Olafs Raumfahrtkalender

Gesamtsystem
Nation	USA
Bezeichnung(en)	Juno II
Entwicklungszeitraum	1956-1958
erster Start	06.12.1958 (Fehlstart)
Einsatzzeitraum	1958-1961
Stufenzahl	4
Gesamthöhe	23,37 m
Basisdurchmesser	2,67 m
max. Nutzmasse	45 kg (500 km Kreisbahn) 10 kg (Fluchtgeschwindigkeit)
Leermasse	9.240 kg
Treibstoffmasse
Startmasse	54.920 kg
Startschub	670 kN
1. Stufe
Hersteller	Chrysler Corp.
Bezeichnung(en)
Länge	14,45 m
Durchmesser	2,67 m
Leermasse	9.070 kg
Treibstoffmasse	45.360 kg
Gesamtmasse	54.430 kg
Antrieb	1 Flüssigkeitstriebwerk Rocketdyne LR79-NA (S-3D)
Treibstoff	Kerosin + Flüssigsauerstoff
Startschub	670 kN
spezifischer Impuls (Seehöhe)
Brenndauer	170 s
2. Stufe
Hersteller	Jet Propulsion Laboratory
Bezeichnung(en)
Länge des „Köchers”	1,07 m
Durchmesser des „Köchers”	1,22 m
Leermasse	91 kg
Treibstoffmasse	236 kg
Gesamtmasse	327 kg
Antrieb	11 Feststofftriebwerke Thiokol „Recruit”
Treibstoff	Feststoff T17-E2
Vakuumschub	11 × 8 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	220 s
Brenndauer	6..6,5 s
3. Stufe
Hersteller	Jet Propulsion Laboratory
Bezeichnung(en)
Länge	1,07 m
Durchmesser des Triebwerksbündels	0,41 m
Leermasse	28 kg
Treibstoffmasse	66 kg
Gesamtmasse	94 kg
Antrieb	3 Feststofftriebwerke Thiokol „Recruit”
Treibstoff	Feststoff JPL 136
Vakuumschub	3 × 8 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)	235 s
Brenndauer	6..6,5 s
4. Stufe
Bezeichnung(en)
Länge ohne Nutzlast	1,07 m
Triebwerksdurchmesser	0,15 m
Leermasse	5 kg
Treibstoffmasse	22 kg
Gesamtmasse	27 kg
Antrieb	1 Feststofftriebwerk Thiokol „Recruit”
Treibstoff	Feststoff JPL 532A
Vakuumschub	8 kN
spezifischer Impuls (Vakuum)
Brenndauer	6..6,5 s
Nutzlastverkleidung
Länge mit Meßsonde	3,18 m
max. Durchmesser	1,22 m
Zunächst zum Start mehrerer Raumsonden zum Mond und später auch zum Start einiger größerer Forschungs- und Anwendungssatelliten entstand bei der ABMA unter Wernher von Braun die leistungsfähigere Vierstufenrakete Juno II. Sie war der erste Schritt von der experimentellen Juno I zu einer ganzen Familie mittlerer und großer Trägerraketen. Verwirklicht wurden letztlich jedoch nur noch die Juno II und die Juno V (Saturn V). Die Juno III mit der gleichen Grundstufe wie die Juno II sollte verbesserte Feststoffoberstufen erhalten, wurde aber zugunsten der Thor-Able aufgegeben. Denn deren Oberstufe verfügte bereits über eine 3-Achsen-Stabilisierung, während die „Red Socks” Oberstufen des Projekts Juno III noch immer spinstabilisiert waren. Die Juno IV sollte dagegen dreistufig ausgelegt werden und zwei neue noch zu entwickelnde Flüssigkeitsoberstufen erhalten. Im Oktober 1958 wurde die Entwicklung eingestellt, da keine Vorteile gegenüber anderen in Entwicklung befindlichen Raketen (Thor, Atlas) erkennbar waren. Somit blieb zunächst nur die Juno II. Diese basierte auf der Mittelstreckenrakete (IRBM) SM-78 bzw. PGM-19 „Jupiter”. Deren Entwicklung war ursprünglich ein Gemeinschaftsprogramm von US Army und Navy, wobei die Jupiter auch von U-Booten eingesetzt werden sollte. Fortschritte bei der Entwicklung von Feststoffraketen veranlaßten die USN jedoch, aus dem Programm auszuscheiden. Und die Raketenentwicklung der Army wurde im November 1956 auf Raketen mit einer Reichweite von 200 Meilen begrenzt. Somit entwickelte die Army eine Rakete, die sie gar nicht einsetzen konnte. Letztlich erhielt die USAF 1959 die Verantwortung für das Programm übertragen und begann mit der Aufstellung von vier Squadronen mit jeweils 15 Raketen. Zwei weitere folgten 1961 in Italien und eine in der Türkei. Zu diesem Zeitpunkt war die Produktion bei Chrysler aber bereits ausgelaufen. Und 1963 begann ihr Rückzug aus dem aktiven militärischen Dienst. Auch ihr Einsatz als Raumfahrtträger war zu dieser Zeit bereits wieder beendet. Das S-3D Triebwerk wurde aber zum Ausgangspunkt einer erfolgreichen Entwicklungsreihe, zu der auch das H-1 der Saturn I und Saturn IB zählte. Gegenüber der militärischen Jupiter hatte die Juno II eine längere Triebwerksbrenndauer. Diese resultierte aus dem größeren Treibstoffvorrat dank der um 0,9 m verlängerten Tanks. Die Stabilisierung und Steuerung der Erststufe übernahmen die schwenkbare Triebwerksdüse, der Schub aus dem Turbinenabgasstutzen und vier Druckgasdüsen im Kopfteil. Dieser enthielt auch das für damalige Verhältnisse moderne Inertial-Lenksystem. Die Oberstufen wurden mehr oder weniger unverändert von der Juno I übernommen, lediglich die Verkleidung wurde neu gestaltet. Dank der im Durchmesser vergrößerten Nutzlastverkleidung konnten jetzt auch voluminösere Nutzlasten mitgeführt werden. Die Bilanz der Juno II ist mit einer Rate von 50% Fehlstarts auch für damaliger Verhältnisse nicht sehr überzeugend. Dennoch zählten die Raumsonde Pioneer IV und einige Explorer Satelliten zu den erfolgreich gestarteten Nutzlasten.