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LGM-25C Titan II

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- gekürzte Vorschau -

LGM-25C Titan II

Die Titan II war eine ballistische Interkontinentalrakete (ICBM), die von der Glenn L. Martin Company aus der früheren Titan I entwickelt wurde. Die Titan II war ursprünglich als ICBM konzipiert und eingesetzt worden, wurde aber später als mittelschwere Trägerrakete umgebaut (diese Umbauten wurden als Titan II GLV und Titan 23G bezeichnet), um Nutzlasten für die United States Air Force (USAF), die National Aeronautics and Space Administration (NASA) und die National Oceanic and Atmospheric Administration (NOAA) in die Erdumlaufbahn zu bringen. Zu diesen Nutzlasten gehörten das Defense Meteorological Satellite Program (DMSP) der USAF, NOAA-Wettersatelliten und die Gemini-Raumkapseln der NASA mit Besatzung. Die modifizierten Titan II SLVs (Space Launch Vehicles) wurden bis 2003 von der Vandenberg Air Force Base, Kalifornien, gestartet.

Titan-II-Rakete

Die Titan II ICBM war der Nachfolger der Titan I und hatte die doppelte Nutzlast. Im Gegensatz zur Titan I verwendete sie einen hypergolischen Treibstoff auf Hydrazinbasis, der lagerfähig war und zuverlässig zündete. Dies verkürzte die Zeit bis zum Start und ermöglichte den Start aus dem Silo. Die Titan II trug den größten Einzelgefechtskopf aller amerikanischen ICBMs[1].

LGM-25C-Rakete

Die Rakete besteht aus einem zweistufigen, von einem Raketentriebwerk angetriebenen Fahrzeug und einem Wiedereintrittsfahrzeug (RV). Es sind Vorkehrungen für die Trennung der Stufe II von der Stufe I während des Fluges und für die Trennung des RV von der Stufe II vorgesehen. Stufe I- und Stufe II-Fahrzeuge enthalten jeweils Treibstoff und Druckbeaufschlagung, Raketentriebwerk, hydraulische und elektrische Systeme sowie explosive Komponenten. Darüber hinaus enthält Stufe II das Flugsteuerungssystem und das Raketenleitsystem.[2] Stufe I enthielt drei Kreisel und den Autopiloten. Der Autopilot versuchte, die Rakete während des Fluges der ersten Stufe gerade zu halten und sendete Befehle an die Trägheitsmesseinheit (IMU) der zweiten Stufe. Die IMU kompensierte den Kurs und sendete Steuerbefehle an die Triebwerksaktuatoren.

Flugwerk

Die Zelle ist eine zweistufige, aerodynamisch stabile Struktur, die die Flugkörperausrüstung während des Motorflugs beherbergt und schützt. Das Raketenleitsystem ermöglicht das Abschalt- und Staging-Aktivierungsrelais, um die Trennung der Stufe I einzuleiten. Jede Stufe hat einen Durchmesser von 3,0 m (10 Fuß) und verfügt über hintereinander angeordnete Treibstoff- und Oxidationstanks, wobei die Wände der Tanks in diesen Bereichen die Raketenhaut bilden. An der Außenseite der Tanks sind externe Leitungen angebracht, die den Durchgang für die Kabelbündel und Schläuche ermöglichen. Am vorderen und hinteren Teil des Flugkörpers sowie zwischen den Tanks befinden sich Zugangstüren für Inspektionen und Wartungsarbeiten. Eine abnehmbare Abdeckung für den Zugang zu den Tanks befindet sich an der vorderen Kuppel jedes Tanks[3].

Zelle der Stufe I

Die Zelle der Stufe I besteht aus einer Interstage-Struktur, einer vorderen Schürze für den Oxidationstank, einem Oxidationstank, einer Zwischen-Tank-Struktur und einem Treibstofftank. Die Interstage-Struktur, die vordere Schürze des Oxidationstanks und die Zwischentankstruktur sind allesamt aus genieteter Außenhaut, Stringer und Rahmen gefertigt. Der Oxidationstank ist eine geschweißte Struktur, die aus einer vorderen Kuppel, einem Tankzylinder, einer hinteren Kuppel und einer Zuleitung besteht. Der Treibstofftank, ebenfalls eine Schweißkonstruktion, besteht aus einem vorderen Dom, einem Tankzylinder, einem hinteren Konus und einer internen Leitung[3].

Zelle der Stufe II

Die Zelle der Stufe II besteht aus einem Übergangsbereich, einem Oxidationstank, einer Tankzwischenstruktur, einem Treibstofftank und einer Heckschürze. Die Übergangssektion, die Zwischentankstruktur und die Heckschürze sind allesamt aus genieteter Außenhaut, Stringer und Rahmen gefertigt.

- Ende der Buchvorschau -