Atlas II был членом семейства ракет- носителей Atlas , которые произошли от успешной ракетной программы Atlas 1950-х годов. Atlas II был прямой эволюцией Atlas I и отличался более длинными баками первой ступени, более мощными двигателями и возможностью установки твердотопливных ракетных ускорителей. Он был разработан для вывода полезных грузов на низкую околоземную орбиту , геостационарную переходную орбиту или геостационарную орбиту. В период с 1991 по 2004 год было осуществлено шестьдесят три запуска моделей Atlas II, IIA и IIAS; все шестьдесят три запуска прошли успешно, что сделало Атлас II высоконадежной системой космических запусков. Линия Atlas была продолжена Atlas III , использовавшимся в период с 2000 по 2005 год, и Atlas V , который используется до сих пор.
В мае 1988 года ВВС США выбрали компанию General Dynamics (ныне Lockheed Martin ) для разработки ракеты Atlas II, в первую очередь для запуска полезной нагрузки системы оборонной спутниковой связи в рамках программы Medium Launch Vehicle II (MLV-II). [4] Дополнительные коммерческие продажи и продажи правительству США привели к увеличению производства, в результате чего было произведено и запущено в эксплуатацию более 60 автомобилей.
Atlas II был разработан на основе Atlas I и имел многочисленные улучшения по сравнению с этим автомобилем. [5]
Атлас II был запущен со стартового комплекса 36 на станции космических сил на мысе Канаверал во Флориде, а также со стартового комплекса 3E на базе космических сил Ванденберг в Калифорнии. Все запуски прошли успешно.
Atlas II обеспечивал более высокие характеристики, чем более ранний Atlas I , за счет использования двигателей с большей тягой и более длинными топливными баками для обеих ступеней. Повышенная тяга, эффективность двигателя и запас топлива позволили аппарату поднимать полезную нагрузку массой 6100 фунтов (2767 кг) на геостационарную переходную орбиту (GTO) или больше на более поздних вариантах Atlas II. [5]
Atlas II также отличался более дешевой электроникой, улучшенным бортовым компьютером и более длинными топливными баками, чем его предшественник Atlas I. [6]
Первая ступень Atlas II имела диаметр 3,05 м (10,0 футов) и длину 24,90 м (81,7 футов). Ступень была оснащена тремя ракетными двигателями РС-56 (заимствованными из основного двигателя РС-27 ракеты Дельта II ), сжигающими 156 т (344 000 фунтов) РП-1 и жидкого кислорода . Два разгонных двигателя представляли собой варианты РС-56-ОБА (полная сборка обоих двигателей и кормовой юбки называлась МА-5А) с высокой тягой, но умеренным КПД. Маршевый (в центре) двигатель представлял собой вариант RS-56-OSA, имеющий гораздо меньшую тягу, но более высокий КПД на больших высотах, чем ускорительные двигатели.
Нониусные двигатели, использовавшиеся на первой ступени Atlas I (и всех предыдущих моделях Atlas), были заменены на Atlas II системой управления креном, работающей на гидразине . Эта система, установленная на промежутке между первой и второй ступенями, использовала небольшие подруливающие устройства для управления креном корабля. [1] [7] [8] По сравнению с Atlas I , первая ступень Atlas II была на 2,7 м (8 футов 10 дюймов) выше. [9]
Atlas II была последней ракетой Atlas, в которой использовалась «полутораступенчатая» технология, при которой она зажигала все три двигателя RS-56 при старте, а затем выбрасывала за борт два боковых двигателя RS-56-OBA и их опорную конструкцию во время взлета. восхождение. Два двигателя РС-56-ОБА были объединены в единый агрегат под названием МА-5А и имели общий газогенератор . Они горели примерно 164 секунды, прежде чем были сброшены за борт, когда ускорение достигло примерно 5,0–5,5 g. Центральный маршевый двигатель первой ступени, RS-56-OSA, будет гореть еще 125 секунд после сброса. Он отличался большей эффективностью на больших высотах, чем РС-56-ОБА. [10] [7]
Первая ступень также могла быть оснащена четырьмя твердотопливными ускорителями Castor 4A в рамках версии IIAS, каждый из которых обеспечивал дополнительную тягу 478,3 кН (107 500 фунт -сила ) в течение 56 секунд. Первые два ускорителя загорелись при старте, а два других - после того, как первые два сгорели. Обе пары ускорителей были сброшены вскоре после сгорания. [11]
Вторая ступень Atlas II, Centaur II, стала результатом более чем трех десятилетий полетов и усовершенствований верхней ступени Centaur. «Кентавр II» имел два двигателя РЛ-10А-3-3А , сжигающие жидкий водород и жидкий кислород. Его топливные баки были на 0,9 метра длиннее, чем у его предшественника Centaur I, что давало ступени больше топлива и, следовательно, более высокую производительность. Из-за сверххолодного топлива внутри «Кентавра» на внешнюю металлическую обшивку сцены была установлена пенопластовая изоляция, чтобы уменьшить выкипание топлива внутри бака. Пенопластовая изоляция Centaur II была постоянно прикреплена к боковой части сцены, тогда как предыдущие версии ступени (включая Centaur I) сбрасывали изоляционные панели во время полета. [1]
Разгонный блок Centaur II (наряду со всеми другими вариантами Centaur) использовал конструкцию топливного бака со стабилизированным давлением и криогенное топливо . Два топливных бака из нержавеющей стали были разделены общей переборкой, что способствовало снижению массы. Centaur II имел длину 10,1 м (33 фута) и перевозил почти 17 т (37 000 фунтов) топлива. На ступени также были установлены 12 гидразиновых двигателей с усилием 27 Н (6,1 фунта-силы) для ориентации ступени и стабилизации топлива перед зажиганием двигателя. [7]
Для версий IIA и IIAS компания Atlas использовала вариант Centaur IIA с двумя двигателями RL-10A-4 , обеспечивающими более высокую тягу и эффективность по сравнению с RL-10A-3-3A. Оба двигателя могут быть оснащены выдвижными соплами, что обеспечит повышение эффективности и, следовательно, производительности. [12]
Centaur II был дополнительно усовершенствован, чтобы создать Centaur III, который летал на Atlas III и продолжает летать сегодня на Atlas V. Atlas II была последней ракетой Atlas, у которой был доступен только двухдвигательный Centaur. Будущие ракеты могли иметь один или два двигателя RL-10 на Centaur. [13] Однако Centaur V, летающий на ракете Vulcan , будет использовать только два двигателя RL-10. [14]
Интегрированная разгонная ступень апогея представляла собой дополнительную верхнюю ступень, использовавшуюся только в качестве стартовой ступени при запуске спутников Defense Satellite Communications System III (которые были предназначены для доставки непосредственно на геостационарную орбиту с использованием трансстадии или инерциальной разгонной ступени и поэтому не были способны выполнения собственного кругового сжигания в апогее своей геостационарной переходной орбиты ) на борту «Атласа II», а затем и « Дельты IV» . Он был оснащен двумя двигателями Р-4Д и мог работать на орбите до двенадцати дней перед развертыванием полезной нагрузки, что обеспечивало дополнительную гибкость при планировании миссии. IABS имел диаметр 2,9 м и длину 0,68 м и нес 1303 кг топлива при сухой массе 275 кг.
Для Atlas II были доступны три модели обтекателей: [7]
Вариант Medium обычно не использовался для Atlas II, но часто использовался в более ранних ракетах Atlas. Варианты большого и расширенного обтекателей позже также использовались на ракетах Atlas III и Atlas V. Для Atlas V эти обтекатели были частью 400-й серии этой ракеты, и был доступен еще один расширенный вариант («Extra Extended»). [15] Последний раз 4-метровый обтекатель Atlas поднимался в воздух в 2022 году. [16]
Ракеты Atlas II, летающие со средним обтекателем, могли вывести на орбиту большую часть полезной нагрузки, поскольку этот обтекатель был самым легким. Точно так же ракеты с большими или удлиненными обтекателями немного пострадали от полезной нагрузки.
Atlas II был разработан на основе Atlas I и был доступен в трех версиях.
Оригинальный Атлас II был основан на Атласе I и его предшественниках . Его удлиненные топливные баки и улучшенная электроника по сравнению с Atlas I обеспечивали лучшие характеристики. Он был разработан для работы в рамках программы Medium Launch Vehicle II ВВС США. Эта версия летала с 1991 по 1998 год. [1]
Atlas IIA был производной от Atlas II, предназначенной для обслуживания рынка коммерческих запусков. Основным усовершенствованием стал переход с двигателя RL10A-3-3A на двигатель RL10A-4 на разгонном блоке Centaur, что позволило повысить характеристики ступени и грузоподъемность машины. [7] Версия IIA летала с 1992 по 2002 год. [12]
Atlas IIAS во многом был идентичен IIA, но для повышения производительности были добавлены четыре твердотопливных ракетных ускорителя Castor 4A. Эти ускорители загорелись парами: одна пара загорелась на земле, а вторая загорелась в воздухе вскоре после отделения первой пары. После этого полуступенчатая ускорительная секция отключится, как обычно. [7] IIAS использовался в период с 1993 по 2004 год одновременно с IIA. [11]
.jpg/1280px-Centaur_stage_arrives_at_pad_36A_for_GOES-L_mission_(KSC-00PP-0421).jpg)
{{cite web}}: CS1 maint: неподходящий URL ( ссылка )