LGM-25C Titan II
El Titan II era un misil balístico intercontinental (ICBM) y un lanzador espacial desarrollado por Glenn L. Martin Company a partir del anterior misil Titan I. El Titan II se diseñó y utilizó originalmente como un misil balístico intercontinental, pero luego se adaptó como un vehículo de lanzamiento espacial de elevación media para transportar cargas útiles a la órbita terrestre para la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF), la Administración Nacional de Aeronáutica y del Espacio (NASA) y la National Oceanic. y Administración Atmosférica (NOAA). Esas cargas útiles incluían el Programa de satélites meteorológicos de defensa de la USAF (DMSP), los satélites meteorológicos de la NOAA y los satélites meteorológicos de la NASA.Cápsulas espaciales tripuladas por Géminis . Los SLV (vehículos de lanzamiento espacial) Titan II modificados se lanzaron desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg , California, hasta 2003.
El misil balístico intercontinental Titan II fue el sucesor del Titan I, con el doble de carga útil. A diferencia del Titán I, utilizaba un propulsor hipergólico a base de hidracina que se podía almacenar y encender de forma fiable. Esto redujo el tiempo de lanzamiento y permitió que se lanzara desde su silo . Titán II llevaba la ojiva individual más grande de todos los misiles balísticos intercontinentales estadounidenses. [1]
El misil consta de un vehículo propulsado por un motor cohete de dos etapas y un vehículo de reentrada (RV). Se incluyen disposiciones para la separación en vuelo de la Etapa II de la Etapa I, y la separación del RV de la Etapa II. Los vehículos de Fase I y Fase II contienen cada uno propulsor y presurización, motor de cohete, sistemas hidráulicos y eléctricos y componentes explosivos. Además, la Etapa II contiene el sistema de control de vuelo y el sistema de guía de misiles. [2] La etapa I contenía tres giroscopios y el piloto automático. El piloto automático intentó mantener el misil recto durante el vuelo de la primera etapa y envió comandos a la Unidad de Medición Inercial (IMU) en la segunda etapa. La IMU compensaría y enviaría comandos de dirección a los actuadores del motor.
El fuselaje es una estructura aerodinámicamente estable de dos etapas que alberga y protege el equipo de misiles aerotransportados durante el vuelo motorizado. El sistema de guía de misiles habilita el apagado y el relé de habilitación de etapas para iniciar la separación de la Etapa I. Cada etapa tiene 10 pies (3.0 m) de diámetro y tiene tanques de combustible y oxidante en tándem, con las paredes de los tanques formando la piel del misil en esas áreas. Los conductos externos están unidos a la superficie exterior de los tanques para proporcionar paso a los haces de cables y tubos. Se proporcionan puertas de acceso en la estructura delantera, trasera y entre tanques de misiles para inspección y mantenimiento. Una cubierta extraíble para la entrada del tanque se encuentra en la cúpula delantera de cada tanque. [3]
El fuselaje de la Etapa I consta de una estructura entre etapas, un faldón delantero del tanque oxidante, un tanque oxidante, una estructura entre tanques y un tanque de combustible. La estructura entre etapas, el faldón delantero del tanque oxidante y la estructura entre tanques son conjuntos fabricados con revestimiento, largueros y marco remachados. El tanque oxidante es una estructura soldada que consta de un domo delantero, un barril del tanque, un domo en popa y una línea de alimentación. El tanque de combustible, también una estructura soldada, consta de una cúpula delantera, un cilindro del tanque, un cono de popa y un conducto interno. [3]
El fuselaje de la Fase II consta de una sección de transición, un tanque oxidante, una estructura entre tanques, un tanque de combustible y un faldón de popa. La sección de transición, la estructura entre tanques y el faldón de popa son conjuntos fabricados con revestimiento, largueros y marco remachados. El tanque de oxidante y el tanque de combustible son estructuras soldadas que constan de cúpulas de proa y popa. [3]
