El Atlas II fue un 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 cohetes propulsores sólidos acoplables. Fue diseñado para lanzar cargas útiles a la órbita terrestre baja , la órbita de transferencia geosincrónica o la órbita geosincrónica. Se llevaron a cabo sesenta y tres lanzamientos de los modelos Atlas II, IIA e IIAS entre 1991 y 2004; los sesenta y tres lanzamientos fueron exitosos, lo que convierte al Atlas II en un sistema de lanzamiento espacial altamente confiable. La línea Atlas fue continuada por el Atlas III , utilizado entre 2000 y 2005, y el Atlas V , que todavía está en uso a partir de 2024 .[actualizar]
En mayo de 1988, la Fuerza Aérea de los 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 bajo el programa de Vehículo de Lanzamiento Medio II (MLV-II). [4] Las ventas comerciales adicionales y del gobierno de los EE. UU. resultaron en aumentos de producción que llevaron a la producción y lanzamiento de más de 60 vehículos.
El Atlas II se desarrolló a partir del Atlas I y presentó numerosas mejoras con respecto a ese vehículo. [5]
El lanzamiento del Atlas II se realizó desde el complejo de lanzamiento 36 de la estación de la Fuerza Espacial de Cabo Cañaveral , en Florida, así como desde el complejo de lanzamiento espacial 3E de la base de la Fuerza Espacial Vandenberg, en California. Todos los lanzamientos fueron exitosos.
El Atlas II ofrecía un mayor rendimiento que el anterior Atlas I al utilizar motores con mayor empuje y tanques de combustible más largos para ambas etapas. El mayor empuje, la eficiencia del motor y la capacidad de combustible permitieron al vehículo elevar cargas útiles de 6100 libras (2767 kg) a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), o más en las variantes posteriores del Atlas II. [5]
El Atlas II también contaba con electrónica de menor costo, una computadora de vuelo mejorada y tanques de combustible más largos que su predecesor, el 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. La etapa estaba propulsada por 3 motores 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 de refuerzo eran las variantes RS-56-OBA (el conjunto completo de ambos motores y el faldón trasero se conocía como MA-5A), con un alto empuje pero una eficiencia moderada. El motor sustentador (central) era la variante RS-56-OSA, que presentaba mucho menos empuje pero una mayor eficiencia a grandes altitudes que los motores de refuerzo.
Los motores Vernier utilizados en la primera etapa del Atlas I (y 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", en la que encendía los tres motores RS-56 en el despegue y luego desechaba los dos motores laterales RS-56-OBA y su estructura de soporte durante el ascenso. Los dos motores RS-56-OBA estaban integrados en una sola unidad llamada MA -5A y compartían un generador de gas común . ardían durante aproximadamente 164 segundos antes de ser desechados, cuando la aceleración alcanzaba aproximadamente 5,0–5,5 g . El motor sustentador central de la primera etapa, un RS-56-OSA, ardía durante 125 segundos adicionales después de su desecho. Presentaba una mejor eficiencia a grandes altitudes que los RS-56-OBA. [10] [7]
La primera etapa también tenía la opción de ser equipada con cuatro cohetes propulsores sólidos Castor 4A como parte de la versión IIAS, cada uno de los cuales proporcionaba un empuje adicional de 478,3 kN (107.500 lbf ) durante 56 segundos. Los dos primeros propulsores se encendieron en 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 quemas. [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 del Centaur. El Centaur II contaba con 2 motores RL-10A -3-3A, que quemaban hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Contaba con tanques de propulsante 0,9 metros más largos que su predecesor, el Centaur I, lo que le daba a la etapa más propulsante y, por lo tanto, un mayor rendimiento. Debido a los propulsantes superfríos dentro del Centaur, se instaló un aislamiento de espuma en la piel metálica exterior de la etapa para ayudar a mitigar la evaporación del propulsante dentro del tanque. El aislamiento de espuma del Centaur II estaba unido permanentemente al costado de la etapa, mientras que las versiones anteriores de la etapa (incluido el Centaur I) desechaban sus paneles de aislamiento durante el vuelo. [1]
La etapa superior del Centaur II (junto con todas las demás variantes del Centaur) utilizaba un diseño de tanque de combustible estabilizado por presión y combustibles criogénicos . Los dos tanques de combustible de acero inoxidable estaban separados por un mamparo común, lo que ayudaba a mantener baja la masa. El Centaur II tenía 10,1 m (33 pies) de largo y transportaba casi 17 t (37 000 lb) de combustible. La etapa también contaba con 12 propulsores de hidracina de 27 N (6,1 lbf) para orientar la etapa y asentar los combustibles antes del encendido del motor. [7]
Para las versiones IIA e IIAS, Atlas utilizó la variante Centaur IIA que contaba con dos motores RL-10A -4, que proporcionaban mayor empuje y eficiencia que los RL-10A-3-3A. Los dos motores podían equiparse con toberas extensibles, lo que proporcionaría un aumento de la eficiencia y, por lo tanto, del rendimiento. [12]
El Centaur II fue refinado aún más para crear el Centaur III, que voló en el Atlas III y continúa volando hoy en día en el Atlas V. El Atlas II fue el último cohete Atlas que solo tenía disponible un Centaur de dos motores; los cohetes futuros tenían la opción de uno o dos motores RL-10 en el Centaur. [13] Sin embargo, el Centaur V que vuela en el cohete Vulcan solo utilizará dos motores RL-10. [14]
La Etapa de Impulso de Apogeo Integrado era una etapa superior opcional, utilizada únicamente como etapa de impulso de apogeo durante el lanzamiento de satélites del Sistema de Comunicaciones por Satélite de Defensa III (que fueron diseñados para ser lanzados directamente a la órbita geoestacionaria utilizando la Etapa Superior Inercial o Transtage , 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, y transportaba 1303 kg de propulsor con una masa seca de 275 kg.
Había tres modelos de carenado disponibles para el Atlas II: [7]
La variante Medium no se usó comúnmente para el Atlas II, pero se usó a menudo en cohetes Atlas anteriores. Las opciones de carenado Grande y Extendido también se usaron más tarde 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 extendida adicional ("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 transportar la mayor cantidad de carga útil a la órbita, ya que ese carenado era el más liviano. De manera similar, los cohetes con carenados grandes o extendidos sufrieron pequeñas reducciones en su capacidad de carga útil.
Atlas II se desarrolló en tres versiones.
El Atlas II original se basó en el Atlas I y sus predecesores . Sus tanques de combustible alargados y su electrónica mejorada con respecto al Atlas I ofrecían un mejor rendimiento. Fue diseñado para funcionar como parte del programa de vehículos de lanzamiento medianos II de la Fuerza Aérea de los EE. UU. Esta versión voló entre 1991 y 1998. [1]
El Atlas IIA fue un derivado del Atlas II diseñado para dar servicio al mercado de lanzamiento comercial. La principal mejora fue el cambio del motor RL10 A-4 en la etapa superior del Centaur, lo que aumentó el rendimiento de la etapa y la capacidad de carga útil del vehículo. [7] La versión IIA voló entre 1992 y 2002. [12]
El Atlas IIAS era prácticamente idéntico al IIA, pero se le añadieron cuatro cohetes propulsores de combustible sólido Castor 4A para aumentar el rendimiento. Estos propulsores se encendían de dos en dos: uno de ellos se encendía en tierra y el segundo en el aire poco después de que se separara el primero. La "sección de propulsores de media etapa" se desprendía entonces como de costumbre. [7] El IIAS se utilizó entre 1993 y 2004, simultáneamente con el IIA. [11]
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