El Centaur es una familia de etapas superiores propulsadas por cohetes que ha estado en uso desde 1962. Actualmente es producido por el proveedor de servicios de lanzamiento estadounidense United Launch Alliance , con una versión activa principal y una versión en desarrollo. El Common Centaur/Centaur III de 3,05 m (10,0 pies) de diámetro vuela como la etapa superior del vehículo de lanzamiento Atlas V , y el Centaur V de 5,4 m (18 pies) de diámetro ha sido desarrollado como la etapa superior del nuevo cohete Vulcan de ULA. [5] [6] Centaur fue la primera etapa de cohete en utilizar propulsores de hidrógeno líquido (LH 2 ) y oxígeno líquido (LOX) , una combinación de alta energía que es ideal para etapas superiores pero que tiene importantes dificultades de manejo. [7]
Common Centaur está construido sobre tanques de combustible de globo estabilizados por presión de acero inoxidable [8] con paredes de 0,51 mm (0,020 in) de espesor. Puede levantar cargas útiles de hasta 19 000 kg (42 000 lb). [9] Las paredes delgadas minimizan la masa de los tanques, maximizando el rendimiento general de la etapa. [10]
Un mamparo común separa los tanques de LOX y LH 2 , lo que reduce aún más la masa del tanque. Está hecho de dos capas de acero inoxidable separadas por un panal de fibra de vidrio. El panal de fibra de vidrio minimiza la transferencia de calor entre el extremadamente frío LH 2 y el menos frío LOX. [11] : 19
El sistema de propulsión principal consta de uno o dos motores Aerojet Rocketdyne RL10 . [8] La etapa tiene capacidad para hasta doce reinicios, limitados por el combustible, la vida útil orbital y los requisitos de la misión. Combinado con el aislamiento de los tanques de combustible, esto permite a Centaur realizar los viajes en inercia de varias horas y las múltiples quemas de motor requeridas en inserciones orbitales complejas. [9]
El sistema de control de reacción (RCS) también proporciona espacio libre y consta de veinte propulsores monopropulsantes de hidracina ubicados alrededor de la etapa en dos cápsulas de 2 propulsores y cuatro cápsulas de 4 propulsores. Para el propulsor, se almacenan 150 kg (340 lb) de hidracina en un par de tanques de vejiga y se alimentan a los propulsores del RCS con gas helio presurizado , que también se utiliza para realizar algunas funciones principales del motor. [12]
A partir de 2024, se utilizan dos variantes de Centaur: Centaur III en Atlas V, [13] [14] y Centaur V en Vulcan Centaur. [15] Todas las demás variantes de Centaur han sido retiradas. [16] [17]
Los motores Centaur han evolucionado con el tiempo y, a partir de 2024, se utilizan tres versiones (RL10A-4-2, RL10C-1 y RL10C-1-1) (véase la tabla siguiente). Todas las versiones utilizan hidrógeno líquido y oxígeno líquido. [18]
Common Centaur es la etapa superior del cohete Atlas V. [12] Los Common Centaur anteriores estaban propulsados por la versión RL10-A-4-2 del RL-10. Desde 2014, Common Centaur ha volado con el motor RL10-C-1 , que se comparte con la segunda etapa criogénica Delta , para reducir costos. [25] [26] La configuración Dual Engine Centaur (DEC) seguirá utilizando el RL10-A-4-2 más pequeño para acomodar dos motores en el espacio disponible. [26]
El Atlas V puede volar en múltiples configuraciones, pero solo una afecta la forma en que Centaur se integra con el propulsor y el carenado: el carenado de carga útil Atlas V de 5,4 m (18 pies) de diámetro se fija al propulsor y encapsula la etapa superior y la carga útil, dirigiendo las cargas aerodinámicas inducidas por el carenado hacia el propulsor. Si se utiliza el carenado de carga útil de 4 m (13 pies) de diámetro, el punto de fijación está en la parte superior (extremo delantero) de Centaur, dirigiendo las cargas a través de la estructura del tanque de Centaur. [27]
Los últimos Centauros Comunes pueden acomodar cargas útiles secundarias utilizando un mamparo de popa unido al extremo del motor de la etapa. [28]
La mayoría de las cargas útiles se lanzan en un Centauro monomotor (SEC) con un RL10 . Esta es la variante para todos los vuelos normales del Atlas V (indicada por el último dígito del sistema de nombres, por ejemplo, Atlas V 421).
Existe una variante con dos motores RL-10, pero solo para el lanzamiento de la nave espacial tripulada CST-100 Starliner . El mayor empuje de los dos motores permite un ascenso más suave con mayor velocidad horizontal y menor velocidad vertical, lo que reduce la desaceleración a niveles que permiten sobrevivir en caso de que se produzca un aborto del lanzamiento y una reentrada balística en cualquier punto del vuelo. [29]
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Centaur V es la etapa superior del nuevo vehículo de lanzamiento Vulcan desarrollado por United Launch Alliance para satisfacer las necesidades del programa National Security Space Launch (NSSL). [30] Inicialmente, se pretendía que Vulcan entrara en servicio con una variante mejorada del Common Centaur, [31] con una actualización a la Etapa Evolucionada Criogénica Avanzada (ACES) planificada después de los primeros años de vuelos. [17] [32]
A finales de 2017, ULA decidió llevar elementos de la etapa superior de ACES hacia adelante y comenzar a trabajar en Centaur V. Centaur V tendrá el diámetro de 5,4 m (18 pies) de ACES y un aislamiento avanzado, pero no incluye la característica de Fluidos Integrados del Vehículo (IVF) que se espera que permita la extensión de la vida en órbita de la etapa superior de horas a semanas. [17] Centaur V utiliza dos versiones diferentes del motor RL10-C con extensiones de boquilla para mejorar el consumo de combustible para las cargas útiles más pesadas. [33] Esta mayor capacidad sobre Common Centaur tenía la intención de permitir a ULA cumplir con los requisitos de NSSL y retirar las familias de cohetes Atlas V y Delta IV Heavy antes de lo planeado inicialmente. El nuevo cohete se convirtió públicamente en Vulcan Centaur en marzo de 2018. [34] [35] En mayo de 2018, el Aerojet Rocketdyne RL10 se anunció como el motor de Centaur V luego de un proceso de adquisición competitivo contra el Blue Origin BE-3 . Cada etapa montará dos motores. [36] En septiembre de 2020, ULA anunció que ya no se estaba desarrollando ACES y que se utilizaría en su lugar Centaur V. [37] Tory Bruno, director ejecutivo de ULA, afirmó que el Centaur 5 de Vulcan tendrá un 40% más de resistencia y dos veces y media más energía que la etapa superior que ULA vuela actualmente. "Pero eso es solo la punta del iceberg", explicó Bruno. "Voy a aumentar hasta 450, 500, 600 veces la resistencia en solo los próximos años. Eso permitirá un conjunto completamente nuevo de misiones que ni siquiera puedes imaginar hacer hoy". [38]
Vulcan finalmente se lanzó el 8 de enero de 2024 y la etapa funcionó perfectamente en su vuelo inaugural. [39]
El concepto Centaur se originó en 1956 cuando la división Convair de General Dynamics comenzó a estudiar una etapa superior alimentada con hidrógeno líquido. El proyecto resultante comenzó en 1958 como una empresa conjunta entre Convair, la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) y la Fuerza Aérea de los EE. UU . En 1959, la NASA asumió el papel de ARPA. Centaur voló inicialmente como la etapa superior del vehículo de lanzamiento Atlas-Centaur , encontrando una serie de problemas iniciales de desarrollo debido a la naturaleza pionera del esfuerzo y el uso de hidrógeno líquido. [41] En 1994, General Dynamics vendió su división Space Systems a Lockheed-Martin . [42]
El Centauro fue desarrollado originalmente para su uso con la familia de vehículos de lanzamiento Atlas . Conocido en los primeros planos como la "etapa superior de alta energía", la elección del mitológico Centauro como homónimo pretendía representar la combinación de la fuerza bruta del cohete Atlas y la delicadeza de la etapa superior. [43]
Los lanzamientos iniciales de Atlas-Centaur utilizaron versiones de desarrollo, denominadas Centaur-A a -C.
El único lanzamiento del Centaur-A , el 8 de mayo de 1962, terminó en una explosión 54 segundos después del despegue, cuando los paneles de aislamiento del Centaur se separaron antes de tiempo, lo que provocó que el tanque LH 2 se sobrecalentara y se rompiera. Esta versión estaba propulsada por dos motores RL10A-1 . [44]
Tras extensos rediseños, el único vuelo del Centaur-B , el 26 de noviembre de 1963, fue un éxito. Esta versión estaba propulsada por dos motores RL10A-3. [44]
El Centaur-C voló tres veces entre 1964 y 1965, [44] con dos fallas y un lanzamiento declarado exitoso, aunque el Centaur no logró reiniciarse. Esta versión también estaba propulsada por dos motores RL10A-3. [44]
El Centaur-D fue la primera versión en entrar en servicio operativo en 1965, [44] con cincuenta y seis lanzamientos. [45] Estaba propulsado por dos motores RL10A-3-1 o RL10A-3-3. [44]
El 30 de mayo de 1966, un Atlas-Centaur lanzó el primer módulo de aterrizaje Surveyor hacia la Luna. A esto le siguieron seis lanzamientos más de Surveyor durante los dos años siguientes, y el Atlas-Centaur tuvo el rendimiento esperado. El programa Surveyor demostró la viabilidad de volver a encender un motor de hidrógeno en el espacio y proporcionó información sobre el comportamiento de LH 2 en el espacio. [11] : 96
En la década de 1970, Centaur estaba completamente maduro y se había convertido en la etapa de cohete estándar para lanzar cargas civiles más grandes a la órbita terrestre alta, reemplazando también al vehículo Atlas-Agena para las sondas planetarias de la NASA. [11] : 103–166
Una versión actualizada, llamada Centaur-D1A (propulsada por motores RL10A-3-3), se utilizó en el Atlas-SLV3D y entró en servicio durante la década de 1970. [46] [47] [44]
El Centaur-D1AR se utilizó para el Atlas-SLV3D y el Atlas G entró en uso durante los años 1970 y 1980. [48] [44] [49]
A finales de 1989, Centaur-D se había utilizado como etapa superior en 63 lanzamientos de cohetes Atlas, 55 de los cuales tuvieron éxito. [1]
El Saturno I fue diseñado para volar con una tercera etapa SV para permitir que las cargas útiles fueran más allá de la órbita baja terrestre (LEO). La etapa SV estaba destinada a ser propulsada por dos motores RL-10A-1 que quemaban hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante. La etapa SV voló cuatro veces en las misiones SA-1 a SA-4 ; en las cuatro misiones los tanques del SV se llenaron con agua para usarla como lastre durante el lanzamiento. La etapa no voló en una configuración activa.
El Centaur D-1T (propulsado por motores RL10A-3-3) fue una versión mejorada para su uso en el mucho más potente cohete propulsor Titan III en la década de 1970, [44] con el primer lanzamiento del Titan IIIE resultante en 1974. El Titan IIIE triplicó con creces la capacidad de carga útil del Atlas-Centaur e incorporó un aislamiento térmico mejorado, lo que permitió una vida útil orbital de hasta cinco horas, un aumento sobre los 30 minutos del Atlas-Centaur. [11] : 143
El primer lanzamiento de la Titan IIIE en febrero de 1974 no tuvo éxito, ya que se perdió el Experimento de Plasma Espacial de Alto Voltaje (SPHINX) y una maqueta de la sonda Viking . Finalmente se determinó que los motores de la Centaur habían ingerido un clip instalado incorrectamente del tanque de oxígeno. [11] : 145–146
Los siguientes Titan-Centaurs lanzaron Helios 1 , Viking 1 , Viking 2 , Helios 2 , [50] Voyager 1 y Voyager 2. El propulsor Titan utilizado para lanzar Voyager 1 tuvo un problema de hardware que provocó un apagado prematuro, que la etapa Centaur detectó y compensó con éxito. Centaur terminó su combustión con menos de 4 segundos de combustible restante. [11] : 160
El Centaur D-1T tenía las siguientes especificaciones generales: [51]
El transbordador espacial Centaur fue una etapa superior propuesta para el transbordador espacial . Para permitir su instalación en las bahías de carga útil del transbordador, el diámetro del tanque de hidrógeno del Centaur se aumentó a 4,3 m (14 pies), mientras que el diámetro del tanque de LOX se mantuvo en 3,0 m (10 pies). Se propusieron dos variantes: Centaur G Prime, que se planeó para lanzar las sondas robóticas Galileo y Ulysses , y Centaur G, una versión acortada, reducida en longitud de aproximadamente 9 a 6 m (30 a 20 pies), planeada para las cargas útiles del Departamento de Defensa de los EE. UU. y la sonda Venus Magallanes . [52]
Después del accidente del transbordador espacial Challenger , y solo unos meses antes de que se hubiera programado el vuelo del transbordador Centaur, la NASA concluyó que era demasiado arriesgado volar el Centaur en el transbordador. [53] Las sondas se lanzaron con el IUS de combustible sólido mucho menos potente , y Galileo necesitó múltiples asistencias gravitacionales de Venus y la Tierra para llegar a Júpiter.
El vacío de capacidad dejado por la terminación del programa Shuttle-Centaur fue llenado por un nuevo vehículo de lanzamiento, el Titan IV . Las versiones 401A/B utilizaron una etapa superior Centaur con un tanque de hidrógeno de 4,3 metros (14 pies) de diámetro. En la versión Titan 401A, un Centaur-T fue lanzado nueve veces entre 1994 y 1998. La sonda Cassini-Huygens Saturn de 1997 fue el primer vuelo del Titan 401B, con seis lanzamientos adicionales que finalizaron en 2003, incluido un fallo del SRB . [54]
La etapa superior del Atlas I era la etapa Centaur I , derivada de modelos anteriores de Centaur que también volaban sobre los propulsores Atlas. Centaur I contaba con dos motores RL-10-A-3A que quemaban hidrógeno líquido y oxígeno líquido, lo que hacía que la etapa fuera extremadamente eficiente. Para ayudar a ralentizar la evaporación del hidrógeno líquido en los tanques, Centaur contaba con paneles de aislamiento de fibra de vidrio que se desechaban 25 segundos después de que se desecharan los motores de los propulsores de la primera etapa. [55] Centaur I fue la última versión de la etapa que contó con paneles de aislamiento separadores.
El Centaur II fue desarrollado inicialmente para su uso en la serie de cohetes Atlas II . [45] El Centaur II también voló en los lanzamientos iniciales del Atlas IIIA . [12]
El Atlas IIIB introdujo el Common Centaur, un Centaur II más largo e inicialmente con dos motores. [12]
Fuente: Especificaciones del Atlas V551, a partir de 2015. [56]
La mayoría de los Centauros comunes lanzados en el Atlas V tienen cientos o miles de kilogramos de propulsores restantes en la separación de la carga útil. En 2006, estos propulsores fueron identificados como un posible recurso experimental para probar técnicas de gestión de fluidos criogénicos en el espacio. [57]
En octubre de 2009, la Fuerza Aérea y United Launch Alliance (ULA) realizaron una demostración experimental en la etapa superior modificada Centaur del lanzamiento DMSP-18 para mejorar "la comprensión de la sedimentación y el chapoteo del propulsor , el control de presión, el enfriamiento del RL10 y las operaciones de apagado de dos fases del RL10". El DMSP-18 era una carga útil de baja masa, con aproximadamente el 28% (5.400 kg (11.900 lb)) de propulsor LH2 / LOX restante después de la separación. Se llevaron a cabo varias demostraciones en órbita durante 2,4 horas, que concluyeron con una quema de desorbitación . [58] La demostración inicial tenía como objetivo preparar experimentos de gestión de fluidos criogénicos más avanzados planificados en el marco del programa de desarrollo de tecnología CRYOTE basado en Centaur en 2012-2014, [59] y aumentará el TRL del sucesor de la etapa criogénica evolucionada avanzada Centaur. [16]
Aunque Centaur tiene una larga y exitosa historia de vuelo, ha experimentado una serie de contratiempos:
Centaur 3 (que vuela en el cohete Atlas V) tiene 3,8 metros de diámetro. El primer Centaur que volaremos en Vulcan alcanzará directamente los 5,4 metros de diámetro.
porque se propuso hacer el primer uso del hidrógeno líquido, teóricamente poderoso pero problemático, como combustible.
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