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Articulo de referencia

Delta III

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El Delta III fue un cohete desechable fabricado por McDonnell Douglas (posteriormente adquirida por Boeing ). Su desarrollo se canceló antes de que entrara en funcionamiento. Este cohete pertenece a la tercera generación de la familia Delta , desarrollada a partir del exitoso Delta II para satisfacer la demanda de lanzamiento de satélites de mayor tamaño. Si bien el Delta III nunca tuvo un lanzamiento exitoso, algunas de las tecnologías desarrolladas se utilizaron en su sucesor, el Delta IV .

El Delta III fue el primero en utilizar la segunda etapa criogénica Delta , diseñada por la Agencia Nacional de Desarrollo Espacial de Japón basándose en la segunda etapa que desarrolló para el cohete H-IIA y construida por Mitsubishi Heavy Industries . Contraves construyó el carenado y los adaptadores de carga útil basándose en los diseños que utilizó en el Ariane 4 .

El primer lanzamiento del Delta III fue el 26 de agosto de 1998. [ 4 ] De sus tres vuelos, los dos primeros fueron fallidos, y el tercero, aunque declarado exitoso, alcanzó el extremo inferior de su rango orbital objetivo y transportó solo una carga útil simulada (inerte). El Delta III podía entregar hasta 3810 kilogramos (8400 lb) a la órbita de transferencia geoestacionaria , el doble de la carga útil de su predecesor, el Delta II. [ 1 ] Bajo el sistema de designación de cuatro dígitos de los cohetes Delta anteriores , el Delta III se clasifica como el Delta 8930. 

Historia

Debido al continuo crecimiento en tamaño y masa de los satélites comerciales a finales de la década de 1980, McDonnell Douglas se percató de la necesidad de un cohete de mayor rendimiento que incluso su nuevo Delta II . Las nuevas ofertas de plataformas satelitales de Hughes requerían un vehículo de lanzamiento con una cofia de carga útil de 4 metros de diámetro, así como la capacidad de enviar 3,5 toneladas de carga útil a una órbita de transferencia geoestacionaria , características que el Delta II no ofrecía. [ 5 ]

A finales de la década de 1980 y principios de la de 1990 se consideraron varias opciones para evolucionar el Delta II y permitir el transporte de cargas útiles mayores, principalmente el uso de etapas superiores de hidrógeno líquido/oxígeno líquido de mayor rendimiento. Finalmente, en 1995 se anunció el Delta III, que contaba con una primera etapa del Delta II evolucionada y una segunda etapa basada en la del cohete japonés H-II . Esto hizo que el Delta III tuviera un tamaño similar al del Delta II, lo que significaba que la infraestructura existente del Delta II en SLC-17B podría utilizarse tras algunas modificaciones. Poco después del anuncio, Hughes realizó un pedido de 13 lanzamientos del Delta III. [ 5 ]

El Delta III solo voló tres veces. Los dos primeros lanzamientos, ambos con satélites operativos, fracasaron. El tercer y último lanzamiento, con una carga útil simulada, solo tuvo un éxito parcial después de que el motor de la segunda etapa RL-10B se apagara prematuramente. Tras la disminución del interés comercial, el programa Delta III se canceló oficialmente en 2003. Boeing entonces centró su atención en el nuevo cohete Delta IV , que era mucho más capaz que el Delta III. [ 5 ]

Ya se habían construido varios cohetes Delta III que no se habrían utilizado, pero se desmantelaron para obtener piezas para los cohetes Delta II y Delta IV. [ 5 ]

Descripción

El Delta III se desarrolló a partir del cohete Delta II. El nuevo vehículo contaba con una primera etapa modificada y una nueva etapa superior más eficiente. Esto hizo que el Delta III tuviera aproximadamente el doble de capacidad de carga útil que el Delta II. Sin embargo, los fallos consecutivos de los primeros Delta III, junto con el programa Delta IV más avanzado y el éxito continuado del Delta II, relegaron al Delta III a un vehículo provisional. [ 3 ]

Primera etapa

Al igual que el Delta II, la primera etapa del Delta III quemaba queroseno y oxígeno líquido y estaba propulsada por un motor principal Rocketdyne RS-27A con dos motores vernier LR-101 -NA-11 para el control de alabeo. [ 6 ] Los motores vernier también se usaban para el control de actitud después de que el motor principal se apagara, justo antes de que la segunda etapa se separara. [ 2 ] Si bien la carga de propulsor y la masa bruta de la etapa eran casi idénticas a las del Delta II, el diámetro del tanque de queroseno se aumentó de 2,4 metros a 4 metros, mientras que su altura se redujo. El tanque de oxígeno líquido y la sección del motor permanecieron prácticamente sin cambios. El tanque de queroseno rediseñado redujo la longitud total de la etapa y, combinado con la mayor altura de la segunda etapa, permitió que el Delta III utilizara las mismas instalaciones de lanzamiento que el Delta II con solo modificaciones menores. [ 1 ]

El empuje de la primera etapa fue aumentado por nueve propulsores de cohete sólido GEM -46, a veces denominados GEM LDXL (Large Diameter Extended Length). Estos tenían 14,7 m (48 pies) de longitud, 1,2 m (46 pulgadas) de diámetro y una masa de 19 toneladas métricas cada uno, aproximadamente seis toneladas métricas más que los motores GEM-40 estándar del Delta II. Seis se encendieron en la plataforma de lanzamiento, mientras que los tres restantes se encendieron justo antes del agotamiento y la separación de los propulsores encendidos en tierra. Para mantener el control de la dirección, tres de los propulsores encendidos en tierra tenían toberas de vectorización . [ 1 ] Los propulsores GEM-46 se usarían más tarde en el Delta II, creando la variante Delta II Heavy.   

Segunda etapa criogénica de Delta

Una etapa superior del cohete Delta III DCSS sometida a pruebas en la estación de campo de Plum Brook en enero de 1998.

La segunda etapa del Delta III fue la recién desarrollada Delta Cryogenic Second Stage (DCSS), que quemaba hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Fue desarrollada y fabricada en parte por Mitsubishi Heavy Industries y se basó en la segunda etapa del cohete H-IIA de JAXA . Boeing estuvo a cargo del diseño preliminar y el desarrollo de nuevas tecnologías, mientras que Mitsubishi Heavy Industries fue responsable de la fabricación. El tanque de hidrógeno líquido tenía 4 m (13 pies) de diámetro, mientras que el tanque separado de oxígeno líquido (conectado por una estructura al fondo del tanque de hidrógeno) tenía alrededor de 3 m (9,8 pies) de diámetro. Esta etapa ofreció un rendimiento significativamente mejor que la segunda etapa del Delta II, la Delta-K , que quemaba propelentes hipergólicos. [ 1 ] La DCSS estaba impulsada por un motor Pratt & Whitney RL10 B-2, derivado del RL10 que impulsaba la etapa superior Centaur , pero con actuadores electromecánicos para el control de cardán y una tobera extensible para un mayor rendimiento. [ 6 ] Tras la retirada del Delta III, el diseño del DCSS se modificó para su uso como segunda etapa del Delta IV, tanto en su formato original de 4 metros de diámetro como en una etapa más grande de 5 metros de diámetro. [ 7 ] Una mejora adicional del DCSS de 5 metros de diámetro, conocida como Etapa de Propulsión Criogénica Interina, se utiliza en el cohete del Sistema de Lanzamiento Espacial Bloque I.    

El control de la segunda etapa se realizaba mediante cuatro conjuntos de propulsores de hidracina instalados alrededor de la base del tanque de oxígeno líquido. Durante el encendido de los motores, estos propulsores solo proporcionaban control de alabeo (ya que el propio motor podía controlar el cabeceo y la guiñada mediante cardán). Durante los periodos de vuelo inercial, proporcionaban control en tres ejes.

Tercera etapa Star 48B

El Delta III se ofrecía con una tercera etapa de combustible sólido Star 48 B opcional. Esta se acoplaba a la parte superior del DCSS y se encontraba dentro de la cofia de carga útil. La Star 48B se utilizaba para órbitas de alta energía, como las misiones geoestacionarias o interplanetarias. [ 2 ] Nunca se utilizó en el Delta III, pero sí en las misiones del Delta II. La Star 48B también se ha utilizado en el Delta IV y el Atlas V.

carenado de carga útil

La cofia de carga útil del Delta III era un nuevo diseño de material compuesto , que se ajustaba al diámetro de 4 m (13 pies) del tanque de hidrógeno de la etapa superior y permitía cargas útiles mayores que las de la cofia de 9,5 o 10 pies de diámetro del Delta II. La cofia de 4 metros del Delta III se derivó de la cofia de material compuesto de 10 pies del Delta II. [ 2 ] Este diseño de cofia se reutilizaría más tarde en el Delta IV Medium.   

Lanzamientos

Véase también

Referencias

  1. 1 2 3 4 5 6 "Vehículo de lanzamiento Delta III" . 2001. Archivado del original el 14 de noviembre de 2001.
  2. 1 2 3 4 5 "Guía del planificador de carga útil del Delta III" (PDF) . Archivado del original (PDF) el 19 de noviembre de 2001.
  3. 1 2 "Hoja de datos Delta III" . Space Launch Report . Consultado el 26 de julio de 2014 .
  4. ↑ "Delta III se sumerge" . Wired . Consultado el 24 de octubre de 2018 .
  5. 1 2 3 4 Kyle, Ed. "Thunder Lost – The Delta 3 Story" . spacelaunchreport.com . Archivado del original el 21 de marzo de 2022.
  6. 1 2 "Delta 3" . Astronautix . Archivado del original el 12 de noviembre de 2013. Recuperado el 5 de enero de 2015 .
  7. ↑ "El cohete Delta 3 no alcanza las expectativas, pero aun así es un éxito, según Boeing" . SpaceFlightNow. 24 de agosto de 2000. Archivado del original el 22 de septiembre de 2023. Consultado el 28 de agosto de 2010 .
  8. ↑ "Orión 3 a 139° Este (Fallo en el lanzamiento)" . Consultado el 7 de septiembre de 2022 .
  9. ↑ "El cohete Delta 3 no alcanzó las expectativas, pero aun así fue un éxito, según Boeing" . Spaceflight Now. 24 de agosto de 2000.
  • Historia del vehículo de lanzamiento Delta
  • Artículo de Spaceflight Now del 21/08/2000