Delta III era un vehículo de lanzamiento prescindible fabricado por McDonnell Douglas (posteriormente adquirido por Boeing ). El vehículo fue desarrollado a partir del exitoso Delta II para ayudar a satisfacer la demanda de lanzamiento de satélites más grandes. El primer lanzamiento de Delta III fue el 26 de agosto de 1998. [4] De sus tres vuelos, los dos primeros fueron un fracaso, y el tercero, aunque declarado exitoso, alcanzó el extremo inferior de su alcance orbital objetivo y llevaba sólo un muñeco (inerte). ) carga útil. El Delta III podría entregar hasta 3.810 kg (8.400 lb) a la órbita de transferencia geoestacionaria , el doble de la carga útil de su predecesor, el Delta II . [1] Según el sistema de designación de cuatro dígitos de los cohetes Delta anteriores , el Delta III está clasificado como Delta 8930.
Debido al continuo tamaño y crecimiento de la masa de los satélites comerciales a finales de la década de 1980, McDonnell Douglas se dio cuenta de la necesidad de un cohete de mayor rendimiento que incluso su nuevo Delta II . Las nuevas ofertas de autobuses satelitales de Hughes requerían un vehículo de lanzamiento con un carenado de carga útil de 4 metros de diámetro, así como la capacidad de enviar 3,5 toneladas de carga útil a una órbita de transferencia geoestacionaria , ninguna de las cuales ofrecía Delta II. [5]
A finales de los años 1980 y principios de los 1990 se consideraron múltiples opciones para hacer evolucionar el Delta II para soportar cargas útiles más grandes, concretamente utilizando etapas superiores de hidrógeno líquido y oxígeno líquido de mayor rendimiento. Finalmente, el Delta III se anunció en 1995, con una primera etapa Delta II evolucionada y una segunda etapa basada en la del cohete japonés H-II . Esto llevó a que Delta III fuera similar en tamaño a Delta II, lo que significa que la infraestructura existente de Delta II en SLC-17B podría usarse después de algunas modificaciones. Poco después del anuncio, Hughes realizó un pedido de 13 lanzamientos Delta III. [5]
Delta III sólo volaría tres veces. Los dos primeros lanzamientos, ambos con satélites activos, fracasaron. El tercer y último lanzamiento, con una carga útil ficticia, solo tuvo un éxito parcial después de que el motor de segunda etapa del RL-10B se apagara prematuramente. Después de que el interés comercial disminuyó, el programa Delta III finalizó oficialmente en 2003. Luego, Boeing cambió su enfoque al nuevo cohete Delta IV , que era mucho más capaz que el Delta III. [5]
Ya se construyeron varios cohetes Delta III que no se habrían utilizado, pero fueron canibalizados para obtener piezas tanto para Delta II como para Delta IV. [5]
Delta III fue desarrollado a partir del cohete Delta II. El nuevo vehículo lucía una primera etapa modificada y una etapa superior nueva y más eficiente. Esto llevó a que Delta III tuviera aproximadamente el doble de capacidad de carga útil que Delta II. Sin embargo, los fracasos consecutivos de los Delta III iniciales, combinados con el programa más avanzado Delta IV y el éxito continuo del Delta II, dejaron al Delta III como un vehículo provisional. [3]
Al igual que el Delta II, la primera etapa del Delta III quemaba queroseno y oxígeno líquido y estaba propulsada por un motor principal Rocketdyne RS-27A con dos motores vernier para control de balanceo. [6] Los motores vernier también se utilizaron para el control de actitud después de que el motor principal se apagara, justo antes de que se separara la segunda etapa. [2] Si bien la carga de propulsor y la masa bruta del escenario eran casi idénticas a las del Delta II, el diámetro del tanque de queroseno se incrementó de 2,4 metros a 4 metros, mientras que se redujo su altura. El tanque de oxígeno líquido y la sección del motor se mantuvieron prácticamente sin cambios. El tanque de queroseno rediseñado redujo la longitud total de la etapa y, combinado con el aumento de altura de la segunda etapa, permitió que el Delta III usara las mismas instalaciones de lanzamiento que el Delta II con solo modificaciones menores. [1]
El empuje de la primera etapa fue aumentado por nueve propulsores de cohetes sólidos GEM -46, a veces denominados GEM LDXL (de gran diámetro y longitud extendida). Estos tenían 14,7 m (48 pies) de largo, 1,2 m (46 pulgadas) de diámetro y una masa de 19 toneladas métricas cada uno, aproximadamente seis toneladas métricas más que los motores GEM-40 estándar del Delta II. Seis se encendieron en la plataforma de lanzamiento, mientras que los tres restantes se encendieron justo antes del agotamiento y la separación de los propulsores iluminados desde tierra. Para mantener la autoridad de dirección, tres de los propulsores iluminados desde tierra tenían boquillas de dirección . [1] Los propulsores GEM-46 se utilizarían más tarde en el Delta II, dando lugar al Delta II Heavy.
La segunda etapa del Delta III fue la recientemente desarrollada Segunda Etapa Criogénica Delta (DCSS), que quemaba hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Fue desarrollado y fabricado en parte por Mitsubishi Heavy Industries y se basó en la segunda etapa del cohete H-IIA de JAXA . Boeing estaba a cargo del diseño preliminar y del desarrollo de nuevas tecnologías (y el DCSS del cual se derivó de la etapa superior del H-IIA), mientras que Mitsubishi Heavy Industries era responsable de la fabricación. El tanque de hidrógeno líquido tenía 4 m (13 pies) de diámetro, mientras que el tanque de oxígeno líquido separado (unido mediante una armadura al fondo del tanque de hidrógeno) tenía alrededor de 3 m (9,8 pies) de diámetro. Esta etapa ofreció un rendimiento significativamente mejor que la segunda etapa del Delta II, el Delta-K , que quemaba propulsores hipergólicos. [1] El DCSS estaba propulsado por un motor Pratt & Whitney RL10B-2 , derivado del RL10 que impulsa la etapa superior Centaur pero con actuadores electromecánicos para el control del cardán y una boquilla extensible para un mayor impulso específico. [6] Después del retiro de Delta III, el diseño de esta etapa se modificó para usarlo como segunda etapa del Delta IV. [7]
El control de la segunda etapa estuvo a cargo de 4 juegos de propulsores de hidracina instalados alrededor del fondo del tanque de oxígeno líquido. Durante el encendido del motor, estos propulsores solo proporcionaban control de balanceo (ya que el propio motor podía girar para cabecear y guiñar). Durante los períodos de costa, estos proporcionarían un control de 3 ejes.
Delta III se ofreció con una tercera etapa opcional, el motor de cohete sólido Star 48B. Se habría colocado encima del DCSS y contenido dentro del carenado de carga útil. El escenario se habría utilizado para órbitas de alta energía, como misiones interplanetarias. [2] Nunca voló en Delta III, pero se usó comúnmente en misiones Delta II. También se ha utilizado en Delta IV y Atlas V.
El carenado de carga útil era un nuevo diseño compuesto , que coincidía con el diámetro de 4 m (13 pies) del tanque de hidrógeno de la etapa superior y permitía cargas útiles más grandes que el carenado de 9,5 o 10 pies de diámetro del Delta II. El carenado de 4 metros del Delta III se derivó del carenado compuesto de 10 pies del Delta II. [2] Este diseño de carenado se reutilizaría más tarde en el Delta IV Medium.