Delta II

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Delta II
Il lancio di un razzo Delta II da Cape Canaveral che trasporta il veicolo spaziale Dawn.
Il lancio di un razzo Delta II da Cape Canaveral che trasporta il veicolo spaziale Dawn.
Informazioni
Funzione Expendable Launch Vehicle
Produttore United Launch Alliance (Boeing IDS)
Nazione di origine Stati Uniti Stati Uniti
Costo per lancio (1987) 36,7 milioni di USD
Dimensioni
Altezza 38,2 - 39 m (125,3 - 127 ft)
Diametro 2,44 m (8 ft)
Massa 151.700 - 231.870 kg
(334.300 - 511.180 lb)
Stadi 2 o 3
Capacità
Carico utile verso LEO 2.700 - 6.100 kg
(5.960 - 13.440 lb)
Carico utile verso
GTO
900 - 2.170 kg
(1.980 - 4.790 lb)
Carico utile verso
Traiettoria di fuga
1.000 kg
Cronologia dei lanci
Stato Attivo
Basi di lancio LC-17 Cape Canaveral
SLC-2W Vandenberg AFB
Lanci totali 136
Delta 6000: 17
Delta 7000: 114
Delta 7000H: 5
Successi 134
Delta 6000: 17
Delta 7000: 112
Delta 7000H: 5
Fallimenti 1 (Delta 7000)
Fallimenti parziali 1 (Delta 7000)
Volo inaugurale Delta 6000: 14 febbraio 1989
Delta 7000: 26 novembre 1990
Delta 7000H: 8 luglio 2003
Volo conclusivo Delta 6000: 24 luglio 1992
Booster (Serie 6000) - Castor 4A
Nº booster 3, 4 o 9
Propulsori 1 razzo a propellente solido
Spinta 478,3 kN (107.530 lbf)
Impulso specifico 266 sec
Tempo di accensione 56 sec
Propellente propellente solido
Booster (Serie 7000) - GEM 40
Nº booster 3, 4 o 9
Propulsori 1 razzo a propellente solido
Spinta 492,9 kN (110.800 lbf)
Impulso specifico 274 sec
Tempo di accensione 64 sec
Propellente propellente solido
Booster (7000 Heavy) - GEM 46
Nº booster 9
Propulsori 1 razzo a propellente solido
Spinta 628,3 kN (141.250 lbf)
Impulso specifico 278 sec
Tempo di accensione 75 sec
Propellente propellente solido
Primo stadio - Thor/Delta XLT-C
Propulsori 1 RS-27A[1]
Spinta 1.054,2 kN (237.000 lbf)
Impulso specifico 302 sec
Tempo di accensione 265 sec
Propellente Kerosene/Ossigeno liquido
Secondo stadio - Delta K
Propulsori 1 AJ-10
Spinta 43,6 kN (9.800 lbf)
Impulso specifico 319 sec
Tempo di accensione 431 sec
Propellente Dinitrogen tetroxide/Aerozina
Terzo stadio - PAM-D (opzionale)
Propulsori 1 Star 48B
Spinta 66,0 kN (14.837 lbf)
Impulso specifico 286 sec
Tempo di accensione 87 sec
Propellente Propellente solido

Il Delta II è un sistema di lancio progettato e costruito originariamente da McDonnell Douglas. Il Delta II appartiene alla famiglia di razzi Delta ed è in servizio dal 1989. Vi sono varie versioni del Delta II: il Delta 6000 (ora ritirato), e il Delta 7000, disponibile in due varianti (light e heavy). Il razzo Delta II è stato successivamente costruito da Boeing Integrated Defense Systems fino a che i programmi Delta divennero di responsabilità della United Launch Alliance a partire dal 1º dicembre 2006.[1]

Storia[modifica | modifica sorgente]

L'uso di sistemi di lancio non riutilizzabili (Expendable Launch System) doveva lentamente declinare in favore dello Space Shuttle; invece il programma Delta fu ripreso nel 1986, a seguito della distruzione del Challenger. Il Delta II, nello specifico fu progettato per posizionare in orbita la serie Block II dei satelliti del GPS. I Delta II hanno lanciato 125 progetti (fino all'agosto 2007), compresi numerose missioni NASA verso il pianeta Marte.

Descrizione del lanciatore[modifica | modifica sorgente]

I lanciatori Delta sono dei veicoli di lancio non riutilizzabili (Expendable Launch Vehicle, ELV), ovvero possono essere usati solo una volta. Ogni lanciatore è così composto:

  • Stadio I: un motore RS-27 di Rocketdyne alimentato a kerosene ed ossigeno liquido fornisce la spinta primaria per il sollevamento.
  • Razzi impulsori a propellente solido: sono utilizzati durante i primi due minuti del volo per aumentare la spinta iniziale. Il Delta II a media capacità possiede in totale nove razzi impulsori (sei in uso fin da terra, e tre in volo); gli altri modelli ne utilizzano solo tre o quattro.
  • Stadio II: comprende dei serbatoi di carburante ed ossidante per alimentare un motore a combustibile ipergolico AJ10-118K di Aerojet che è attivato una o più volte per inserire il veicolo in low earth orbit. In questo stadio è situato un sistema di guida ed una piattaforma inerziale che controllano tutti gli eventi che si verificano in volo.
  • Stadio III: un motore opzionale (alcuni Delta II possiedono solo due stadi e sono generalmente utilizzati per missioni in orbita terrestre) a combustibile solido ATK-Thiokol fornisce la spinta necessaria per lasciare l'orbita terrestre e posizionare il carico utile su una traiettoria verso Marte o un'altra destinazione oltre l'orbita terrestre. È connesso al carico utile fino alla terminazione della spinta, dopo di che viene separato. Questo stadio è stabilizzato rispetto allo spin e non ha nessun controllo di guida attivo: il corretto orientamento dipende infatti interamente dalle manovre effettuate dal secondo stadio prima della sua separazione. Include anche un meccanismo per la riduzione dello spin prima del rilascio del carico utile, in quanto molte sonde spaziali non riescono a gestire l'elevato spin necessario per stabilizzare questo stadio.
  • Ogiva del carico utile: Metallo sottile o composito che protegge la sonda spaziale durante la sua ascesa nell'atmosfera terrestre.
Sistema di denominazione

Le versioni all'interno della famiglia Delta II sono identificate con un sistema a 4 cifre:[2]

Confronto fra il Delta II standard e il Delta II Heavy
  • La prima cifra è un 6 o un 7, che denota l'appartenenza alle serie 6000 o 7000. Le serie 6000, che volarono fino al 1992, utilizzavano uno stadio con un serbatoio allungato, un motore RS-27, e dei razzi impulsori Castor. La corrente serie 7000 utilizza un motore RS-27A, con un ugello più lungo per un maggiore indice di espansione ed una migliore resa ad alte altitudini, e dei razzi impulsori GEM. I GEM sono più larghi dei Castor e hanno un rivestimento composito per ridurre la loro massa. Inoltre, sono utilizzati anche due motori LR101-NA-11 per la guida del primo stadio.
  • La seconda cifra indica il numero di razzi impulsori (booster), tipicamente 9. In questo caso sei sono utilizzati fin dal sollevamento da terra e tre sono avviati dopo il primo minuto di volo. In veicoli con 3 o 4 razzi impulsori, tutti i razzi sono avviati al momento del lancio.
  • La terza cifra è 2, per denotare l'uso di un secondo stadio con un motore Aerojet AJ10. Questo motore è riavviabile, rendendo il lanciatore adatto anche a missioni complesse. Solo i Delta precedenti della serie 6000 utilizzavano un diverso motore, il TR-201.
  • La quarta cifra identifica il terzo stadio. 0 denota che non è utilizzato un terzo stadio, 5 indica l'uso di uno stadio Payload Assist Module (PAM) con motore a propellente solido Star 48B, 6 indica l'uso di un motore Star 37FM.

Ad esempio, un Delta 7925 ha il più recente primo stadio, con 9 razzi GEM ed un terzo stadio PAM. Un Delta 7320 è un lanciatore a due stadi e con tre razzi impulsori.

  • Un Delta II-Heavy possiede dei razzi impulsori GEM-46, più grandi di quelli utilizzati nella serie standard e progettati originariamente per il Delta III. Queste versioni sono denominate 79xxH.

Sono utilizzabili tre diverse ogive per carichi utili. L'ogiva originale aveva una carenatura in alluminio da 9,5 piedi di diametro. È disponibile anche un'ogiva in materiali compositi di diametro 10 piedi che si può riconoscere per la sua forma rastremata. Inoltre è possibile utilizzare una versione da 10 piedi di diametro allungata per i carichi utili più grandi.

Descrizione del lancio[modifica | modifica sorgente]

Assemblaggio del vettore

Il Delta II è assemblato verticalmente sul pad di lancio. L'assemblaggio inizia innalzando in posizione verticale il primo stadio. Successivamente vengono sollevati i razzi impulsori, che vengono poi uniti al primo stadio. L'assemblaggio poi continua sollevando il secondo stadio al di sopra del primo stadio e procedendo alla loro unione[3].

Rifornimento

Il primo stadio viene rifornito con circa 37.900 litri (10.000 galloni) di carburante in 20 minuti circa[4].

Lanci del Delta II[modifica | modifica sorgente]

Exquisite-kfind.png Per approfondire, vedi Lista dei lanci del Delta II.

Il sistema di lancio Delta II è stato usato per 135 lanci. Il 18 settembre 2007 il Delta II ha completato il suo 75esimo lancio riuscito consecutivo[5], segnando il record per i veicoli di lancio moderni[6]. Attualmente è il secondo veicolo di lancio più affidabile in servizio dopo il Tsyklon 2[7]. Solo nel 2007 sono stati effettuati otto lanci con il Delta II.

Tuttavia, il Delta II ha effettuato anche dei lanci non riusciti. La missione di lancio del Koreasat-1 fu un fallimento parziale, in quanto il satellite fu in grado di compensare per un inserimento in orbita errata da parte del lanciatore[8].

Un fallimento completo avvenne invece il 17 gennaio 1997, quando il Delta II 7925 che trasportava il primo satellite GPS della serie Block IIR esplose 13 secondi dopo il sollevamento, inondando di detriti in fiamme il Launch Complex 17 della Cape Canaveral Air Force Station. Non vi furono feriti e il pad di lancio non fu danneggiato seriamente, tuttavia molte auto furono interamente distrutte e alcuni edifici furono danneggiati.[9]

Carichi utili notevoli[modifica | modifica sorgente]

Fra il Maggio 1997 e il novembre 1998, i Delta II hanno posizionato in orbita 55 satelliti Iridium[10].

Ritiro del sistema di lancio[modifica | modifica sorgente]

In un articolo pubblicato dal Wall Street Journal si fanno alcune supposizioni sul destino del sistema di lancio Delta II dopo che la U.S. Air Force terminerà il suo utilizzo[11]. Viene riferita una dichiarazione di Thomas Young, che fu direttore del Goddard Space Flight Center dal 1980 al 1982: "È una questione per la quale molte persone sono piuttosto preoccupate". Young si riferisce ai timori manifestati dagli operatori di satelliti e dai ricercatori scientifici per la perdita di un sistema di lancio affidabile e dai costi contenuti come il Delta II.

L'ultimo carico utile pianificato per il Delta II sarebbe dovuto essere una missione lunare della NASA nel 2011.[12]

Applicazioni future[modifica | modifica sorgente]

Il motore del secondo stadio, costruito da Aerojet, è stato scelto dalla NASA per essere il motore principale per la navicella Orion, che sostituirà lo Space Shuttle dopo il 2010. Il motore è stato scelto per la sua capacità di riavviamento multipla e per la possibilità di sostituire l'originale alimentazione ad ossigeno liquido/metano liquido (LOX/LCH4) con combustibile ipergolico ed ossidante similmente a quanto avviene nei sistemi OMS ed RCS dello Space Shuttle.

Note[modifica | modifica sorgente]

  1. ^ United Launch Alliance Transaction completed
  2. ^ Kevin S. Forsyth, Vehicle Description and Designations in History of the Delta Launch Vehicle, 10 agosto 2007. URL consultato l'11 giugno 2008.
  3. ^ Expendable Launch Vehicle Status Report, NASA, 6 giugno 2007.
  4. ^ Swift Launch Pad Activities, 18 novembre 2004.
  5. ^ DigitalGlobe Successfully Launches Worldview-1, DigitalGlobe.
  6. ^ Justin Ray, Mission Status Center (Delta 326), Spaceflight Now. URL consultato l'11 giugno 2008.
  7. ^ Space Launch Report - Active Launch Vehicle Reliability Statistics
  8. ^ Gunter Dirk Krebs, Koreasat 1, 2 (Mugungwha 1, 2) / Europe*Star B.
  9. ^ CNN - Unmanned rocket explodes after liftoff - 17 gennaio 1997
  10. ^ Boeing Delta II to Launch New Additions to Iridium Constellation, Boeing.
  11. ^ Delta II's Fate Worries Nonmilitary Users, WSJ.
  12. ^ Launch team packs rockets' timetable, Florida Today, 25 maggio 2008. URL consultato l'11 giugno 2008.
    «United Launch Alliance piled up a half-dozen new payloads for Atlas and Delta rockets during the first half of the year, including a NASA moon mission that will extend Delta 2 launch operations.».

Collegamenti esterni[modifica | modifica sorgente]


Evoluzione del lanciatore Delta (U.S. Govt.)
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