Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	USA
Bezeichnung(en)	Atlas-Centaur (SLV-3C)
Entwicklungszeitraum
erster Start	08.09.1967
Einsatzzeitraum	1967-1972
Stufenzahl	2½
Gesamthöhe	ca. 41,8 m[1]
Basisdurchmesser	3,05 m
max. Nutzmasse	ca. 3.500 kg (LEO)
Leermasse
Treibstoffmasse	137.385 kg[1]
Startmasse	147.255 kg[1]
Startschub	1.758 kN
1. Stufe
Hersteller	General Dynamics, Convair Division
Bezeichnung(en)	SLV-3C
Länge	21,03 m
max. Durchmesser	3,05 m
Leermasse
Treibstoffmasse	123.471 kg[1]
Gesamtmasse	132.146 kg[1]
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne MA-5
Treibstoff	Kerosin RP-1 + Flüssigsauerstoff
Starttriebwerke	2 x LR-89-5
Gesamt-Startschub	1.494 kN[1]
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	153 s
Marschtriebwerk	1 x LR-105-5
Startschub	258 kN (Haupttriebwerk) + 2 × 3 kN (Vernier-Triebwerke)[1]
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	240 s
2. Stufe
Hersteller	General Dynamics, Convair Division
Bezeichnung(en)	Centaur D-1A
Länge mit Gerätesektion	10,16 m
max. Durchmesser	3,05 m
Leermasse
Treibstoffmasse	13.914 kg[1]
Gesamtmasse	18.172 kg[1]
Antrieb	2 Flüssigkeitstriebwerke Pratt & Whitney RL10A-3-3
Treibstoff	Flüssigwasserstoff + Flüssigsauerstoff
Vakuumschub	133 kN[1]
spezifischer Impuls (Vakuum)	442 s
Brenndauer	450..470 s
Nutzlastverkleidung
Länge	ca. 12,2 m[1]
max. Durchmesser	3,05 m
Die ersten für Raumfahrtmissionen eingesetzten Atlas-Raketen stammten alle aus der regulären Produktion von Atlas D Interkontinentalraketen. Ausgewählte Exemplare wurden an die besonderen Bedürfnisse von USAF oder NASA angepaßt, erhielten namentlich einen Stufenadapter zur Aufnahme einer Oberstufe. Ausgerüstet mit einer Centaur-Oberstufe entstand so die als LV-3C bezeichnete Variante. Der Aufwand für diese Modifikationen war aber selbst nach damaligen Maßstäben unverhältnismäßig groß. Daher beauftragte die USAF bereits 1962 Convair mit der Entwicklung eines standardisierten Trägerfahrzeugs (SLV-3) auf der Grundlage der Atlas. In einem zweiten Schritt wurden der stärkere MA-5 Antrieb eingeführt und die Treibstofftanks um 9,75 ft. (2,97 m) verlängert. Die Variante SLV-3C erhielt einen Stufenadapter zur Aufnahme der Centaur-Oberstufe, welche den gleichen Durchmesser hatte, wie die Atlas. Während der ersten 2 bis 15 s des Fluges übernahm der Autopilot der SLV-3C die Steuerung des Rollmanövers für den korrekten Startazimuth. Zur Umsetzung der Steuerkommandos konnten die Boostertriebwerke geschwenkt werden, was eine Kontrolle der Rakete um alle drei Achsen ermöglichte. In der weiteren Flugphase unter dem Schub des Marschtriebwerks stabilisierte das schwenkbare Haupttriebwerk die Rakete um Nick- und Gierachse, während die Vernier-Triebwerke die Rollkontrolle übernahmen. Die Centaur D Oberstufe wurde vom bisherigen LV-3C Modell übernommen. Allerdings gab es kontinuierliche Weiterentwicklungen, die auch mit Anpassungen an einzelne Nutzlasten einhergingen. Vor allem die Restart-Kapazitäten des RL10A-3 Triebwerks wurden perfektioniert. Die zwei Triebwerke waren wiederum schwenkbar ausgeführt für eine wirksame Steuerung um alle drei Achsen. Während der antriebslosen Flugpase vor der Wiederzündung übernahmen 14 kleine Peroxid-Düsen die Stabilisierung und sorgten für die minimale zum Restart erforderliche Beschleunigung. Die Stufentrennung erfolgte wie bisher durch Pyroladungen und kleine Retrotriebwerke am Stufenadapter. Die Nutzlastverkleidung für die größeren Satelliten wurde gegenüber dem Modell für die Surveyor Sonden um 5,5 m verlängert. Sie bestand im wesentlichen aus einer Glasfaser-Wabenkonstruktion und Leichtmetall-Halbschalen. Insgesamt 17 Starts fanden zwischen 1967 und 1972 mit dieser Raketenkombination statt, zwei endeten mit dem Verlust der Mission. Unter den Nutzlasten befanden sich einige der prominentesten ihrer Zeit, so mehrere Surveyor Mondlander, OAO Astronomiesatelliten, INTELSAT Kommunikationssatelliten und Mariner Raumsonden. Quellen: [1] NASA: ATLAS-CENTAUR AC-16 FLIGHT PERFORMANCE EVALUATION FOR THE ORBITING ASTRONOMICAL OBSERVATORY OAO-2 MISSION, Mai 1970