Delta II
Sistema de lanzamiento espacial estadounidense

Delta II
Un cohete Delta II despega desde Cabo Cañaveral transportando la nave espacial Dawn .
FunciónVehículo de lanzamiento
Fabricante
País natalEstados Unidos
Coste por lanzamiento
  • 51 millones de dólares en 1987 [a] [1]
  • US$137 millones en 2018 [2]
Tamaño
Altura38,9 m (128 pies) [3]
Diámetro2,44 m (8 pies)
Masa152 000–286 100 kg (335 100–630 700 libras) [3] [4]
Capacidad
Carga útil a LEO
Inclinación orbital28,7°
Masa2776–6107 kg (6120–13 464 libras) [4]
Carga útil a GTO
Inclinación orbital28,7°
Masa929–2180 kg (2048–4806 libras) [4]
Carga útil a SSO
Inclinación orbital98,7°
Masa1.652–3.182 kg (3.642–7.015 libras) [4]
Historial de lanzamiento
EstadoJubilado
Sitios de lanzamiento
Lanzamientos totales
  • 155:
  •    Delta 6000: 17
  •    Delta 7000: 132
  •    Delta 7000 Pesado: 6
Éxito(s)
  • 153:
  •    Delta 6000: 17
  •    Delta 7000: 130
  •    Delta 7000 Pesado: 6
Falla(s)1 (Delta 7000)
Fallo(s) parcial(es)1 (Delta 7000)
Primer vuelo
Último vuelo
  • Delta 6000: 24 de julio de 1992 ( Geotail )
  • Delta 7000: 15 de septiembre de 2018 ( ICESat-2 )
  • Delta 7000 Heavy: 10 de septiembre de 2011 ( GRAIL )
Amplificadores (Delta 6000) – Castor 4A
No. de refuerzos9
Altura9,2 m (30 pies) [5]
Diámetro1,02 m (3 pies 4 pulgadas)
Masa vacía1.457 kilogramos (3.212 libras)
Masa bruta11.578 kg (25.525 libras)
Desarrollado porSólido
Empuje máximo478,3 kN (107 500 lb -pie )
Impulso específico266 s (2,61 km/s)
Tiempo de combustión56 segundos
PropulsorHTPB
Impulsores (Delta 7000) – GEM 40
No. de refuerzos3, 4 o 9
Altura13,0 m (42,7 pies) [4]
Diámetro1,02 m (3 pies 4 pulgadas)
Masa vacía1.315 kg (2.899 libras)
Masa bruta13.080 kg (28.840 libras)
Desarrollado porSólido
Empuje máximo
  • Iluminado desde el suelo : 499,2 kN (112 200 lbf )
  • Iluminado por aire : 516,2 kN (116 000 lbf )
Impulso específico
  • Iluminado desde el suelo : 274,0 s (2,687 km/s)
  • Iluminado por el aire : 283,4 s (2,779 km/s)
Tiempo de combustión64 segundos
PropulsorAP / HTPB / Aluminio
Impulsores (Delta 7000 Heavy) – GEM 46
No. de refuerzos9
Altura14,7 m (48 pies) [4]
Diámetro1,17 m (3 pies 10 pulgadas)
Masa vacía2.035 kg (4.486 libras)
Masa bruta19.040 kg (41.980 libras)
Desarrollado porSólido
Empuje máximo
  • Iluminado desde el suelo : 608,1 kN (136 700 lbf )
  • Iluminado por aire : 628,5 kN (141 300 lbf )
Impulso específico
  • Iluminado desde el suelo : 224,0 s (2,197 km/s)
  • Iluminado desde el aire : 284,0 s (2,785 km/s)
Tiempo de combustión76 segundos o 178,03 segundos después del despegue
PropulsorAPCP / HTPB / Aluminio
Primera etapa – Thor/Delta XLT(-C)
Altura26,1 m (86 pies) [4]
Diámetro2,44 m (8 pies 0 pulgadas)
Masa vacía5.680 kg (12.520 libras)
Masa bruta101.800 kg (224.400 libras)
Desarrollado por1 × RS-27 (serie 6000) o RS-27A (serie 7000) [6]
Empuje máximo1.054 kN (237.000 lb- pie )
Impulso específico302 s (2,96 km/s)
Tiempo de combustión260,5 segundos
PropulsorRP-1 / Oxígeno líquido
Segunda etapa – Delta K
Altura6 m (20 pies) [4]
Diámetro2,44 m (8 pies 0 pulgadas)
Masa vacía950 kg (2090 libras)
Masa bruta6,954 kg (15,331 libras)
Desarrollado por1 × AJ10-118K
Empuje máximo43,6 kN (9800 lb- pie )
Impulso específico319 s (3,13 km/s)
Tiempo de combustión431 segundos
PropulsorN2O4 / Aerozina 50​​
Tercera etapa – PAM-D (opcional)
Desarrollado por1 × Estrella 48B
Empuje máximo66 kN (15 000 lb -pie )
Impulso específico286 s (2,80 km/s)
Tiempo de combustión87 segundos
PropulsorHTPB
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Delta II fue un sistema de lanzamiento desechable , originalmente diseñado y construido por McDonnell Douglas , y a veces conocido como Thorad Delta 1. Delta II era parte de la familia de cohetes Delta , derivada directamente del Delta 3000 , y entró en servicio en 1989. Hubo dos variantes principales, el Delta 6000 y el Delta 7000, y este último también tenía subvariantes "Light" y "Heavy". Durante su carrera, Delta II voló varias cargas útiles notables, incluidos 24 satélites del Bloque II del Sistema de Posicionamiento Global (GPS) , varias docenas de cargas útiles de la NASA y 60 satélites de comunicación Iridium. El cohete voló su misión final, ICESat-2 , el 15 de septiembre de 2018, lo que le valió al vehículo de lanzamiento una racha de 100 misiones exitosas seguidas, siendo el último fracaso el GPS IIR-1 en 1997. [3] A fines de la década de 1990, Delta II se desarrolló aún más hasta convertirse en el fallido Delta III , que a su vez se desarrolló en el más capaz y exitoso Delta IV , aunque este último comparte poca herencia con los cohetes Thor y Delta originales.

Historia

Evolución de los modernos cohetes Delta.

A principios de la década de 1980, se planeó que todos los vehículos de lanzamiento descartables de los Estados Unidos fueran eliminados gradualmente en favor del transbordador espacial , que sería responsable de todos los lanzamientos gubernamentales y comerciales. La producción de Delta, Atlas-Centaur y Titan 34D había terminado. [7] El desastre del Challenger de 1986 y la posterior interrupción de las operaciones del transbordador cambiaron esta política, y el presidente Ronald Reagan anunció en diciembre de 1986 que el transbordador espacial ya no lanzaría cargas comerciales y que la NASA buscaría comprar lanzamientos en vehículos descartables para misiones que no requirieran tripulación o apoyo del transbordador. [8]

McDonnell Douglas, en ese momento fabricante de la familia Delta, firmó un contrato con la Fuerza Aérea de los Estados Unidos en 1987 para proporcionar siete Delta II. Estos estaban destinados a lanzar una serie de satélites del Bloque II del Sistema de Posicionamiento Global (GPS) , que previamente se habían manifestado para el Transbordador Espacial. La Fuerza Aérea ejerció opciones contractuales adicionales en 1988, expandiendo este pedido a 20 vehículos, y la NASA compró su primer Delta II en 1990 para el lanzamiento de tres satélites de observación de la Tierra. [9] [10] El primer lanzamiento de Delta II ocurrió el 14 de febrero de 1989, con un Delta 6925 impulsando el primer satélite GPS Bloque II ( USA-35 ) desde el Complejo de Lanzamiento 17A (SLC-17A) en Cabo Cañaveral a una órbita terrestre media alta de 20.000 km (12.000 mi) . [11]

El primer Delta II de la serie 7000 voló el 26 de noviembre de 1990, reemplazando el motor RS-27 de la serie 6000 por el más potente motor RS-27A . Además, los propulsores sólidos Castor 4A con carcasa de acero de la serie 6000 fueron reemplazados por los GEM 40 con carcasa de material compuesto . Todos los lanzamientos posteriores de Delta II, excepto tres, fueron de esta configuración mejorada, y la serie 6000 fue retirada en 1992; el último lanzamiento fue el 24 de julio. [12]

McDonnell Douglas comenzó el desarrollo de Delta III a mediados de la década de 1990, ya que el aumento de la masa del satélite requería vehículos de lanzamiento más potentes. [9] Delta III, con su segunda etapa de hidrógeno líquido y sus propulsores GEM 46 más potentes , podría llevar el doble de masa que Delta II a la órbita de transferencia geoestacionaria , pero una serie de dos fallas y una falla parcial, junto con el desarrollo del mucho más poderoso Delta IV , llevaron a la cancelación del programa Delta III. [13] Los propulsores mejorados todavía encontrarían uso en el Delta II, lo que dio lugar al Delta II Heavy.

El 28 de marzo de 2003, el Comando Espacial de la Fuerza Aérea inició el proceso de desactivación de las instalaciones y la infraestructura de lanzamiento del Delta II en Cabo Cañaveral una vez que se lanzara el último de los satélites GPS de segunda generación. Sin embargo, en 2008, anunció que transferiría todas las instalaciones e infraestructura del Delta II a la NASA para apoyar el lanzamiento del Laboratorio de Recuperación de Gravedad e Interior (GRAIL) en 2011. [14]

El 14 de diciembre de 2006, con el lanzamiento del USA-193 , se produjo el primer lanzamiento del Delta II operado por United Launch Alliance . [15]

El último lanzamiento de GPS a bordo de un Delta II y el último lanzamiento desde el SLC-17A en Cabo Cañaveral se produjeron en 2009. El lanzamiento de GRAIL en 2011 marcó el último lanzamiento de Delta II Heavy y el último desde Florida. Los últimos cinco lanzamientos se realizarían desde la Base Aérea Vandenberg en California . [16]

El 16 de julio de 2012, la NASA seleccionó el Delta II para apoyar las misiones del Observatorio Orbital de Carbono (OCO-2), el Observatorio Activo Pasivo de Humedad del Suelo (SMAP) y el Sistema Conjunto de Satélites Polares (JPSS-1 – NOAA-20). Esto marcó la compra final del Delta II. El OCO-2 se lanzó el 2 de julio de 2014, el Soil Moisture Active Passive (SMAP) se lanzó el 31 de enero de 2015 y el JPSS-1 se lanzó el 18 de noviembre de 2017. Los tres lanzamientos se colocaron en órbita desde el SLC-2 en Vandenberg. [17]

La familia Delta II fue lanzada 155 veces. Sus únicos lanzamientos fallidos fueron el Koreasat 1 en 1995 y el GPS IIR-1 en 1997. El lanzamiento del Koreasat 1 fue un fallo parcial causado por un propulsor que no se separó de la primera etapa, lo que provocó que el satélite se colocara en una órbita más baja de la prevista. Al utilizar combustible de reserva, pudo alcanzar su órbita geoestacionaria adecuada y funcionó durante 10 años. [18] El GPS IIR-1 fue una pérdida total ya que el Delta II explotó 13 segundos después del lanzamiento. La explosión se produjo cuando una carcasa dañada del propulsor de combustible sólido se rompió y activó el sistema de terminación de vuelo del vehículo. [19] Nadie resultó herido y la plataforma de lanzamiento en sí no sufrió un impacto grave, aunque varios automóviles fueron destruidos y algunos edificios sufrieron daños. [20]

En 2007, Delta II completó su 75.° lanzamiento exitoso consecutivo, superando los 74 lanzamientos exitosos consecutivos del Ariane 4. [ 21] [22] Con el lanzamiento de ICESat-2 en 2018, Delta II alcanzó los 100 lanzamientos exitosos consecutivos.

Durante su carrera, Delta II alcanzó una tasa máxima de lanzamiento de 12 lanzamientos en un solo año, aunque su infraestructura era capaz de soportar hasta 15 lanzamientos por año. [4]

Aunque todos los cohetes Delta II ya estaban listos para su lanzamiento, todavía quedaban en el inventario muchas piezas de repuesto aptas para el vuelo. Estas piezas de repuesto se ensamblaron, junto con algunos simuladores estructurales, para crear un Delta II casi completo para exhibición en su configuración 7320-10C. El cohete se exhibe verticalmente en el Complejo para Visitantes del Centro Espacial Kennedy y lleva su popular diseño de "dientes de tiburón" en su carenado, que se pintó en cohetes Delta II anteriores para los lanzamientos GPS. [23]

Descripción del vehículo

Diagrama del Delta II 7425
Una etapa Delta-K

Primera etapa

La primera etapa del Delta II estaba propulsada por un motor principal Rocketdyne RS-27 o RS-27A que quemaba RP-1 y oxígeno líquido . Esta etapa se conocía técnicamente como "Extra-Extended Long Tank Thor", un derivado del misil balístico Thor [24] como todos los cohetes Delta hasta el Delta IV . El RS-27 utilizado en el Delta II de la serie 6000 producía 915 kN (206.000 lbf) de empuje, [25] mientras que el RS-27A mejorado utilizado por la serie 7000 producía 1.054 kN (237.000 lbf). [26] La etapa tenía 26,1 metros (86 pies) de largo y 2,44 metros (8,0 pies) de ancho, tenía una masa de 101,8 toneladas (224.000 lb) cuando estaba cargada de combustible y ardía durante 260 segundos. [3] El motor principal, que no podía acelerar, proporcionaba control de cabeceo y guiñada para el vehículo durante el ascenso mediante un cardán hidráulico. Además, dos motores Vernier Rocketdyne LR-101-NA-11 proporcionaban control de balanceo para la primera etapa durante el ascenso y continuaban funcionando después de que el motor principal se apagara para estabilizar el vehículo antes de la separación de las etapas. [27] [4]

Los dos tanques de la primera etapa se construyeron a partir de paneles de aluminio isogrid, lo que proporcionaba una alta resistencia con una masa menor. Se utilizó gas nitrógeno para presurizar los tanques. Estos tanques se estiraron un total de 148 pulgadas (3,8 m) con respecto a los del tanque largo extendido Thor que volaba en los cohetes Delta más antiguos, lo que proporcionó más combustible. Entre los dos tanques se encontraba el "cuerpo central", donde se alojaban los equipos de aviónica y comunicaciones de la primera etapa. Los puntos de sujeción del cohete propulsor sólido se ubicaban en el exterior del tanque de oxígeno líquido y el faldón trasero, este último también contenía un giroscopio para la estabilidad del vehículo. [4]

Cohetes propulsores sólidos

Para obtener más empuje durante el lanzamiento, el Delta II utilizaba propulsores sólidos. Para la serie 6000, el Delta II utilizaba propulsores Castor 4A (a veces estilizados como "Castor IVA"), mientras que la serie 7000 utilizaba motores de grafito-epoxi GEM 40 fabricados por Alliant Techsystems (ATK). Al igual que sus predecesores, la serie 6000 del Delta II solo se ofrecía en configuraciones de nueve propulsores. Sin embargo, con la llegada de la serie 7000, se introdujeron variantes con tres y cuatro propulsores para permitir que el Delta II volara cargas útiles pequeñas a un precio más económico. [4] Cuando se utilizaban tres o cuatro propulsores, todos se encendían en tierra en el momento del lanzamiento, mientras que los modelos que utilizaban nueve propulsores encendían seis en tierra, luego los tres restantes se encendían en vuelo después del agotamiento y el descarte de los primeros seis. [3]

Los propulsores Castor 4A supusieron una mejora con respecto a los motores Castor 4 que se utilizaron en el anterior cohete Delta 3000 , ya que reemplazaron el propulsor por uno más moderno basado en HTPB y proporcionaron un aumento del 11 % en el rendimiento. [5] Los propulsores GEM 40 de la serie 7000 mejoraron aún más el rendimiento del Delta II al contar cada uno con 2,5 toneladas (5500 lb) de propulsor adicional que el Castor 4A gracias a un alargamiento de 3 metros (9,8 ft). Además, los propulsores GEM también contaban con una masa seca menor que los Castor debido a la construcción de compuestos de carbono del primero. [28]

En 2003 debutó el Delta II Heavy, que incorporaba motores GEM 46 más grandes del programa abandonado Delta III . Estos nuevos motores permitieron al vehículo transportar más de 1000 kg (2200 lb) de carga útil adicional a la órbita baja terrestre. Solo el Complejo de Lanzamiento Espacial 17B de Cabo Cañaveral era capaz de volar la configuración Heavy, ya que anteriormente había sido reforzada para soportar el Delta III. [4]

Las toberas del motor Castor estaban inclinadas 11° desde la vertical para apuntar su empuje hacia el centro de gravedad del vehículo, mientras que los motores GEM tenían una inclinación ligeramente menor de 10°. [5] En la configuración de nueve motores, los tres motores iluminados por aire presentaban toberas más largas para permitir que los propulsores funcionaran mejor en la atmósfera superior. [27] Todos los motores sólidos que volaron en el Delta II presentaban toberas fijas, lo que significa que la primera etapa era la única responsable del control del vehículo durante las partes iniciales del vuelo. [4]

Segunda etapa del Delta-K

La segunda etapa del Delta II fue la Delta-K , propulsada por un motor Aerojet AJ10-118K reiniciable (hasta seis reinicios) que quemaba Aerozine-50 hipergólico y N 2 O 4 . Estos propulsores son altamente tóxicos y corrosivos, y una vez cargados, el lanzamiento tenía que ocurrir dentro de aproximadamente 37 días o la etapa tendría que ser renovada o reemplazada. [29] Esta etapa también contenía una plataforma inercial combinada y un sistema de guía que controlaba todos los eventos del vuelo. [3]

El Delta-K estaba compuesto por tanques de acero inoxidable y una estructura de aluminio ligero. Los tanques estaban presurizados con gas helio y la etapa contaba con propulsores de nitrógeno para controlar el balanceo durante las quemas y para un control total de la actitud durante las maniobras de desvío. La etapa tenía una masa de 950 kg (2090 lb) cuando estaba vacía y 6954 kg (15 331 lb) cuando estaba completamente cargada de combustible. [4]

Tercera etapa

Para misiones en órbita baja terrestre, el Delta II no estaba equipado con una tercera etapa. Las cargas útiles destinadas a órbitas de mayor energía, como GTO , o para alcanzar la velocidad de escape de la Tierra para la inyección trans-Marte u otros destinos más allá de la Tierra, usaban una tercera etapa de propulsante sólido HTPB , situada dentro del carenado durante el lanzamiento. Esta etapa estaba estabilizada por giro y dependía de la segunda etapa para la orientación adecuada antes de la separación de la etapa, pero a veces estaba equipada con un sistema de control de nutación de hidracina para mantener el eje de giro adecuado. [27] La ​​tercera etapa se haría girar utilizando pequeños motores de cohete y luego la segunda etapa la liberaría para realizar su combustión. La tercera etapa también incluía un sistema de peso yo-yo para inducir el giro en la etapa después de la separación de la carga útil para evitar el recontacto, o un mecanismo de desgiro yo-yo para ralentizar la rotación antes de la liberación de la carga útil. [27] La ​​etapa también contendría un transmisor de banda S, baterías y un secuenciador para comandar los eventos de la etapa.

Había dos opciones de tercera etapa disponibles, ambas compuestas por un solo motor de cohete sólido. La más común, con diferencia, era la Star 48, que voló en más de 70 misiones. La Star 48, también conocida como Módulo de asistencia de carga delta (PAM-D), era la más potente de las dos opciones, ya que producía un empuje medio de 66,4 kN (14.900 lbf ) durante su combustión de 87,1 segundos. La etapa acabaría volando principalmente en las variantes delta más potentes y nunca voló en una configuración de tres propulsores.

La otra opción de tercera etapa fue la Star 37FM. Esta etapa voló cuatro veces, y solo en configuraciones de tres y cuatro propulsores de Delta. La Star 37FM produjo 45,8 kN (10.300 lbf ) de empuje durante su combustión de 66,4 segundos. [4]

Sistema de nombres

La familia Delta II utilizó un sistema de cuatro dígitos para generar sus nombres técnicos: [30]

  • El primer dígito era 6 o 7, que denotaba la serie Delta 6000 o 7000;
  • El segundo dígito indicaba el número de propulsores. La mayoría de los cohetes Delta II volaban con 9 propulsores, pero algunos volaban con 3 o 4;
  • El tercer dígito siempre fue 2, lo que indicaba una segunda etapa con un motor Aerojet AJ10. Solo los Delta anteriores a la serie 6000 usaban un motor diferente, el TR-201 ;
  • El último dígito indicaba la tercera etapa. 0 indicaba que no había una tercera etapa, 5 indicaba una etapa del Módulo de asistencia de carga útil (PAM) con motor sólido Star 48B y 6 indicaba un motor Star 37FM;
  • Una H después de los cuatro dígitos indicaba que el vehículo utilizaba los propulsores más grandes Delta III GEM 46. La variante Heavy solo podía lanzarse desde Cabo Cañaveral (ya que la plataforma de Vandenberg no estaba modificada para soportar los SRB más grandes) y se retiró con el cierre de ese sitio de lanzamiento en 2011; [31]
  • Los números y letras que siguen a estos indican el tipo de carenado. -9.5 significa que el vehículo tenía un carenado de 9,5 pies (2,9 m) de diámetro, -10 significa un carenado de aluminio de 10 pies (3,0 m) de diámetro, -10C significa un carenado compuesto de 10 pies (3,0 m) de diámetro y -10L indica un carenado compuesto alargado de 10 pies (3,0 m) de diámetro. En algunos de los primeros vuelos de Delta II, se voló un carenado de 8 pies de diámetro (de cohetes Delta más antiguos), y esos vehículos tenían una designación -8.

Por ejemplo, un Delta 7925H-10L utilizaba un motor RS-27A, nueve propulsores GEM 46, una tercera etapa PAM y un carenado alargado de 10 pies (3,0 m) de diámetro. Un Delta 6320–9.5 es un vehículo de dos etapas con un motor RS-27 en la primera etapa, tres propulsores Castor 4A, un carenado de 9,5 pies (2,9 m) de diámetro y sin tercera etapa.

Perfil de lanzamiento

Construcción del vehículo de lanzamiento
Se montó un vehículo de lanzamiento Delta II verticalmente sobre la plataforma de lanzamiento. El montaje comenzó con la elevación de la primera etapa hasta su posición. A continuación, se colocaron los propulsores sólidos en su posición y se acoplaron a la primera etapa. A continuación, se continuó con el montaje del vehículo de lanzamiento con la elevación de la segunda etapa sobre la primera. [32]
Abastecimiento de combustible
Se necesitaron aproximadamente 20 minutos para cargar la primera etapa con 37.900 L (10.000 galones estadounidenses) de combustible. [33]
A los 45 minutos se confirmó que se había completado el abastecimiento de combustible. A los 20 minutos se armaron los piros del FTS. A los 20 minutos y a los 4 minutos se produjeron dos pausas integradas. Durante estas pausas se realizaron las comprobaciones finales del lanzamiento. A los 11 segundos se armaron los encendedores del SRB. El encendido del motor principal se produjo a los 0,4 segundos. El perfil de ascenso varía entre misiones.
Estadificación de SRB
Si se utilizaron 9 cohetes propulsores sólidos, solo se encendieron seis en el lanzamiento. Después de aproximadamente un minuto, una vez que se agotaron los primeros seis, se encenderían tres motores de arranque por aire durante otro minuto y los motores de arranque desde tierra se separarían. [34] Los motores de arranque por aire tenían toberas optimizadas para gran altitud, ya que funcionaban principalmente en un vacío cercano durante el vuelo.
Si sólo se utilizaban 3 o 4 propulsores, todos se encendían en tierra y se arrojaban al mismo tiempo.

Lanzamiento del Delta II

Delta II despegando con MER-A el 10 de junio de 2003.
Delta II Heavy (7925H-9.5) despegando de la plataforma 17-B transportando MER-B .

Cargas útiles notables

Órbita terrestre

Extraplanetario

El último lanzamiento de Delta II fue el satélite ICESat-2 en septiembre de 2018. [31] [35] [36]

En 2008, ULA indicó que tenía "alrededor de media docena" de cohetes Delta II sin vender a mano, [37] pero el director ejecutivo de ULA, Tory Bruno, declaró en octubre de 2017 que no quedan cohetes Delta II completos y sin reservar en el inventario de ULA; y aunque hay partes sobrantes de Delta II, no hay suficientes para construir otro vehículo de lanzamiento. [38] El cohete Delta II final, hecho de estas partes sobrantes junto con algunas partes simuladas, se encuentra en el jardín de cohetes del Centro Espacial Kennedy . [39]

Cohetes comparables

Basura espacial

La única persona de la que se tiene constancia que haya sido golpeada por un trozo de un cohete Delta II fue Lottie Williams, que estaba haciendo ejercicio en un parque de Tulsa el 22 de enero de 1997, cuando un trozo de material metálico ennegrecido de 15 centímetros (6 pulgadas) la golpeó en el hombro. El Comando Espacial de los Estados Unidos confirmó que un cohete Delta II usado del lanzamiento del Experimento Espacial Midcourse en abril de 1996 se había estrellado en la atmósfera 30 minutos antes. El objeto la tocó en el hombro y cayó al suelo sin sufrir daños. Williams recogió el objeto y las pruebas de la NASA demostraron posteriormente que el fragmento coincidía con los materiales del cohete, y Nicholas Johnson, el científico jefe de la agencia para desechos orbitales, cree que, en efecto, fue golpeada por un trozo del cohete. [40] [41]

Los cohetes Delta han estado involucrados en múltiples eventos de fragmentación, ya que rutinariamente se los dejaba en órbita con suficiente combustible para explotar. Una gran cantidad de la "basura espacial" actual son desechos de cohetes Delta. [42]

Véase también

Notas

  1. ^ (modelo 7920-10)

Referencias

  1. ^ "Delta II 7920H-10". Archivado desde el original el 14 de julio de 2014. Consultado el 13 de agosto de 2024 .
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Medios relacionados con Delta II en Wikimedia Commons

  • Página de Delta II en Boeing.com
  • Datos de lanzamiento de Delta I, II y III en Skyrocket.de
  • Historia del vehículo de lanzamiento Delta
  • Criterios de compromiso meteorológico para el lanzamiento del Delta II
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