Lanzamiento de un Atlas V (421)

Por Daniel Marín, el 5 abril, 2009. Categoría(s): Astronáutica • Cohetes • Lanzamientos ✎ 2

El sábado 4 de abril a las 00:31 UTC se efectuó el tercer lanzamiento de un Atlas V (412) (el 15º de un Atlas V) desde la rampa SLC-41 de Cabo Cañaveral AFS. En esta misión (AV-016 en la terminología del programa Atlas) se puso en órbita el satélite de comunicaciones militar WGS-2 (Wideband Global Satcom-2 / USA-204). Se trata de un nave que formará parte de un nuevo sistema de la USAF que deberá sustituir al DSCS (Defense Satellite Communications System).

Historia

El Atlas fue desarrollado como el primer misil intercontinental (ICBM) estadounidense, equivalente al R-7 soviético. Al igual que el R-7, el empleo de queroseno y oxígeno líquido lo convirtió en una pésima arma, pero pronto sería usado como un excelente lanzador espacial. La decisión inicial de su desarrollo fue tomada en enero de 1955. Por entonces el Atlas se denominaba Weapon System WS107A-1, aunque los ingenieros de Convair lo llamaban simplemente Modelo 7, lo que constituye una curiosa coincidencia con respecto a su homólogo soviético. El primer vuelo de un Atlas A tuvo lugar el 11 de junio de 1957, aunque resultó en fracaso. El Atlas D, que fue el primer modelo operativo del Atlas, sirvió para lanzar las naves Mercury y, posteriormente, se convertiría en uno de los cohetes norteamericanos más importantes gracias al empleo de las etapas superiores Agena y Centaur. A lo largo de los años se introdujeron varias versiones de este cohete:

  • Atlas B (1958-1959): modelo de ICBM de pruebas.
  • Atlas C (1958-1959): modelo de ICBM de pruebas. Algunos ejemplares se usaron con la etapa superior Able.
  • Atlas D (1959-1967): ICBM operacional. Algunos ejemplares se usaron con la etapa superior Able.
  • Atlas LV-3B: versión para el programa Mercury.
  • Atlas E: ICBM operacional. Tras su servicio militar, muchos misiles Atlas E fueron reconvertidos como lanzadores espaciales usando etapas superiores -Star-27, Star 37, Star-48 (PAM-S), Star-20, etc.-
  • Atlas F: ICBM operacional. Tras su servicio militar, muchos misiles Atlas E fueron reconvertidos como lanzadores espaciales usando etapas superiores -Trident, Star-37E, etc.-
  • Atlas Agena: etapa superior Agena.
  • Atlas Centaur (1962): etapa superior Centaur (varias versiones).
  • Atlas G: cohetes con la etapa Centaur y un núcleo central alargado.
  • Atlas H (1983-1987): versión modernizada del Atlas sin etapa Centaur.
  • Atlas I (1990-1197): última versión del Atlas clásico basado en el Atlas G Centaur.

En 1991 se introdujo la serie Atlas II dentro del marco del programa Medium Launch Vehicle II de la USAF, con una etapa central 2,7 metros más larga que la del Atlas I. Empleaba motores Rocketdyne MA-5A y el sistema de giro mediante vernier del Atlas fue sustituido por motores de hidracina. Los tanques de la etapa central fueron recubiertos con espuma para el control térmico (parecida a la empleada en el tanque externo del transbordador). La etapa Centaur fue alargada 90 cm y hacía uso de motores RL10A-3-3A. En 1992 se introdujo el Atlas IIA, una versión comercial del Atlas II desarrollada para la USAF, y en 1993 el Atlas IIAS, con cuatro motores de combustible sólido Thiokol Castor IVA.

En 2000 el programa Atlas dio un giro inesperado al debutar la versión Atlas IIIA (también conocida como Atlas IIR) con motores rusos RD-180. El RD-180 es un motor desarrollado por NPO Energomash -empresa situada en Khimki, cerca de Moscú- a partir del motor de combustible líquido más potente de la historia, el RD-170 de Valentín Glushkó. La versión Atlas IIIB incluía una etapa Centaur con dos motores.


Evolución de la familia Atlas (Wikipedia).


Los Atlas EELV: Atlas II (izquierda), III (centro) y V (derecha).

El Atlas V (serie 400 y serie 500) es, pese a su nombre, una versión del cohete completamente nueva, del mismo modo que el Delta IV es una versión que rompe con la serie de lanzadores anteriores. Al igual que el Delta IV, el Atlas V nació bajo el programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) y su diseño es de carácter modular, basado en la unión de bloques CCB (Common Core Booster) de 3,8 metros de diámetro, en sustitución del diseño del núcleo central clásico. Los cohetes Atlas V se identifican mediante un número de tres dígitos: el primero (4 ó 5), indica el tamaño de la cofia (4 ó 5 metros de diámetro respectivamente). La cofia de 5 m es una versión de la empleada en el Ariane V. El segundo dígito señala la cantidad de cohetes de combustible sólido empleados (entre cero y tres para el Atlas V 400 y entre cero y cinco para el Atlas V 500). El último dígito indica la cantidad de motores que lleva la etapa Centaur (uno o dos). En el caso de este lanzamientos, se trataba de un Atlas V 421, es decir, incluye una cofia de 4 metros, 2 cohetes sólidos y un motor en la etapa Centaur.El Atlas V y el Delta IV son en la actualidad los principales vectores estadounidenses en cuanto a capacidad de carga.



Características de la familia Atlas V (ULA).

El Cohete

La primera etapa del Atlas V es un Common Core Booster de 3,81 m de diámetro y 32,48 m de longitud. Está fabricado en aluminio y tiene una masa inerte de 21277 kg. Emplea oxígeno líquido y queroseno (RP-1) con un motor de dos cámaras de combustión de NPO Energomash RD-180 (motor gestionado en EEUU por Pratt & Whitney). El RD-180 tiene una masa en seco de 5400 kg, un impulso específico de 311,3 (nivel del mar) – 337,8 s y un empuje de 390,2 (nivel del mar) – 423,4 toneladas.

La primera etapa puede incorporar entre cero y tres cohetes de combustible sólido (SRB) de 1,55 m x 19,5 m, con 1361 kN de empuje cada uno (y un Isp de 275 s). Las toberas de cada SRB están inclinadas 3º.


El corazón de la bestia: el Common Core Booster con el RD-180 (ULA).


Colocación del Atlas V en la VIF. Se aprecian las dos toberas del RD-180 (ULA).


Instalación de un SRB en la VIF (ULA).

La segunda etapa es la última versión de la clásica etapa criógenica Centaur (oxígeno e hidrógeno líquidos), que tantos éxitos le ha dado al programa espacial norteamericano. Tiene 3,05 m x 12,68 m y hace uso de uno o dos motores RL 10-A-4-2 (Isp de 450,5 s), que proporcionan 99,2 kN de empuje en la versión con un sólo motor (SEC) o 198,4 kN en la de dos (DEC). Tiene una masa inerte de 2,086 toneladas y está fabricada en acero. Tiene además 8 propulsores de hidracina de 40 N y cuatro de 27 N para el control de actitud de la etapa.


Una etapa Centaur de un solo motor siendo instalada sobre el Atlas (ULA).

En la serie 400, la cofia de aluminio tiene por definición 4 metros de diámetro, pero viene en tres versiones según su longitud: LPF (12 m), EPF (12,9 m) y XEPF (13,8 m).


La cofia y el satélite WGS-2 (ULA).


Cohete Atlas V (421) (ULA).


Distintos subcontratistas e instalaciones del Atlas V (ULA).

Lanzamiento

El Atlas V es ofertado comercialmente a través de Lockheed Martin Commercial Launch Services (LMCLS), subsidiaria de la empresa Lockheed Martin. LMCLS contacta a su vez con United Launch Alliance (ULA). Para cargas gubernamentales (NASA y militares), el Atlas V se oferta directamente mediante ULA. El Atlas V puede ser lanzado desde el SLC-41 (Space Launch Complex 41) de Cabo Cañaveral o el SLC-3E de Vandenberg.

Las etapas son trasladadas a su llegada a Cabo Cañaveral hasta el edificio Atlas Spaceflight Operations Center (ASOC). De allí son transportadas a la Vertical Integration Facility (VIF), cerca de la rampa. El CCB es transportado en horizontal y puesto en posición vertical mediante elevadores. La cofia y la carga útil son procesadas en la Spacecraft Processing Facility (SPF). Una vez integrado el cohete, es llevado a la rampa mediante la Mobile Launch Platform (MLP)

Esquema de la integración de un Atlas en Cabo Cañaveral (ULA).


Instalaciones asociadas al Atlas V (ULA).



El SLC-41 en Cabo Cañaveral (ULA).

Fases del lanzamiento:


Cobertura de telemetría en los primeros instantes del lanzamiento:



Integración del WGS-2 con la cofia en la SPF (ULA).







Integración en la VIF (ULA).



Mobile Launch Platform (ULA).


Lanzamiento (ULA).

Vídeo del lanzamiento:

Vídeo del primer lanzamiento de un Atlas V:

Referencias:



2 Comentarios

  1. que caracteristica tecnologica hace que el RD-170 de Valentín Glushkó sea el «motor de combustible líquido más potente de la historia» ?

    en que consistia la diferencia tecnologica, que motivo el que los americanos desechasen su propia tecnologia, reconociendo la superioridad de la tecnologia rusa

    GRACIAS

  2. Creo que los motivos son varios: por un lado, en los años 70 los EEUU se volcaron en el diseño de motores de combustible sólido y criogénicos (SRB y SSME), pero no continuaron con la senda del F-1 del Saturno V, principalmente porque no había ningún cohete gigante que necesitase estos motores. Además, es más sencillo, técnicamente hablando, diseñar motores potentes a base de LOX y queroseno que a base de LOX/LH2.

    En la URSS, por contra, fue necesario diseñar un motor muy potente para el cohete gigante Energía, ya que la Unión Soviética carecía de la experiencia norteamericana en la construcción de grandes cohetes de combustible sólido por esa época. A esto debemos sumarle la enorme inversión económica que permitió el desarrollo del RD-170.

    La superioridad tecnológica del RD-180 es muy simple: por los motivos arriba expuestos, los EEUU carecen de un motor de LOX/queroseno tan potente. El RD-170/RD-180 es además un motor muy avanzado que emplea un ciclo de combustión por etapas completo, a diferencia de otros motores similares que emplean, o bien un ciclo abierto, bien un ciclo por etapas parcial.

    Un saludo.

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Por Daniel Marín, publicado el 5 abril, 2009
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