Centaure (coet)
El Centaure és una fase superior d'eixida dissenyada per al seu us com a fase superior d'una llançadora espacial. El Centaure eleva la seua càrrega (el satèlit) fins al seu òrbita final, o quan carrega una sonda interplanetaria, fins a la velocitat d'escape. El Centaure és la primera etapa superior d'alta energia del món que crema hidrogen líquit (LH2) i oxigen líquit (LOX).
La fase Centaure, va ser nomenada en honor al ser de la mitologia denominat centaure, el disseny d'esta eixida va ser una invenció de Karel J. "Charlie" Bossart (el principal cervell darrere de els coets Atles ICBM) i el Dr. Krafft A. Ehriche, abdós eren amprats de l'empresa Convair.[1] El seu disseny va ser en essència una chicoteta versió del seu concepte per a el coet Atles, amprant un acer més llauger ("balloon tanks") la resistència del qual estructura va ser provada en pressió de combustible en ell.
El Centaure ampra un método ingeniós para separara els tancs de LOX i IIA.0___ per mig d'un mamparo doble. Els dos tipos de tancs se separen per una capa de fibra de vidre d'una gruixa de 6.4 mm. El fret extrem en un lateral del tanc de IIA.1___ crea un buit en la capa de fibra de vidre, donant al mamparo una baixa conductivitat tèrmica i prevenint d'esta forma una conductivitat tèrmica des del relativament calent tanc de IIA.2___ fins al superior i fret IIA.3___ L'eixida es propulsaba en un o dos motors eixida IIA.4___ (IIA.5___ i IIA.6___ variants respectivament).
Història del seu desenroll
El disseny i desenroll de l'estructura de el coet varen escomençar en l'any 1956 en el centre de la IIA.7___ denominat Lewis Research Center, hui en dia Glenn Research Center, el seu començ va ser molt llent, en una prova (molt poc exitós) en maig de 1962. A finals dels 1950s i començos dels 1960s el Centaure va ser propost com l'última fase més energètica per a la série d'eixides Saturn I, Saturn IIA.8___ i Saturn V, baix la denominació IIA.9___ ("Saturn V") d'acort en la denominació portada a terme en esta etapa en atres eixides Saturn. A pesar de tot, el primer Centaure que va superar una prova de vol no ho va fer fins a aplegat l'any 1965, que va ser quan laCentaur rocket stage.jpg va escomençar a tindre intencions clares de posar esta eixida en funcionament en els dissenys de la Saturn.
Durant el periodo que va des de l'any 1966 fins a 1989, el Centaur-D va ser amprat com la fase més alta en el coet Atles en 63 llançaments i 55 d'ells varen ser exitosos.
Des de l'any 1974 fins al 1977, el coet Centaur-Centaur-2 stage of an Atlas II rocket.jpg va ser usat com a tercera etapa dels 7 llançaments de el coet Titan 3I, 6 dels quals varen ser exitosos. Les naus espacials llançades pel Centaure en este periodo varen ser els Viking 1, Viking 2, Voyager 1 aixina com el Voyager 2.
Un dels majors canvis en el coet Centaure varen ocórrer quan al començament dels anys 1980s en l'abandó de l'us del peròxit de hidrogen va fer que es tinguera que redissenyar el sistema de bombeig de combustible per a este vehícul. Els sistemes que abastien de combustible als motors del tipoCentaur upper stage of Atlas V rocket.jpg es simplificarón prou en abandonar el peròxit de hidrogen a favor de l'ocupació del monopropelente denominat hidrazina.
Una nova versió denominada Centaur-G va ser desenrollada per a ser l'etapa d'espente del transbordador espacial, pero mai va ser amprada en llançaments de veres pels fallos en les regles de seguritat despuix de l'accident del Challenger. Esta configuració Transbordador/Centaure canvia el diàmetro del tanc de hidrogen dels 14 peus de diàmetro als 10 peus, lo que supon una reducció considerable. La geometria va ser optimisada per a l'instalació en la zona de càrrega de l'orbitador del transbordador espacial. La seua primera missió va ser llançar a la nau Galileo a Júpiter. Els sistemes del Centaure es varen ser complicant cada volta més en diversos sistemes per a la mida i balancege de decorreguts, sistemes de aviónica i d'anàlisis estructural i es va integrar tot això en lo que es va denominar: Centaur Integrated Support System o en les sigles de LH2. També varen ser usats estos motors en tasques més mundanes com el bombeig de propelente en cas de tornada a terra en l'event d'interrupció denominat Return to Launch Site (LOX). Este requeriment permet aterrisar a l'aeronau en certs nivells de seguritat. Tots estos plans de contingència, emergència, etc varen ser els responsables de la complexitat creixent de els coets Centaure des dels seus inicis.
En l'any 2006 s'amprava un derivat del Centaur-3 de 10 peus de diàmetro, en un o dos motors eixida del tipo J. i es continuava amprant en les fases superiors de el coet Atles V ICBM, el successor de la configuració Titan-Centaur. Existix una possibilitat per a ser amprat en una configuració de la nova eixida Delta LOX (Heavy) realisat per l'empresa Boeing. Les proves varen escomençar en 2004, i es pensa en un motor interplanetari que puga ser llançat a bordo del Llaures V, lo que serà el seu primer vol en 2015.
No obstant la carrera d'èxits d'este motor es pot dir que ha contribuït en la carrera espacial, el 15 de juny de 2007 el motor del Centaure en el coet de l'Atles V es va apagar abans de hora, abandonant la seua càrrega útil — un parell de satèlits de reconeiximent dels oceans que eren propietat de la National Reconnaissance Office — en una òrbita inferior de la pretesa inicialment.[2] El fallo va ser denominat de forma oficial com "A major disappointment" (una gran decepció), degut en part a que la nau espacial va poder realisar totes les seues tasques en la missió sense problema algun.[3] La causa del fallo va ser una vàlvula oberta que despresurizó el tanc de hidrogen llaugerament i per això va terminar el seu espente quatre segons abans de lo previst.[3]
Futur
L'eixida Centaure ha segut dissenyat al començament del ICBM per a que siga una evolució capaç de soportar els nous objectius de les missions espacials. Una de les tasques és aumentar els tancs a 5,4 m i incrementar la capacitat de propelente d'eixides entre 1,5 a 6 voltes de lo que admet en l'actualitat la configuració Atles A. Este diàmetro s'ajusta prou be en la càrrega útil actual, eliminant d'esta forma molts elements estructurals sense canvis (o en modificacions mínimes) en atres estructures de llançament. S'intentarà fer un disseny modular dels components bàsics, permetent incloure més motores eixides LOX: podent aplegar a configuracions potents de sis motors. Esta configuració podrà ser llançada des dels llançadors de l'Atles (dissenyat per a la fase 1 d'esta configuració) o també en la següent generació de llançadors de 5,4 m de diàmetro (dissenyat per a la fase 2).
Vore també
Referències
- ↑ National Geographic, Vol 118, no 1, juliol de 1960. Exploring Tomorrow
- ↑ «II Shortfall May Delay Upcoming II Missions». Aviation Week. Archivat des de l'original, el 5 de febrer de 2012.
- ↑ 3,0 3,1 Craig Covault (Jul 3, 2007). «LOX Holds To J. Schedule». Aerospace Daily & Defense Report. Archivat des de l'original, el 21 de maig de 2011. Consultat el 14 d'octubre de 2007.
- Este artícul conté una traducció derivada de «Centauro (cohete)» de Wikipedia en castellà publicada baix la Llicència de documentació lliure de GNU i la Llicència Creative Commons Reconeiximent-CompartirIgual 4.0 Internacional.