Atlas II

Atlas II

Lanzamiento de un cohete Atlas II
Función	Vehículo de lanzamiento de carga media
Fabricante	Lockheed Martin
País natal	Estados Unidos
Tamaño
Altura	47,54 m (156,0 pies)
Diámetro	3,04 m (10,0 pies)
Masa	204.300 kilogramos (450.400 libras)
Etapas	2,5 (3,5 con IABS )
Capacidad
Carga útil a LEO
Masa	Atlas II : 6.580 kg (14.510 libras) Atlas IIA : 7.280 kg (16.050 libras) Atlas IIAS : 8.610 kg (18.980 libras) [1]
Carga útil a GTO
Masa	Atlas II : 2.810 kg (6.190 libras) Atlas IIA : 3.039 kg (6.700 libras) Atlas IIAS : 3.630 kg (8.000 libras) [1]
Cohetes asociados
Familia	Atlas
Historial de lanzamiento
Estado	Jubilado
Sitios de lanzamiento	Cabo Cañaveral , LC-36 Vandenberg , SLC-3
Lanzamientos totales	63 ( II:  10, IIA:  23, IIAS:  30)
Éxito(s)	63
Primer vuelo	II: 7 de diciembre de 1991 IIA: 10 de junio de 1992 IIAS: 16 de diciembre de 1993
Último vuelo	II: 16 de marzo de 1998 IIA: 5 de diciembre de 2002 IIAS: 31 de agosto de 2004 [2]
Tipo de pasajeros/carga	SOHO (Atlas IIAS) TDRS (Atlas IIA)
Primera etapa
Desarrollado por	1 × RS-56 -OSA
Empuje máximo	386 kN (87 000 lb -pie )
Impulso específico	316 s (3,10 km/s)
Tiempo de combustión	283 segundos
Propulsor	RP-1 / Oxígeno líquido
Impulsores – MA-5A
No. de refuerzos	2
Desarrollado por	1 × RS-56 -OBA
Empuje total	2.093,3 kN (470.600 lb -pie )
Impulso específico	299 s (2,93 km/s)
Tiempo de combustión	172 segundos
Propulsor	RP-1 / Oxígeno líquido
Impulsores (sólo Atlas IIAS): Castor 4A
No. de refuerzos	4
Empuje máximo	433,7 kN (97 500 lb -pie )
Empuje total	1.734,8 kN (390.000 lb -pie )
Impulso específico	237,8 s (2,332 km/s)
Tiempo de combustión	56 segundos
Propulsor	HTPB [3]
Segunda etapa – Centauro II
Desarrollado por	2 × RL-10 A
Empuje máximo	147 kN (33 000 lb -pie )
Impulso específico	449 s (4,40 km/s)
Tiempo de combustión	392 segundos
Propulsor	LH2 / Oxígeno disuelto
Tercera etapa (opcional) – IABS
Desarrollado por	2 × R-4D
Empuje máximo	980 N (220 lb- pie )
Impulso específico	312 s (3,06 km/s)
Tiempo de combustión	60 segundos
Propulsor	N2O4 / MMH​​​
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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]

• Imágenes del Centauro 2A:
• 
  Centaur IIA llega al Complejo de Lanzamiento 36A para el lanzamiento del GOES-L .
• 
  Centauro IIA antes de aparearse con el cohete Atlas II.
• 
  Una vista de cerca de los motores RL-10 del Centaur IIA.
• 
  El Centaur IIA, que se utilizará para lanzar el TDRS-I, es elevado para su integración.
• 
  El Centaur IIA para la misión TDRS-I es inspeccionado en el Hangar J en Cabo Cañaveral.

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]

• Mediano , con un diámetro de 3,3 m (11 pies), una altura de 10,4 m (34 pies) y una masa de 1.409 kg (3.106 lb).
• Grande , con un diámetro de 4,2 m (14 pies), una altura de 12,2 m (40 pies) y una masa de 2087 kg (4601 lb).
• Extendido , con un diámetro de 4,2 m (14 pies), una altura de 13,1 m (43 pies) y una masa de 2255 kg (4971 lb)

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]

• Contratista principal : Lockheed Martin (estructura del avión, ensamblaje, aviónica, pruebas e integración de sistemas) ^[17]
• Principales subcontratistas : Rocketdyne (motores de la primera etapa), Pratt & Whitney (motores de la segunda etapa), Honeywell & Teledyne (aviónica) y Thiokol (cohetes propulsores sólidos) ^[7]
• Motores :
  • Primera etapa : 1 × RS-56 -OSA
  • Boosters (MA-5A): 1 × RS-56 -OBA cada uno (2 en total)
  • Impulsores (Atlas IIAS): 1 × Castor 4A cada uno (4 en total)
  • Segunda etapa : 2 × RL10 A-3-3A o RL10 A-4
• Empuje : 494.500 lbf (2.200 kN)
• Longitud : hasta 156 pies (47,54 m); grupo de motores de 16 pies (4,87 m) de alto
• Diámetro del núcleo : 10 pies (3,04 m)
• Peso bruto de despegue : 414.000 lb (204.300 kg)
• Opciones de carenado : 3 (mediano, grande, extendido) ^[7]
• Modelos : II, IIA y IIAS
• Sitios de lanzamiento : Cabo Cañaveral , LC-36 y Vandenberg , SLC-3E

• Comparación de familias de lanzadores orbitales
• Atlas I
• Atlas III
• Atlas (familia de cohetes)

• Ficha técnica del Atlas II de la USAF

• Animación del lanzamiento del Atlas-IIAS y el despliegue del satélite Terra