe der IUS. Dort angekommen sollten die Satelliten dann ihren eigenen Antrieb einsetzen. Sie hatte wie die IUS ein Intertialsystem und setzte Hydrazintriebwerke zur Ausrichtung der Stufe und Stabilisierung beim Betrieb ein. Die TOS sollte im Einzelstart 6.227 kg in den GTO-Orbit transportieren (entsprechend 2.490 kg in den GEO-Orbit) oder zwei Satelliten der Atlas Klasse (zu je 1.136 kg) bzw. drei Satelliten der Delta Klasse (je 636 kg). Sie sollte auch auf der Titan eingesetzt werden. Dort lag die Maximalnutzlast bei 5.227 kg in den GTO. Die 1983 begonnene Entwicklung wurde jedoch erst abgeschlossen, als schon beschlossen war, dass keine kommerziellen Satellitenstarts mehr vom Shuttle durchgeführt werden sollten. Es wurden daher nur zwei Exemplare, bei der Mission STS-51 und beim Start von Mars Observer eingesetzt. Die Entwicklung der TOS und das Exemplar für den Mars Observer kostete 100 Millionen Dollar. Der Orbus 21 Antrieb der IUS-1 und TOS wurde auch siebenmal als Perigäumsmotor für Intelsat VI Satelliten eingesetzt.

Eingestellt wurde ein Apogäumsantrieb mit flüssigen lagerfähigen Treibstoffen. Dieses Apogee and Maneuvering System (AMS) hätte mit einem 400 N oder 1.180 N Antrieb die Nutzlast für den GEO-Orbit auf 2.950 kg erhöht und sollte zusammen mit der TOS eingesetzt werden.

Die Varianten Twin-Stufe (zwei erste Stufen) dreistufige Variante (zwei SRM1 und SRM2) und vierstufige Variante (SRM1 - SRM1 - SRM2 - Burner II) wurden wegen der hohen Entwicklungskosten nie umgesetzt. Lediglich für den Start der Raumsonde Ulyssus wurde die IUS um eine PAM-D Oberstufe ergänzt. Die Twinstufe sollte 20.956 kg wiegen, 6.000 kg mehr als die normale IUS, wäre mit 5,40 m Länge aber nur 23 cm länger als diese. Eine verlängerte Twinstufe wäre 6,60 m lang gewesen, hätte verlängerte Düsen besessen, damit die SRM1 den gleichen spezifischen Impuls wie die zweite Stufe aufweist. Diese Version hätte 22.090 kg gewogen. Die dreistufige Variante sollte 2040 kg zum Jupiter transportieren, damit dies ging musste vor allem die Masse der dritten Stufe reduziert wurde. Diese war durch die Dreiachsensteuerung sehr hoch. Von den 1.134 kg entfielen nur 691 kg auf den Antrieb Orbus 6. So hätte man für diese Stufe die Dreiachsensteuerung in die zweite Stufe verschoben und die SRM2 wäre nur spinstabilisiert gewesen. Die dreistufige Version wäre 8,30 m lang und 24.767 kg schwer gewesen. Sie sollte 2.040 kg zum Jupiter transportieren, erreichte aber nur eine Nutzlast von 1.360 kg. Die größere Twinstufe hätte 4.540 kg zu den Planeten transportieren können.

 Quellen / Links

Flight Global 1978, S-1555-1557

Flight Global 1978, S. 3118-3119

Flight Global 1979, S. 181

Flight Global 1980 S.104

T.A. Heppenheimer, Development of the Space Shuttle

P. (Virginia Parker). Taming liquid hydrogen : the Centaur upper stage rocket, 1958-2002

  Artikel erstellt am 7.7.2013

Bücher vom Autor

Es gibt von mir vier Bücher zum Thema bemannte Raumfahrt. Alle Bücher beschäftigen vor allem mit der Technik, die Missionen kommen nicht zu kurz, stehen aber nicht wie bei anderen Büchern über bemannte Raumfahrt im Vordergrund.

Das erste bemannte Raumfahrtprogramm der USA, das Mercuryprogramm begann schon vor Gründung der NASA und jährt sich 2018 zum 60-sten Mal. Das war für mich der Anlass, ein umfangreiches (368 Seiten) langes Buch zu schreiben, das alle Aspekte dieses Programms abdeckt. Der Bogen ist daher breit gestreut. Es beginnt mit der Geschichte der bemannten Raumfahrt in den USA nach dem Zweiten Weltkrieg. Es kommt dann eine ausführliche technische Beschreibung des Raumschiffs (vor 1962: Kapsel). Dem schließt sich ein analoges Kapitel über die Technik der eingesetzten Träger Redstone, Little Joe und Atlas an. Ein Blick auf Wostok und ein Vergleich Mercury bildet das dritte Kapitel. Der menschliche Faktor - die Astronautenauswahl, das Training aber auch das Schicksal nach den Mercurymissionen bildet das fünfte Kapitel. Das sechs befasst sich mit der Infrastruktur wie Mercurykontrollzentrum, Tracking-Netzwerk und Trainern. Das umfangreichste Kapitel, das fast ein Drittel des Buchs ausmacht sind natürlich die Missionsbeschreibungen. Abgeschlossen wird das Buch durch eine Nachbetrachtung und einen Vergleich mit dem laufenden CCDev Programm. Dazu kommt wie in jedem meiner Bücher ein Abkürzungsverzeichnis, Literaturverzeichnis und empfehlenswerte Literatur. Mit 368 Seiten, rund 50 Tabellen und 120 Abbildungen ist es das bisher umfangreichste Buch von mir über bemannte Raumfahrt.

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