Atlas III

Atlas III

El vuelo inaugural del Atlas III
Función	Vehículo de lanzamiento desechable mediano
Fabricante	Lockheed Martin
País natal	Estados Unidos
Tamaño
Altura	52,8 m (173 pies)
Diámetro	3,05 m (10,0 pies)
Masa	214.338 kilogramos (472.534 libras)
Etapas	2
Capacidad
Carga útil hasta 185 km 28,5° órbita terrestre baja
Masa	IIIA: 8.686 kg (19.149 libras) IIIB: 10.759 kg (23.720 libras) [1]
Carga útil a órbita de transferencia geoestacionaria
Masa	IIIA: 4.060 kg (8.950 libras) IIIB: 4.500 kg (9.900 libras) [1]
Carga útil hasta 185 km en órbita polar de 90°
Masa	IIIA: 7162 kg (15 790 libras) IIIB: 9212 kg (20 309 libras) [1]
Cohetes asociados
Familia	Atlas
Historial de lanzamiento
Estado	Jubilado
Sitios de lanzamiento	SLC-36B , Cabo Cañaveral SLC-3E , VSFB (nunca utilizado)
Lanzamientos totales	6 ( IIIA: 2, IIIB: 4)
Éxito(s)	6 ( IIIA: 2, IIIB: 4) [2]
Primer vuelo	IIIA: 24 de mayo de 2000 IIIB: 21 de febrero de 2002
Último vuelo	IIIA: 13 de marzo de 2004 IIIB: 3 de febrero de 2005
Primera etapa
Desarrollado por	1 RD-180
Empuje máximo	4.148,7 kN (932.700 lb -pie )
Impulso específico	311 s (3,05 km/s)
Tiempo de combustión	132 segundos
Propulsor	RP-1 / Oxígeno líquido
Segunda etapa (Atlas IIIA/IIIB) – Centaur (SEC)
Desarrollado por	1 RL- 10A
Empuje máximo	99,2 kN (22 300 lb -pie )
Impulso específico	451 s (4,42 km/s)
Tiempo de combustión	738 segundos
Propulsor	LH2 / óxido nitroso
Segunda etapa (Atlas IIIB) – Centaur (DEC)
Desarrollado por	2 RL- 10A
Empuje máximo	147 kN (33 000 lb -pie )
Impulso específico	449 s (4,40 km/s)
Tiempo de combustión	392 segundos
Propulsor	LH2 / óxido nitroso
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El Atlas III (conocido como Atlas II-AR (R por ruso) en sus inicios ^[3] ) fue un vehículo de lanzamiento orbital estadounidense , utilizado entre los años 2000 y 2005. ^[4] Se desarrolló a partir del exitoso cohete Atlas II y compartía muchos componentes. ^[1] Fue el primer miembro de la familia Atlas desde el Atlas A en presentar un método de estadificación "normal", en comparación con los miembros anteriores de la familia Atlas, que estaban equipados con dos motores externos desechables en la primera etapa (propulsora) (con un solo motor central que servía como sustentador). El Atlas III se desarrolló aún más para crear el Atlas V.

El Atlas III se desarrolló a partir del exitoso cohete Atlas II y constaba de dos etapas. La primera etapa fue muy modificada a partir del Atlas II, y la etapa superior siguió siendo la Centaur . El Atlas III se fabricó en dos versiones. La base fue el Atlas IIIA , pero también se produjo el Atlas IIIB , que presentaba una versión bimotor alargada de la etapa superior del Centaur. ^[2]

La primera etapa del Atlas III se derivó de la del Atlas II. Sus tanques de combustible eran 3 m (9,8 pies) más largos que los del Atlas II, lo que hacía que el motor tuviera más combustible disponible y aumentaba el rendimiento del vehículo. En el interior de los tanques se almacenaban más de 183 toneladas de combustible RP-1 y oxígeno líquido. El famoso sistema de "etapa y media" utilizado en todos los cohetes Atlas desde el Atlas B hasta el Atlas II, en el que se encendían tres motores en tierra y dos de ellos se dejaban caer durante el vuelo, fue reemplazado por un solo motor ruso RD-180 , que ofrecía un mayor empuje y eficiencia que los motores anteriores. A diferencia del Atlas II y el posterior Atlas V , no había opción de añadir motores de cohetes sólidos a la primera etapa. Se montaron 12 retrocohetes en la etapa para ayudar a separarla del Centaur durante el vuelo. ^[1]

La primera etapa siguió utilizando la tecnología de tanques de globo de los cohetes Atlas anteriores, en los que las paredes de acero inoxidable de los tanques eran delgadas y debían permanecer presurizadas para no colapsar. Los tanques se presurizaban con gas helio, que se almacenaba en 13 botellas a lo largo de la etapa. ^[1]

La primera etapa no sufrió cambios entre las variantes Atlas IIIA y IIIB.

El módulo de control de balanceo del Atlas, que contenía varios propulsores de hidracina y ayudaba a mantener la estabilidad del balanceo en el Atlas II, fue eliminado en el Atlas III. Por lo tanto, el RD-180 de doble cámara era responsable del cardán para controlar el cabeceo, la guiñada y el balanceo del cohete durante el vuelo de la primera etapa. ^[1]

La segunda etapa del Atlas III fue el Centaur. Estaba propulsado por uno o dos motores Pratt & Whitney (posteriormente Aerojet Rocketdyne ) RL-10 , alimentados con hidrógeno líquido y oxígeno líquido. En comparación con el Atlas II, el empuje y la eficiencia adicionales de la primera etapa del Atlas III permitieron que se quitara un motor RL-10 del Centaur, y el Atlas III fue el primer Atlas en ofrecer un Centaur monomotor. Los motores de un Centaur bimotor se montaban directamente en el mamparo del tanque de combustible de popa, mientras que el motor de un Centaur monomotor se montaba en una viga especialmente diseñada conectada a esos soportes de motor bimotor existentes. El Centaur monomotor presentaba un motor RL-10A-4-1 con una tobera extensible de 51 cm (20 pulgadas), que aumentaba el empuje del motor en 1,4 kN y el impulso específico en 6,5 segundos. ^[1]

El Centaur albergaba la aviónica y las computadoras de vuelo del vehículo y controlaba todo el vuelo. El motor RL-10 del Centaur monomotor contaba con cardán electromecánico, a diferencia del cardán hidráulico de otras variantes. ^[1]

Los tanques del Centaur eran tanques de globo, como la primera etapa, hechos de acero inoxidable. Se instaló un aislamiento de espuma de PVC en el exterior de las paredes del tanque para ayudar a limitar la evaporación del propulsor en el interior de los tanques. ^[1]

En el Atlas III volaron dos variantes del Centauro:

• El Centaur II , que voló en el Atlas IIIA, se ofreció únicamente con un motor RL-10. Esta etapa es casi idéntica al Centaur II del Atlas II, con la única diferencia importante de que solo lleva un motor acoplado. ^[5]
• El Centaur III , también conocido como Common Centaur , que voló en el Atlas IIIB, estaba disponible con uno o dos motores RL-10. Sus tanques eran 1,68 m (5 pies 6 pulgadas) más largos que los del Centaur II, lo que ofrecía un aumento sustancial en la capacidad de combustible y aumentaba el rendimiento de la etapa. ^[1] Esta etapa volaría más tarde en el Atlas V. [ ^5]

Realizar una misión en un Atlas IIIB con un Centaur de dos motores proporcionó un aumento de casi 400 kg en la capacidad de carga útil a la órbita de transferencia geoestacionaria en comparación con el uso de un Centaur de un solo motor. ^[1]

Se encontraba disponible un kit de misión extendida (EMK) para Centaur. Este kit incluía botellas de helio adicionales, protección contra la radiación en el tanque de oxígeno líquido y los componentes electrónicos, y pintura térmica para mantener temperaturas estables para los componentes electrónicos. ^[1]

Había dos modelos de carenado de aluminio (que anteriormente volaron en el Atlas II ) disponibles para el Atlas III, ambos con un diámetro de 4,2 m (14 pies): ^{[1] [5]}

• Grande , con una altura de 12,2 m (40 pies) y una masa de 2087 kg (4601 lb)
• Extendido , con una altura de 13,1 m (43 pies) y una masa de 2255 kg (4971 lb)

La selección del carenado tuvo un impacto pequeño pero notable en el rendimiento del Atlas III. Por ejemplo, al volar a una órbita baja terrestre de 185 km (115 mi), volar con el carenado de carga extendida reduciría la capacidad de carga útil en alrededor de 45 kg (99 lb) en comparación con volar con el carenado de carga grande. ^[1]

Ambas opciones de carenado se utilizaron en el cohete Atlas V hasta 2022. ^[6] Para el Atlas V, estos carenados eran parte de la serie 400 de ese cohete, y estaba disponible una opción extendida adicional ("Extra Extended"). ^{[1] [7]}

El primer vuelo del Atlas III se produjo el 24 de mayo de 2000, lanzando el satélite de comunicaciones Eutelsat W4 a una órbita geoestacionaria . ^[8] Todos los lanzamientos del Atlas III se realizaron desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 36B de la Estación de la Fuerza Espacial de Cabo Cañaveral (CCSFS), que en ese momento se llamaba Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral (CCAFS). El Atlas III realizó su sexto y último vuelo el 3 de febrero de 2005, con una carga útil clasificada para la Oficina Nacional de Reconocimiento de los Estados Unidos . ^{[9] [10]} Aunque su carrera fue corta, el Atlas III realizó 6 misiones exitosas sin fallas.

El cohete GX , que anteriormente estaba siendo desarrollado por Galaxy Express Corporation , originalmente estaba destinado a utilizar la etapa de impulso del Atlas III, proporcionada por Lockheed-Martin, y una etapa superior de nuevo diseño. Se habría lanzado desde el Centro Espacial Tanegashima , al sur de Kyūshū , Japón. En diciembre de 2009, el gobierno japonés decidió cancelar el proyecto GX. ^[11]

La primera etapa del Atlas III fue considerada como un Módulo de Propulsión Removible (RPM) para el concepto Starbooster. ^[12]

• Comparación de familias de lanzadores orbitales
• Atlas II
• Atlas V