martes, febrero 28, 2012

El misterio de la sonda marciana Mars 6 y sus transistores defectuosos

El 12 de marzo de 1974 la sonda soviética Mars 6 descendió a través de la atmósfera marciana con el objetivo de convertirse en el primer artefacto en transmitir imágenes de la superficie del planeta rojo. Su hermana Mars 3 había aterrizado con éxito unos años antes, pero dejó de funcionar poco después de tomar contacto con la superficie.

Sonda Mars 6.

A pesar de este contratiempo, la oficina NPO Lávochkin decidió usar el mismo diseño de la Mars 3 con las Mars 6 y Mars 7 para ahorrar tiempo y dinero, aunque con una salvedad. Los transistores 2T-312 empleados en prácticamente todos los subsistemas de la nave fueron sustituidos por versiones que utilizaban en ciertas partes aluminio como conductor en vez de oro. Este factor, entre otros, contribuyó  a que la familia de sondas Mars lanzada en 1973 (los orbitadores Mars 4 y Mars 5 y las sondas de aterrizaje Mars 6 y Mars 7) estuviese condenada de antemano. Los transistores 2T-312 tenían la desagradable tendencia a fallar transcurridos unos dos años de funcionamiento, lo que en el caso de una misión marciana venía a coincidir con la inserción en órbita del planeta rojo. El problema era tan grave que los técnicos de NPO Lávochkin estimaban que las probabilidades de fracaso de cada misión eran de casi el 50%. Y, aunque el defecto fue descubierto antes del lanzamiento, la presión de la carrera espacial con los Estados Unidos era implacable. Las autoridades soviéticas decidieron seguir adelante con las misiones a sabiendas del grave riesgo que corrían.

Los orbitadores Mars 4 y Mars 5 serían lanzados primero, el 21 de julio y el 23 de julio de 1973, respectivamente. La Mars 4 realizó una corrección orbital el 30 de julio, pero el ordenador empezó a presentar problemas de funcionamiento muy probablemente ligados a los transistores defectuosos. Como resultado, la Mars 4 fue incapaz de realizar una segunda corrección orbital y no pudo encender el motor principal para situarse en órbita marciana, sobrevolando el planeta a 1844 kilómetros de distancia. Por su parte, la Mars 5 logró alcanzar la órbita de Marte el 12 de febrero de 1974, trasmitiendo numerosas imágenes de la superficie. Sin embargo, una fuga en el compartimento presurizado de la instrumentación ocasionaría que la sonda dejase de funcionar prematuramente el 28 de febrero.

Sonda de aterrizaje de la Mars 6.



Cápsula de aterrizaje de la Mars 3, muy parecida a la de la Mars 6 (Eureka).

Transistor ruso de la familia 2T-312 (fuente).

La Mars 6 (M-73 Nº 50P) fue lanzada el 5 de agosto de 1973 mediante un cohete Protón-K desde Baikonur. La masa total de la sonda era de 4470 kg, incluyendo 3260 kg de la etapa de sobrevuelo y 1210 kg para la sonda de aterrizaje. Esta sonda incluía el escudo térmico y motor de frenado, por lo que la masa final del vehículo de aterrizaje era de sólo 358 kg. La Mars 6 incluía algunos nuevos instrumentos con respecto a la Mars 3, incluyendo una nueva cámara y un experimento Doppler para medir los vientos marcianos durante el descenso. Para garantizar el éxito de la misión, la Unión Soviética había recibido de la NASA un conjunto de efemérides precisas del planeta rojo calculadas gracias a las sondas Mariner. A cambio, los científicos soviéticos entregaron a la agencia espacial norteamericana datos obtenidos por las misiones Mars 2, Mars 3 y Venera 8. Además, la Mars 6 utilizaría las imágenes obtenidas con anterioridad por los orbitadores Mars 4 y Mars 5.

Poco después del despegue, uno de los sistemas con transistores 2T-312 falló, inutilizando uno de los canales de telemetría con información sobre los sistemas de la nave. Los técnicos de Lávochkin continuaron enviando órdenes con instrucciones de navegación con la esperanza de que el receptor de la nave siguiese en funcionamiento. Por suerte así fue y la nave efectuó todas sus maniobras en el momento preciso. La sonda de aterrizaje de la Mars 6 se separó automáticamente del orbitador y realizó la entrada en la órbita marciana a 5,6 km/s con un ángulo de 11,7º. La señal de la nave fue retransmitida a la Tierra por el orbitador, aunque a 75 km de altura la recepción sería interrumpida por efecto del plasma que rodeaba a la nave. El paracaídas principal se abrió a 20 kilómetros de altura cuando la sonda caía a plomo con una velocidad de 2160 km/h. La señal emitida por la sonda revelaría el vaivén del vehículo al colgar de las líneas del paracaídas, pero la transmisión se cortaría de manera inesperada poco después de la ignición de los retrocohetes instalados en las líneas del paracaídas y cuando la nave descendia hacia el suelo a 220 km/h, una velocidad a todas luces excesiva para un aterrizaje seguro. A día de hoy, nadie sabe a ciencia cierta cuál fue la causa de la pérdida de comunicaciones con la sonda. ¿Tendrían algo que ver los fatídicos transistores 2T-312? Lo que sí sabemos es que su hermana gemela, la Mars 7, llegó hasta las proximidades de Marte y liberó la sonda de aterrizaje el 9 de marzo de 1974,. Pero el ordenador del vehículo falló en el momento más inoportuno -muy probablemente por culpa de los transistores de marras- y el motor de frenado no se encendió, por lo que la sonda pasaría a 1300 kilómetros del planeta antes de perderse para siempre en órbita solar.


Secuencia de aterrizaje de las sondas Mars soviéticas.

Imagen de la superficie de Marte transmitida por la Mars 5.

La Mars 6 aterrizó en el hemisferio sur de Marte, cerca del Valle Samara (coordenadas 23,90º sur y 19,42º oeste), pero por ahora nadie ha podido determinar con exactitud el lugar del descenso. No obstante, esto podría cambiar pronto gracias a la sonda Mars Reconnaissance Orbiter (MRO) de la NASA. Aunque este infatigable explorador ha podido fotografiar desde la órbita marciana todas las sondas que han aterrizado con éxito en el planeta rojo, por el momento ha sido incapaz de descubrir la zona precisa en la que descendieron aquellas que corrieron peor suerte, como la Mars 3, la Mars Polar Lander o la propia Mars 6. Recientemente, el equipo de la MRO descubrió una mancha blanca en una de las imágenes de la cámara panorámica (CTX) de la MRO que coincidía con las coordenadas del lugar de aterrizaje de la Mars 6. Los técnicos de la MRO pensaron que quizás habían dado con el paracaídas de la sonda perdida, así que decidieron realizar una imagen de la zona en alta resolución mediante la cámara HiRISE. Desgraciadamente, la mancha blanca resultó ser una simple formación rocosa, pero la búsqueda continúa.

Contra todo pronóstico, NPO Lávochkin no aprendió la lección del "Gran Desastre Marciano de 1973", y eso a pesar del desastre mediático para la URSS que supuso esta cadena de fallos. De hecho, la Unión Soviética no mandaría más sondas a Marte durante los años 70, concentrándose en el estudio de Venus. Y cuando en la década de los 80 se construyeron las sondas Fobos 1 y Fobos 2, inexplicablemente se cometió el mismo error una vez más al introducir transistores defectuosos en los sistemas de ambas naves.

Imagen de la superficie marciana en la que se aprecia una roca blanca que fue confundida con el paracaídas de la Mars 6 (HiRISE/NASA).

Algún día quizás no muy lejano seremos capaces descubrir los primeros robots que alcanzaron la superficie del planeta rojo. Pero si queremos saber qué le pasó realmente a la Mars 6 no nos quedará más remedio que poner el pie en Marte y traer a la vieja sonda de vuelta a la Tierra para analizar sus componentes. Y para eso me temo que aún nos queda mucho tiempo.

lunes, febrero 27, 2012

Un Ariane 5 ucraniano

La Agencia Espacial Europea (ESA) no quiere que el Ariane 5 se quede obsoleto, así que mientras decide si finalmente construye el Ariane 6 está desarrollando una nueva versión de su lanzador estrella. Conocida como Ariane 5 ME (Mid-life Evolution), sustituiría al Ariane 5 ECA y al Ariane 5 ES, las dos versiones actualmente en servicio.

Propuesta de Ariane 5 con aceleradores de combustible líquido de fabricación ucraniana (KB Yuzhnoe/Kosmonavtika).

Ariane 5 ME (ESA).

El Ariane 5 ME debe emplear en la primera etapa un nuevo motor criogénico Vinci que reemplazará al Vulcain, así como una nueva etapa superior y nuevos sistemas de control. Todo esto está muy bien, pero sin embargo, ya puestos a modificar, la ESA podría adoptar la propuesta que la empresa aeroespacial ucraniana KB Yuzhnoe presentó a finales del año pasado con el fin de sustituir los cohetes de combustible sólido del Ariane 5 (denominados EAP) por dos aceleradores de combustible líquido basados en el cohete Zenit. Estos aceleradores usarían queroseno y oxígeno líquido y podrían emplear el motor RD-171M del Zenit. No obstante, este motor -el más potente de combustible líquido jamás construido- no es ucraniano, sino que lo fabrica en Rusia la empresa NPO Energomash. Para evitar esta dependencia del vecino ruso, KB Yuzhnoe ha propuesto sustituir el RD-171M por cuatro motores RD-810, que generarían 7260 kN de empuje en total, comparados con los 7900 kN del RD-171M. En cualquier caso, una significativa mejora si lo comparamos con los 6700 kN de empuje generado por cada EAP.

Motor RD-810 (KB Yuzhnoe/Kosmonavtika).

Con los nuevos aceleradores ucranianos, el Ariane 5 sería capaz de situar hasta 14 toneladas en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO), mientras que las versiones actuales sólo pueden poner 10,5 toneladas (o 9,5 si son dos satélites). La masa al lanzamiento también se vería incrementada, de las 777 toneladas a las 940 toneladas, por lo que sería necesario reformar en profundidad todas las instalaciones de tierra en el centro espacial de Kourou. Sin duda, se trata de una propuesta que nunca verá la luz por motivos políticos, pero no es en absoluto descabellada. No olvidemos que KB Yuzhnoe ya colabora con la ESA en la fabricación de la etapa superior AVUM del cohete Vega, aunque claro, una cosa es fabricar una etapa superior de un cohete ligero y otra muy distinta tener una participación estratégica en el principal cohete europeo.

La propuesta de Yuzhnoe para el Ariane 5 recuerda vagamente al proyecto soviético 11K37 "trizenit", aunque este último tenía una capacidad de carga sustancialmente mayor y podría haber puesto en órbita hasta 40 toneladas en órbita baja. Ya que estamos, no estaría nada mal ver un Trizenit hecho realidad algún día.

 Proyecto soviético 11K37 Trizenit (Novosti Kosmonavtiki).


Referencias:

domingo, febrero 26, 2012

Lanzamiento Larga Marcha CZ-3C (Beidou-G5)

China lanzó el viernes 24 de febrero a las 16:26 UTC un cohete Larga Marcha CZ-3C con el satélite Beidou-G5 (Beidou2-G5 o Compass-G5) del sistema de navegación Beidou. El lanzamiento se efectuó desde la rampa LC-2 del Centro Espacial de Xichang (XSLC), situado en la provincia de Sìchuan.

Lanzamiento del Beidou-G5 (Xinhua).

Beidou-G5

El Beidou-G5 es el quinto satélite de la serie Beidou-2 de posicionamiento global situado en una órbita geoestacionaria (GEO). Los satélites Beidou han sido construidos por CAST (Academia China de Tecnología Espacial) tomando como base la popular plataforma DFH-3B (Dongfang Hong, "el este es rojo"), empleada en muchos otros vehículos espaciales chinos. La masa de la plataforma DFH-3 es de 2320 kg (220 kg de carga útil) y su vida media se estima en 8 años. Sus dimensiones son de 2,2 x 1,72 x 2,0 metros.

Satélite de posicionamiento Beidou-2 (CAST).

Satélite Beidou-G5 durante el montaje (CAST).

El sistema de posicionamiento global Beidou es equivalente al GPS norteamericano o al GLONASS ruso, pero a diferencia de éstos, cuenta con tres tipos de satélites distintos, los Beidou-G en órbita geoestacionaria (GEO), los Beidou-M en órbita de media altura (MEO) y los Beidou-I en una órbita geoestacionaria inclinada (IGSO). Los Beidou-G cubren un área mayor con menos unidades, pero su señal es mucho más débil. Los Beidou-I permiten mejorar la cobertura en las regiones polares.

Cuando esté operativo en 2020, el sistema Beidou-2 estará formado por 32 satélites como mínimo, cinco en GEO, tres en IGSO y 24 en MEO. Actualmente sólo hay un satélite Beidou-M en órbita y cuatro Beidou-I. Los satélites Beidou incluyen un transmisor de 247 kg que emite en las frecuencias 1195,14-1219,14MHz, 1256,52-1280,52MHz, 1559,05-1563,15MHz y 1587,69-1591,79MHz. Beidou comenzó el año pasado a prestar un servicio limitado sobre el territorio chino. La cobertura original tendrá un tamaño de unos 120º de longitud en el hemisferio norte. En el futuro, el sistema Beidou ofrecerá dos tipos de servicio, uno civil y otro militar, al igual que el GPS o el GLONASS. El servicio civil tendrá una precisión de 10 metros, 0,2 m/s y 50 nanosegundos.

Constelación Beidou.


Frecuencias del sistema Beidou comparada con la de otros sistemas de navegación.

El sistema Beidou recibe el nombre en inglés de Compass ("brújula") o Global Navigation Satellite System (GNSS). En realidad, Běidǒu (北斗) es el nombre que recibe en mandarín la constelación de la Osa Mayor -o mejor dicho, el asterismo de El Carro-, usada desde tiempos ancestrales para la navegación.


Larga Marcha CZ-3C

El Larga Marcha CZ-3C (长征三号丙, Chang Zheng 3C o LM-3C) es un cohete de tres etapas con una capacidad de 3,8 toneladas en la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) o 9,1 toneladas en una órbita baja (LEO) de 200 km y 28,5º. El cohete tiene una longitud de 54,838 metros y una masa de 345 toneladas. El CZ-3C es una variante del CZ-3B con sólo dos impulsores laterales en lugar de cuatro.

La primera etapa, denominada L-180 (o CZ-3A-1), es similar a la empleada en el resto de cohetes Larga Marcha. Tiene una masa de 179 toneladas y unas dimensiones de 23,08 m x 3,35 m. Hace uso de un motor YF-21C (DaFY 6-2) de cuatro cámaras que quema tetróxido de nitrógeno y UDMH (una variante de la hidracina) con 2961,6 kN de empuje en total (740,4 kN cada cámara al nivel del mar) y unos 260 segundos de impulso específico (Isp). El motor YF-21C está compuesto por cuatro motores YF-20C. El control de vuelo de la primera etapa se consigue mediante el giro de los motores.

La primera etapa se complementa con dos propulsores de combustible líquido LB-40 de 15,326 m x 2,25 m equipados cada uno con un motor YF-25 (DaFY 5-1) de 740,4 kN de empuje y 260 s de Isp.

La segunda etapa tiene unas dimensiones de 9,943 x 3,35 metros y carga 49,605 toneladas de propergoles hipergólicos. Emplea un motor YF-24E, formado por un motor principal YF-22E (742 kN y 298 s) y un motor vernier YF-23C de cuatro cámaras de combustión (11,8 kN y 297 s).

La tercera etapa es criogénica (usa hidrógeno y oxígeno líquidos) y tiene unas dimensiones de 3,00 x 12,375 metros. Cuenta con 18,193 toneladas de combustible y posee un motor YF-75 de dos cámaras de combustión con 78,5 kN y 440 s.





CZ-3C (CALT).

Lanzamiento

El CZ-3C es lanzado desde el Centro Espacial de Xīchāng (XSLC / 西昌卫星发射中心), en la provincia de Sìchuān. Se trata de uno de los tres centros de lanzamiento espacial en activo que tiene China junto con Jiǔquán (酒泉) y Tàiyuán (太原).

Los tres cosmódromos chinos en activo: XSLC (Xichang), TSLC (Taiyuan) y JSLC (Jiuquan) (CALT).

Xichang comenzó a construirse en 1969 y hoy en día es el destino principal para las misiones comerciales con lanzadores chinos. En el Centro Técnico (TC) se encuentra el edificio (LB) para el procesado de los lanzadores, que se divide en el Transit Building 1 (BL1) y el Testing Building (BL2). Existen además otros edificios para el procesado de la carga útil.

Mapa de Xichang (CALT).

Edificios de montaje y procesado en Xichang (CALT).

El centro espacial tiene tres complejos de lanzamiento principales: Launch Complex 1 (LC-1), 2 (LC-2) y 3 (LC-3). El LC-1, más pequeño, está preparado para los CZ-3 y CZ-2C. El LC-2 está configurado para los CZ-2E, CZ-3A, CZ-3B y CZ-3C. En el LC-2 hay una torre de servicio móvil de 90,6 m de altura y equipada con dos grúas, así como una torre fija con umbilicales. El LC-3 era una antigua rampa    de lanzamiento que fue completamente reconstruida en 2005. Actualmente se emplea para lanzamientos del CZ-3. El Centro de Control (Mission Command & Control Center, MCCC) se haya situado a 7 km al sureste del área de lanzamiento.

Las rampas LC-1 y LC-2 en Xichang (CALT/Google Earth).

La torre de servicio móvil y la torre de umbilicales en el LC-2 (CALT).

Primera etapa del CZ-3C (Xinhua).



Acelerador de combustible líquido (Xinhua).



Lanzamiento del CZ-3C (Xinhua).

Restos del cohete (Xinhua).

Centro de control de lanzamiento (Xinhua).

Todos los accidentes espaciales en una imagen

No descubro nada nuevo si digo que viajar al espacio es peligroso. En estos más de cincuenta años de vuelos tripulados se han producido múltiples accidentes y tragedias. Tantas que resulta prácticamente imposible realizar una lista de todas ellas. Para facilitar esta tarea, el Centro Espacial Johnson de la NASA realizó hace algún tiempo la infografía titulada 'Significant Incidents and Close Calls in Human Spaceflight', donde aparecen todos los incidentes importantes que han tenido lugar en misiones tripuladas, incluyendo los vuelos de los aviones X-15 y -por motivos que no termino de entender- del SR-71 Blackbird y el M2-F2.


Los percances se representan mediante un recuadro con la información referente a cada misión y están ordenados según la fase en la que tuvo lugar (lanzamiento, órbita baja, descenso, aterrizaje, órbita lunar, etc.). Las misiones norteamericanas aparecen con un fondo blanco, mientras que las soviéticas/rusas tienen un fondo gris. En amarillo aparecen los accidentes que se han saldado con la pérdida de la tripulación (Apolo 1, Soyuz 1, Soyuz 11, STS-51L Challenger y STS-107 Columbia), mientras que otros problemas graves que terminaron con algún miembro de la tripulación herido se representan mediante un borde naranja. Otros incidentes graves que tuvieron un final feliz cuentan con una breve frase en negrita en la esquina inferior derecha describiendo la naturaleza de la emergencia.

La lista es bastante exhaustiva para los vuelos norteamericanos, aunque echo de menos algún tipo de clasificación de la gravedad de cada incidente. Resulta especialmente llamativo el enorme número de incidentes que tuvieron lugar en los vuelos del transbordador y que podían haber acabado fácilmente con la pérdida total de la tripulación, como es el caso de las misiones STS-9 y STS-37 durante el aterrizaje o las STS-51D y STS-27 durante la reentrada, un tema por el que se suele pasar de puntillas cuando se habla de las emergencias en vuelos tripulados.

Y hablando de la STS-51D Discovery, tampoco veo que se haga mención del reventón que sufrió uno de los neumáticos durante el aterrizaje, un accidente que bien podría haber terminado en tragedia. Recordemos que durante esta misma misión el escudo térmico del elevón del ala izquierda resultó dañado y como resultado se vio afectada una zona de la estructura metálica del fuselaje del tamaño de un balón de baloncesto, un incidente denomominado burn-through en la terminología de la NASA. De haber tenido lugar en otra parte de la nave, el Discovery podría haberse desintegrado como el Columbia en 2003. Tampoco aparecen en la lista la STS-101 o la STS-9, otras misiones que tuvieron problemas de burn-through en el escudo térmico durante la reentrada. La STS-9 Columbia experimentó un burn-through en el OMS izquierdo -algo que se hizo público varios años después-, a lo que hubo que sumar un incendio que afectó a dos de las tres APUs poco antes del aterrizaje por culpa de una fuga de hidrazina. Si el incendio se hubiese producido unos minutos antes, las tres APUs podrían haber quedado fuera de circulación y sin posibilidad de controlar las superficies de control del Columbia, lo que habría provocado la pérdida del vehículo y su tripulación.

Sea como sea, se trata de una magnífica lista que resume de manera gráfica todos los problemas experimentados en estos cincuenta años de viajes espaciales tripulados. Nunca mejor dicho, per aspera ad astra.

sábado, febrero 25, 2012

Lanzamiento Atlas V 551 (MUOS-1)

La empresa ULA (United Launch Alliance) lanzó el día 24 de febrero a las 22:15 UTC un cohete Atlas V 551 en la misión AV-030 desde la rampa de lanzamiento SLC-41 de la Base Aérea de Cabo Cañaveral. La carga era el satélite de comunicaciones MUOS-1 (USA-234) de la armada de los EEUU. Este ha sido el 29º lanzamiento de un cohete Atlas V y el tercero en la configuración 551, la más potente. El primer intento de lanzamiento tuvo lugar el pasado 16 de febrero, pero tuvo que ser cancelado.

Lanzamiento del MUOS-1 (ULA).

MUOS-1

El MUOS-1 (Mobile User Objective System) es un satélite geoestacionario de 6,8 toneladas construido por Lockheed-Martin para la US Navy con el fin de garantizar las comunicaciones en UHF con las tropas norteamericanas situadas en tierra (no sólo de la armada). Se trata del primer ejemplar del sistema de comunicaciones de nueva generación MUOS, que debe sustituir al actual sistema UFO (Ultra High Frequency Follow-On), formado por diez satélites y plenamente operativo desde el año 2000. MUOS podrá transmitir un volumen de datos 16 veces superior al del sistema UFO, alcanzando los 384 kbps para terminales móviles.

Satélite MUOS-1 (ULA).

Cada satélite es capaz de gestionar hasta 16 haces independientes WCDMA (Wideband Code Division Multiple Access) con soporte de IPv4 e IPv6 para la transmisión de datos. De todas formas, muchas de sus especificaciones técnicas son secretas. Para 2015 se espera que estén en órbita cuatro unidades MUOS, por lo que el sistema estará plenamente operativo para entonces. Aproximadamente un 60% de las comunicaciones militares norteamericanas vía satélite se llevan a cabo a través de UHF, existiendo más de 67000 terminales militares de comunicaciones en este rango de longitudes de onda.

Símbolo del sistema MUOS (DoD).

Sistema MUOS (Lockheed-Martin).


El Atlas V

El Atlas V es un cohete de dos etapas que puede incorporar aceleradores de combustible sólido y que tiene una capacidad de carga de hasta 18500 kg en órbita baja (LEO) y 8700 kg en órbita de transferencia geoestacionaria (GTO). La primera fase es un CCB (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 RD-180 fabricado en Rusia por NPO Energomash. El RD-180 tiene una masa en seco de 5400 kg, un impulso específico de 311,3 (nivel del mar) - 337,8 s (vacío) y un empuje de 390,2 toneladas (nivel del mar) - 423,4 toneladas.


El Atlas V con MUOS-1 (ULA).

La primera etapa puede incorporar entre cero y cinco 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. En esta misión se acoplaron cinco SRB, la versión más potente.

La segunda etapa es la última versión de la clásica etapa criogénica Centaur (oxígeno e hidrógeno líquidos). 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. Posee además 8 propulsores de hidracina de 40 N y cuatro de 27 N para el control de actitud de la etapa.

Enasamblaje del Atlas V (ULA).

Complejo de lanzamiento SLC-41 en Cabo Cañaveral (ULA).

Las versiones de los 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 5,4 x 20,7 m es una versión de la empleada en el Ariane V y está fabricada por la empresa suiza RUAG. 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 lanzamiento, se trataba de un Atlas V 551, es decir, incluye una cofia de 5 metros, cinco cohetes sólidos y un sólo motor en la etapa Centaur.

Etapas del lanzamiento (ULA).

Órbita inicial (ULA).

El motor RD-180 se enciende 2,7 segundos antes del lanzamiento, que tiene lugar con el encendido de los cohetes de combustible sólido (SRB). 1,1 segundos después se eleva el cohete de la rampa, que alcanza el empuje máximo a los 2,1 s. A los 3,9 s el cohete comienza a maniobrar en azimut (giro) y cabeceo para seguir la trayectoria planeada, superando la barrera del sonido a los 34,8 s. A los 104,6 s se separan los SRB 1 y 2, y a los 106,1 s se separan los otros tres SRB. La cofia se desprende a los 202,2 s. El RD-180 empieza a reducir su empuje a los 230 s para mantener la aceleración por debajo de los 4,6 g. El RD-180 se apaga a los 264,1 s, mientras que la primera etapa se separa seis segundos después. La etapa Centaur se enciende por primera vez a los 280,1 s. 741 segundos después del lanzamiento se apaga el motor RL-10 de la Centaur y el MUOS-1 ya está en órbita. El segundo encendido de la Centaur tiene lugar a los 1249 segundos y el tercero a los 10610 s.

Inserción en la cofia (ULA).

Colocación de la cofia con el satélite en el lanzador (ULA).

El cohete en la rampa (ULA).

Lanzamiento (ULA).

Vídeo del lanzamiento:


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