Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	USA
Bezeichnung(en)	Atlas IIAS, Atlas 2AS
Entwicklungszeitraum
erster Start	15.12.1993
Einsatzzeitraum	1993-2004
Stufenzahl	2½ + 4 Feststoffbooster
Gesamthöhe	ca. 47,4 m
Basisdurchmesser	3,05 m
max. Nutzmasse	8.618 kg (185 km Kreisbahn@28,5°) 3.719 kg (GTO 167 × 35.786 km@27,0°)
Leermasse
Treibstoffmasse
Startmasse	237.521 kg
Startschub	ca. 3.050 kN
Feststoff-Starthilfen
Hersteller
Bezeichnung(en)	„Castor IVA”
Länge	11,16 m
max. Durchmesser	1,02 m
Leermasse
Treibstoffmasse
Gesamtmasse	4 × 11.567 kg
Antrieb	je 1 Feststofftriebwerk Thiokol TX-780
Treibstoff	Feststoff HTPB TP-H8299
Startschub	4 × 434 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	238 s
Brenndauer	56 s
1. Stufe
Hersteller	Lockheed Martin Space Systems
Bezeichnung(en)
Länge inkl. Stufenadapter	28,89 m
max. Durchmesser	3,05 m
Leermasse inkl. Stufenadapter	ca. 11.245 kg
Treibstoffmasse	ca. 156.400 kg
Gesamtmasse inkl. Stufenadapter	ca. 167.600 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MA-5A
Treibstoff	Kerosin RP-1 + Flüssigsauerstoff
Starttriebwerke	2 x RS-56 OBA
Gesamt-Startschub	1.854 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	262 s
Brenndauer	163 s
Marschtriebwerk	1 x RS-56 OSA
Startschub	266 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)	216 s
Brenndauer	289 s
2. Stufe
Hersteller	Lockheed Martin Space Systems
Bezeichnung(en)	Centaur D-2A
Länge mit Gerätesektion	10,06 m
max. Durchmesser	3,05 m
Leermasse	1.840 kg
Treibstoffmasse	16.930 kg
Gesamtmasse	18.770 kg
Antrieb	2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10A-4 -oder- 1 Flüssigkeitstriebwerk Pratt & Whitney RL10A-4-1
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub	181,5 kN (RL10A-4) -oder- 198,4 kN (RL10A-4-1)
spezifischer Impuls (Vakuum)	449,0 s (RL10A-4) -oder- (RL10A-4-1)
Brenndauer	370 s
Nutzlastverkleidung
Länge	12,01 m
max. Durchmesser	ca. 4,2 m
Konstruktionsmasse	2.087 kg
Als letzte Variante der „klassischen” Atlas-Rakete wurde von Lockheed-Martin die Atlas 2AS realisiert. Zum Transport schwererer Nutzlasten rüstete man das Modell Atlas 2A mit vier Castor IV Feststoffboostern aus, wie sie bereits bei der konkurrierenden Delta II eingesetzt wurden. Der Vorteil dieses Verfahren besteht darin, daß insbesondere die dichteren Atmosphärenschichten rasch durchquert werden, so daß die Haupttriebwerke im zunehmenden Vakuum der Hochatmosphäre effektiv eingesetzt werden können. Für die Aufnahme der Booster wurde die Zellenstruktur der Starttriebwerke der Atlas-Erststufe verstärkt und im Tankbereich ein neues Ringsegment eingefügt, das über die dortigen Befestigungspunkte die Kräfte der Booster auf die gesamte Zelle übertrug. Die Zündsequenz der beiden Feststoffbooster-Paare wurden analog zum Einsatz bei der Delta II gewählt. Zwei zündeten am Boden („ground lit”), die beiden anderen nach deren Brennschluß („air lit”). In der Atlas-Grundstufe fand weiterhin der für die Atlas IIA modernisierte MA-5A Verwendung. Das 1½-stufige Konzept der Atlas hatte weiter Bestand, das Boostertriebwerk arbeitete mit zwei Brennkammern, die in zwei außenliegenden Blöcken installiert waren. Nach deren Brennschluß und der pneumatisch initiierten Abtrennung arbeitete das sogenannte „Sustainer” oder Marschtriebwerk weiter. Die Steuerung der Rakete übernahm in dieser Flugphase ein Hydrauliksystem, mit dem die Triebwerke geschwenkt werden konnten. Die Centaur-Oberstufe verfügte über wahlweise zwei Triebwerke RL10A-4 oder RL10A-4-1. Diese verfügten über verlängerbare Entspannungsdüsen, was eine bessere Leistungscharakteristik im Vakuum bewirkte, ohne daß die Baulänge der Stufe wuchs. In der Stufe war auch das Inertial­lenksystem untergebracht, das die Steuerung der gesamten Rakete übernahm. Auch in der Centaur wurden die Triebwerke zu diesem Zweck hydraulisch geschwenkt. Dazu kamen 12 Hydrazin-Triebwerke mit je 27 N Schub. Zwischen Atlas- und Centaurstufe befand sich ein Stufenadapter, in den das Triebwerk der Centaur hineinragte. Diese Sektion beherbergte aber auch das System zur Rollkontrolle der Atlas. Die Nutzlastverkleidung der Atlas IIA und Atlas IIAS stand in drei Varianten zur Verfügung. Konstruktiv waren alle in Form von zwei Aluminium-Halbschalen ausgelegt. Die Atlas IIAS konnte von Lockheed Martin und dem Startanbieter International Launch Services sehr erfolgreich vermarktet werden. Als ihr Einsatz 2004 nach 30 Starts endete, ging zugleich eine eindrucksvolle Serie von 30 erfolgreichen Einsätzen zu Ende.