El Centaur es una familia de etapas superiores propulsadas por cohetes producidas actualmente por el proveedor de servicios de lanzamiento estadounidense United Launch Alliance , con una versión activa principal y una versión en desarrollo. El Common Centaur / Centaur III de 3,05 m (10,0 pies) de diámetro (como se indica en el cuadro de información) vuela como la etapa superior del vehículo de lanzamiento Atlas V , y el Centaur V de 5,4 m (18 pies) de diámetro se está desarrollando como etapa superior del nuevo cohete Vulcan de ULA . [4] [5]
Fabricante | Alianza de lanzamiento unida |
---|---|
Usado en | Atlas V : Centauro III Vulcano : Centauro V Titán IV |
Características generales | |
Altura | 12,68 m (499 pulgadas) [1] |
Diámetro | 3,05 m (120 pulgadas) |
Masa propulsora | 20,830 kg (45,920 libras) |
Masa vacía | 2.247 kg (4.954 lb), motor único 2.462 kg (5.428 lb), motor doble |
Centauro III | |
Motores | 1 o 2 RL10 |
Empuje | 99,2 kN (22,300 lbf), por motor |
Impulso específico | 450,5 segundos (4,418 km / s) |
Quemar tiempo | Variable |
Combustible | LH 2 / LOX |
Etapas asociadas | |
Derivados | Etapa evolucionada criogénica avanzada de Centaur V |
Historial de lanzamiento | |
Estado | Activo |
Lanzamientos totales | 245 a enero de 2018 [2][actualizar] |
Primer vuelo | 9 de mayo de 1962 |
Centaur fue la primera etapa de cohete en utilizar propulsores de hidrógeno líquido (LH 2 ) y oxígeno líquido (LOX) , una combinación de alta energía que es ideal para las etapas superiores pero que presenta importantes dificultades de manejo. [6]
Caracteristicas
Common Centaur está construido alrededor de tanques de propulsor de globo estabilizados a presión de acero inoxidable [7] con paredes de 0,020 pulgadas (0,51 mm) de espesor. Puede levantar cargas útiles de hasta 19.000 kg (42.000 lb). [8] Las paredes delgadas minimizan la masa de los tanques, maximizando el rendimiento general del escenario. [9]
Un mamparo común separa los tanques LOX y LH 2 , lo que reduce aún más la masa del tanque. Está formado por dos pieles de acero inoxidable separadas por un panal de fibra de vidrio. El panal de fibra de vidrio minimiza la transferencia de calor entre el LH 2 extremadamente frío y el LOX relativamente cálido. [10] : 19
El sistema de propulsión principal consta de uno o dos motores Aerojet Rocketdyne RL10 . [7] La etapa es capaz de hasta doce reinicios, limitados por el propulsor, la vida útil orbital y los requisitos de la misión. Combinado con el aislamiento de los tanques de propulsor, esto permite a Centaur realizar las costas de varias horas y las quemaduras de motor múltiples requeridas en inserciones orbitales complejas. [8]
El sistema de control de reacción (RCS) también proporciona espacio vacío y consta de veinte motores monopropelentes de hidracina ubicados alrededor del escenario en dos cápsulas de 2 propulsores y cuatro cápsulas de 4 propulsores. Para el propulsor, se almacenan 340 lb (150 kg) de hidracina en un par de tanques de vejiga y se alimentan a los motores RCS con gas helio presurizado , que también se utiliza para realizar algunas funciones principales del motor. [11]
Versiones actuales
A partir de 2019, todas menos dos de las muchas variantes de Centaur se habían retirado: Common Centaur / Centaur III (activo) y Centaur V (en desarrollo). En el futuro, United Launch Alliance (ULA) tiene la intención de reemplazar el Centaur V de Vulcan con la etapa avanzada criogénica evolucionada similar . [12] [13]
Motores actuales
Versión | Etapa | Secado masivo | Empuje | Yo sp , vac. | Largo | Diámetro | Notas |
---|---|---|---|---|---|---|---|
RL10A-4-2 | Centauro III (DEC) | 168 kg (370 libras) | 99,1 kN (22.300 libras · pie) | 451 s | 1,17 m (3,8 pies) | [14] [15] | |
RL10C-1 | Centauro III (SEC), ( DCSS ) | 190 kg (420 libras) | 101,8 kN (22.900 libras) | 449,7 segundos | 2,12 m (7,0 pies) | 1,45 m (4,8 pies) | [16] [17] [18] [15] |
RL10C-1-1 | Centauro V | 188 kg (414 libras) | 106 kN (24.000 libras · pie) | 453,8 segundos | 2,46 m (8,1 pies) | 1,57 m (5,2 pies) | [19] |
Centauro III / Centauro común
Centauro común es la etapa superior del cohete Atlas V. [11] Los primeros centauros comunes fueron propulsados por la versión RL10-A-4-2 del RL-10. Desde 2014, Common Centaur ha volado con el motor RL10-C-1 , que se comparte con la segunda etapa criogénica Delta , para reducir costos. [20] [21] La configuración Centaur de motor dual (DEC) continuará usando el RL10-A-4-2 más pequeño para acomodar dos motores en el espacio disponible. [21]
El Atlas V puede volar en múltiples configuraciones, pero solo una afecta la forma en que Centaur se integra con el refuerzo y el carenado: el carenado de carga útil Atlas V de 5,4 m (18 pies) de diámetro se adhiere al propulsor y encapsula el escenario superior y la carga útil, el carenado de enrutamiento. cargas aerodinámicas inducidas en el propulsor. Si se utiliza el carenado de carga útil de 4 m (13 pies) de diámetro, el punto de conexión está en la parte superior (extremo delantero) del Centaur, y las cargas pasan por la estructura del tanque del Centaur. [22]
Los últimos centauros comunes pueden acomodar cargas útiles secundarias utilizando un portador de mamparo en popa unido al extremo del motor del escenario. [23]
Centauro de motor único (SEC)
La mayoría de las cargas útiles se inician en Single Engine Centaur (SEC) con un RL10 . Esta es la variante para todos los vuelos normales del Atlas V (indicado por el último dígito del sistema de nombres, por ejemplo Atlas V 421).
Centauro de motor dual (DEC)
Una variante de motor dual con dos motores RL-10 está disponible, pero solo se usa para lanzar la nave espacial tripulada CST-100 Starliner y posiblemente el avión espacial logístico Dream Chaser ISS . [24] [25] El empuje más alto de dos motores permite un ascenso más suave con más velocidad horizontal y menos velocidad vertical, lo que reduce la desaceleración a niveles de supervivencia en caso de un aborto del lanzamiento y reentrada balística en cualquier punto del vuelo. [ cita requerida ]
Centauro V
Centaur V será la etapa superior del nuevo vehículo de lanzamiento Vulcan que actualmente está desarrollando United Launch Alliance para satisfacer las necesidades del programa National Security Space Launch (NSSL). [26] Vulcan estaba inicialmente destinado a entrar en servicio con una variante mejorada del Centauro común, [27] con una actualización a la etapa avanzada criogénica evolucionada (ACES) planeada después de los primeros años de vuelos. [13] [28]
A fines de 2017, ULA decidió adelantar elementos de la etapa superior de ACES y comenzar a trabajar en Centaur V.Centaur V tendrá el diámetro de 5.4 m (18 pies) de ACES y aislamiento avanzado, pero no incluye los Fluidos Integrados para Vehículos (IVF). Se espera que la característica permita la extensión de la vida en órbita de la etapa superior de horas a semanas. [13] Centaur V utilizará 2 versiones diferentes del motor RL10-C con extensiones de boquilla para mejorar el consumo de combustible para las cargas útiles más pesadas. [29] Esta mayor capacidad sobre Common Centaur permitirá que ULA cumpla con los requisitos de NSSL y retire las familias de cohetes Atlas V y Delta IV Heavy antes de lo planeado inicialmente. El nuevo cohete se convirtió públicamente en Vulcan Centaur en marzo de 2018. [30] [31] En mayo de 2018, el Aerojet Rocketdyne RL10 fue anunciado como el motor de Centaur V luego de un proceso de adquisición competitivo contra el Blue Origin BE-3 . Cada etapa montará dos motores. [32] En septiembre de 2020, ULA anunció que ACES ya no se estaba desarrollando y que se utilizaría Centaur V en su lugar. [33] Tory Bruno, CEO de ULA, declaró que el Centaur 5 de Vulcan tendrá un 40% más de resistencia y dos veces y media más energía que la ULA de etapa superior que actualmente vuela. "Pero eso es solo la punta del iceberg", explicó Bruno. “Voy a aumentar hasta 450, 500, 600 veces la resistencia en los próximos años. Eso permitirá un conjunto completamente nuevo de misiones que ni siquiera puedes imaginar hacer hoy ". [34]
Historia
El concepto Centaur se originó en 1956 cuando Convair comenzó a estudiar una etapa superior alimentada con hidrógeno líquido. El proyecto resultante comenzó en 1958 como una empresa conjunta entre Convair, la Agencia de Proyectos de Investigación Avanzada (ARPA) y la Fuerza Aérea de EE . UU . En 1959, la NASA asumió el papel de ARPA. Centaur inicialmente voló como la etapa superior del vehículo de lanzamiento Atlas-Centaur , encontrando una serie de problemas de desarrollo temprano debido a la naturaleza pionera del esfuerzo y al uso de hidrógeno líquido. [35] En 1994, General Dynamics vendió su división Space Systems a Lockheed-Martin . [36]
Centauro AD (Atlas)
El Centaur se desarrolló originalmente para su uso con la familia de vehículos de lanzamiento Atlas . Conocida en la planificación inicial como la 'etapa superior de alta energía', la elección del Centauro mitológico como homónimo tenía la intención de representar la combinación de la fuerza bruta del refuerzo Atlas y la delicadeza de la etapa superior. [37]
Atlas-Centaur inicial lanza versiones de desarrollo usadas, etiquetadas Centaur-A a -C. El único lanzamiento del Centaur-A el 8 de mayo de 1962 terminó en una explosión 54 segundos después del despegue cuando los paneles aislantes del Centaur se separaron temprano, lo que provocó que el tanque LH 2 se sobrecaliente y se rompa. Después de extensos rediseños, el único vuelo del Centaur-B el 26 de noviembre de 1963 tuvo éxito. Centaur-C voló tres veces con dos fallas y un lanzamiento declarado exitoso, aunque el Centaur no pudo reiniciarse. Centaur-D fue la primera versión en entrar en servicio operativo, con cincuenta y seis lanzamientos. [38]
El 30 de mayo de 1966, un Atlas-Centauro impulsó el primer módulo de aterrizaje Surveyor hacia la Luna. A esto le siguieron otros seis lanzamientos de Surveyor durante los próximos dos años, con el Atlas-Centaur funcionando como se esperaba. El programa Surveyor demostró la viabilidad de volver a encender un motor de hidrógeno en el espacio y proporcionó información sobre el comportamiento de la LH 2 en el espacio. [10] : 96
En la década de 1970, Centaur estaba completamente maduro y se había convertido en el escenario estándar de cohetes para lanzar cargas útiles civiles más grandes a la órbita terrestre alta, reemplazando también al vehículo Atlas-Agena por las sondas planetarias de la NASA. [10] : 103–166
A fines de 1989, Centaur-D y -G se habían utilizado como etapa superior para 63 lanzamientos de cohetes Atlas, 55 de los cuales tuvieron éxito. [2]
Saturno I SV
El Saturn I fue diseñado para volar con una tercera etapa SV para permitir que las cargas útiles vayan más allá de la órbita terrestre baja (LEO). La etapa SV estaba destinada a ser impulsada por dos motores RL-10A-1 que queman hidrógeno líquido como combustible y oxígeno líquido como oxidante. La etapa SV se voló cuatro veces en las misiones SA-1 a SA-4 , las cuatro de estas misiones tenían los tanques del SV llenos de agua para usar como lastre durante el lanzamiento. La etapa no fue volada en una configuración activa.
Centauro D-1T (Titán III)
El Centaur D se mejoró para su uso en el reforzador Titan III mucho más potente en la década de 1970, con el primer lanzamiento del Titan IIIE resultante en 1974. El Titan IIIE triplicó con creces la capacidad de carga útil del Atlas-Centaur e incorporó un aislamiento térmico mejorado. , lo que permite una vida útil orbital de hasta cinco horas, un aumento con respecto a los 30 minutos del Atlas-Centaur. [10] : 143
El primer lanzamiento de Titan IIIE en febrero de 1974 no tuvo éxito, con la pérdida del Experimento de alto voltaje de plasma espacial (SPHINX) y una maqueta de la sonda Viking . Finalmente se determinó que los motores de Centaur habían ingerido un clip instalado incorrectamente del tanque de oxígeno. [10] : 145-146
Los siguientes Titán-Centauros lanzaron Helios 1 , Viking 1 , Viking 2 , Helios 2 , [39] Voyager 1 y Voyager 2 . El amplificador Titan utilizado para lanzar la Voyager 1 tenía un problema de hardware que provocó un apagado prematuro, que la etapa Centaur detectó y compensó con éxito. Centaur terminó su combustión con menos de 4 segundos de combustible restante. [10] : 160
Centauro (Atlas G)
Centauro se introdujo en el Atlas G y se trasladó al Atlas I. muy similar. [ Cita requerida ]
Shuttle-Centaur (Centaur G y G-Prime)
Shuttle-Centaur fue una etapa superior propuesta del transbordador espacial . Para permitir su instalación en las bahías de carga útil del transbordador, el diámetro del tanque de hidrógeno del Centaur se aumentó a 14 pies (4,3 m), y el diámetro del tanque LOX se mantuvo en 10 pies (3,0 m). Se propusieron dos variantes: Centaur G Prime, que se planeó para lanzar las sondas robóticas Galileo y Ulysses , y Centaur G, una versión abreviada (reducida en longitud de aproximadamente 30 pies (9.1 m) a 20 pies (6.1 m)) planeada para Cargas útiles del Departamento de Defensa de EE. UU. Y la sonda Magellan Venus. [40]
Después del accidente del Transbordador Espacial Challenger , y pocos meses antes de que se programara el vuelo del Transbordador-Centauro, la NASA concluyó que era demasiado arriesgado volar el Centauro en el Transbordador. [41] Las sondas se lanzaron con el IUS de combustible sólido mucho menos potente , y Galileo necesitaba múltiples ayudas gravitacionales de Venus y la Tierra para llegar a Júpiter.
Centauro (Titán IV)
El vacío de capacidad dejado por la terminación del programa Shuttle-Centaur fue llenado por un nuevo vehículo de lanzamiento, el Titan IV . Las versiones 401A / B utilizaron una etapa superior Centaur con un tanque de hidrógeno de 14 pies (4,3 m) de diámetro. En la versión Titan 401A, se lanzó un Centaur-T nueve veces entre 1994 y 1998. La sonda Cassini-Huygens Saturno de 1997 fue el primer vuelo de la Titan 401B, con seis lanzamientos adicionales que finalizaron en 2003, incluido un fallo de SRB . [42]
Centauro II (Atlas II / III)
Centaur II se desarrolló inicialmente para su uso en la serie de cohetes Atlas II . [38] Centaur II también voló en los lanzamientos iniciales del Atlas IIIA . [11]
Centauro III / Centauro común (Atlas III / V)
Atlas IIIB presentó el Common Centaur, un Centaur II más largo e inicialmente con dos motores. [11]
Experimentos de gestión de fluidos criogénicos Atlas V
La mayoría de los centauros comunes lanzados en Atlas V tienen cientos o miles de kilogramos de propulsores restantes en la separación de la carga útil. En 2006, estos propulsores se identificaron como un posible recurso experimental para probar técnicas de gestión de fluidos criogénicos en el espacio. [43]
En octubre de 2009, la Fuerza Aérea y la United Launch Alliance (ULA) realizaron una demostración experimental de la etapa superior Centaur modificada del DMSP-18 de lanzamiento para mejorar "la comprensión de sedimentación propelente y chapoteo , control de presión, RL10 chilldown y RL10 apagado de dos fases El DMSP-18 era una carga útil de masa baja, con aproximadamente un 28% (5.400 kg (11.900 lb)) de propulsor LH 2 / LOX restante después de la separación. Se realizaron varias demostraciones en órbita durante 2,4 horas, que concluyeron con una combustión de desorbitación . [44] La demostración inicial estaba destinada a prepararse para experimentos de gestión de fluidos criogénicos más avanzados planificados bajo el programa de desarrollo de tecnología CRYOTE basado en Centauro en 2012-2014, [45] y aumentará el TRL del sucesor del Centauro en etapa avanzada criogénica evolucionada . [12]
Percances
Aunque Centaur tiene un historial de vuelos largo y exitoso, ha experimentado una serie de contratiempos:
- 7 de abril de 1966: el Centaur no se reinició después de la costa: los motores de vacío se quedaron sin combustible. [46]
- 9 de mayo de 1971; La guía del Centauro falló, destruyéndose a sí mismo ya la nave espacial Mariner 8 con destino a la órbita de Marte . [47]
- 18 de abril de 1991: Centaur falló debido a que las partículas de los estropajos utilizados para limpiar los conductos del propulsor se atascaron en la turbobomba, lo que impidió el arranque. [48]
- 22 de agosto de 1992: Centaur no pudo reiniciarse (problema de formación de hielo). [49]
- 30 de abril de 1999: El lanzamiento del satélite de comunicaciones USA-143 ( Milstar DFS-3m) falló cuando un error en la base de datos de Centaur resultó en una velocidad de balance incontrolada y pérdida de control de actitud, colocando al satélite en una órbita inútil. [50]
- 15 de junio de 2007: el motor de la etapa superior Centaur de un Atlas V se apagó temprano, dejando su carga útil, un par de satélites de vigilancia oceánica de la Oficina Nacional de Reconocimiento , en una órbita más baja de la prevista. [51] La falla se denominó "Una gran decepción", aunque declaraciones posteriores afirman que la nave aún podrá completar su misión. [52] La causa se remonta a una válvula atascada que agotó parte del combustible de hidrógeno, lo que provocó que la segunda combustión terminara cuatro segundos antes. [52] El problema se solucionó, [53] y el siguiente vuelo fue nominal. [54]
- 30 de agosto de 2018: Atlas V Centaur pasivado segunda etapa lanzada el 17 de septiembre de 2014 se rompió, creando desechos espaciales . [55]
- 23-25 de marzo de 2018: Atlas V Centaur pasivó la segunda etapa lanzada el 8 de septiembre de 2009 y se disolvió. [56] [57]
- 6 de abril de 2019: Atlas V Centaur pasivó la segunda etapa lanzada el 17 de octubre de 2018 y se disolvió. [58] [59]
Especificaciones del Centaur III
Fuente: Especificaciones Atlas V551, a 2015. [60]
- Diámetro : 3,05 m (10 pies)
- Longitud : 12,68 m (42 pies)
- Masa inerte : 2.247 kg (4.954 libras)
- Combustible : hidrógeno líquido
- Oxidante : oxígeno líquido
- Masa de combustible y oxidante : 20,830 kg (45,922 lb)
- Orientación : inercial
- Empuje : 99,2 kN (22,300 lbf)
- Tiempo de combustión : variable; por ejemplo, 842 segundos en Atlas V
- Motor : RL10-C-1
- Longitud del motor : 2,32 m (7,6 pies)
- Diámetro del motor : 1,53 m (5 pies)
- Peso en seco del motor : 168 kg (370 lb)
- Arranque del motor : reiniciable
- Control de actitud : 4 propulsores 27-N, 8 propulsores 40-N
- Propelente : hidracina
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