Atlas II era miembro de la familia de vehículos de lanzamiento Atlas , que evolucionó a partir del exitoso programa de misiles Atlas de la década de 1950. El Atlas II fue una evolución directa del Atlas I , con tanques de primera etapa más largos, motores de mayor rendimiento y la opción de propulsores de cohetes sólidos con correa. Fue diseñado para lanzar cargas útiles a una órbita terrestre baja , una órbita de transferencia geosincrónica o una órbita geosincrónica. Entre 1991 y 2004 se realizaron sesenta y tres lanzamientos de los modelos Atlas II, IIA e IIAS; los sesenta y tres lanzamientos fueron un éxito, lo que convirtió al Atlas II en un sistema de lanzamiento espacial muy fiable. La línea Atlas fue continuada por el Atlas III , utilizado entre 2000 y 2005, y el Atlas V que todavía está en uso.
En mayo de 1988, la Fuerza Aérea de EE. UU. eligió a General Dynamics (ahora Lockheed Martin ) para desarrollar el vehículo Atlas II, principalmente para lanzar cargas útiles del Sistema de Comunicaciones por Satélite de Defensa en el marco del programa Vehículo de Lanzamiento Medio II (MLV-II). [4] Las ventas comerciales adicionales y del gobierno de EE. UU. dieron como resultado aumentos de producción que llevaron a la producción y lanzamiento de más de 60 vehículos.
Atlas II fue desarrollado a partir del Atlas I y presentó numerosas mejoras con respecto a ese vehículo. [5]
Atlas II se lanzó desde el Complejo de Lanzamiento 36 en la Estación de la Fuerza Espacial de Cabo Cañaveral en Florida, así como desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 3E en la Base de la Fuerza Espacial Vandenberg en California. Todos los lanzamientos fueron exitosos.
Atlas II proporcionó un rendimiento más alto que el Atlas I anterior al utilizar motores con mayor empuje y tanques de propulsor más largos para ambas etapas. El mayor empuje, eficiencia del motor y capacidad del propulsor permitieron al vehículo elevar cargas útiles de 6100 libras (2767 kg) a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), o más en variantes posteriores del Atlas II. [5]
Atlas II también presentaba componentes electrónicos de menor costo, una computadora de vuelo mejorada y tanques de propulsor más largos que su predecesor, Atlas I. [6]
La primera etapa del Atlas II tenía 3,05 m (10,0 pies) de diámetro y 24,90 m (81,7 pies) de largo. El escenario estaba propulsado por 3 motores de cohete RS-56 (derivados del motor principal RS-27 del cohete Delta II ) que quemaban 156 t (344 000 lb) de RP-1 y oxígeno líquido . Los dos motores propulsores eran las variantes RS-56-OBA (el conjunto completo de ambos motores y el faldón trasero se denominaba MA-5A), con alto empuje pero eficiencia moderada. El motor sustentador (centro) era la variante RS-56-OSA, que presentaba mucho menos empuje pero mayor eficiencia a grandes altitudes que los motores propulsores.
Los motores vernier utilizados en la primera etapa del Atlas I (y en todos los modelos Atlas anteriores) fueron reemplazados por un sistema de control de balanceo alimentado con hidracina en el Atlas II. Este sistema, montado en la etapa intermedia entre la primera y la segunda etapa, utilizaba pequeños propulsores para controlar el balanceo del vehículo. [1] [7] [8] En comparación con el Atlas I , la primera etapa del Atlas II era 2,7 m (8 pies 10 pulgadas) más alta. [9]
El Atlas II fue el último cohete Atlas en utilizar la técnica de "etapa y media", donde encendió los 3 motores RS-56 en el despegue y luego descartó los 2 motores laterales RS-56-OBA y su estructura de soporte durante ascenso. Los dos motores RS-56-OBA se integraron en una sola unidad llamada MA-5A y compartían un generador de gas común . Se quemaron durante aproximadamente 164 segundos antes de ser desechados, cuando la aceleración alcanzó aproximadamente 5,0-5,5 g. El motor sustentador central de la primera etapa, un RS-56-OSA, ardería durante 125 segundos adicionales después de su descarte. Presentaba una mejor eficiencia a grandes altitudes que los RS-56-OBA. [10] [7]
La primera etapa también tenía la opción de equiparse con 4 propulsores de cohetes sólidos Castor 4A como parte de la versión IIAS, cada uno de los cuales proporcionaba 478,3 kN (107.500 lb f ) adicionales de empuje durante 56 segundos. Los dos primeros propulsores se encendieron durante el despegue y los otros dos se encendieron después de que los dos primeros se quemaran. Ambos pares de propulsores fueron desechados poco después de sus respectivas quemaduras. [11]
La segunda etapa del Atlas II, el Centaur II, fue el resultado de más de 3 décadas de vuelos y mejoras de la etapa superior Centaur. Centaur II presentaba 2 motores RL-10A-3-3A , que quemaban hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Presentaba tanques de propulsor 0,9 metros más largos que su predecesor, el Centaur I, lo que le daba al escenario más propulsor y, por tanto, mayor rendimiento. Debido a los propulsores súper fríos dentro de Centaur, se instaló aislamiento de espuma en la piel metálica exterior del escenario para ayudar a mitigar la ebullición del propulsor dentro del tanque. El aislamiento de espuma del Centaur II estaba permanentemente adherido al costado del escenario, mientras que las versiones anteriores del escenario (incluido el Centaur I) desecharon sus paneles aislantes durante el vuelo. [1]
La etapa superior Centaur II (junto con todas las demás variantes de Centaur) utilizó un diseño de tanque de propulsor estabilizado por presión y propulsores criogénicos . Los dos tanques de propulsor de acero inoxidable estaban separados por un mamparo común, lo que ayudaba a mantener baja la masa. Centaur II tenía 10,1 m (33 pies) de largo y transportaba casi 17 t (37.000 libras) de combustible. El escenario también contó con 12 propulsores de hidracina de 27 N (6,1 lbf) para orientar el escenario y asentar los propulsores antes del encendido del motor. [7]
Para las versiones IIA e IIAS, Atlas utilizó la variante Centaur IIA que presentaba 2 motores RL-10A-4 , proporcionando mayor empuje y eficiencia que el RL-10A-3-3A. Los dos motores podrían equiparse con toberas extensibles, lo que proporcionaría un aumento de la eficiencia y, por tanto, del rendimiento. [12]
Centaur II se perfeccionó aún más para crear el Centaur III, que voló en el Atlas III y continúa volando hoy en el Atlas V. Atlas II fue el último cohete Atlas que solo tenía un Centaur de doble motor disponible; los cohetes futuros tenían la opción de uno o dos motores RL-10 en Centaur. [13] Sin embargo, el Centaur V que vuela en el cohete Vulcan sólo utilizará dos motores RL-10. [14]
La etapa de impulso de apogeo integrada era una etapa superior opcional, que se usaba solo como etapa de apogeo al lanzar satélites del Sistema de comunicaciones por satélite de defensa III (que fueron diseñados para ser entregados directamente a la órbita geoestacionaria utilizando la etapa superior transetapa o inercial , y por lo tanto no eran capaces de realizar su propia combustión de circularización en el apogeo de su órbita de transferencia geoestacionaria ) a bordo del Atlas II y, más tarde, del Delta IV . Estaba propulsado por dos motores R-4D y podía operar en órbita hasta doce días antes de desplegar su carga útil, lo que permitía una flexibilidad adicional en la planificación de la misión. El IABS medía 2,9 m de diámetro y 0,68 m de longitud, transportando 1303 kg de propulsor con una masa seca de 275 kg.
Había tres modelos de carenado disponibles para el Atlas II: [7]
La variante Mediana no se usaba comúnmente para Atlas II, pero se usaba a menudo en cohetes Atlas anteriores. Las opciones de carenado grande y extendido también se utilizaron posteriormente en los cohetes Atlas III y Atlas V. Para el Atlas V, estos carenados eran parte de la serie 400 de ese cohete, y estaba disponible una opción más extendida ("Extra Extended"). [15] El carenado Atlas de 4 metros voló por última vez en 2022. [16]
Los cohetes Atlas II que volaban con un carenado mediano podían poner en órbita la mayor cantidad de carga útil, ya que ese carenado era el más ligero. De manera similar, los cohetes con carenados grandes o extendidos sufrieron ligeros impactos en su capacidad de carga útil.
Atlas II fue desarrollado a partir del Atlas I y estaba disponible en 3 versiones.
El Atlas II original se basó en el Atlas I y sus predecesores . Sus tanques de propulsor alargados y su electrónica mejorada con respecto al Atlas I ofrecieron un mejor rendimiento. Fue diseñado para funcionar como parte del programa Medium Launch Vehicle II de la Fuerza Aérea de EE. UU. Esta versión voló entre 1991 y 1998. [1]
Atlas IIA era un derivado del Atlas II diseñado para dar servicio al mercado de lanzamiento comercial. La principal mejora fue el cambio del motor RL10A-3-3A al RL10A-4 en el escenario superior Centaur, aumentando el rendimiento del escenario y la capacidad de carga útil del vehículo. [7] La versión IIA voló entre 1992 y 2002. [12]
Atlas IIAS era en gran medida idéntico al IIA, pero agregó cuatro propulsores de cohetes sólidos Castor 4A para aumentar el rendimiento. Estos propulsores se encendieron en pares: un par se encendió en el suelo y el segundo en el aire poco después de que el primer par se separara. La sección de refuerzo de media etapa se retiraría como de costumbre. [7] El IIAS se utilizó entre 1993 y 2004, simultáneamente con el IIA. [11]
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