Lanzamiento de un Delta IV Heavy

Ayer a las 2:47 UTC fue lanzado el tercer Delta IV Heavy desde la rampa LC-37B de Cabo Cañaveral (Cape Canaveral Air Force Station). Es la primera misión espacial de 2009 y se trata del noveno lanzamiento de un Delta IV desde 2002 y el tercer lanzamiento de un Delta IV Heavy desde 2004. En esta ocasión, la carga era un satélite espía de la National Reconaissance Office (NRO), cuyo lanzamiento estaba originalmente previsto para 2005. Se supone que se trata de un satélite de espionaje electrónico de la clase Advanced Orion/Mentor (NROL-26) de 5-6 toneladas. Una vez en órbita se denominará USA-202 y desplegará una antena de 107 m para poder espiar así las comunicaciones de países enemigos.


Posible apariencia del Advanced Mentor. Su aspecto real, e incluso su existencia, es alto secreto (Globalsecurity.org)

Los cohetes Delta nacieron a finales la década de los 50 bajo el auspicio de la NASA y los militares estadounidenses como un sistema de lanzamiento relativamente barato y fiable, al utilizar un misil de alcance medio PGM-17 Thor como primera etapa y un cohete Vanguard como segunda. El misil Thor fue también utilizado como lanzador orbital utilizando otras etapas superiores (Thor Able, Thor Agena, etc.). El primer lanzamiento de un Delta tuvo lugar el 13 de mayo de 1960 y se saldó con la pérdida del satélite de comunicaciones pasivo Echo-1 al fallar la segunda etapa. Con el paso de los años se introdujeron numerosas versiones de este cohete que, con más de 320 lanzamientos a sus espaldas, constituyen uno de los lanzadores más exitosos de la historia. En concreto, los Delta II (Delta 7925 o Serie 7000), aún en servicio, han sido empleados para lanzar muchos de los satélites científicos y sondas de la NASA.


Evolución de los lanzadores Delta (ULA).

Sin embargo, a mediados de los 90 la NASA promovió mediante el programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) una nueva serie de cohetes convencionales que sustituyesen a los «anticuados» lanzadores diseñados durante la Guerra Fría. Así surgió el Delta IV (Serie 9000), que, pese a su nombre, poco tiene en común con los antiguos Delta. Al igual que el Atlas V, otro EELV, el Delta IV está basado en un diseño modular para acomodar distintas cargas útiles según en varias versiones del lanzador. Estos módulos se denominan CBC (Common Booster Core). En total existen cinco versiones del Delta IV:


La familia Delta IV: se pueden usar uno o tres CBC (ULA).


El Delta IV Heavy (ULA).

El Delta IV Heavy emplea tres CBC y se trata del único lanzador del mundo que emplea exclusivamente hidrógeno y oxígeno líquidos en todas sus etapas. El alto impulso específico de esta mezcla lo convierten en el cohete estadounidense más potente en servicio y en el que tiene más capacidad de carga en órbita baja (LEO) del mundo: casi 25 t. Es por eso que el Delta IV Heavy se ha propuesto como alternativa al Ares I para lanzar a la nave Orión de la NASA. El último cohete norteamericano con unas prestaciones similares fue el desaparecido Titan IV. El Protón-M ruso es un lanzador más potente, pero al despegar desde Baikonur su capacidad de carga se ve seriamente limitada. Podemos comparar las prestaciones de los cohetes más potentes en servicio en la siguiente tabla:


Tabla con las prestaciones máximas de los cohetes más potentes en servicio. El empuje es el medido durante el lanzamiento a nivel del mar. La carga útil varía según el lugar de lanzamiento y otros detalles técnicos. El empuje en el lanzamiento del Delta IV Heavy es relativamente pequeño comparado con los otros lanzadores debido a que emplea combustibles criogénicos, más eficientes, pero difíciles de utilizar con motores de empujes elevados. El Protón tiene un empuje más alto consecuencia de su lugar de lanzamiento (Baikonur), muy poco favorable en términos energéticos, así como del empleo de propergoles hipergólicos, poco eficientes (bajo impulso específico). El Ariane 5 tiene un empuje muy alto durante el lanzamiento ya que emplea cohetes de combustible sólido. Se muestra el Zenit como comparación, aunque el 3SL no tiene capacidad para lanzar cargas en LEO (el dato de la carga en órbita baja corresponde al Zenit 2 lanzado desde Baikonur).

El Delta IV Heavy emplea el motor RS-68 (fabricado por Pratt & Whitney Rocketdyne) en sus etapas CBC. El RS-68 fue diseñado durante los años 90 y es el primer motor de alto empuje que se construye en los EE UU desde la aparición del SSME del transbordador espacial. El RS-68 es en cierto modo un SSME simplificado, ya que debido a los requisitos de reutilización el SSME es el motor cohete más complejo y caro de la historia. De hecho, el RS-68 tiene un 80% menos de piezas separables respecto al SSME. Hace gala de un empuje en el vacío de 3312 kN, muy superior al del SSME (2278 kN), lo que lo convierte en el motor de hidrógeno y oxígeno líquidos más potente de la historia. A diferencia del SSME, está diseñado para funcionar exclusivamente en las primeras etapas de cohetes y no está optimizado para el vacío. Tampoco emplea el complejo sistema de combustión por etapas del SSME, sino un sistema de ciclo abierto más tradicional (menos eficiente, pero más barato de implementar). El empuje puede ser modificado del 100% al 60%, requisito imprescindible para un motor de primera etapa que tiene que atravesar la máxima presión dinámica (Max-Q). Podemos comparar las características del RS-68 con otros motores empleados en las primeras etapas de cohetes:


Tabla con motores cohete utilizados en primeras etapas. SSME: shuttle. RS-68: Delta IV y Ares V. Vulcain: Ariane 5. LE-7A: H-2 (Japón). RD-0120: Energía. RD-171: Zenit. RD-180: Atlas V. F-1: Saturno V. NK-43: N1/Taurus 2/Kistler. RD-275: Protón M. LR87-11: Titan III y IV.


Motor RS-68 durante pruebas en tierra (NASA).

En la segunda etapa el Delta IV usa un RL-10B-2, también fabricado por Pratt & Whitney Rocketdyne, con un empuje de 110 kN y un impulso específico de 462 s. Este motor está basado en el venerable RL-10 desarrollado a finales de los 50 y que ha sido usado también en los cohetes Atlas y en la etapa Centaur.


Diferencias entre la segunda etapa del Delta IV M (arriba) y el Delta IV Heavy (abajo) (ULA).


El motor criogénico RL-10B-2 (ULA).

El Delta IV es ofertado por la compañía ULA (United Launch Alliance), formada mediante la asociación de los gigantes aeroespaciales Boeing y Lockheed-Martin. El cohete puede ser lanzado desde la rampa LC-37 de Cabo Cañaveral (Florida) o desde la Base de Vandenberg, en California. La compleja relación entre ULA, la NASA y la USAF la podemos ver en el siguiente esquema:


Esquema de la relación entre los distintos organismos y empresas que gestionan el lanzamiento de un Delta IV (ULA).


La rampa LC-37 y las instalaciones de Cabo Cañaveral (ULA).

El cohete es ensamblado en horizontal en la HIF (Horizontal Integration Facility) y de allí es transportado hasta el LC-37. La carga útil se envía a una de las diversas PPF (Payload Processing Facility) de la zona dependiendo de su naturaleza (militar, comercial o de la NASA). Una vez dentro de la cofia, el conjunto se envía a la rampa LC-37, en donde espera el cohete. El Complejo de Lanzamiento LC-37 cuenta con una rampa, una torre de servicio móvil (MST, Mobile Service Tower) y una torre fija con umbilicales para el combustible, telemetría, sistemas hidráulicos y electricidad (FUT, Fixed Umbilical Tower).


Fases de preparación del cohete Delta IV-H y su carga (ULA).



La rampa de lanzamiento LC-37 (ULA).


La MST, Mobile Service Tower (ULA).

Fases del lanzamiento:

  • T-0h 0s: lanzamiento.
  • T+50s: reducción del empuje de la etapa central en preparación para la máxima presión dinámica sobre el vehículo (MAX-Q). Altura: 3,7 km. Velocidad: 0,45 km/s.
  • T+1min 12s: MAX-Q. Altura: 11 km. Velocidad: 0,59 km/s.
  • T+1min 15s: Mach 1,05. Altura: 11,7 km. Velocidad: 0,6 km/s.
  • T+3 min 55s: reducción del empuje de los dos bloques de la primera etapa. Altura: 90 km. Velocidad: 3,55 km/s.
  • T+4 min 2s: apagado de los motores de los CBC laterales. Altura: 97 km. Velocidad: 3,76 km/s.
  • T+4min 5s: separación de los dos bloques laterales de la primera etapa. Altura: 99 km. Velocidad: 3,8 km/s.
  • T+4min 6s: aumento del empuje de la etapa central.
  • T+4min 35s: separación de la cofia. Altura: 127 km. Velocidad: 4,44 km/s.
  • T+5min 28s: apagado de la etapa central (MECO). Altura: 185 km. Velocidad: 6,11 km/s.
  • T+5min 34s: separación de la etapa central. Altura: 193 km. Velocidad: 6,12 km/s.
  • T+5min 47s: encendido de la segunda etapa. Altura: 208 km. Velocidad: 6,1 km/s
  • T+16min 8s: apagado de la segunda etapa (SECO-1). Altura: 509 km. Velocidad: 7,53 km/s.


Fases del lanzamiento de un satélite geoestacionario desde Cabo Cañaveral por medio de un Delta IV Heavy (ULA).



Montaje de los CRB del Delta IV Heavy en la HIF (ULA).


Traslado a la rampa de lanzamiento (ULA).


Colocando el lanzador en posición vertical (ULA).





El Delta IV Heavy esperando el lanzamiento (ULA).


Lanzamiento (ULA).

Vídeo del lanzamiento:

Referencias:



6 Comentarios

  1. Hola Daniel, una pregunta: ¿Qué pasaría si no se reduce la potencia al paso por la zona de Max-Q? He visto que Max-Q=1/2(densidad*velocidad^2) ¿Las fuerzas aerodinámicas romperían el lanzador?

    Saludos.

  2. En una entrada anterior comentabas que el Atlas V poseía un empuje de 423 Kn en la primera etapa o 1361 Kn cada propulsor (hasta 3). AHora pones que tiene 8590 Kn. ¿De dónde sacas esos datos? me gustaría saber la configuración final del Atlas V, su peso total y su empuje en Kn o mejor aún kgf, gracias.

  3. Los datos los saco de los documentos de referencia que pongo al final de la entrada. Yo no he puesto que el empuje de la primera etapa sea de 423 kN, sino 423 TONELADAS. Los datos de empuje del Atlas V que aparecen en la tabla de esta entrada se corresponden con una configuración de tres SRB más el empuje del RD-180 de la primera etapa. Entiende que es imposible dar datos precisos de empujes porque depende de muchos factores. A veces se dan datos de empuje a nivel del mar y otras en el vacío y, además, dependiendo de la configuración el empuje pude variar ligeramente.

    Para convertir entre kN y kgf, ten en cuenta que 1 kgf = 9,8 N.

    Un saludo.

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Por Daniel Marín
Publicado el ⌚ 19 enero, 2009
Categoría(s): ✓ Astronáutica • Cohetes • Lanzamientos