Titan IIIC – Wikipedia

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Titan IIIC

Start eines Titan IIIC
Funktion Trägerrakete mit mittlerem Hub
Hersteller Martin
Ursprungsland Vereinigte Staaten
Größe
Höhe 42 m
Durchmesser 3,0 m
Masse 626.190 kg (1.380.510 lb)
Stufen 2-3
Kapazität
Nutzlast an LEO
Masse 13.100 kg (28.900 lb)
Nutzlast zu GTO
Masse 3.000 kg (6.600 lb)
Nutzlast zum Mars
Masse 1.200 kg (2.650 lb)
Zugehörige Raketen
Familie Titan
Geschichte starten
Status Im Ruhestand
Sites starten LC-40 & 41, CCAFS
SLC-6, Vandenberg AFB
Total Starts 36
Erfolg (e) 31
Fehler 5
Erster Flug 18. Juni 1965
Letzter Flug 6. März 1982
Booster (Stufe 0) – UA1205
Nr. Booster 2
Schub 51550 kN (1,315,000 lbf)
Spezifischer Impuls 263 Sek
Brenndauer 115 Sekunden
Treibstoff Solide
Erste Stufe
Motoren 2 LR87-AJ9
Schub 1.941,7 kN (436.500 lbf)
Brenndauer 147 Sekunden
Treibstoff N.2Ö4 / Aerozine 50
Zweite Etage
Motoren 1 LR91-AJ9
Schub 453,1 kN (101.900 lbf)
Brenndauer 205 Sekunden
Treibstoff N.2Ö4 / Aerozine 50
Oberstufe – Transtage
Motoren 2 AJ-10-138
Schub 71 kN (16.000 lbf)
Brenndauer 440 Sekunden
Treibstoff N.2Ö4 / Aerozine 50

Das Titan IIIC war ein verbrauchbares Startsystem, das von der US-Luftwaffe von 1965 bis 1982 eingesetzt wurde. Es war der erste Titan-Booster mit großen Feststoffraketenmotoren und sollte als Trägerrakete für die Dyna-Soar eingesetzt werden, obwohl das Raumflugzeug zuvor abgesagt wurde es könnte fliegen. Die meisten Nutzlasten des Werfers waren DoD-Satelliten für militärische Kommunikation und Frühwarnung, obwohl ein Flug (ATS-6) von der NASA durchgeführt wurde. Der Titan IIIC wurde exklusiv von Cape Canaveral aus gestartet, während sein Geschwister, der Titan IIID, nur von Vandenberg AFB aus gestartet wurde.

Geschichte[edit]

Die Titan-Raketenfamilie wurde im Oktober 1955 gegründet, als die Luftwaffe der Glenn L. Martin Company (später Martin Marietta und jetzt Lockheed Martin) den Auftrag zum Bau einer Interkontinentalrakete (SM-68) erteilte. Es wurde als Titan I bekannt, das erste zweistufige ICBM des Landes, und ersetzte das Atlas ICBM als zweites unterirdisches, vertikal gelagertes ICBM auf Silobasis. In beiden Stufen des Titan I wurden Kerosin (RP-1) und flüssiger Sauerstoff (LOX) als Treibmittel verwendet. Eine nachfolgende Version der Titan-Familie, der Titan II, ähnelte dem Titan I, war jedoch viel leistungsfähiger. Die als LGM-25C bezeichnete Titan II war zu dieser Zeit die größte USAF-Rakete und verbrannte Aerozine 50 und Stickstofftetroxid (NTO) anstelle von RP-1 und LOX.

Die Titan III-Familie bestand aus einem verbesserten Titan II-Kern mit oder ohne Feststoffraketen-Strap-On-Booster und einer Auswahl an oberen Stufen. Alle mit Solid Rocket Motor (SRM) ausgerüsteten Titanen (IIIC, IIID, IIIE, 34D und IV) wurden gestartet, wobei nur die SRMs beim Abheben feuerten, wobei die Kernstufe erst T + 105 Sekunden kurz vor dem SRM-Abwurf aktiviert wurde. Die Titan IIIA (eine frühe Testvariante, die 1964-65 geflogen wurde) und IIIB (geflogen von 1966-87 mit einer Agena D-Oberstufe sowohl in Standard- als auch in erweiterten Tankvarianten) hatten keine SRMs.[1] Die Titan III-Trägerraketen boten eine gesicherte Fähigkeit und Flexibilität für den Start von Nutzlasten großer Klassen.

Alle Titan II / III / IV-Fahrzeuge enthielten ein spezielles Reichweitensicherheitssystem, das als ISDS (Inadvertent Separation Destruction System) bekannt ist und die erste Stufe aktivieren und zerstören würde, wenn es zu einer vorzeitigen Trennung der zweiten Stufe kommen würde. Titanen, die Solid Rocket Booster (SRBs) (Titan IIIC, IIID, 34D und IV) trugen, hatten ein zweites ISDS, das aus mehreren an den SRBs angebrachten Lanyards bestand, die sie auslösen und automatisch zerstören würden, wenn sie sich vorzeitig vom Kern trennten. Zerstörung “besteht hauptsächlich darin, die Gehäuse aufzuspalten, um den Druck im Inneren abzubauen und den Schub zu beenden. Das ISDS würde im Laufe der Karriere des Titanen einige Male verwendet werden.

Eine weitere geringfügige Modifikation der mit SRB ausgestatteten Titans waren die Motoren der ersten Stufe, die anstelle der offenen Fachwerkstruktur des Titan II / IIIA / IIIB abgedeckt wurden. Dies sollte die Motoren vor der Hitze des SRB-Abgases schützen.

Titan III / IV-SRBs waren feste Düsen, und zur Walzenkontrolle wurde an jedem Motor ein kleiner Tank mit Stickstofftetroxid angebracht. Das N.
2Ö
4 würde in den SRB-Auspuff eingespritzt, um ihn in die gewünschte Richtung abzulenken.

Da das IIIC aus größtenteils bewährter Hardware bestand, wurden Startprobleme im Allgemeinen nur durch die oberen Stufen und / oder die Nutzlast verursacht. Der zweite Start im Oktober 1965 schlug fehl, als die Transtage ein Oxidationsmittelleck erlitt und ihre Nutzlast (mehrere kleine Satelliten) nicht in die richtige Umlaufbahn bringen konnte. Der dritte Start im Dezember war ähnlich gescheitert.

Der fünfte Titan IIIC (26. August 1966) scheiterte kurz nach dem Start, als Teile der Nutzlastverkleidung abbrachen. Ungefähr 80 Sekunden lang löste sich der Rest des Leichentuchs auf und verursachte den Verlust der Kontrolle der Trägerrakete sowie der Nutzlast (eine Gruppe von IDCSP-Satelliten, die Funkkommunikation für die US-Armee in Vietnam bereitstellen sollen). Das ISDS wurde automatisch aktiviert, wenn sich einer der SRBs vom Stapel löste und die gesamte Trägerrakete zerstörte. Der genaue Grund für das Versagen der Abdeckung wurde nicht ermittelt, aber die bis zu diesem Zeitpunkt auf der Titan III verwendeten Glasfaser-Nutzlastabdeckungen wurden anschließend durch eine Metallabdeckung ersetzt.

Eine Titan IIIC konnte im November 1970 ihren Raketen-Frühwarnsatelliten aufgrund eines Transtage-Ausfalls und des Starts eines DSCS-Militärkomatats in LEO, der durch einen weiteren Transtage-Ausfall in LEO zurückgelassen wurde, nicht in die richtige Umlaufbahn bringen.

Am 25. März 1978 endete ein Start eines DSCS-Satelliten im Atlantik, als die Titan-Hydraulikpumpe der zweiten Stufe ausfiel, was etwa 470 Sekunden nach dem Start zum Abstellen des Motors führte. Der Befehl “Range Safety Destruct” wurde gesendet, es war jedoch unklar, ob die Bühne ihn erhalten hatte oder ob er zu diesem Zeitpunkt bereits aufgelöst war.

Der erste Titan IIIC flog am 18. Juni 1965 und war der stärkste Träger der Luftwaffe, bis er 1982 durch den Titan 34D ersetzt wurde. Der letzte IIIC wurde im März 1982 gestartet.

Start des MOL-Modells durch einen Titan IIIC am 3. November 1966 von LC-41 Cape Canaveral

Der Titan IIIC wog beim Abheben etwa 626.000 kg und bestand aus einem zweistufigen Titankern und einer oberen Stufe namens Titan Transtage, die beide hypergolischen Flüssigbrennstoff verbrannten, und zwei großen UA1205-Feststoffraketenmotoren.

Die Feststoffmotoren wurden am Boden gezündet und als “Stufe 0” bezeichnet. Jeder Motor bestand aus fünf Segmenten und hatte einen Durchmesser von 3,0 m, eine Länge von 26 m und ein Gewicht von fast 230.000 kg. Sie erzeugten einen kombinierten Schub von 10.600 kN (2.380.000 lbf) auf Meereshöhe und brannten ungefähr 115 Sekunden lang.[2] Ein fester Motorabwurf trat nach ungefähr 116 Sekunden auf.[3]

Die erste Kernstufe zündete ungefähr 5 Sekunden vor dem SRM-Abwurf. Diese als Titan 3A-1 bezeichnete Stufe wurde von einem Aerojet LR-87-AJ9-Triebwerk mit zwei Düsen angetrieben [4] das etwa 240.000 lb (110.000 kg) Aerozine 50 und Stickstofftetroxid (NTO) verbrannte und über 147 Sekunden einen Schub von 1.941,7 kN (436.500 lbf) erzeugte. Das Aerozine 50 und das NTO wurden in strukturunabhängigen Tanks gelagert, um die Gefahr der Vermischung der beiden zu minimieren, falls sich in einem der Tanks ein Leck entwickelt haben sollte.

Die zweite Kernstufe, der Titan 3A-2, enthielt etwa 25.000 kg Treibmittel und wurde von einem einzelnen Aerojet LR-91-AJ9 angetrieben, der 145 Sekunden lang 453,7 kN (102.000 lbf) produzierte.[4]

Die obere Stufe, die Titan Transtage, verbrannte auch Aerozine 50 und NTO. Die beiden Aerojet AJ-10-138-Triebwerke waren neu startbar und ermöglichten flexible Orbitaloperationen, einschließlich Orbitaltrimmen, geostationärem Transfer und Einsetzen sowie Lieferung mehrerer Nutzlasten an verschiedene Orbits. Dies erforderte eine komplexe Anleitung und Instrumentierung.[3] Transtage enthielt etwa 10.000 kg Treibmittel und seine Motoren lieferten 71 kN.

Allgemeine Eigenschaften[edit]

  • Hauptfunktion: Space Booster
  • Erbauer: Martin Marietta
  • Kraftwerk:
  • Länge: 42 m
    • Etappe 0: 25,91 m
    • Etappe 1: 22,28 m
    • Etappe 2: 7,9 m
    • Etappe 3: 4,57 m
  • Durchmesser:
    • Etappe 0: 3,05 m
    • Etappe 1: 3,05 m
    • Etappe 2: 3,05 m
    • Etappe 3: 3,05 m
  • Masse:
    • Stufe 0: Leer 33.798 kg / Stück; Volle 226.233 kg / Stück
    • Stufe 1: Leer 5.443 kg; Volle 116.573 kg
    • Stufe 2: 2.653 kg leer; Volle 29.188 kg
    • Stufe 3: Leer 1.950 kg; Volle 12.247 kg
  • Hebefähigkeit:
    • Bis zu 13.100 kg (28.900 lb) in eine niedrige Erdumlaufbahn mit einer Neigung von 28 Grad.
    • Bis zu 3.000 kg (6.600 lb) in eine geosynchrone Transferbahn, wenn sie von der Cape Canaveral Air Force Station, FL, aus gestartet werden.
  • Maximales Startgewicht: 626.190 kg
  • Kosten:
  • Einsatzdatum: Juni 1965.
  • Startplätze: Cape Canaveral Air Force Station, FL, und Vandenberg Air Force Base, CA.

Geschichte starten[edit]

Verweise[edit]

Externe Links[edit]