TÉCNICA FUNDAMENTAL DEL VUELO
ESPACIAL. Capítulo 3º Subcap. 7º
<> COHETES. (PARTE 2 continuación)
= EUROPA. EUROPA 1.
La serie de cohetes Europa, primeros
internacionales, fue proyectada por el
ELDO, organización europea para el desarrollo de un lanzador, y con los
mismos
se pretendía lanzar satélites europeos de la organización paralela
ESRO, todo
ello dentro de lo que pretendía ser el génesis o espíritu de
unificación
europea en 1962, momento en el que se inicia el desarrollo de este
modelo de
lanzador.
Los países que colaboraron en la realización fueron
principalmente Francia,
Gran Bretaña, Alemania Federal e Italia, pero también ayudaron Holanda
y
Bélgica, así como Australia y algún otro país europeo secundariamente.
El primer cohete sería el Europa 1 que luego
resultaría de poca capacidad
para las aspiraciones del ESRO, cuyos satélites debía lanzar, razón por
la cual
el proyecto fue abandonado. Se le llamó también ELDO‑1.
El Europa 1 tenía 3 fases, 31,7 m de altura, un peso
total de 104,67 Tm y
un empuje de 136 Tm iniciales. La 1ª fase era un cohete Blue Streak
británico,
ya citado, con un empuje de 75 Tm en cada uno de los 2 motores, más 500
Kg de
cada uno de los 2 cohetes auxiliares o aceleradores que también
llevaba, con lo
que el total del empuje ascendía a 151 Tm.
La 2ª etapa era un Coralie francés de 11,89 Tm de
peso, de ellas 2,1 de
peso en seco, de 4 motores Vexin A de 175 Kg de peso y 50 cm de
diámetro que
funcionaban con UDMH y peróxido de nitrógeno como propulsantes y tenían
un
impulso específico de 240 seg y actuaban durante 1 min 36 seg; tenía 28
Tm de
empuje, medía 5,5 m de largo, 2 m de diámetro, y fue ensayada por vez
primera
en 1966 en la base de Hammaguir.
La 3ª fase fue un Astris alemán, de 3,37 Tm de peso,
610 Kg de peso en
seco, 3,8 m de longitud, 2 m de diámetro, 2,38 Tm de empuje y
propulsantes a
base de aerocina 50 y peróxido de nitrógeno. Funcionaba durante un
total de 5
min 30 seg; el impulso específico del motor era de 260 seg y su peso
era de 68
Kg. Disponía de 2 verniers y su fuselaje era de titanio de solo 0,01 mm
de
espesor. El sistema de guía sobre la 3ª fase se completaba a distancia
en
dirección por radio sobre la información enviada por las fases. La
primera
prueba del motor ser realizó en 1968.
Italia tenía por misión aquí construir el satélite
de ensayo con la
estructura protectora de proa. Bélgica colaboraba con su estación
terrestre de
apoyo y Holanda con ensayos aerodinámicos y equipos electrónicos
varios,
incluido el programador de vuelo de la 3ª fase. Australia aportaba la
base de
lanzamiento de Woomera.
El cohete fue planeado para colocar en órbita
circular baja satélites de 1
Tm, o de 500 a 600 Kg en órbita de 500 Km de altura.
Los lanzamientos fueron llevados a cabo en Woomera
(Australia) entre el 24
de mayo de 1964 y 1970, con un total de 10 vuelos experimentales, en 3
tiempos,
de un total de 11 previstos y de los que los 4 últimos hubieran debido
satelizar cargas útiles. Los 2 primeros tiempos consistieron en 6
lanzamientos
suborbitales de éxito parcial. Se citan con las fechas: F‑1 el
05.06.1964, prueba del Blue Streak. F‑2 el 20.10.1964. F‑3 el
22.03.1965. F‑4 el 24.05.1966. F‑5 el 14.11.1966. F‑6 el
04.08.1967 y 05.12.1967, en que se ensaya la 2ª fase que falla en ambos
casos.
La fase 3ª del programa se inició con el lanzamiento
el 30 de noviembre de
1968 del 7ª ELDO, que debía poner en órbita polar un ingenio italiano
pero
falló la tercera etapa. El 02 de julio de 1969 se lanzó el ELDO F‑8
fallando otra vez la 3ª fase que llevaba un ingenio destinado a
satélite de
investigación tecnológica de un sistema de guía.
La prueba 10ª, F‑9, se hizo el 12 de junio de 1970 y
el cohete esta
vez respondió a pesar de que la 3ª fase no actuó al cien por cien, pero
la
cubierta del satélite no se pudo quitar, ni separar aquél, con lo que
se
cosechó un nuevo y último fracaso.
En una de las pruebas realizadas en 1966 el cohete
se perdió a los 2
minutos de vuelo. Sus restos fueron hallados por aviones militares a
principios
de agosto de 1993 en el Sur, al límite del desierto de Simpson.
= EUROPA. EUROPA 2.
El 2º modelo Europa nació de la conferencia del ELDO
en julio de 1966 para
sustituir al Europa 1 que se les quedaba corto en capacidad puesto que
se
aspiraba a satelizaciones geoestacionarias. Así pues, aparece el Europa
2 que
viene a ser un Europa 1 más perfecto, dotado de un sistema de guía
inercial y
un motor cohete más junto a la carga útil, que aquí debía ser de 200
Kg, como
máximo, para llevar a órbita geoestacionaria, a unos 36.000 Km de
altura. La
Gran Bretaña se descolgó del proyecto en 1971.
Recibiendo apoyo en vuelo, de las estaciones de
seguimiento de Fortaleza,
en Brasil, de Brazzaville, en el Zaire, y de Gove, en Australia, con
centro de
control en Darmstadt, RFA, el Europa 2 era lanzado en la base francesa
de
Kourou, o sea CSG, centro espacial de Guayana, donde se habilitó un
complejo de
disparo a partir del 8 de mayo de 1971, en que entró en servicio.
El cohete tenía 4 fases, 42,9 m de longitud, 3,05 m
de diámetro máximo y un
empuje de 169,6 Tm.
La 1ª fase, al igual que con el Europa 1, era un
Blue Streak de 19 m de
largo y del que ya se hizo referencia. La 2ª etapa era también un
Coralie
francés de 3 motores, 5,5 m de largo, 2 m de diámetro, con un peso de
11 Tm y
un empuje de 28 Tm. Los franceses usaban el cohete en sus pruebas de
sondeo
atmosférico. La etapa era construida por el LRBA y Nord Aviation. La 3ª
fase,
alemana, de un solo motor, 3,8 m de longitud, 2 m de diámetro, tenía
como
propulsantes, al igual que la etapa inmediata inferior, metilhidracina
y
tetróxido de nitrógeno. La 4ª fase era francesa, llamada PAS, de
propulsante
sólido, con un motor SEP-P6 usado en el cohete Diamant; desarrollada
por Matra,
SEPR y Sud Aviation, pesaba 790 Kg, 685 Kg de ellas de pólvora que se
consumían
en 46 seg.
La carga útil, que además de los aparatos
científicos llevaba un motor
cohete, era franco‑italiana y junto al escudo protector medía 4 m de
longitud, con 2 m de diámetro máximo y acabando en punta chata. Como ya
se
indicó, la carga útil tenía como destino una órbita geoestacionaria y
su peso
ascendía a unos 175 Kg.
Luego de quedar acondicionada la base de Kourou el
día 08 de mayo de 1971,
como asimismo se ha indicado, el 5 de noviembre siguiente fue lanzado
el primer
cohete Europa 2 en el ensayo F‑11. Pero la prueba empieza a fracasar al
1 m 45 seg de vuelo, por sexta vez, debido a un deficiente
funcionamiento del
sistema de guía inercial, según se dijo, por consecuencia de
vibraciones del
cohete. Luego, a los 2 m 30 seg siguió la contundente explosión de la
1ª etapa
para evitar que el rumbo ocasionara mayores daños. Diez segundos
después
estallaba la 2ª fase y el satélite caía en el Atlántico, a 490 Km de
Kourou. La
prueba siguiente F‑12 estaba entonces prevista para 1973.
Pero, a primeros de marzo de 1972, como resultado
del fracaso anterior, se
decide llevar a cabo un nuevo lanzador pero que no sería el Europa 3
planeado y
sin desarrollar y el que ya había sido abandonado hacía más de 3 meses;
el
nuevo lanzador sería el Ariane.
A pesar de todo, el Europa 2 aun no fue abandonado
hasta la CSE,
conferencia espacial europea, de 27 de abril de 1973 y reafirmado tal
abandono
en las conferencias de 12 y 31 de julio del mismo año.
Con el Europa 2 se había pensado lanzar los
satélites Symphonie 1 y 2
franco‑alemanes, y los ESRO, GEOS y COS B, y posteriormente otros más.
Naturalmente, luego hubieron de lanzarse con otros cohetes; americanos
para más
señas.
El desarrollo del programa Europa 1 y 2 costó 641
millones de unidades de
cuenta europeas, en evaluación de 1973, o sea unos 769 millones de
dólares, o
47.000 millones de pesetas, por entonces. Solo el Europa 2 costó 575
millones
de dólares.
En gran medida, el fracaso de este cohete se achacó
a su complejidad de
integración internacional; la primera fase era británica, la segunda
francesa,
la tercera alemana, el sistema telemétrico holandés, etc.
= EUROPA. EUROPA 3.
Bajo la prevista necesidad de lanzar satélites
geoestacionarios de 750 Kg
de peso, la organización Europea ELDO estudió otro cohete más
cualificado que
el Europa 2 anterior y que hubiera venido a ser el Europa 3.
Los estudios sobre el nuevo Europa se iniciaron tras
la decisión tomada en
abril de 1970. La fase inicial preparatoria costo ya unos 3,5 millones
de
unidades de cuenta europea. Entonces, en 1972, se preveía que estaría
dispuesto
entre 1978 y 1980 si se apoyaba su decisivo desarrollo.
Según los planes teóricos, el Europa 3 sería capaz
de llevar finalmente
5,56 Tm a una órbita de 200 Km de altura o 1,6 Tm a 36.000 Km.
Las dimensiones del lanzador hubieran debido ser de
43 m de longitud, 3,8 m
de diámetro en la 1ª y 2ª fases, y con un máximo de 5 m se incluían las
aletas
aerodinámicas de la base. El empuje debía alcanzar inicialmente 240 Tm
y el
número de fases de dos.
La 1ª etapa debía ser una L‑150 de 18,6 m de
longitud que hubiera
funcionado con 150 Tm de propulsante UDMH y peróxido de nitrógeno que
hubiera
quemado en 4 motores Viking de 60 Tm de empuje por unidad.
La 2ª fase, de 10 m de longitud, llevaría 20 Tm de
LOX e LH que hubiera
podido quemar en un motor H‑2O de entre 20 y 22 Tm de empuje. La fase
era de creación de la empresa alemana Messerschmitt y desarrollada por
la
Cryorocket franco‑alemana.
El habitáculo para la carga útil hubiera sido de 8 m
de largo y hubiera
llevado equipo de control con giroscopios en las dos fases, con
capacidad de
giro en toberas en la primera fase para la dirección y con pequeños
motores
correctores en la segunda.
Del Europa 3 fueron estudiadas varias versiones con
diferentes
propulsantes, pero el proyecto fue cancelado en la CSE de Bruselas de
20 de
diciembre de 1972, luego del fracaso repetido de los anteriores Europa,
donde
se evidenció la incapacidad del programa para desarrollarse; el costo
del
programa ascendió a 44.000 millones de pesetas del momento. Por ello,
se decide
la creación de otro cohete europeo, nuevo y desarrollado en un solo
país en vez
de en varios como se había venido actuando con los Europa, clave en
parte del
fracaso. El nuevo cohete sería el L 3‑S o Ariane.
Por último, cabe señalar que llegó a estar incluso
en estudio el Europa 4,
o ELDO B‑2, más potente en teoría, y capaz de llevar hasta 2,7 Tm a la
órbita de 36.000 Km, y para el que se preveía el uso de 2 o 4 boosters
en la
primera fase; la tercera etapa hubiera sido de superior empuje.
= EUROPA. ARIANE 1.
El L3-S Ariane es el cohete sucesor de los
fracasados Europa 1 y 2 y del no
llegado a ejecutar Europa 3. El nombre Ariane hace referencia al de
Ariadna, la
que en la mitología griega dio a Teseo el hilo para salir del laberinto
del
Minotauro; el nombre fue elegido entre unos 200 mitológicos, siendo la
duda
final entre el dado y Penélope y Fénix, que no gustaron por las
connotaciones
respectivas que significaban “retraso” y
“renacimiento”.
Su desarrollo, sobre acuerdo de 31 de julio de 1973,
es aprobado en la
conferencia europea de primeros de marzo de 1974 y su razón de ser hay
que
buscarla en las ansias de independencia de Europa que la permitieran
desligarse
de los americanos, poseyendo un cohete propio de capacidad adecuada a
las
necesidades proyectadas y entrar competitivamente en el mercado de
lanzamiento
de satélites. Por entonces, se creía que con el nuevo cohete se podrían
lanzar
satélites de aplicaciones, principalmente de telecomunicaciones, para
el año
1980, en órbitas estacionarias de 36.000 Km de altura, poseyendo los
ingenios
un peso entre 650 y 800 Kg, e incluso 970 Kg.
También se planean lanzar cargas de hasta 2,5 Tm en
órbitas no muy altas, o
bien 1,55 Tm en órbita elíptica de 200 por 36.000 Km. En las sucesivas
versiones se aumentaría la carga para una órbita geoestacionaria hasta
las 8
Tm.
El cohete fue diseñado en Francia, país al que se le
encomendó su
desarrollo por parte de la ESA, sucesora del ESRO y ELDO, pero en
colaboración
con el resto de países de la organización europea. Su montaje inicial
se
realizará cerca de París. Su costo se evalúa al principio en 450
millones de
unidades de cuenta (ECU), que equivale por unidad al precio inconstante
de
0,888 gramos de oro fino, por 8 años, o lo que es igual, unos 2.472
millones de
francos; en enero de 1973 se había evaluado tal cifra en 2.060 millones
de
francos. Un solo L3‑S se calculó que salía por unos 60 millones de
francos. En 1979, el costo programático equivale a cerca de los 50.000
millones
de pesetas, pero en 1986 el desarrollo de las versiones 1 a 4 del
Ariane
ascendía a 375.000 millones de pesetas. En la participación financiera,
tras
Francia concurren Alemania Federal, Italia, Bélgica, Dinamarca,
Holanda,
Suecia, Suiza y España. Los porcentajes estaba previsto fijarlos en la
reunión
de París de 18 de mayo de 1973. Se concertó que el 62 % sería aportado
por el
CNES francés y el 38 % restante por los países restantes del modo que
sigue:
Alemania, el 2º contribuyente, con un 20 %, Bélgica un 4 %, España un 2
%,
Dinamarca un 0,5 %, y el 11,5 % que queda se lo repartían Suecia,
Suiza,
Holanda, Italia y Gran Bretaña. Esta última, es de destacar, se oponía
al
proyecto. Para el organizar todo el desarrollo y construcción del
Ariane se
creó la sociedad Arianespace, primera en su tipo y sometida como
sociedad
comercial al derecho francés y participada por decenas de empresas y
bancos
europeos así como el CNES francés.
En 1981 el reparto reajustado de contribución al
Ariane por los distintos
países era el siguiente: Francia 63,87 %, Alemania 20,12 %, Bélgica 5
%, Gran
Bretaña 2,47 %, España y Holanda un 2 % cada una, Italia 1,74 %, Suiza
1,2 %,
Suecia 1,1 %, y Dinamarca 0,5 %.
Participan, además del CNES citado, principalmente
la Aerospatiale que
construye los fuselajes de las 3 fases, la Matra Marconi que se encarga
de los
equipos y sistemas del control y del pilotaje, y la SEP para dotar al
cohete en
sus 3 fases de los sistemas propulsores. Los trabajos de Matra,
iniciados en
1976, se refieren a la integración de los compartimientos de equipos
del
cohete, tanto en maquetas y ensayo como en los resultan definitivos a
emplear
en los lanzadores.
Una empresa española, Sener, de Vizcaya, fue
encargada de realizar el
diseño y fabricación así como el montaje de un palo de soporte de los
cordones
umbilicales entre la plataforma y el cohete; con un presupuesto de 135
millones
de pesetas. Por su parte CASA realiza estructuras cilíndricas
delanteras y
entre depósitos y la caja de equipos, cubierta protectora y equipos de
control
y mando. También realiza válvulas para el paso de propulsante.
Otras empresas son: Air Liquide, BPD Difesa e
Spazio, Pyrospace, Volvo,
Avica, SABCA, Dassault, Thompson Valves, Dornier, Thomson Hybr,
MBB-Erno, Saab,
Alcatel-Kirk, Fokker, Fiat-Ciei, Man, Rellumix, Souriau, etc. En total
participan 10 países y 50 empresas europeas. Los trabajos para su
desarrollo se
iniciaron en el mismo agosto de 1973, tras la CSE de julio anterior.
Entre
fines de 1978 y mayo de 1979, es efectuado el montaje del lanzador. La
presentación a la prensa del Ariane se hizo en Kourou en febrero de
1979, con
muestra de una exacta maqueta.
Las primeras pruebas se efectúan en la base de
Kourou en junio de 1979,
teniendo entonces previsto usarlo en servicio regular para febrero de
1980,
después de cuatro pruebas de lanzamiento a partir de junio de 1979.
Luego de
estos ensayos, en agosto siguiente se inician más sometiendo a las
condiciones
generales el montaje del vehículo lanzador y en combinación con la
torre y
plataforma de disparo. Se prueba también la actuación técnica de todo
el
complejo de lanzamiento, es decir, bombeo, telemetría, etc. Todo ello
realizado
por el CNES por encargo de la ESA.
El cohete fue concebido sobre un modelo francés por
el CNES y sería
ensayado en la base de este país en Guayana, en Kourou, donde se
construye la
infraestructura necesaria para el lanzador. Los primeros satélites
previstos
para lanzar con el Ariane eran los Amsat Firewheel, Meteosat 2, Apple y
Marots
A.
El modelo primero, Ariane L3‑S, o Ariane 1, se
proyectó con 3 fases
fijas y una cuarta posible, una altura total de 41,3 a 47,79 m, 3,8 m
de
diámetro, un peso de 207,2 a 210,5 Tm, de ellas 190 de propulsantes, y
un
empuje inicial de 249,46 Tm, sin contar los boosters; tal empuje
equivale a más
de 2400 kilonewtons.
La 1ª fase es la L‑140 de 18,4 m de longitud, 3,8 m
de diámetro,
dotada de 4 motores del tipo Viking 2 de 60,4 Tm de empuje cada uno; el
impulso
específico era de unos 248 seg, y la velocidad de eyección en 2.500
m/seg
quemando por segundo 160 Kg de peróxido de nitrógeno y 87 de UDMH. El
peso del
escalón se cifra en 153,5 Tm de las que 13,5 Tm son de peso en seco y
los 140
restantes suponen el propulsante a base de 90 Tm de peróxido de azoe y
50 Tm de
UDMH; los ergoles citados son enviados a las cuatro cámaras de quemado
simultáneamente por turbobombas siendo inyectados a través de 1.152
agujeros en
cada cámara. La estructura entre los dos depósitos tenía el diámetro de
la fase
y 2,7 m de altura y 2 mm de grueso con perfiles de refuerzo; por ello,
su
manejo precisaba que tales tanques estuvieran presurizados. Cada motor
Viking
pesaba 776 Kg, medía 1 m de diámetro y 2,9 m de altura. El
funcionamiento de la
etapa dura 2 m 26 seg, pasando los 3,4 primeros seg del lanzamiento en
la
plataforma de partida y consumiendo por término medio 1,1 Tm de
propulsante por
segundo en toda su actuación. La fase se derivó de la también 1ª fase
del
Europa 3 teórico y no realizado. El costo de esta etapa fue de 14,5
millones de
dólares.
La 2ª etapa inicial es una L‑35 de 11,6 m de
longitud, 2,6 m de
diámetro y un peso total de 39,2 Tm de las que 3,63 corresponden al
peso en
seco y el resto a los propulsantes que son los mismos que los de la
anterior
fase, es decir, 23 Tm de peróxido de nitrógeno y 12 Tm de UDMH. Posee
un solo
motor Viking 4 que funciona durante 2 m 16 seg proporcionando un empuje
de 72
Tm; el peso del motor es de 850 Kg y medía 3,7 m de altura y 2,6 de
diámetro.
El impulso específico es aquí de 285 seg. La dos etapas, primera y
segunda, van
unidas por un tronco de cono de 4,2 m de longitud y diámetros de 2,60
m, el
menor que es en la 2ª fase, y 3,8 m, el mayor en la 1ª fase obviamente.
El
costo de la fase 2 fue de 5,8 millones de dólares.
La 3ª etapa, que entraba en órbita sobre unos 200 Km
de altura, es la
H‑8 de 9,08 m de longitud, 2,6 m de diámetro, y un solo motor HM-7A de
6,29 Tm de empuje que funciona durante 9 m 5 seg, consumiendo las 8 Tm
de
propulsante que lleva a base de LOX y LH en relación de mezcla 4,4. La
turbobomba del HM-7 se concibió sobre la del modelo HM-4 de 1964 y pesa
30 Kg,
consume 410 kW y su turbina gira a 60.500 vueltas por minuto. Su peso
total es
de 9,68 Tm y en seco de 1,45 Tm. El peso del motor es de 149 Kg y medía
1,7 m
de alto. El impulso específico logrado aquí se sitúa en los 420 seg. El
motor
fue concebido por al SEP francesa y desarrollado desde 1973 por la
empresa
alemana MBB Erno y quedó a punto en 1979; llevaba 90 inyectores y las
paredes
de la cámara y tobera son de cobre puro y son refrigeradas en doble
pared por
el LH. La 3ª fase fue dispuesta para llevar además la unidad de
control, de 316
Kg de peso, 1,15 m de alto por 2,6 de diámetro, que tiene un ordenador
para
dirigir al cohete y equipos de telemetría, o comunicaciones, en
general. Su
costo fue de 11,6 millones de dólares.
Una cuarta fase optativa fue la Mage 1 de 369 Kg de
peso de propulsante
sólido, de 1,5 Tm de empuje. Medía 1,1 m de altura, 80 cm de diámetro,
podía
actuar durante 50 seg y su impulso específico era de 295 seg. Se
comenzó a usar
en 1981.
Para alojar satélites, la ojiva típica dispone de un
habitáculo SYLDA de 4
m u 8,65 de largo (para 1 o 2 satélites) y 3,2 m de diámetro,
construida en
fibra de carbono de 180 Kg de peso, conteniendo una carga útil de hasta
1,8 Tm
hacia una órbita geoestacionaria. La longitud total, incluida toda la
proa en
esta fase es de 8,6 m. La velocidad final lograda es de 34.900 Km/hora.
El
montaje se realizaba en el centro militar de Vernon, a 85 Km de París.
El
llenado de propulsante se realizaba en 55 min.
Fue utilizado desde el 24 de diciembre de 1979 hasta
julio de 1985 con un
total de 11 disparos y 2 fracasos. El primer fracaso se produjo en el
segundo
disparo, el 23 de mayo de 1980 y se debió a un fallo en el motor
llamado D que
obligó a la destrucción del cohete; el mismo fue recuperado el 16 de
junio
siguiente a 5 Km al sur de las Islas de la Salud y tras 4 semanas de
análisis
se llegó a la conclusión de que el fallo pudo ser debido a algún cuerpo
extraño
en los inyectores (incluso hubo quien citó la palabra “sabotaje”
haciendo alusión a la implicación de competencia comercial en los
lanzamientos). Pero también se citó la posibilidad de interferencias en
los
primeros momentos del lanzamiento y defectos en el motor, sin que la
conclusión
llegara a ser una definitiva.
= EUROPA. ARIANE 2.
El segundo Ariane, también de 3 fases, es un Ariane
1 mejorado en el empuje
de la primera y segunda fases, por medio de un aumento de la presión en
la
cámara de combustión del motor Viking en un 9%; para evitar vibraciones
el
propulsante UDMH se mezcló con hidrato de hidracina. Además, la tercera
fase
fue dotada de tanques de propulsante mayores, con capacidad para 10,7
Tm;
también la potencia de su motor era algo mayor, teniendo que alargarse
la
tobera en 20 cm. La altura es de 49,5 m, el peso inicial de 217 a 222
Tm, el
empuje de 359,5 Tm y la capacidad de satelización es para llevar 2.175
Kg a una
órbita geoestacionaria.
El peso total del cohete era de 240 Tm, la altura de
43 m, su diámetro de
3,8 m y el empuje inicial de 516 Tm.
La primera fase L-140B pesaba 160 Tm, de ellas 13,7
Tm de peso en seco, su
altura era de 18,4 m, el diámetro 3,8 m, el empuje de 293,6 Tm y
actuaba con 4
motores Viking 4B durante 3 min 30 seg. Tal tipo de motor era de 776 Kg
de
peso, 1 m de diámetro, 2,9 de altura, funcionaba con UDMH y peróxido de
nitrógeno, y su impulso específico era de 248 seg.
La segunda fase era un L-33B de 58,2 Tm de empuje,
37,13 Tm de peso, de las
que 3,6 eran de peso en seco, 11,5 m de longitud, 2,6 m de diámetro y
funcionaba con iguales propulsantes que la primera. Llevaba solo 1
motor Viking
4B de 210 seg de impulso específico que actuaba durante 2 min 5 seg y
pesaba
850 Kg y medía 3,5 m de altura y 2,6 de diámetro.
La tercera etapa era una H-10 de 11,5 m de altura,
2,7 de diámetro, 12 Tm
de peso, 1,6 de las que era de peso en seco, que llevaba un motor HM7B
de LOX y
LH que aportaba 6,4 Tm de empuje en el vacío funcionando durante12 min
11 seg.
Su costo era de 12 millones de dólares.
También podía llevar una cuarta fase Mage 2 de
propulsante sólido, de 530
Kg de peso, de 4,6 Tm de empuje en el vacío, que podía funcionar
durante 44
seg. Medía 1,5 m de largo y 80 cm de diámetro.
Efectuó su primer vuelo el 3 de mayo de 1986 y
falló. En total se hicieron
6 lanzamientos entre 1986 y 1989. Su coste fue de 42,5 millones de
dólares
junto con el Ariane 3.
= EUROPA. ARIANE 3.
Se trata de un Ariane 2 que lleva adosados en la
primera fase 2 boosters,
cada uno de 9,6 Tm de peso, con 7,35 Tm de propulsante sólido, de 9,31
m de
longitud y 1,1 m de diámetro; es tal propulsante perclorato de amonio,
al 71 %,
aluminio, un 16 %, y polibutadino, un 13 %. Los mismos aportan cada uno
68 Tm
de empuje añadido funcionando durante 28,5 seg, actuando desde los 32
seg del
despegue. El impulso específico de este motor, llamado SPB 7.35, era de
263 seg
a nivel de mar. Pero los motores Viking de la primea y segunda fase son
un 9 %
más potentes que antes.
El peso total del Ariane 3 asciende a 248 Tm, la
altura unos 49 m, y el
empuje sube a 473 Tm. La capacidad del lanzador era así suficiente para
llevar
una carga útil de 2,58 Tm en la proa, llamada SYLDA, a una órbita
geoestacionaria.
Efectuó su primer lanzamiento el 4 de agosto de 1984
en las instalaciones
ELA-1 de Kourou. El último tuvo lugar el 12 de julio de 1989 y en total
se
dispararon 11 de los que falló uno.
= EUROPA. ARIANE 4.
La evolución del lanzador Ariane llevó en 1988 al
Ariane 4 que se
reconfigura en 6 versiones, en todo caso con la misión de poner en
órbita
geoestacionaria cargas más pesadas. Fue el cohete de más éxito y el más
utilizado de la serie hasta entonces.
La altura del lanzador va de los 47 a los 58,4 m y
el peso es de 460 Tm en
el modelo 44L, el más potente; en el 44LP el peso es de 418 Tm y en la
versión
base, sin boosters, de 293 Tm. Su capacidad de satelización es para
llevar
desde 1,9 hasta 4,2 Tm a una órbita geoestacionaria según versión.
La primera fase L-220, respecto al Ariane 3, es
mayor en unos 7 m de largo,
hasta los 24,98 m, con lo que también crecieron los tanques de
propulsante
hasta 228 Tm, un 55,8% más, siendo de un diámetro de 3,8 m y la
envergadura de
8,3; este peso en el modelo 40 es de 60 Tm menos, en el 42L de 27 Tm
menos y en
el 42 P de 10 Tm menos. El peso total de la fase es de 243,5 Tm y en
seco de
17,28 Tm, y el número de motores Viking 2B que lleva es de 4 que
aportan un
empuje total de unas 270 Tm; los tanques de propulsante son de acero de
2 mm de
espesor. Los propulsantes son peróxido de nitrógeno y el derivado de
hidracina
UH25; los mismos son bombeados a la cámara por turbina de 2.500 kW y un
sistema
regulador de la mezcla controla el agotamiento simultáneo y
proporcional de los
propulsantes. La velocidad de eyección de gases de los motores es de
entre
2.500 y 3.000 m/seg y cada uno quema una masa de 275 Kg/seg en su
actuación; la
temperatura en la cámara de combustión es del orden de los 3.000ºC y el
inyector, anular, tiene para la pulverización más de 400 pequeños
agujeros. El
empuje es a nivel de mar de 69 Tm por motor, y 76,7 Tm en el vacío. La
altura
del motor es de 2,9 m y su peso es de 825 Kg. La tobera, que tiene 1 m
de
diámetro, está construida en aleación de cobalto y su cuello es de
fibra de
silicio. Junto con la cámara, la tobera va refrigerada por el propio
propulsante criogénico a través de serpentines. El tiempo de
funcionamiento de
la primera fase es de 3,5 min. La regulación de la potencia del motor
se
realiza mediante el control de la cantidad de propulsante inyectado. La
fase es
montada en un edificio de la Aerospatiale en Les Moreaux, en la región
parisina, donde también se estudian las vibraciones y otros parámetros
de los
cohetes.
Los boosters fueron también alargados, pero además
podían ser de
propulsante líquido o sólido y el cohete podía llevar 2 o 4, según
versión. Los
boosters de propulsante sólido, de 12,56 Tm de peso, de ellos 3,06 de
peso en
seco, contienen 9,4 Tm de tal material y un empuje de 62,5 Tm. Los de
propulsante líquido pesan 43,77 Tm, de ellas 4,49 de peso de seco y
38,5 Tm de
propulsante que llevan en dos depósitos de 2,15 m de diámetro, y empuje
de 69
Tm. Respectivamente, los boosters de ergoles sólidos y líquidos tienen
11,6 m y
18,6 m de longitud, y 1,07 y 2,2 m de diámetro. El tiempo de
funcionamiento del
sólido, o P9.5, es de 29 seg y su impulso específico es de 240 seg. Las
toberas
de los aceleradores de propulsante sólido llevan una inclinación de 12º
hacia
fuera.
Los boosters de propulsante líquido, que son
ensamblados por la MBB-Erno de
Bremen, tienen un motor Viking 5C y su tiempo de funcionamiento es de 2
min 15
seg consumiendo 250 Kg por segundo de peróxido de nitrógeno y una
mezcla de
hidracina, los mismos que la L-220. Su inclinación hacia fuera es de 9º
en
relación al eje de longitud del cohete. El motor Viking 5C pesa 776 Kg
y mide
2,9 m de altura, siendo el diámetro el de la fase, 2,2 m.
Las fases segundas L-33B, de 11,61 m de longitud, y
tercera H-10, de 9,9 m,
seguían siendo igual salvo pequeñas modificaciones y el sistema de guía
fue
cambiado y la estructura era de fibra de carbono. El empuje es de 75,5
Tm en el
vacío en la segunda fase con un motor Viking 4B de empuje orientable
que tiene
una velocidad de eyección de gases de 4.300 m/seg quemando 14 Kg/seg;
la fase
tiene un peso en seco de 3,26 Tm y 2,6 m de diámetro y almacenan 34 Tm
de los
mismos ergoles que la primera fase que quema en un tiempo de 2 min 06
seg. El
motor tiene una tobera más larga que el modelo de la fase primera,
hasta un
total de 1,7 m de diámetro, y una altura de 3,5 m; su peso es de 885 Kg.
La tercera fase tiene un peso en seco de 1,25 Tm y
lleva 10,65 Tm de LOX y
LH, que lleva en depósitos separados por una panel de resina fenólica
como
aislante término, y que consume en un motor HM-7B aportando 6,3 Tm de
empuje,
con un tiempo de funcionamiento de más de 12 min; los referidos LOX y
LH van a
respectivas temperaturas de -175ºC y -250ºC. El motor HM-7B fue
desarrollado
sobre el modelo 7A para el Ariane 3 y 4 ganando respecto a citado
modelo 4,5
seg más en el impulso específico. El peso de este motor de tradicional
flujo
derivado es de 170 Kg, la altura es de 1,9 m y el diámetro máximo en la
mayor
apertura de la tobera de 98,4 cm. El arranque del mismo se realiza con
un
encendedor de propulsante sólido que arde en 3,5 segundos tras
activarse otro
pirotécnico en menos de 1 seg.
Para control y guía del cohete se dispone de un
módulo por encima de tal
fase tercera y en el mismo van los equipos electrónicos e informáticos
y de
transmisión telemétrica de los datos para la dirección o pilotaje.
La proa o carcasa para alojar los satélites puede
ser desde 8,6 m de largo
hasta 11,12 m, siendo de 3 tipos para lanzamientos simples y de 4 para
lanzamientos dobles, pero todas ellas de 3 longitudes, dos las dadas
como
mínima y máxima y una intermedia de 9,6 m. Tales carcasas son dos
conchas
complementarias que se separan a una altura para dejar libre la carga
útil que
envuelven y protegen aerodinámicamente en el disparo. Para los
lanzamientos
múltiples se crearon las llamadas proas o cofias SYLDA y SPELDA, la
primera
desarrollada para el Ariane 3; todas son de fibra de carbono que
recubre una
estructura tipo panal de aleación de aluminio y de un diámetro de 2,63
m la
primera y 3,65 m la segunda, con un peso respectivo de 350 y 400 Kg.
Las distintas versiones del Ariane 4 fueron:
AR 40, que no lleva boosters y puede satelizar 1,9 Tm.
AR 42P, que lleva 2 boosters de propulsante sólido y puede poner en
órbita 2,6
Tm.
AR 44P, que tiene 4 boosters de propulsante sólido y puede satelizar 3
Tm.
AR 42L, que lleva 2 booster de propulsante líquido y sateliza 3,15 Tm.
AR 44LP, que lleva 2 boosters de propulsante sólido y otros 2 de
líquido para
satelizar 3,7 Tm.
AR 44L, dotado de 4 boosters de propulsante líquido y capaz de
satelizar 4,2
Tm.
Su costo unitario era en 1994 de entre 80 y 120
millones de dólares, según
la versión utilizada, razón que lo mantenía competitivo en el mercado
de
lanzamiento de satélites.
Pese a que la llegada del modelo siguiente Ariane 5
pretendía sustituir en
algunos casos al Ariane 4, dada la mejor disponibilidad por entonces de
este
último, a finales de 1997 se hubieron de encargar 20 nuevas unidades
del mismo
dado que había una reserva de 42 satélites en espera de disparo.
RESUMEN DE
LANZAMIENTOS DEL ARIANE 4
-
|
Modelo
|
Desde
|
Hasta lanzamiento
|
Total
|
Fallos
|
|
44LP
|
1988
|
13.11.1999
|
22
|
1
|
|
44L
|
1989
|
22.12.1999
|
29
|
1
|
|
40
|
1990
|
03.12.1999
|
8
|
0
|
|
42P
|
1990
|
04.09.1999
|
14
|
1
|
|
44P
|
1991
|
25.08.1998
|
12
|
0
|
|
42L
|
1993
|
22.12.1998
|
9
|
0
|
|
Total…
|
…….
|
1988-1999
|
94
|
3
|
El último Ariane 4 fue lanzado a principios de 2003.
En total se dispararon
116 que satelizaron 182 ingenios de 50 países o compañías.
- LANZAMIENTO
El llenado de los tanques del Ariane 4 se realiza en
las últimas 30 horas
antes del momento previsto para el disparo. A unas 12,7 horas del mismo
momento
se inicia la disposición del cohete para quitarle la torre de servicio
y queda
imposibilitado el acceso a cualquier parte de la astronave. A 6 h 45
min del
disparo se empieza a retirar la torre de servicio. A las 6 horas antes
se pasa
helio por la fase tercera para quitar la humedad de todos los
circuitos. A 3 h
35 min del momento de disparo se inicia el llenado de LOX y LH de la
fase 3,
durando 1 h 55 min, y a las otras dos fases se les da la presión límite
prevista. En los 6 min últimos, quedando ya quitados los seguros de los
dispositivos de pirotécnicos, se realiza la cuenta atrás final
sincronizada
entre el centro de control y la rampa con el cohete, cambiando
sucesivamente
los controles exteriores hacia los propios de la astronave. A 4,9 seg
antes del
momento cero, los brazos umbilicales se retiran uno tras otro en rápida
secuencia y el control propio automático del cohete asume su papel. Los
ganchos
de sujeción del cohete reciben entonces la orden de soltarlo, a la vez
que por
3,4 seg actúan ya los motores primeros.
Entonces, el Ariane 4 parte de la rampa ELA-2 de
Kourou. El cohete asciende
en vertical por espacio de entre solo 7 a 12 seg para luego empezar a
inclinarse ligeramente. La secuencia luego es ligeramente distinta
según la
versión del Ariane 4. A los 4,4 Km de altura, con 30 o 34 seg de vuelo,
se
desprenden los boosters de propulsante sólido, cuando la velocidad es
de 900
Km/h, y a los 2 min 15 seg de vuelo lo hacen los de propulsante líquido
y caen
a unos 400 Km del lugar de partida. Aunque se pensó en la posibilidad
de que
los boosters fueran recuperables por medio de paracaídas, la
infraestructura
costosa para mantener sobre el océano y su posterior transporte a
Europa, donde
serían vueltos a montar, desaconsejó tal opción.
Aproximadamente a los 74 Km de altitud se separa la
primera fase y la
velocidad es de 2,78 Km/seg; a unos 111 Km de altura es apartada la
carcasa de
protección aerodinámica de la carga útil; aproximadamente a unos 140 o
145 Km
de altura se separa la segunda fase, siendo la velocidad de 5,38
Km/seg; a 210
Km de altitud la tercera fase, que funciona durante un poco más de 12
min y
alcanza los 9,74 Km/seg de velocidad, es apartada del resto que se
dirige hacia
la órbita geoestacionaria a unos 36.000 Km.
= EUROPA. ARIANE 5.
El Ariane 5 fue decidido en enero de 1985 por los
ministros europeos y
aprobado en La Haya (Holanda) el 9 y 10 de noviembre 1987 para el
lanzamiento
del Hermes y en general para cargas de mayor tonelaje que las manejadas
hasta
entonces con el Ariane 4 con un coste igual o un poco mayor; la
proporción
teórica era de llevar una carga útil en cambio un 40 % superior al más
capaz de
la serie Ariane 4. La carga útil pensada para el Ariane 5 es de 6,8 Tm
en una
órbita geoestacionaria o bien 22 Tm en órbita baja, o 10 Tm en órbita
polar de
800 Km de altura. Su diseño se inició en firme a principios de los 90,
con
previsión inicial de primer vuelo para octubre de 1995. Intervienen
para su
construcción unas 170 empresas y centros europeos y unos 6.000 técnicos
o
especialistas en la materia. La comercialización del sistema corre a
cargo de
Arianespace y las principales empresas participantes con la principal
Aerospatiale son la Matra, Dornier, Dassault, Saab, Fokker, SEP, Fiat,
BPD,
CASA, DASA, Alcatel, Zeppelin, Europropulsion, AMES, Cryospace, SABCA,
MBB,
Daimler, Aer Lingus, Avica, Fagor, Auxitrol-Ibérico, SPE, Volvo, etc.
La
participación financiera, que asciende a 900.000 millones de pesetas
(1996),
por países es la que sigue: Francia con un 46,2 %, Alemania un 22 %,
Italia 15
%, Bélgica 6 %, España 3 %, Holanda 2,1 %, Suecia 2%, Suiza 2 %,
Noruega 0,6 %,
Austria 0,4 %, Dinamarca 0,4% e Irlanda 0,2 %. Gran Bretaña se retiró
del
proyecto de un principio, pero en 1996 comunicaba su intención de
participar en
la fase siguiente aportando 533 millones de dólares hasta el año 2.000.
El
costo unitario de cada cohete en mercado se estimó en 130 millones de
dólares.
El Ariane 5 consta de 3 fases y mide, según la
carcasa de proa, entre 45 y
55,4 m, y un ancho máximo de 11,55 m; con el Hermes las fases serían 2.
Su peso
oscila entre los 745 y 750 Tm, de las que 158 Tm son de propulsante
líquido y
474 Tm de propulsante sólido, y el empuje total de 1.100 Tm. Su
configuración
en proa admite 3 opciones, para uno o varios satélites y el indicado
Hermes o
similar.
La primera fase central va reforzada con 2 boosters
recuperables
construidos en fibra de carbono, cada uno con 268-270 Tm de propulsante
sólido
perclorato de amonio (68%) y polvo de aluminio (18%) más un polímero
que
aportan un empuje de 640 Tm cada uno; el aspecto y consistencia de tal
propulsante es el de una goma o caucho de color marrón. El impulso
específico
es de 273 seg. Estos cohetes de ayuda son dos MPS P-230 de 26,5 m de
altura y 3
m de diámetro, formados en 3 segmentos, uno de ellos fabricado en
Europa y los
otros 2 en la misma base de Kourou. Actúan durante 2 min 12 seg,
aportando
entonces el 92 % del empuje a todo el cohete, hasta los 60 Km de altura
aproximadamente. El ruido que producen cada uno en el lanzamiento a 12
Km es de
85 decibelios. El peso de cada uno vacío de propulsante es de 39,3 Tm;
los
segmentos son construidos por la empresa italiana Regulus del grupo
Fiat en
talleres de la BPD cerca de Roma. Su costo es del orden de los 22
millones de
dólares.
La primera prueba de un motor de propulsante sólido,
con una estructura de
refuerzo, se hizo en Kourou en febrero de 1993 y la primera en
configuración de
vuelo de uno de estos boosters se realizó a las 14 h 05 min, hora
local, del 17
de junio de 1994 en el mismo Kourou. El cohete actuó anclado en la
rampa, en
prueba estática. La nube de gas tóxico resultante salido por las
toberas en la
prueba tardó en dispersarse 2 horas sobre unos 50 Km de la selva,
siendo
necesario para el ensayo un tiempo favorable para evitar que la lluvia
precipitara las sustancias tóxicas. El ensayo fue un éxito y el cohete
fue
luego examinado para comprobar el quemado del propulsante y el estado
de la
estructura. El foso de quemado de este cohete recibe una neutralización
de una
base para el ácido residual de la combustión; los productos resultantes
de la
misma son el ácido clorhídrico, aluminio, óxido de carbono, hidrógeno y
agua
(en forma de vapor). En el vuelo real, tal contaminación no es tan
trascendental puesto que el cohete asciende y dispersa los humos en la
trayectoria y a gran altura. En el mes de septiembre siguiente se
realizaron
con los motores de propulsante sólido más pruebas para comprobación de
sus
distintos aspectos. El 10 de marzo de 1995 se realizaba la sexta prueba
de un
booster en la primera prueba de calificación final, siendo realizada la
segunda
el 21 de julio siguiente.
La fase central mide 30,5 m de altura y 5,4 m de
diámetro, pesa en total
170 Tm y lleva un motor Vulcain HM-60 que consume 132,3 Tm de LOX y
25,84 de
LH, tiene un impulso específico de 430 seg y proporciona un empuje de
114 a 120
Tm; las toberas son de 3 m de diámetro y todo el Vulcain de 3,18 m de
altura,
el mismo diámetro de 5,4, y 1.685 Kg de peso. La temperatura generada
en la
cámara asciende a 3.500ºC; cada cámara se tarda en hacer 2 años por
parte de la
Daimler Benz. El empuje es de 100 Tm, o 1.114 kN, y la actuación de la
fase
dura 9 min 30 seg. El desarrollo del Vulcain se inició en 1984 y la
primera
prueba estática del motor Vulcain, nacido en realidad del proyecto
denominado
LCE de 1982, se realizó en Vernon, Francia, en julio de 1990, quedando
en
servicio en 1992; para su alimentación dispone de dos turbobombas
fabricadas
por Fiat Aviacion de 30.000 caballos de potencia, siendo la más potente
la de
LH de 12 megavatios, 13.000 revoluciones por minuto, y un peso de 250
Kg que
produce una inyección del combustible de 600 litros por segundo,
realizando un
consumo de 216 Kg de LOX y 36 Kg de LH por segundo. En la parte
exterior del
motor van unos tanques de helio bajo alta presión, así como un tanque
mayor, de
aspecto plateado, con aceite también a presión.
Las primeras pruebas del sistema de control de
cohete, así como la prueba
de los tanques de propulsante criogénico, se efectuaron a mediados de
1993. Del
Vulcain se realizaron 14 prototipos, 350 encendidos de ensayo con un
total
acumulado de 25 horas de funcionamiento. La primera prueba en cuenta
atrás del
conjunto del cohete, sin la carga útil, fue realizada en abril y mayo
de 1996,
cuando el retraso era de 1 año sobre los planes fijados.
Para fase superior o segunda se optó por tener un
motor L7 de propulsante
líquido para satelización en órbita baja de 400 Km de altura de hasta
15 Tm, o
5,2 Tm en órbita geoestacionaria, o bien un motor H-10 de LOX y LH de 7
Tm, o
29 kN, de empuje para llevar hasta 8,2 Tm a una órbita geoestacionaria.
El
propulsor Aestus, realizado por la Daimler-Benz, puesto aquí para
maniobras
orbitales tiene un diámetro de 3,94 m, una altura de 3,56 m, un peso de
1,15 Tm
más 9,7 Tm de propulsante UDMH y tetróxido de nitrógeno, un tiempo de
funcionamiento posible de 18 min como máximo. Tal
motor se
probó por vez primera al completo el 5 de octubre de 1994 funcionando
durante
casi 18 min y acumulando de tal modo un total de 200 min. En julio de
2001, con
motivo del vuelo 142 de Ariane, la fase EPS del Ariane 5 con su motor
Aestus
falló en el sistema de combustión, funcionando irregularmente,
determinándose
entonces que la solución sería una secuencia de encendido más lenta y
suave.
El control del cohete se ejerce desde la llamada
caja de equipos dispuesta
por encima de las primeras fases y debajo de la última y la carga útil.
Es un
cilindro de 5,4 m de diámetro, el mismo del cohete, y 1,56 de altura, y
pesa
1,4 Tm. Contiene el sistema de referencia inercial, con giroscopios
láser, que
ejerce el control del cohete en el lanzamiento; es de fabricación
principalmente francesa.
La carga útil llevada va en un habitáculo de 5,4 m
de diámetro por entre
12,7 y 17 m de altura, 200 m^3 de volumen y 1,75 Tm de peso, o bien
para llevar
dos satélites con un suplemento llamado SPELTRA, que va entre la
anterior y el
módulo de control del cohete sobre la fase última, de igual diámetro
pero con 7
m más de altura, 138 m^3 más y un peso añadido de 850 Kg. La carcasa de
proa
que envuelve la carga útil lleva un recubrimiento interior a base de
baterías
de anillos para la absorción de ruido y vibración generados en el
lanzamiento.
En el lanzamiento, en los últimos 6,5 min de la
cuenta atrás, el proceso es
controlado totalmente por ordenador; la cuenta atrás dura al menos 6
horas,
llenándose los propulsantes desde las últimas 4,5 horas, con inicio a
unas 7 h
del momento cero. El despegue se produce a los 7,5 seg del encendido
del
Vulcain; ese tiempo de actuación sin despegue, característica
particular de
este motor, le permite un tiempo valioso de comprobación extraordinaria
y
evitar así fracasos posteriores. Los 2 boosters se encienden 5 seg
después que
la fase de propulsante líquido aportando el 90 % del empuje necesario y
se
separan a una altura entre los 55 y 70 Km tras funcionar durante 2 min
12 seg;
los mismos van a caer colgados de paracaídas a unos 400 Km del punto de
partida
y son recuperables y reutilizables tras las oportunas operaciones de
rehabilitación. Las carcasas de proa son separadas a los 3 min 16 seg.
Sobre
los 9 min 45 seg de vuelo, entre unos 150 y 170 Km de altura se separa
la
primera fase; para evitar que pueda ser basura espacial o causar daños,
a esta
fase se la dotó de un movimiento de rotación transversal una vez
separada para
que la fricción aerodinámica sea mayor y caiga y se desintegre más
rápidamente.
Un poco antes, hacia los 105 o 110 Km, es desprendido el escudo
protector de
proa.
Tras el primer lanzamiento el 4 de junio de 1996,
que fracasó, fueron
realizados algunos cambios, como nuevos programas informáticos y se
reforzaron
los enganches de los boosters. En ese primer fracasado lanzamiento se
llevaban
4 sondas Cluster que se perdieron para el estudio de la interacción del
viento
solar con la magnetosfera terrestre durante 2 años. El lanzamiento fue
iniciado
a las 14 h 33 min 59 seg, hora española, de tal día 4, quedando
encendidos los
boosters 7,5 seg más tarde. A los 37 seg de ignición (30 seg de vuelo),
sobre
3,7 Km de altura, yendo a 857 Km/h de velocidad, el cohete se desvió de
su
ruta, y en los siguientes 2 seg se partió y explotó por fracaso de los
programas informáticos que controlaban el sistema inercial; los restos
del
cohete quedaron repartidos en menos de 1 min en un área de 5 por 2,5
Km^2 al
rededor de la rampa de disparo, lo que dificultó la recuperación,
principalmente de los sistemas inerciales. Se formó una comisión de
investigación formada por 9 personas (4 franceses, 2 alemanes, un
británico, un
sueco y un italiano) y con el asesoramiento de los técnicos de las
empresas
Matra, Aeroespatiale, BPD, CNES y ESA, para averiguar las causas,
especificar
si las pruebas previas habían sido las adecuadas y para hacer las
recomendaciones consecuentes sobre los defectos encontrados. A partir
del día
13 siguiente los mismos iniciaron su labor, examinando la telemetría
grabada y
de radar, así como las películas tomadas en banda óptica e IR. Se llegó
entonces a achacar el fallo al sistema inercial que hizo girar
bruscamente la
dirección de las toberas de los boosters y luego del Vulcain; al
cambiar el
rumbo y entrar en fase de descoordinación los dos tipos de motor, que
así se
separaban, el sistema automático ordenó la autodestrucción. En el
proceso
informático del programa en lenguaje Ada, los datos facilitados sobre
el ángulo
de orientación de los motores no fueron los correctos debido a una
conversión
numérica binaria de una variable, mal planteada por falta de un filtro
de
seguridad que dio error de operando y que facilitó un valor muy alto no
esperado, causando seguidamente un apagado del procesador para el
reinicio,
razón última del fallo; la rutina tal del programa solo actuaba desde
unos 50
seg antes del disparo para marcar la alineación de la plataforma
inercial hasta
los 40 primeros segundos del vuelo, fallando pues al límite. En las
comprobaciones previas, tal función de alineación no había podido ser
probada
en condiciones de vuelo simulado, pero tras el accidente se evidenció
en
simulaciones por ordenador todo el proceso del mismo. La empresa
implicada fue
la francesa Sextant Avionique que habría seguido las especificaciones
marcadas
por la Matra Marconi y el CNES.
En la investigación también se evidenció que la
combustión en el motor
principal había sido anómala, con variaciones de presión, sin que se
creyera
que ello hubiera influido en el fracaso. Entre las recomendaciones de
la
comisión sobre el fallo se apuntan las siguientes: desconectar el
alineamiento
inercial justo al inicio del despegue, ampliar las simulaciones a todos
los
procesos del modo más realista posible, revisar todo el programa
informático,
ampliar los datos telemétricos, etc. El costo generado por este primer
fracaso
del Ariane 5 se estimó en 3.000 millones de francos, unos 75.000
millones de
pesetas, siendo el coste unitario del cohete entre 11.000 y 24.000
millones de
pesetas, según las operaciones necesarias de tierra.
El primer disparo con relativo éxito fue el segundo,
también de
calificación, el 30 de octubre de 1997, iniciándose a las 14 h 43 min
08 seg,
hora española, con 43 min de retraso por un pequeño problema eléctrico.
El
motor Vulcain se apagó antes de tiempo, al rededor de unos 15 seg
menos,
achacado ello a un movimiento de rotación debido a la forma espiral de
la
rugosa superficie interior de la tobera o bien a la rotura de un
soporte de
salida de las turbobombas, extremo que debía ser comprobado en el
siguiente
lanzamiento. La solución adoptada por lo pronto fue la de ejercer
contramedidas
para compensar el citado movimiento rotatorio en tanto se estudiaba más
a fondo
la cuestión.
Al tiempo de este segundo disparo, Ariane 5 contaba
con 15 pedidos, si bien
el tercer lanzamiento aun sería todavía de calificación. El plan tenía
una
previsión de lanzar anualmente 5 de tales cohetes en los años
siguientes
inmediatos. El tercer vuelo de calificación, el Ariane 503, se llevó a
cabo con
éxito el 21 de octubre de 1998 con un cohete rectificado en cuanto a
los
pequeños problemas detectados en el anterior disparo. Por entonces, el
tiempo
que se tardaba en construir cada Ariane 5 era de 3 años, si bien la
tendencia
era disminuirlo.
El 20 de octubre de 1995, en Toulouse, los miembros
de la ESA decidieron
desarrollar tres programas de evolución y asistencia del Ariane 5 con
la idea
de disponer de versiones mejoradas a partir del año 2.002 o 2.003,
entre otras
cosas para llevar cargas de 7,4 Tm a 9 Tm a una órbita geoestacionaria
y
mejorar el motor Vulcain con un 20 % de mayor empuje, así como disponer
de una
infraestructura adecuada para el mantenimiento de la operatividad y
evolución
del cohete. Las previsiones indican entonces el aumento de capacidad de
los
tanques de propulsante de 158 a 170 Tm, así como aminorar el peso de
varias
partes. También se prevé el cambio del motor Aestus por otro modelo y
la
conversión de casi todo el cohete en un sistema reutilizable.
Mediado 1999, Arianespace decide construir 20
unidades Ariane 5 del modelo
llamado Plus, que tenía algunos adelantos respecto a la anterior
versión, tal
como el motor Vulcain 2 y la posibilidad de 2 fases superiores nuevas
para
poder llevar a una órbita geoestacionaria cargas de hasta 10 Tm para el
año
2005. El Vulcain 2 proyectado entonces es un motor de 1,8 Tm de peso,
2,1 m de
diámetro y 3,5 m de altura; el empuje unitario previsto con el mismo es
de 95,8
Tm a nivel de mar y es teóricamente un 20% más potente que su modelo
precedente. Tal motor soporta mayor presión, una temperatura de hasta
3.000ºC y
está alimentado con un 20% más de LOX. Lleva pues un nuevo depósito al
respecto. También su tobera está mejorada y en vez de 456 tubos de
refrigeración va envuelta en 288 de 50 mm de diámetro; en el primer
vuelo, sin
embargo, fallaron y dieron al traste con el vuelo.
Para el año 2001 se prevé entonces lanzar cargas de
hasta 6,3 Tm hacia
órbitas geoestacionarias con el modelo Ariane 5 Perfo2000. Otros
modelos
deberían ser el Ariane 5 Evolution y el Ariane 5 Versatile; el primero
debería
lanzar cargas de hasta 7,4 Tm a partir del 2002. Luego debería llegar
el Ariane
5 ESC-A para cargas a igual órbita de hasta 10 Tm y para el 2005 el
Ariane 5
ESC-B para cargas de 12 Tm.
Para aumentar su capacidad de satelización, a
principios de 2000 se
contempla que la fase superior del Ariane 5 lleve un motor Vinci. Con
igual
intención, el 16 de mayo de 2000 se procedía a realizar un ensayo
estático de
uno de los boosters durante 2 min. El renovado cohete llevaba 2,4 Tm
más de
propulsante sólido y ello permitiría llevar como carga útil 200 Kg más.
La versión ESC-A en su primera unidad tiene 50,5 m
de altura. Sus 2
boosters, renovados y con nueva tobera, llevan un 10% más de
propulsante que
suponen 2,43 Tm más de peso y 60 Tm de empuje añadido; el empuje
inicial total
es ahora de 1.400 Tm. En la etapa central el nuevo motor es el citado
Vulcain
2. Y la fase última es la nueva ESC-A, de propulsantes líquidos, de los
que
lleva 14,6 Tm que quema en un motor HM-7B, ya utilizado en la etapa
tercera del
Ariane 4.
Hasta el 21 de septiembre de 2000 se llevaban
disparados 5 Ariane 5 de los
que falló el primero, como se indicó. El pedido de este modelo en tal
momento
era de 20 unidades para lanzar previsiblemente 40 satélites.
A finales de 2002, el primer disparo del nuevo
modelo Ariane 5, el ESC-A
capaz de satelizar 10 Tm en órbita geoestacionaria, acabó en el
Atlántico al
desviarse de la trayectoria precisa a los 3 min de vuelo, siendo
destruido a
una orden a los 7 min 36 seg cuando sobrevolaba un punto a 800 Km de
Kourou y a
69 Km de altitud, cuando ya había desprendido los boosters e incluso
llegado a
los 120 Km de altura. Inicialmente el fallo se achacó al nuevo motor
Vulcain 2;
su turbobomba gira a 36.000 revoluciones por min. A los 96 seg de vuelo
se
detectó anomalía en el sistema de refrigeración y en torno a los 3 min,
durante
8 seg, el empuje también fue anómalo. La comisión de investigación
señaló que
el sistema de refrigeración del motor, los nuevos tubos que envolvían
la
tobera, no había soportado el calor y dejaron deformarse a la tobera
con lo que
la dirección del impulso se hizo incontrolable.
Solucionar el problema, que ponía en riesgo la
continuidad de los
lanzamientos comerciales Ariane, exigió 1.478.000.000€. Además, el
control
de los Ariane pasaría del CNES francés a la ESA que a su vez
subcontrataría al
consorcio de compañías europeas EADS.Tales decisiones se tomaron en
París a
finales de mayo de 2003. El primer vuelo con éxito tras este fallido
intento
del modelo se produjo en febrero de 2005.
Otra versión del Ariane 5 es la llamada ES,
dispuesta hacia 2005 y
preparada para el disparo de los módulos ATV con destino a la ISS. Es
una
versión menos potente que la ECA, cuya diferencia es la última fase,
una Aestus
capaz de varios encendidos en órbita. Puede llevar más de 20 Tm a una
órbita de
300 Km y 51,6º de inclinación.
También en 2005 se utilizó la versión Ariane 5GS,
distinguida por tener los
boosters sólidos P240 mejores y la fase superior EPS-L10.
A finales de 2009 se planteó desarrollar la versión
ME de Ariane 5 para
aumentar su capacidad de satelización en órbita geoestacionaria en 2 Tm
(hasta
12 Tm), opción que ya había sido estudiada años atrás, pero no llevada
a cabo
por cuestiones económicas. En tal momento de 2009 se encarga a la
empresa
Astrium adaptar la última fase para un mayor empuje con un motor
Vinci (en
sustitución del HM7B), capaz además de ser reencendido en órbita y más
seguro
que sus antecesores. El ME debía también llevar nuevo carenado y
programas
informáticos mejorados. Su puesta en servicio se fija entonces para
2017.
= ARIANE 6
El proyecto del Ariane 6 se concibe para suceder al Ariane
5, siendo la intención que resulte un 30% más barato que este último.
Se le dota inicialmente de 3 fases, una central primera de propulsante
líquido con motor Vulcain sobre la que se añaden varias de propulsante
sólido o boosters P120 del VEGA, en cantidad de 2 o 4. La tercera de
propulsante líquido LH y LOX es la versión adaptada de la fase superior
ME del Ariane 5, dotada de motor Vinci, con capacidad de reencendido y
un empuje de unas 18 Tm en el vacío. La potencia es de 135 Tm de empuje
en cada motor de propulsante sólido de perclorato de amonio, lo cual da
un empuje nominal inicial total mínimo de unas 400 Tm. Con capacidad
para poner en órbita geoestacionaria una carga de al menos 6,5 Tm, que
se elevarían luego a un máximo de 11,5 Tm, o también 21 Tm en órbita
baja, o 4,5 Tm a una órbita geoestacionaria. Su puesta a punto se prevé
para 2020, aunque luego entre la pandemia de la COVID-19 de 2020 y
otros factores lo retrasan al menos en un par de años. La altura total
del cohete es de 62-70 m.
La primera prueba del motor Vinci de la fase
superior se lleva a cabo a mediados de mayo de 2016 en el centro alemán
de Lampoldshausen con un encendido de 8 min 20 seg de duración; su
prueba seguirá durante los 4 meses siguientes.
El motor principal inicial de la primera etapa es el
Vulcain 2.1, de 4 m de altura y 135 Tm de empuje. Para dar presión al
oxidante LOX en su funcionamiento, utiliza la expansión del propio gas
calentado en vez del habitual gas helio comprimido. El sistema de
encendido es electrónico en vez de pirotécnico, lo cual también es
nuevo. Luego de ser montado en Vernon, Francia, a finales de 2017 fue
llevado para ser probado en ensayos estáticos por vez primera en
Lampoldshausen, Alemania.
El 14 de junio de 2018, el Consejo de la ESA aprueba
completar el desarrollo y puesta a punto de este vector para 2020, si
bien los primeros estudios del proyecto datan de 2014 que es cuando se
aprueba inicialmente. El
modelo de cohete auxiliar de propulsante sólido que entonces se
contempla sigue siendo el P120 adaptado, ahora llamado P120C y según se
añadan 2 o 4 unidades a la fase primera se prevén dos modelos, Ariane
62 y el Ariane 64. Este cohete P120C de propulsante sólido tiene 13,5 m
de altura y 3,4 m de diámetro, y está fabricado en fibra de carbono
principalmente. El costo de cada P120C se evalúa entonces en unos 6
millones de euros, casi la mitad que cuestan en tal momento los motores
equivalentes del Ariane 5. La previsión apunta montar 35 motores de
tales motores al año.
El 16 de julio de 2018 se hizo una prueba estática
del motor P120C que duró 2 min 15 seg consumiendo 142 Tm de
propulsante; se realiza en Kourou en banco de pruebas inaugurado en
1993, que tiene una estructura con foso de 62 m de altura. Las llamas
en la tobera son de gases a 3.000ºC.
España participa en el programa del Ariane 6
aportando entre 2015 y 2020 un 6% de su propuesto, un montante de 182
millones de euros. El total del proyecto asciende inicialmente a más de
3.000 millones de euros.
A partir de 2019, mientras se proyecta el motor
Prometheus como alternativa para el Ariane 6, Arianspace y MT Aerospace
diseñan también una fase superior Phoebus, adaptable a cualquier
cohete. Es un cohete de propulsantes LOX y LH, con tanques de fibra de
carbono.
El 5 de octubre de 2022 comienza una tanda de
pruebas del motor Vinci de la etapa superior del lanzador. Las mismas
se realizan en el banco de pruebas estáticas P5.2 en el Centro
Aeroespacial Alemán de Lampoldshausen. Por entonces el primer
lanzamiento del Ariane 6 se prevé para justo un año más tarde. Por
entonces el primer lanzamiento del Ariane 6 se prevé para justo un año
más tarde y se espera poderlo lanzar luego con una cadencia de 1,4
meses (9 al año).
TODOS LOS LANZAMIENTOS DE LA
SERIE ARIANE:
Al momento del 72 disparo el porcentaje de éxitos es
del 93 por ciento. En
los primeros 100 lanzamiento el promedio de satelización es de 1,5
cargas
útiles por operación. En 2001, de un total de 207 satélites en órbita
geoestacionaria del mundo, 130 habían sido lanzados con un Ariane, lo
cual da
idea de la importancia en su momento de este lanzador.
NRO.
FECHA VUELO CARGA
ÚTIL
OBSERVACIONES
|
24.12.1979
|
L01
|
CAT 1
|
Primer Ariane 1.
|
|
23.05.1980
|
L02
|
FIREWHEEL
AMSAT
P3A
CAT
|
Ariane 1. Fallo en el lanzamiento.
|
|
19.06.1981
|
L03
|
METEOSAT-2
APPLE
CAT 3
|
Ariane 1.
|
|
20.12.1981
|
L04
|
MARECS-A
CAT 4
CAT 2
|
Ariane 1. Cualificación final. Primer
disparo nocturno.
|
|
10.09.1982
|
L5
|
MARECS-B
SIRIO-2
|
Fallo por mala lubricación en una
turbobomba del cohete Ariane 1. Se pierden los 2 satélites en el
océano.
|
|
16.06.1983
|
L6
|
EUTELSAT
1F1
AMSAT P3B
|
Ariane 1.
|
|
19.10.1983
|
L7
|
INTELSAT 507
|
Ariane 1.
|
|
05.03.1984
|
L8
|
INTELSAT 508
|
Ariane 1.
|
|
23.05.1984
|
V9
|
SPACENET-1
|
Ariane 1. Primera
operación de Arianespace.
|
|
04.08.1984
|
V10
|
EUTELSAT
1-F2
TELECOM-1A
|
Lanzamiento primero del Ariane 3.
|
|
10.11.1984
|
V11
|
SPACENET-2
MARECS-B2
|
Ariane 3.
|
|
08.02.1985
|
V12
|
ARABSAT
1A
BRASILSAT 1
|
Ariane 3.
|
|
07.05.1985
|
V13
|
G-STAR
TELECOM 1B
|
Ariane 3.
|
|
02.07.1985
|
V14
|
GIOTTO
|
Ariane 1. Primer
sonda interplanetaria de la ESA
|
|
12.09.1985
|
V15
|
SPACENET-3
EUTELSAT 1F3
|
Ariane 3. Fallo de lanzamiento.
|
|
22.02.1986
|
V16
|
SPOT 1
VIKING
|
Ariane 1. Lanzamiento primero Ariane
hacia el norte.
|
|
28.03.1986
|
V17
|
G-STAR-2
BRASILSAT-2
|
Ariane 3.
|
|
31.05.1986
|
V18
|
INTELSAT 514
|
Ariane 2. Fallo de lanzamiento.
|
|
16.09.1987
|
V19
|
AUSSAT
K-3
EUTELSAT 1F4
|
Ariane 3.
|
|
21.11.1987
|
V20
|
TV-SAT 1
|
Ariane 2.
|
|
11.03.1988
|
V21
|
SPACENET
3R
TELECOM 1C
|
Ariane 3.
|
|
17.05.1988
|
V23
|
INTELSAT 513
|
Ariane 2.
|
|
15.06.1988
|
V22
|
METEOSAT
3
AMSAT
P4C
PAS 1
|
Ariane 44LP. Primer
lanzamiento Ariane 4.
|
|
21.07.1988
|
V24
|
INSAT
1C
EUTELSAT 1F5
|
Ariane 3.
|
|
08.09.1988
|
V25
|
G-STAR
3
SBS-5
|
Ariane 3.
|
|
28.10.1988
|
V26
|
TDF-1
|
Ariane 2.
|
|
11.12.1988
|
V27
|
SKYNET
4B
ASTRA 1A
|
Ariane 44LP.
|
|
27.01.1989
|
V28
|
INTELSAT 515
|
Ariane 2.
|
|
06.03.1989
|
V29
|
JC-SAT
1
METEOSAT 4
|
Ariane 44LP.
|
|
02.04.1989
|
V30
|
TELE-X
|
Ariane 2. Último lanzamiento Ariane 2.
|
|
05.06.1989
|
V31
|
SUPERBIRD
A
DFS KOPERNIKUS 1
|
Ariane 44L110.
|
|
12.07.1989
|
V32
|
OLYMPUS-1
|
Ariane 3. Último disparo desde la
instalación ELA-2.
|
|
08.08.1989
|
V33
|
TV
SAT-2
HIPPARCOS
|
Ariane 44LP.
|
|
27.10.1989
|
V34
|
INTELSAT 602
|
Ariane 44L020
|
|
22.01.1990
|
V35
|
SPOT 2
OSCAR 14 /a/ 19
|
Ariane 40-020.
|
|
23.02.1990
|
V36
|
SUPERBIRD
B
BS-2X
|
Ariane 44L120. Fracaso.
Explota a los 1 m 40 seg de vuelo.
|
|
24.07.1990
|
V37
|
TDF 2
DFS KOPERNIKUS 2
|
Ariane 44L120.
|
|
30.08.1990
|
V38
|
SKYNET
4C
EUTELSAT 2F1
|
Ariane 44LP.
|
|
12.10.1990
|
V39
|
SBS-6
GALAXY 6
|
Ariane 44L.
|
|
20.11.1990
|
V40
|
SATCOM
C1
G-STAR 4
|
Ariane 42P.
|
|
15.01.1991
|
V41
|
ITALSAT
1
EUTELSAT 2F2
|
Ariane 44L.
|
|
02.03.1991
|
V42
|
ASTRA 1B
METOSAT 5
|
Ariane 44LP.
|
|
04.04.1991
|
V43
|
ANIK-E2
|
Ariane 44P.
|
|
17.07.1991
|
V44
|
ERS-1
OSCAR
22
ORBCOMM-X
SARA
TUBSAT
|
Ariane
40.
|
|
14.08.1991
|
V45
|
INTELSAT 605
|
Ariane 44L.
|
|
26.09.1991
|
V46
|
ANIK E-1
|
Ariane 44P.
|
|
29.10.1991
|
V47
|
INTELSAT 6-F1
|
Ariane 44L.
|
|
16.12.1991
|
V48
|
TELECOM
2A
INMARSAT 2-F3
|
Ariane 44L.
|
|
26.02.1992
|
V49
|
SUPERBIRD
B-1
ARABSAT-1C
|
Ariane 44L.
|
|
15.04.1992
|
V50
|
TELECOM-2B
INMARSAT-IIF4
|
Ariane 44L..
|
|
09.07.1992
|
V51
|
INSAT
2A
EUTELSAT IIF4
|
Ariane 44L.
|
|
10.08.1992
|
V52
|
TOPEX/POSEIDON
OSCAR 23
S80/T
|
Ariane 42P.
|
|
10.09.1992
|
V53
|
HISPASAT
1-A
SATCOM C-3
|
Ariane 44LP.
|
|
28.10.1992
|
V54
|
GALAXY 7
|
Ariane 42P.
|
|
01.12.1992
|
V55
|
SUPERBIRD A1
|
Ariane 42P.
|
|
12.05.1993
|
V56
|
ASTRA 1C
ARSENE
|
Ariane 42L.
|
|
25.06.1993
|
V57
|
GALAXY 4
|
Ariane 42P.
|
|
22.07.1993
|
V58
|
HISPASAT
1-B
INSAT 2-B
|
Ariane 44L.
|
|
26.09.1993
|
V59
|
SPOT 3
STELLA
KITSAT-B
POSAT-1
HEALTHSAT
1
ITAMSAT
EYESAT-A
|
Ariane 40.
|
|
22.10.1993
|
V60
|
INTELSAT 701
|
Ariane 44LP.
|
|
20.11.1993
|
V61
|
SOLIDARIDAD
1
METEOSAT 6
|
Ariane 44LP.
|
|
18.12.1993
|
V62
|
DBS-1
THAICOM 1
|
Ariane 44L.
|
|
24.01.1994
|
V63
|
TURKSAT
1A
EUTELSAT 2F5
|
Ariane 44LP. Fracaso
por fallo en una turbobomba de la fase 3 a los 80 s de funcionamiento.
|
|
17.06.1994
|
V64
|
INTELSAT
702
STRV 1A
STRV 1B
|
Ariane 44LP.
|
|
08.07.1994
|
V65
|
PAS 2
BS-3N
|
Ariane 44L.
|
|
10.08.1994
|
V66
|
BRASILSAT
B1
TURKSAT 1B
|
Ariane 44LP.
|
|
09.09.1994
|
V67
|
TELSTAR 402
|
Ariane 42L.
|
|
08.10.1994
|
V68
|
SOLIDARIDAD 2
THAICOM 2
|
Ariane 44L.
|
|
01.11.1994
|
V69
|
ASTRA 1D
|
Ariane 42P.
|
|
01.12.1994
|
V70
|
PAS 3
|
Ariane 42P. Fracaso.
|
|
29.03.1995
|
V71
|
BRASILAT-B2
EUTELSAT 2F6
|
Ariane 44LP.
|
|
21.04.1995
|
V72
|
ERS-2
|
Ariane 40.
|
|
17.05.1995
|
V73
|
INTELSAT 706-A
|
Ariane 44LP.
|
|
10.06.1995
|
V74
|
DBS-3
|
Ariane 42P.
|
|
07.07.1995
|
V75
|
HELIOS
1A
CERISE
UPM/SAT 1
|
Ariane 40.
|
|
03.08.1995
|
V76
|
PAS 4
|
Ariane 42L.
|
|
29.08.1995
|
V77
|
N-STAR-1
|
Ariane 44P.
|
|
24.09.1995
|
V78
|
TELSTAR 402R
|
Ariane 42L.
|
|
19.10.1995
|
V79
|
ASTRA 1E
|
Ariane 42L.
|
|
17.11.1995
|
V80
|
ISO
|
Ariane 44P.
|
|
06.12.1995
|
V81
|
TELECOM
2C
INSAT 2C
|
Ariane 44L.
|
|
12.01.1996
|
V82
|
PAS 3R
MEASAT 1
|
Ariane 44L.
|
|
05.02.1996
|
V83
|
N-STAR B
|
Ariane 44P.
|
|
14.03.1996
|
V84
|
INTELSAT 707-A
|
Ariane 44LP.
|
|
20.04.1996
|
V85
|
MSAT M1
|
Ariane 42P.
|
|
15.05.1996
|
V86
|
PALAPA C2
AMOS-1
|
Ariane 44L.
|
|
04.06.1996
|
V88
|
CLUSTER F1 a F4
|
Ariane 501. Fracaso. Referencia ya
dada.
|
|
15.06.1996
|
V87
|
INTELSAT 709
|
Ariane 44P.
|
|
09.07.1996
|
V89
|
ARABSAT
2A
TURKSAT 1C
|
Ariane 44L.
|
|
07.08.1996
|
V90
|
ITALSAT
2
TELECOM 2D
|
Ariane 44L.
|
|
10.09.1996
|
V91
|
ECHOSTAR 2
|
Ariane 42P.
|
|
13.11.1996
|
V92
|
ARABSAT
2B
MEASAT 2
|
Ariane 44L.
|
|
30.01.1997
|
V93
|
GE 2
NAHUEL 1A
|
Ariane 44L.
|
|
28.02.1997
|
V94
|
INTELSAT 801
|
Ariane 44P.
|
|
15.04.1997
|
V95
|
THAICOM
3
BSAT 1A
|
Ariane 44LP.
|
|
03.06.1997
|
V97
|
INMASAT
3F4
INSAT 2D
|
Ariane 44P.
|
|
25.06.1997
|
V96
|
INTELSAT 802
|
Ariane 44L.
|
|
08.08.1997
|
V98
|
PANAMSAT 6
|
Ariane 44P.
|
|
02.09.1997
|
V99
|
HOTBIRD
3
METEOSAT 7
|
Ariane 44LP.
|
|
23.09.1997
|
V100
|
INTELSAT 803
|
Ariane 42L.
|
|
30.10.1997
|
V101
|
TEAMSAT
MAQSAT-B
MAQSAT-H
|
Ariane 502. Primer lanzamiento Ariane
5 con éxito.
|
|
12.11.1997
|
V102
|
SIRIUS-2
CAKRAWARTA 1
|
Ariane 44L.
|
|
02.12.1997
|
V103
|
JCSAT 5
EQUATOR S
|
Ariane 44P.
|
|
20.12.1997
|
V104
|
INTELSAT 804
|
Ariane 42L.
|
|
04.02.1998
|
V105
|
BRASILSAT B3
INMARSAT 3F5
|
Ariane 44LP.
|
|
27.02.1998
|
V106
|
HOTBIRD 4
|
Ariane 42P.
|
|
23.03.1998
|
V107
|
SPOT 4
|
Ariane 40.
|
|
28.04.1998
|
V108
|
NILESAT
1
BSAT-1B
|
Ariane 44P.
|
|
25.08.1998
|
V109
|
ST-1
|
Ariane 44P.
|
|
16.09.1998
|
V110
|
PAS-7
|
Ariane 44LP.
|
|
05.10.1998
|
V111
|
W2
SIRIUS 3
|
Ariane 44L.
|
|
21.10.1998
|
V112
|
ARD
MAQSAT 3
|
Ariane 503.
|
|
28.10.1998
|
V113
|
AFRISTAR
GE-5
|
Ariane 44L.
|
|
05.12.1998
|
V114
|
SATMEX 5
|
Ariane 42L.
|
|
21.12.1998
|
V115
|
PAS 6-B
|
Ariane 42L.
|
|
26.02.1999
|
V116
|
ARABSAT
3A
SKYNET 4E
|
Ariane 44L.
|
|
02.04.1999
|
V117
|
INSAT 2E
|
Ariane 42P.
|
|
12.08.1999
|
V118
|
TELKOM 1
|
Ariane 42P.
|
|
04.09.1999
|
V120
|
KOREASAT 3
|
Ariane 42P.
|
|
25.09.1999
|
V121
|
TELSTAR 7
|
Ariane 44LP.
|
|
19.10.1999
|
V122
|
ORION 2
|
Ariane 44LP.
|
|
13.11.1999
|
V123
|
GE-4
|
Ariane 44LP.
|
|
03.12.1999
|
V124
|
HELIOS
1B
CLEMENTINE
|
Ariane 40.
|
|
10.12.1999
|
V119
|
XMM.
|
Ariane 5. Primer
vuelo comercial Ariane 5.
|
|
21.12.1999
|
V125
|
GALAXY XI
|
Ariane 44L.
|
|
24.01.2000
|
V126
|
GALAXY XR
|
Ariane 42L.
|
|
17.02.2000
|
V127
|
SUPERBIRD-4
|
Ariane 44LP.
|
|
21.03.2000
|
V128
|
ASIASTAR
INSAT 3B
|
Ariane 5.
|
|
18.04.2000
|
V129
|
GALAXY IVR
|
Ariane 42L.
|
|
17.08.2000
|
V131
|
BRASILSAT B4
NILESAT 102
|
Ariane 44LP.
|
|
06.09.2000
|
V132
|
EUTELSAT W1
|
Ariane 44P.
|
|
14.09.2000
|
V130
|
ASTRA 2B
GE-7
|
Ariane 5.
|
|
06.10.2000
|
V133
|
N-SAT-110
|
Ariane 42L.
|
|
29.10.2000
|
V134
|
EUROPESTAR 1
|
Ariane 44LP.
|
|
15.11.2000
|
V135
|
PAS 1R
AMSAT
P3D
STRV 1C
STRV 1D
|
Ariane 5.
|
|
21.11.2000
|
V136
|
ANIK F 1
|
Ariane 44L.
|
|
19.12.2000
|
V138
|
ASTRA 2D
GE 8
AURORA
3
LDREX
|
Ariane 5G.
|
|
10.01.2001
|
V137
|
TURKSAT
2A
EURASIASAT 1
|
Ariane 44P.
|
|
07.02.2001
|
V139
|
SKYNET
4F
SICRAL
|
Ariane 44L.
|
|
08.03.2001
|
V140
|
EUROBIRD
BSAT-2A
|
Ariane 5G.
|
|
07.06.2001
|
V141
|
INTELSAT 901
|
Ariane 44L.
|
|
12.07.2001
|
V142
|
ARTEMIS
BSAT 2B
|
Ariane 5. Dejó
en órbita inadecuada a los 2 satélites.
|
|
30.08.2001
|
V143
|
INTELSAT 902
|
Ariane 44L.
|
|
25.09.2001
|
V144
|
ATLANTIC BIRD 2
|
Ariane 44P.
|
|
27.11.2001
|
V146
|
DIRECTV-4S
|
Ariane 44LP.
|
|
23.01.2002
|
V147
|
INSAT 3C
|
Ariane 42L.
|
|
23.02.2002
|
V148
|
INTELSAT 904
|
Ariane 44L.
|
|
28.02.2002
|
V145
|
ENVISAT
|
Ariane 5G.
|
|
29.03.2002
|
V149
|
ASTRA
3A
JCSAT 8
|
Ariane 44L.
|
|
16.04.2002
|
V150
|
NSS-7
|
Ariane 44L
|
|
03.05.2002
|
V151
|
SPOT 5
|
Ariane 42P
|
|
05.06.2002
|
V152
|
INTELSAT 905
|
Ariane 44L
|
|
05.07.2002
|
V153
|
STELLAT 5
N-STAR C
|
Ariane 5.
|
|
06.09.2002
|
V154
|
INTELSAT 906
|
Ariane 44L.
|
|
28.08.2002
|
V155
|
ATLANTIC
BIRD 1
MSG-01
|
Ariane 5.
|
|
11.12.2002
|
V157
|
HOT
BIRD-7
STENTOR
|
Ariane 5 ESC-A. Fracaso.
|
|
17.12.2002
|
V156
|
NSS-6
|
Ariane 44L.
|
|
15.02.2003
|
V159
|
INTELSAT
907
|
Ariane 44L
|
|
09.04.2003
|
V160
|
GALAXY
12
INSAT
3A
|
Ariane 5
|
|
11.06.2003
|
V161
|
BSAT 2C
AUSSAT B3
OPTUS C1
|
Ariane 5G
|
|
27.09.2003
|
V162
|
E-BIRD
1
INSAT
3E
|
Ariane 5G
|
|
02.03.2004
|
V158
|
ROSETTA
|
Ariane 5G+
|
|
18.07.2004
|
V163
|
ANIK F2
|
Ariane 5G+
|
|
18.12.2004
|
V165
|
HELIOS
2A
ESSAIM
1-4
PARASOL
NANOSAT
1
|
Ariane 5G+
|
|
12.02.2005
|
V164
|
XTAR-EUR
MAQSAT-B2
SLOSHSAT-FLEVO
|
Ariane 5 ECA
|
|
11.08.2005
|
V166
|
THAICOM 4
|
Ariane 5
|
|
13.10.2005
|
V168
|
GALAXY
15
SYRACUSE-3A
|
Ariane 5GS
|
|
16.11.2005
|
V167
|
SPACEWAY
2
TELKOM 2
|
Ariane 5 ECA
|
|
21.12.2005
|
V169
|
INSAT
4A
MGS-02
|
Ariane 5GS
|
|
11.03.2006
|
V170
|
SPAINSAT
HOT BIRD 07A
|
Ariane 5 ECA
|
|
27.05.2006
|
V171
|
SATMEX 6
THAICOM 5
|
Ariane 5 ECA
|
|
11.08.2006
|
V172
|
JCSAT
10
SYRACUSE-3B
|
Ariane 5 ECA
|
|
13.10.2006
|
V173
|
DIRECTV 9S
LDREX 2
OPTUS D1
|
Ariane 5 ECA
|
|
08.12.2006
|
V174
|
AMC-18
WILDBLUE
1
|
Ariane 5 ECA
|
|
11.03.2007
|
V175
|
SKYNET
5A
INSAT 4B
|
Ariane 5 ECA
|
|
05.05.2007
|
V176
|
ASTRA 1L
GALAXY 17
|
Ariane 5 ECA
|
|
14.08.2007
|
V177
|
BSAT 3A
SPACEWAY 3
|
Ariane 5 ECA
|
|
05.10.2007
|
V178
|
INTELSAT
11
OPTUS
D2
|
Ariane 5GS
|
|
14.11.2007
|
V179
|
STAR
ONE C1
SKYNET 5B
|
Ariane 5 ECA
|
|
21.12.2007
|
V180
|
RASCOM
1
HORIZONS 2
|
Ariane 5GS
|
|
09.03.2008
|
V181
|
ATV-JULES VERNE
|
Ariane 5ES
|
|
18.04.2008
|
V182
|
STAR ONE C2
VINASAT
1
|
Ariane 5 ECA
|
|
12.06.2008
|
V183
|
SKYNET
5C
TURKSAT 3A
|
Ariane 5 ECA
|
|
07.07.2008
|
V184
|
PROTOSTAR
1
BADR 6
|
Ariane 5 ECA
|
|
14.08.2008
|
V185
|
AMC 21
SUPERBIRD 7
|
Ariane 5 ECA
|
|
20.12.2008
|
V186
|
EUTELSAT
W2M
HOT BIRD 9
|
Ariane 5 ECA
|
|
12.02.2009
|
V187
|
NSS-9
HOT
BIRD 10
SPIRALE-A
SPIRALE-B
|
Ariane 5 ECA
|
|
14.05.2009
|
V188
|
HERSCHEL
PLANCK
|
Ariane 5 ECA
|
|
01.07.2009
|
V189
|
TERRASTAR 1
|
Ariane 5 ECA
|
|
21.08.2009
|
V190
|
OPTUS
D3
JCSAT 12
|
Ariane 5 ECA
|
|
01.10.2009
|
V191
|
AMAZONAS-2
COMSATBW-1
|
Ariane 5 ECA
|
|
29.10.2009
|
V192
|
NSS-12
THOR 6
|
Ariane 5 ECA
|
|
18.12.2009
|
V193
|
HELIOS
2B
|
Ariane 5GS
|
|
21.05.2010
|
V194
|
ASTRA 3B
COMSATBW-2
|
Ariane 5 ECA
|
|
26.06.2010
|
V195
|
ARABSAT 5A
COMS 1
|
Ariane 5 ECA
|
|
04.08.2010
|
V196
|
RASCOM-QAF-1R
NILESAT 2-01
|
Ariane 5 ECA
|
|
28.10.2010
|
V197
|
EUTELSAT-W3B
BSAT 3B
|
Ariane 5 ECA
|
|
26.11.2010
|
V198
|
INTELSAT-IS-17
HYLAS-1
|
Ariane 5 ECA
|
-
|
29.12.2010
|
V199
|
HISPASAT 1E
KOREASAT 6
|
Ariane 5 ECA
|
|
16.02.2011
|
V200
|
ATV-2 JOHANNES KEPLER
|
Ariane 5 ES
|
201
|
22.04.2011
|
V201
|
YAHSAT
1A
INTELSAT
NEW DAWN
|
Ariane
5ECA
|
202
|
20.05.2011
|
V202
|
ST-2
GSAT
8
|
Ariane
5ECA
|
203
|
06.08.2011
|
V203
|
ASTRA
1N
BSAT
3C
|
Ariane
5ECA
|
204
| 21.09.2011
|
V204
| ARABSAT 5C
SES 2
| Ariane
5ECA
|
205
|
23.03.2012
|
V205
|
ATV-3 EDOARDO AMALDI
|
Ariane 5ES
|
206
| 15.05.2012
|
V206
| JCSAT 13
VINASAT 2
| Ariane
5ECA
|
207
|
05.07.2012
|
V207
|
MSG-3
ECHOSTAR 17
|
Ariane
5ECA
|
208
|
02.08.2012
|
V208
|
INTELSAT-IS-20
HYLAS 2
|
Ariane
5ECA |
209
|
28.09.2012
|
V209
|
ASTRA 2F
GSAT 10
|
Ariane
5ECA
|
210
|
10.11.2012
|
V210
|
EUTELSAT 21B
STAR ONE C3
|
Ariane
5ECA
|
211
|
19.12.2012
|
V211
|
SKYNET 5D
MEXSAT 3
|
Ariane
5ECA
|
212
| 07.02.2013
| V212
| AMAZONAS 3
AZERSPACE/AFRICASAT-1A
| Ariane
5ECA
|
213
|
05.06.2013
|
V213
|
ATV-4 ALBERT EINSTEIN
|
Ariane 5ES
|
214
|
25.07.2013
|
V214
|
INSAT 3D
ALPHASAT 1-XLT
|
Ariane 5ECA
|
215
|
29.08.2013
|
V215
|
EUTELSAT 25B
GSAT 7
|
Ariane 5ECA
|
216
|
06.02.2014
|
V217
|
ABS-2
ATHENA-FIDUS
|
Ariane 5ECA |
217
|
22.03.2014
|
V216
|
ASTRA 5B
AMAZONAS-4A
|
Ariane 5ECA
|
218
| 29.07.2014
| V219
| ATV-5 GEORGES LEMAÎTRE
| Ariane 5ES
|
219
| 11.09.2014
| V218
| MEASAT 1B
OPTUS 10
| Ariane 5ECA
|
220
| 16.10.2014
| V220
| INTELSAT-IS-30
ARSAT-1
| Ariane 5ECA
|
221
|
06.12.2014
|
V221
|
DIRECTV 14
GSAT 16
|
Ariane 5ECA
|
222
|
26.04.2015
|
V222
|
THOR 7
SICRAL 2
|
Ariane 5
|
223
| 27.05.2015
| V223
| SKY MEXICO-1
DIRECTV 15
| Ariane 5ECA
|
224
| 17.07.2015
| V224
| MSG-4
STAR ONE C4
| Ariane 5ECA
|
225
| 20.08.2015
| V225
| INTELSAT 34
EUTELSAT 8 WEST-B
| Ariane 5ECA
|
226
| 30.09.2015
| V226
| SKY MUSTER
ARSAT-2
| Ariane 5ECA
|
227
| 10.11.2015
| V227
| BADR 7
GSAT 15
| Ariane 5ECA
|
228
| 27.01.2016
| V228
| INTELSAT 29E
| Ariane 5ECA
|
229
| 09.03.2016
| V229
| EUTELSAT 65 WEST-A
| Ariane 5ECA
|
230
| 18.06.2016
| V230
| ECHOSTAR 18
BRISAT
| Ariane 5ECA
|
231
| 24.08.2016
| V232
| INTELSAT-IS-33E
INTELSAT-IS-36
| Ariane 5ECA
|
232
| 05.10.2016
| V231
| SKY MUSTER-2
GSAT 18
| Ariane 5ECA
|
233
| 17.11.2016
| V233
| GALILEO 15
GALILEO 16
GALILEO 17
GALILEO 18
| Ariane 5ES
|
234
| 21.12.2016
| V234
| JCSAT 15
STAR ONE D1
| Ariane 5ECA
|
235
| 14.02.2017
| V235
| TELKOM 3S
SKY BRASIL-1
| Ariane 5ECA
|
236
| 04.05.2017
| V236
| SGDC-1
KOREASAT 7
| Ariane 5ECA
|
237
| 01.06.2017
| VA237
| EUTELSAT 172B
VIASAT 2
| Ariane 5ECA
|
238
| 28.06.2017
| VA238
| HELLASSAT 3 / INMARSAT-S-EAN
GSAT 17
| Ariane 5ECA
|
239
| 29.09.2017
| VA239
| INTELSAT-37E
BSAT 4A
| Ariane 5ECA
|
240
| 12.12.2017
| VA240
| GALILEO 19
GALILEO 20
GALILEO 21
GALILEO 22
| Ariane 5ES
|
241
| 25.01.2018
| VA241
| SES-14
AL YAH 3
| Ariane 5ECA
|
242
| 05.04.2018
| VA242
| SUPERBIRD 8/DSN-1
HYLAS 4
| Ariane 5ECA
|
243
| 25.07.2018 | VA244
|
GALILEO
23
GALILEO
24
GALILEO
25
GALILEO
26
| Ariane 5ECA
|
244
|
25.09.2018
|
VA243
|
HORIZONS 3E
AZERSPACE-2/IS-38
|
Ariane 5ECA
|
245
|
20.10.2018
|
VA245
|
BEPI COLOMBO
|
Ariane 5ECA
|
246
| 04.10.2018
| VA246
| GSAT 11
GEO-KOMPSAT 2A
| Ariane 5ECA
|
247
| 05.02.2019
| VA247
| HELLAS-SAT-4 /SAUDIGEOSAT-1
GSAT 7A
| Ariane 5ECA
|
248
| 20.06.2019
| VA248
| EUTELSAT 7C
DIRECTV 16
| Ariane 5ECA
|
249
| 06.08.2019
| VA249
| EDRS-C
INTELSAT-IS-39
| Ariane 5ECA
|
250
| 26.11.2019
| VA250
| TIBA-1
INMARSAT 5F5
| Ariane 5ECA
|
251
| 16.01.2020
| VA251
| GSAT 30
EUTELSAT KONNECT
| Ariane 5ECA
|
252
| 18.02.2020
| VA252
| JCSAT 17
GEO-KOMPSAT 2B
| Ariane 5ECA
|
253
| 15.08.2020
| VA253
| GALAXY 30
MEV-2
BSAT 4B
| Ariane 5ECA
|
254
| 30.07.2021
| VA254
| STAR ONE D2
EUTELSAT QUANTUM
| Ariane 5ECA+
|
255
| 24.10.2021
| VA255
| SES 17
SYRACUSE 4A
| Ariane 5ECA+
|
256
| 25.12.2021
| VA256
| JWST
| Ariane 5ECA+
|
257
| 22.06.2022
| VA257
| MEASAT 3D
GSAT 24
| Ariane 5ECA+
|
258
| 07.09.2022
| VA258
| EUTELSAT KONNECT VHTS
| Ariane 5ECA+
|
= EUROPA. VEGA.
Programa europeo de cohete para cargas menores, para
llevar 1,5 Tm hasta
700 Km de altura orbital, o más a menos altitud, o unos 800 Kg a una
órbita de
1.200 Km. Se proyectaron inicialmente 2 modelos de 3 fases de este Vector Europeo de Generación Avanzada, el K0 y el
K, para
respectivas cargas de 300 y 680 Kg, más tarde aumentada a 2 Tm en el
último. El
primero se concibió con una altura de unos 19 m, con: una primera fase
P80 de
11,7 m de larga y 3 m de diámetro, fundamentada en el booster de 88 Tm
propulsante sólido del Ariane 5, con paredes de fibra de carbono
(epoxigrafito)
enteras y no segmentadas, un tiempo de funcionamiento de 1 min 44 seg
proporcionando 190 Tm de empuje medio y consecución de una velocidad de
1.877
m/seg hasta los 44 Km de altura; una segunda Zefiro 23, construida por
la
italiana Avio, de 23,8 Tm de propulsante sólido, 2 m de diámetro, 7,5 m
de
longitud, un tiempo de funcionamiento de 1 min 15 seg, un empuje de 100
Tm, una
velocidad lograda de 4.275 m/seg y techo de 101 Km; y una tercera
Zefiro 9 o P7
de 7 Tm de peso derivada de un misil francés y del mismo Zefiro en
proporción
reducida. El modelo K, de 27 a 30 m de altura y 128 a 137 Tm de peso al
despegue, llevaría una primera fase Castor 120, una segunda Zefiro y
una
tercera Iris. Ambos serían de 3 m de diámetro. Los sistemas
electrónicos para
controlar el lanzamiento están contenidos en el módulo llamado AVUM.
El motor Zefiro, de 4 m de longitud, 1,9 m de
diámetro y 16 Tm de peso, fue
probado estáticamente con éxito en el centro italiano de Salto di
Quirra el 17
de junio de 1999. El primer ensayo se realizó el 18 de junio de 1998.
El
principal contratista es FiatAvio, correspondiendo el desarrollo a la
empresa VEGAspazio.
El Zefiro 9, tercera fase VEGA, se perfiló a finales
de 2005 como un motor
de propulsante sólido de 10 Tm de peso, 3,17 m de longitud y 1,92 m de
diámetro, con un empuje en el vacío de 205 kilonewtons. Construido por
Avio,
fue probado en ensayo estático por vez primera en Salto di Quirra el 21
de
diciembre de 2005 durante 2 min. El 28 de marzo de 2007, cuando el
primer
lanzamiento del VEGA se había retrasado ya a 2008, en otra prueba
estática se
produce un fallo de la presión del mismo motor a los 35 seg de su
funcionamiento. El 23 de octubre de 2008 se probó por vez primera en
ensayo
estático de 2 min el Zefiro 9A, previsto para dotar a la fase 3ª;
funcionó con
éxito y generó un empuje de 32,6 Tm.
El Zefiro 23 se probaba en Salto di Quirra en ensayo
estático el 26 de
junio de 2006 por vez primera, y el 27 de marzo de 2008 en segunda
ocasión; en
esta última oportunidad actuó 1 min 15 seg con un empuje estimado de 95
Tm.
Propuesto por franceses e italianos, fue
asumido su desarrollo por la ESA para aprovechar la plataforma
existente ELA-1 de Kourou, con algunas modificaciones. El costo
calculado por vuelo, sin contar la carga útil, con este cohete es de
solo unos 20 millones de dólares, evitando de tal modo el uso de
lanzadores innecesariamente más potentes para los casos de cargas poco
pesadas y mucho más caros. El costo de desarrollo del proyecto sería de
280 o 300 millones de dólares y se debía planificar en el italiano
ESRIN en Frascati. Las empresas encargadas de su desarrollo son en
principio la francesa Aeroespatiale y la italiana FiatAvio, mediante su
participación en la empresa creada al efecto y llamada VEGA Spazio ,
luego denominada ELV Spa, y en la que la ASI participa con un 30% y el
resto la Avio Spa; como subcontratistas hay más de 40 empresas del
sector de distintas naciones de Europa. Las empresas españolas
participantes son 7: EADS CASA Espacio, INDRA, CRISA, GTD Sistemas de
Información, RYMSA, SENER y GMV.
La financiación inicial estaba a cargo de Italia en un 55 %
(luego 65%),
Francia en un 30 % (luego 15%) y de España, Bélgica y Holanda, en un 15
%
(respectivamente luego de un 5,68%, 5,6% y 3,5%). Pero en septiembre de
1999,
Francia anunciaba que no iba a aportar los fondos necesarios. En la
segunda
mitad de 2000 la financiación se redistribuyó asignando
provisionalmente el 70
% a Italia y el resto a Francia, España, Bélgica, Holanda, Suecia y
Suiza;
estos dos últimos participarían respectivamente con un 1,3% y 0,8%.
Desarrollado previamente a partir de 1998, a
principios de 2001 la ESA
aprobaba el proyecto, pendiente sin embargo de la definitiva
participación de
España y con la decisiva de Italia, Holanda, Bélgica, Suiza y Suecia.
El primer
lanzamiento se tenía entonces previsto para 2005 o 2006, aunque en 2004
la
perspectiva era 2007.
En noviembre de 2001, Francia opta por participar
y se
firma un acuerdo entre el CNES, Arianespace, la ESA y la ASI-Fiatavio
para
readaptar la rampa ELA-1 de Kourou para el cohete VEGA; la misma
pasaría a ser
denominada ZLV y las obras comenzarían el 20 de octubre de 2004. El 25
de
febrero de 2003 la ESA firmaba con la empresa ELV el documento para el
desarrollo final del cohete.
El motor P80 en modelo real final fue probado
estáticamente con éxito en
Kourou el 4 de diciembre de 2007 durante 1 min 51 seg.
El montaje en la base de lanzamiento de Kourou del
primer VEGA comienza el 7 de noviembre de 2011 con la colocación de la
primera fase P80 en la torre de servicio móvil, pensando en realizar el
disparo en enero de 2012. Luego se colocaría la segunda etapa, la
Zefiro 23, y más tarde la Zefiro 9 y una cuarta el AVUM. Finalmente fue
lanzado por vez primera, y con éxito, el 13 de febrero de 2012,
llevando en total 9 satélites, 7 de ellos diminutos cubesats.
En este primer disparo del VEGA,
la primera fase actuó hasta los 1 min 55 seg de vuelo. La segunda lo
hizo en los 1 min 27 seg siguientes. Y 16 seg más tarde, a los 3 min 38
seg del ascenso, se encendió la fase tercera que funcionó durante 2 min
09 seg, en cuyo tiempo el caparazón de proa que contenía los satélites
fue desprendido. A los 5 min 47 seg del vuelo, la tercera fase se apaga
y separa. Unos segundos más tarde fue encendida la cuarta y última
etapa, AVUM, que ya realizaría posteriormente más encendidos para
ajustar la órbita a las necesidades de las trayectorias de los
satélites. En esta primera ocasión, esta última fase estuvo encendida
durante casi 3 min, hasta los 8 min 45 seg de vuelo. Este primer VEGA tuvo una altura de 30 m y pesó 137 Tm al partir.
En 2018 se trabaja en un modelo más avanzado, el
VEGA-C, dotándolo de una
primera fase con un P120C, diseñado para el
Ariane 6, para incrementar la carga útil en 700 Kg y poder elevarla a
una órbita polar de 700 Km de altura. La segunda fase es un Zefiro 40,
la tercera sigue siendo la Zefiro 9 y la etapa última es un AVUM+,
mayor que el modelo AVUM anterior. La cofia incrementa también su
tamaño en 40 cm y pasa a ser de 3 m, admitiendo además varias
configuraciones.
Tras 14 lanzamientos con éxito, el 15 falló el 11 de
julio de 2019 por fracaso de su segunda fase, la Zefiro 23.
El 17 lanzamiento, en noviembre de 2020, llevando
dos satélites, uno español y otro francés, también se pierde al fallar
la fase superior AVUM a los 8 min de vuelo. El fracaso lo achacará
Arianespace a un error humano, a dos “cables mal conectados” en el
proceso de integración de la fase.
El primer modelo VEGA-C se lanza el 13 de julio de
2022 llevando un satélite y 6 minisatélites cubesats. Su altura fue de
34,8 m.
Lanzamientos VEGA:
|
Nº
|
Fecha
|
Vuelo
|
Carga útil
|
Observaciones
|
|
001
|
13.02.2012
|
VV01
|
LARES
ALMASAT
1
XATCOBEO
ROBUSTA
E-ST@R
PW-SAT
GOLIAT
MASAT
1
UNICUBESAT
GG
|
Primer VEGA.
|
|
002
|
07.05.2013
|
VV02
|
PROBA-V
VNREDSAT 1A
ESTCUBE-1 |
|
|
003
|
30.04.2014
|
VV03
|
KAZEOSAT 1
|
|
|
004
|
11.02.2015
|
VV04
|
IXV
|
Vuelo suborbital.
|
|
005
|
23.06.2015
|
VV05
|
SENTINEL 2A
|
|
|
006
|
03.12.2015
|
VV06
|
LISA PATHFINDER
|
|
|
007
|
16.09.2016
|
VV07
|
SKYSAT-4
SKYSAT-5
SKYSAT-6
SKYSAT-7
PERUSAT-1
|
|
|
008
|
05.12.2016
|
VV08
|
GOKTURK-1
|
|
|
009
|
07.03.2017
|
VV09
|
SENTINEL 2B
|
|
|
010
|
02.08.2017
|
VV10
|
SHALOM
VENµS
|
|
|
011
|
08.11.2017
|
VV11
|
MOHAMMED VI-A
|
|
|
012
|
22.08.2018
|
VV12
|
AEOLUS
|
|
|
013
|
21.11.2018
|
VV13
|
MOHAMMED VI-B
|
|
|
014
|
21.03.2019
|
VV14
|
PRISMA
|
|
|
015
|
11.07.2019
|
VV15
|
FALCON EYE 1
|
Falla la 2ª fase.
|
|
016
|
03.09.2020
|
VV16
|
UPM/SAT-2
ATHENA
GHGSAT-C1
NEMO-HD
ESAIL
ION SCV LUCAS
ÑUSAT-6
FLOCK 4V-01 a
FLOCK 4V-26
SPACEBEE-10
SPACEBEE-21
LEMUR 2-112 a
LEMUR 2-119
FSSCAT-A
FSSCAT-B
DIDO-3
PICASSO-BE
SIMBA
TRISAT
TTU-100
AMICAL SAT
NAPA-1
TARS-1
TYVAK-0171
OSM-1 CICERO
|
|
|
017
|
17.11.2020
|
VV17
|
INGENIO
TARANIS
| Falla la fase superior. Pierde la carga.
|
|
018
|
29.04.2021
|
VV18
|
PLEIADES-NEO-3
NORSAT 3
AII-BRAVO
ELO ALPHA
LEMUR 2-138
LEMUR 2-139
|
|
|
019
|
17.08.2021
|
VV19
|
PLEIADES-NEO-4
BRO 4
RADCUBE
SUNSTORM
LEDSAT
|
|
|
020
|
16.11.2021
|
VV20
|
CERES 1
CERES 2
CERES 3
|
|
|
021
|
13.07.2022
|
VV21
|
LARES 2
ALPHA
ASTROBIO CUBESAT
GREENCUBE
ROBUSTA-1D
ROBUSTA-1F
TRISAT-R
| Primer modelo VEGA-C
|
|
022
|
21.12.2022
|
VV22
|
PLEIADES-NEO-5
PLEIADES-NEO-6
| VEGA-C. Falla la segunda etapa.
|
= INDIA
La Agencia Espacial India, ISRO, procedió en los
años 70 a desarrollar su
propio lanzador para convertirse el 18 de julio de 1980, en el que
lanzan su
primer satélite, en uno de los pocos países que disponen de cohetes
astronáuticos propios. Todos los lanzamientos se llevan a efecto en la
base de
Shriharikota.
El primer lanzador indio fue el SLV, de 4 fases de
propulsante sólido, 20,1
m de altura, 23 m de altura total con la carga útil, 1 m de diámetro,
17,56 Tm
de peso, y un empuje al partir de 46,39 Tm. El cohete tenía un costo de
5
millones de dólares y podía satelizar 50 Kg en una órbita de 300 Km de
altura.
La primera fase tenía 10 m de altura, el citado diámetro máximo, 10,8
Tm de
peso, de las que 2,14 Tm eran peso sin propulsante, e impulso
específico de 229
seg a nivel de mar. La segunda etapa tenía 6,4 m de altura, 80 cm de
diámetro,
4,9 Tm de peso, de ellas 1,75 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de
funcionamiento de 40 seg, 216 seg de impulso específico a nivel de mar
y empuje
en el vacío de 27,23 Tm. La tercera fase tenía 2,3 m de altura, 80 cm
de
diámetro, 1,5 Tm de peso, de ellas 440 Kg de peso sin propulsante, un
tiempo de
funcionamiento de 45 seg, impulso específico a nivel de mar de 190 seg
y un
empuje en el vacío de 9,25 Tm. La cuarta fase tenía 1,5 m de altura, 70
cm de
diámetro, 360 Kg de peso, de ellos 98 de peso sin propulsante, 33 seg
de tiempo
de funcionamiento, 60 seg de impulso específico a nivel de mar y un
empuje en
el vacío de 2,74 Tm. Se lanzaron 4 cohetes de este tipo, fallando el
primero y
el tercero parcialmente, entre el 19 de agosto de 1979 y el 17 de abril
de
1983.
Luego, los técnicos de este país dieron paso al
lanzador ASLV, Vehículo de
Empuje Aumentado de lanzamiento de satélites, que es una versión
mejorada del
anterior con el añadido de 2 boosters, también de propulsante sólido.
Tenía
20,2 m de altura, 1 m de diámetro, 41,62 Tm de peso, y un empuje al
partir de
92,78 Tm. El cohete tenía un costo de 9 millones de dólares y podía
satelizar
150 Kg en una órbita de 400 Km de altura. La primera fase tenía 10 m de
altura,
el citado diámetro máximo, 11,8 Tm de peso, de las que 2,9 Tm eran peso
sin
propulsante, e impulso específico de 232 seg a nivel de mar. Cada uno
de los 2
boosters tenía iguales medidas con un peso algo menor, de 11,6 Tm, de
ellas
2,96 Tm sin propulsante, siendo su tiempo de funcionamiento de 49 seg e
impulso
específico de 229 seg a nivel de mar y un empuje en el vacío de 51,25
Tm. La
segunda etapa tenía 6,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 4,4 Tm de peso,
de
ellas 0,8 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 36
seg,
220 seg de impulso específico a nivel de mar y empuje en el vacío de 31
Tm. La
tercera fase tenía 2,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 1,7 Tm de peso,
de ellas
650 Kg de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 45 seg,
impulso
específico a nivel de mar de 190 seg y un empuje en el vacío de 9,25
Tm. La
cuarta fase tenía 1,4 m de altura, 70 cm de diámetro, 512 Kg de peso,
de ellos
195 de peso sin propulsante, 33 seg de tiempo de funcionamiento, 110
seg de
impulso específico a nivel de mar y un empuje en el vacío de 3,57 Tm.
Se
lanzaron 4 cohetes de este tipo, fallando 3, entre el 24 de marzo de
1987 y el
04 de mayo de 1994, siendo entonces abandonado el proyecto.
Ya en los años 90 se propone construir un lanzador
para enviar cargas a
órbitas polares y otro a órbitas geoestacionarias. El primero sería el
PSLV
para satelizar en órbita polar cargas de 1 Tm a 900 Km, 2,9 Tm en
órbita baja
normal, o bien 450 Kg en órbita geosincrónica. El cohete tiene 4 fases
y 6
boosters, una altura de 38 m (hasta 44 m con la carga útil), 2,8 m de
diámetro
máximo, un peso de 279,8 Tm y un empuje inicial de 513,68 Tm. El costo
del
lanzador es de 17,5 millones de dólares. La primera fase tenía 20,3 m
de
altura, el citado diámetro máximo, 160,2 Tm de peso, de ellas 31,2 Tm
sin el
propulsante sólido, que eran 129 Tm de pólvora que se queman en 1 min
37 seg,
con impulso específico a nivel de mar de 237 seg y un empuje en el
vacío de
495,6 Tm. Cada uno de los 6 boosters es de 10 m de altura, 1 m de
diámetro,
10,93 Tm de peso, de ellas 2 Tm sin propulsante sólido; este último se
quemaba
en 49 seg con impulso específico a nivel de mar de 229 seg y creando un
empuje
en el vacío de 51,25 Tm. La segunda fase mide 11,5 m de altura, 2,8 m
de
diámetro, 42,8 Tm de peso, de ellas 37,5 Tm de tetróxido de nitrógeno y
UDMH
que quemaba durante 2 min 30 seg en un motor Vikas, una versión del
Viking del
Ariane, con impulso específico de 200 seg a nivel de mar y un empuje en
el
vacío de 73,93 Tm. La tercera fase es de nuevo un cohete de propulsante
sólido
de 3,5 m de altura, 2 m de diámetro, y 8,3 Tm de peso, de las que 7,2
Tm son de
dicho propulsante que se consume durante 1 min 15 seg con impulso
específico de
160 seg a nivel de mar creando un empuje de 33,52 Tm. La cuarta fase
mide 2,6 m
de altura 1,3 m de diámetro, pesa 2,92 Tm, de ellas 0,92 Tm de peso en
seco,
con un tiempo de funcionamiento de 7 min 5 seg; los propulsantes son
líquidos,
los mismos de la segunda fase, tetróxido de nitrógeno y UDMH y el
empuje en el
vacío es de 1,43 Tm. Entre septiembre de 1993 y mayo de 1999 se
lanzaron 5
PSLV, de los que falló el primero. Posteriormente se creó la versión
XL,
“extra-largo”, para lanzamiento lunar, con un peso de 316 Tm
llevando una carga útil de 1,3 Tm. En septiembre de 2012, al tiempo del
22 lanzamiento del PSLV, la India llevaba realizados 100 disparos de
cohetes espaciales.
El 24 de enero de 2019 estrenó una versión del mismo, llamada PSLV-DL,
que lleva dos aceleradores únicamente, de 4 fases (sucesivamente
PS1/S-139, PS2-L-40/Vikas, PS3/S-7y PS4), de las que la última llevaba
carga útil experimental incorporada a modo de satélite.
El GSLV llegaría a finales de los años 90, y para su
tercera fase se
decidió utilizar inicialmente una criogénica con motor ruso bajo
contrato, en
tanto que el ISRO trataba de desarrollar una propia; el 22 de
septiembre de
1998, los rusos les entregaban la primera de 7 de tales fases. El
cohete tiene
inicialmente 3 fases y 2 boosters, 40,6 m de altura (49 en total con la
carga),
2,8 m de diámetro, 304,6 Tm (414 más tarde) de peso y un empuje al
partir de
573,39 Tm. Su costo es estimó en 4 millones de dólares. Su capacidad de
satelización es suficiente para poner en órbita geoestacionaria
inicialmente
1,5 Tm y luego cerca de 2,4 Tm (Mk-2), o bien para llevar 5 Tm a una
órbita de
400 Km de altura.
La primera fase S-125 tiene 20,3 m de altura, 2,8 m
de diámetro, 156 Tm de
peso, 27 Tm de ellas de peso sin el propulsante sólido HTPB, un empuje
en el
vacío de 495,6 Tm, impulso específico de 237 seg a nivel de mar y un
tiempo de
funcionamiento de 1 min 45 seg; tal fase fue probada en primera ocasión
en
1997.
Cada uno de los 2 boosters tiene 19,7 m de altura,
2,1 m de diámetro, 45,5
Tm de peso, de las que 40 Tm son de propulsante sólido, un empuje en el
vacío
de 74,95 Tm, un tiempo de funcionamiento de 2 min 38 seg e impulso
específico a
nivel de mar de 240 seg.
Si lleva boosters, hasta 4, de propulsante líquido,
L4OH, se encienden en
el lanzamiento 4,8 seg antes de la partida y funcionan durante 2 min 28
seg.
La segunda etapa es la misma segunda del PSLV pero
con un motor Viking 4,
que hace aumentar en 200 Kg el peso total e incrementa el empuje en 1
Tm
aproximadamente. Esta fase comienza su actuación a los 69 Km de altura
y con 2
min 20 seg llega a unos 131 Km de altitud.
La tercera fase es de 8,7 m de altura, 2,8 m de
diámetro, 14,6 Tm de peso,
de ellas 12,5 Tm de LOX y LH para quemar durante más de 13 min creando
un
empuje de 7,65 Tm.
El primer modelo a utilizar (2001) llevaba sin
embargo 4 boosters de
propulsante líquido L-40 con motor Vikas, creados sobre el Viking 4
francés,
con propulsante UDMH y tetróxido de nitrógeno. Tal cohete, con su carga
útil
media 49 m y pesaba 401 Tm.
El primer lanzamiento de este cohete se fijó en
Shriharikota en principio
para 1999, pero luego fue dejado para principios de 2001. Pero el 28 de
marzo
de tal año, intentado lanzar a las 10 h 17 min, GMT, llevando ya un
satélite,
uno de los 4 boosters, que debían encenderse 4,6 seg antes de comenzar
a
elevarse (de encenderse la fase primera), no funcionó al incendiarse,
según se
creyó al principio, uno de sus 4 motores y el disparo fue interrumpido
de
inmediato sin inicio del levantamiento; el origen del incidente había
sido un
defecto en un conducto de oxidante que no permitió un buen flujo del
mismo y en
realidad el fuego había sido debido a una combustión sin importancia de
material aislante. El aplazamiento se declaró entonces sin nueva fecha
concreta. Finalmente fue disparado con éxito el 18 de abril siguiente,
cerrando
así una década de desarrollo de un programa que había costado 300
millones de
dólares, unos 56.700 millones de pesetas.
En esta primera misión, la fase primera actuó hasta
los 1 min 40 seg y se
separó a los 2 min 45 seg, al agotarse los boosters; entonces la
velocidad era
de 2,63 Km/seg y el cohete estaba a 75 Km de altura. A los 2 min 44 seg
se
encendió la fase segunda y actuó durante 2 min 27 seg, hasta alcanzar
una
velocidad de 5,18 Km/seg y llegar a 126 Km de altitud. La fase tercera
actuó
entonces durante 11 min 33 seg y llega a una velocidad de 10,17 Km/seg
llegando
a los 195 Km de altura. Posteriormente actuaría la fase del satélite.
Por entonces, en el mismo 2001 el ISRO pensó en
mejorar el GSLV para elevar
un poco su capacidad y hacer posible que llevara 2,6 Tm a una órbita
geoestacionaria, sustituyendo el motor de origen ruso de la última
fase, el
12KRV, por otro nacional, el C-12. También entonces se esperaba que
pudiera
satelizar 6 Tm de carga hacia el año 2006 con 2 boosters de propulsante
y una
fase central renovada, con 2 motores Vikas, y una fase última de
propulsantes
criogénicos.
En abril de 2002 la India aprobaba el desarrollo del
GSLV-3, modelo de
mayor potencia que el GSLV, para elevar cargas de 4,4 Tm hasta una
órbita
geoestacionaria. El presupuesto inicial se cifra en 520.000.000$. Su
puesta en
servicio se prevé entonces para 2006. Su primera fase debía ser una
L100 de
propulsantes líquidos con dos boosters S200 de propulsante sólido. La
segunda
fase es una C25 de propulsantes líquidos.
Una versión avanzada del GSLV es la Mk-3 o Mk.3, cuyo
desarrollo fue aprobado en
agosto de 2002. Llevaría una fase nueva de propulsante líquido y 2
boosters. Su
capacidad es suficiente para satelizar cargas de 4 Tm en órbita
geoestacionaria
a partir del año 2008. En órbita baja podría elevar hasta 10 Tm en una
versión
propuesta, con lo que podría satelizar una nave espacial tipo Soyuz si
bien la
India no mostró interés en vuelos tripulados por su elevado coste.
El 10 de julio de 2006 fallaba el modelo GSLV-F02,
perdiendo al satélite
que llevaba, cuando a los 55 seg de vuelo se desvió de su ruta y 7 seg
más
tarde se destruyó. El fallo es debido al fracaso de actuación de unos
de los 4
boosters desde el principio (a los 5 seg de vuelo), que descompensó
demasiado
el empuje en la fase de vuelo más aerodinámica. A su vez, la avería de
este
cohete auxiliar estuvo en el sistema de control del empuje por un
defecto de
fabricación.
En 15 de noviembre de 2007, en el desarrollo de una
tercera fase propia
para el GSLV, se efectuaba con éxito un ensayo estático en Mahendragiri
de 12
min de duración de un motor de propulsante criogénico de LOX y LH, de
69,5
kilonewtons de empuje.
El 24 de enero de 2010 se prueba con éxito en ensayo
estático el motor de
propulsante sólido S200 para el Mk-3, que es entonces el tercero mayor
tras el
americano del Shuttle y el europeo Ariane 5. Mide 22 m de altura con 3
segmentos, 3,2 m de diámetro, y porta unas 200 Tm de propulsante. Su
empuje
alcanza las 500 Tm; actúa durante 2 min 10 seg.
El
desarrollo de tercera la fase propia de propulsantes líquidos, llamada
CUS 12,
llegó al 15 de abril de 2010 con el lanzamiento en Sriharikota del
primer
vector que la portaba, el GSLV Mk-II-D3. Pero la actuación de la fase
no fue
satisfactoria cuando empezó a girar sobre sí indebidamente por fallo de
los
pequeños motores verniers posiblemente, yendo luego a caer hacia las
aguas del
Índico y perdiendo la carga útil que llevaba, un satélite de comunicaciones.
El 17 de diciembre de 2014 se prueba el GSLV
Mk-3 llevando una cápsula CARE para la reentrada en un vuelo suborbital
en una comprobación múltiple. Este ejemplar de prueba no lleva la fase
superior, siendo solo la primera con dos aceleradores. El disparo tiene
lugar en Sriharikota a las 04 h GMT y la carga útil alcanzó un techo de
126 Km, así como una velocidad de 5,3 Km/seg. La cápsula, que cayó
luego colgada de paracaídas en aguas oceánicas del Golfo de Bengala, en
el Índico, pesaba 3.735 Kg y estaba construida en aluminio recubierto
de losas de carbono a modo de escudo térmico.
El 5 de junio de 2017 es disparado con éxito en
Sriharikota el primer el GSLV Mk-3 llevando un satélite de más de 3 Tm,
el GSAT 19E, hacia una órbita geoestacionaria.
Esta versión GSLV Mk-3 también es llamada luego LVM3.
Además, en 1998 la India diseñaba un prototipo de
cohete recuperable
llamada AVATAR
que es de
la envergadura de un caza no tripulado. El mismo llevaría un motor
mixto Ramjet
para quemar oxígeno atmosférico y la velocidad tope que alcanzaría se
marcó en
Mach 7 para luego continuar con cohete hasta una órbita con un
satélite,
soltarlo y regresar luego para aterrizar.
Para responder a la demanda de lanzamientos de pequeños satélites o minisatélites, diseñó el SSLV.
Es un cohete de 3 etapas, todas de propulsante sólido, con opción a una
cuarta, 34 m de altura, 2 m de diámetro y 120 Tm de peso inicial. Su
capacidad le permite elevar una masa de unos 500 Kg a una órbita de 500
Km de altura (y 45º de inclinación), o 300 Kg a igual altura en órbita
heliosincrónica.
La primera etapa, de 2 m de diámetro, es una S85, o
SS1, de 87 Tm de masa, que lleva un motor S85 de un empuje de 2.496
kilonewtons. Actúa durante 1 min 34 seg.
La segunda fase, de igual diámetro, es la S7, o SS2,
de 7,7 Tm de peso, que lleva un motor S7 de un empuje de 234,2
kilonewtons. Funciona durante 1 min 53 seg.
La tercera fase es la S4, o SS3, de 1,7 m de
diámetro y 4,5 Tm de masa. Lleva un motor S4 de 160 kilonewtons de
empuje en el vacío y funciona durante 1 min 46,9 seg.
La posible cuarta etapa es una VTM de 2 m de
diámetro y 50 Kg de masa, con propulsantes líquidos, uno de ellos MMH,
que gasta en 16 motores de 50 newtons.
Comenzó a ser desarrollado en 2016 por el ISRO y su
costo ascendió a unos 21 millones de dólares, siendo el costo teórico
por lanzamiento, que se realiza en la base de Sriharikota inicialmente,
de menos de 4,4 millones de dólares. El primer ensayo estático del
primer motor o etapa en marzo de 2021 falló y solo casi justo un año
más tarde funcionó como se esperaba en otra prueba estática.
Se dispara por vez primera el 7 de agosto de
2022, llevando dos satélites, con poca fortuna al no dejar la carga en
la órbita deseada y perderla por fallo de la última fase.
= OTROS PAISES.
Además de los países referenciados, otros han
trabajado para disponer de
cohetes operativos para lanzamiento de satélites propios y evitar la
dependencia del exterior. Así algunos han creado bases propias y
lanzadores de
menor potencia. Algunos no han logrado sin embargo hacer operativo su
cohete…
-
ISRAEL.
Israel dispone de un lanzador espacial de
propulsante sólido de tres etapas
llamado Shavit (meteoro, o cometa). Desarrollado a principios de los
años 60,
fue utilizado como cohete sonda y derivado del misil Jericó 2. La
capacidad de
satelización del Shavit es de 160 Kg para una órbita baja de 185 Km.
Tiene 12,4 m de altura, 1,3 m de diámetro, 23,24 Tm
de peso, y 42 Tm de
empuje inicial.
La primera etapa, llamada también Shavit 1 y NEXT 1
o RSA-3.1 en
denominación de origen sudafricana, es de 5,4 m de altura, 1,3 m de
diámetro,
2,3 m de envergadura, 10,2 Tm de peso, de las que 1,1 Tm son de peso
sin
propulsante, y 46,5 Tm de empuje en el vacío; el tiempo de actuación es
de 52,5
seg y el impulso específico de 238 seg.
La segunda fase, llamada también Shavit 2 y NEXT 2 o
RSA-3.2 en
denominación de origen sudafricana, es de 4,9 m de altura, 1,3 m de
diámetro,
10,97 Tm de peso, de las que 1,77 Tm son de peso sin propulsante, y
48,6 Tm de
empuje en el vacío; el tiempo de actuación es de 52,5 seg y el impulso
específico es de 220 seg.
La tercera fase, llamada también Shavit 3 y NEXT 3 o
RSA-3.3 en
denominación de origen sudafricana, es de 2,1 m de altura, 1,3 m de
diámetro,
2,05 Tm de peso, de las que 170 Kg son de peso sin propulsante, y 6 Tm
de
empuje en el vacío; el tiempo de actuación es de 1 min 34 seg y el
impulso
específico es de 292 seg.
Entre 1988 y 1998 se hicieron 5 lanzamientos desde
Palmachim, fallando en
dos ocasiones.
A principios de 2001 se pensó como lanzador en el
misil Black Arrow, de
1.260 Kg de peso, construido por el centro Rafael, que podía ser
lanzado desde
un F-15. Con una modificación del misil, para dar algo más de potencia
a su
motor, se creyó que podía disparar minisatélites de hasta 80 Kg para
enviar a
una órbita baja.
-
IRÁN.
El Irán de la “revolución islámica” pone a punto su
primer
cohete espacial el 2 de febrero de 2009 con el lanzamiento de su primer
satélite artificial, el Omid. El cohete será el Safir 2 (su nombre
significa
“embajador”) desarrollado por los propios iraníes partiendo de
modelos anteriores de misiles Shahab 3, al que a su vez se habían
incorporado
versiones de motores No Dong, originalmente adquiridos a Corea del
Norte. La
capacidad del vector le permite satelizar cargas de no mucha masa en
órbitas no
más allá de los 500 Km de altura; en versión militar el cohete tiene un
alcance
de 2.000 Km.
También fue utilizado para ensayos de recuperación
de cargas espaciales el
cohete sonda Kavoshgar 2.
Un Kavoshgar 3 fue lanzado el 3 de febrero de 2010 en vuelo
suborbital con
una carga biológica (dos tortugas, un ratón y gusanos) que fue
recuperada.
Entonces se anunció que Irán disponía del nuevo vector Simorgh, o Safir 2, con
capacidad
para elevar hasta 100 Kg a una órbita de 500 Km de altura.
En abril de 2020 lanza con éxito una versión
espacial llamada Ghased o Qased (“mensajero”) de dos fases, la primera
de propulsante líquido y otra sólida; otra información cita 3 fases y
solo propulsante líquido.
- COREA
DEL NORTE
El 4 de septiembre de 1998, Corea del Norte
comunicaba que el día 31 de
AGOSTO anterior había puesto en órbita su primer satélite con un cohete
de
varias fases. El comunicado quería además desmentir un anuncio japonés
de que
se trataba de un misil que había sobrevolado territorio nipón. Sin
embargo, los
potentes sistemas de detección espacial norteamericanos no apuntaron
haber
hallado tal satélite, si bien los rusos si lo afirmaron pero no dieron
detalle
alguno.
El cohete espacial coreano es el Taepo Dong 1, de 3
fases, y se supone que
está desarrollado con una primera fase sobre el misil militar Nodong 2,
y una
segunda sobre un Scud soviético. El mismo es lanzado desde la base de
Musada-ri. En total, el cohete mide 25,8 m de altura (más la carga),
1,8 m de
diámetro, pesa 33,4 Tm, y su empuje inicial es de 53,56 Tm. Su
capacidad le
permite elevar cargas de 6 Kg a una órbita de 220 Km de altura. También
es
llamado Pekdosan-1.
La primera fase tiene unos 12 m de altura, el
diámetro máximo citado, 25,65
Tm de peso, de ellas 3,7 Tm de peso en seco, y utiliza como
propulsantes UDMH y
ácido nítrico que quema en 4 motores No Dong durante 1 min 35 seg
creando un
empuje en el vacío de 58,87 Tm; el impulso específico es de 232 seg a
nivel de
mar.
La segunda etapa tiene también 12 m de altura, un
diámetro de 1 m, 7,5 Tm
de peso, de ellas 1,45 Tm de peso en seco, quema los mismos
propulsantes de la
primera en 1 motores No Dong durante casi 3 min creando un empuje en el
vacío
de 14,72 Tm; el impulso específico es también de 232 seg a nivel de
mar.
La tercera fase mide 1,8 m de altura, 30 cm de
diámetro, pesa 252 Kg, de
ellos 202 de propulsante sólido, tiene un empuje de 1,87 Tm y el tiempo
de
encendido es de 27 seg; el impulso específico es de 250 seg.
Un Taepo Dong 2 lanzado el 4 de julio de 2006 falló
a los 40 seg de vuelo.
Al cohete Taepo Dong 2, se le adjudicó como misil un alcance de 6.700
Km, según
fuentes de Occidente. Pero los coreanos anunciaron en febrero de 2009
que el
cohete espacial sería un Unha 2, si bien se cree que se trata del
anterior
citado.
El 12 de abril de 2012, a las 22 h 38 m, GMT, fue
lanzado un Unha 3 (Unha significa “galaxia”), con 91 Tm de masa inicial
y 30 m de altura, llevando un satélite de observación terrestre, el
Kunmyongsong-3. Pero al finalizar la actuación de la primera fase, el
cohete realiza la reentrada y, fragmentado en varias partes, cae a unos
165 Km de las costas coreanas en el mar Amarillo a los 2 min de vuelo
aproximadamente. En diciembre siguiente repite el intento y es un
éxito. Este modelo de cohete deriva del citado Taepo Dong y lleva en su
primera etapa 4 motores similares a los del misil Nodong, copiado a su
vez del antiguo misil soviético SS-N-6. Tiene 3 fases y un diámetro
máximo de 2,4 m en la primera fase, que mide 17 m de longitud; la
segunda etapa tiene 8,5 m de longitud y 1,5 m de diámetro, con 2
motores quizá; y la tercera 3,8 m de larga y 1,25 m de diámetro, y un
solo motor. Se cree que su capacidad de satelización está en poco más
de los 100 Kg para una órbita baja.
En septiembre de 2016 probaba con éxito en el Centro
Espacial Sohae un nuevo motor cohete, según dijeron los norcoreanos el
día 19 de tal mes. Con el mismo, que funcionó durante 3 min 20 seg, se
anuncia un cohete capaz de elevar cargas a órbitas geoestacionarias,
aunque también significa que podrá lanzar mayores cargas en órbitas
bajas que hasta entonces.
- BRASIL
Inició en 1979 su propio programa de satélites,
lanzador y base de disparo
y planificó la construcción de un cohete llamado VLS-1, vehículo de
lanzamiento
de satélites, cuyo desarrollo precisaba de una importación de
tecnología
extranjera que le fue negada por las naciones firmantes del Tratado de
No
Proliferación Nuclear; el lanzador también podía ser un misil, si bien
los
verdaderos intereses de tales países, con los Estados Unidos a la
cabeza,
fueron más bien comerciales. Luego, estableció acuerdos de cooperación
con
China. La base de lanzamiento es la de Alcántara.
Anteriormente, desde 1964, Brasil había dispuesto de
la base Barreira do
Inferno y de los cohetes sonda así llamados, Sonda.
El cohete brasileño fue desarrollado a partir de 1985 durante 15 años
con un costo de 280
millones de dólares, si bien se estima inicialmente un coste unitario
del VLS-1
de 16 millones de dólares; en 2003 se decía que el costo unitario era
solo de
6,5 millones de dólares.
El modelo tiene 19,5 m de altura, 1 m de diámetro,
un peso de 49,6 Tm, un
empuje al partir de 106,96 Tm y capacidad para satelizar 350 Kg de peso
en una
órbita baja, o 200 Kg a 750 Km de altura o más. Todas sus fases, 3 más
boosters, son de propulsante sólido.
Su primera fase es un S-43TM de 8,1 m de altura, 1 m
de diámetro, 8,7 Tm de
peso, siendo 1.536 Kg del mismo de peso sin propulsante, que tiene un
empuje de
32,7 Tm en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 58 seg e impulso
específico
de 170 seg.
Tal fase va ayudada en el lanzamiento por 4 boosters
S-43 que tienen cada
uno 9 m de altura, igual diámetro, 8,55 Tm de peso, de las que 1.328 Kg
son de
peso sin propulsante, 30,9 Tm de empuje en el vacío, un tiempo de
funcionamiento de 59 seg e impulso específico de 225 seg a nivel de
mar.
La etapa segunda es una S-40TM de toberas
orientables de 5,8 m de altura, 1
m de diámetro, 5,66 Tm de peso total, de las que 1.212 Kg son de peso
sin
propulsante, 21,25 Tm de empuje en el vacío, 56 seg de funcionamiento e
impulso
específico de 204 seg a nivel de mar.
La tercera fase es una S-44 que se estabiliza por
rotación y tiene 1,8 m de
altura, igual diámetro de 1 m, 1.025 Kg de peso, de ellos 190 de peso
sin
propulsante, 3,39 Tm de empuje, y 1 min 8 seg de funcionamiento.
Su primera prueba, luego de una prueba suborbital el
28 de abril anterior,
fue el 2 de noviembre de 1997. El lanzamiento se produjo a las 12 h 25
min,
GMT, y falló a los 65 seg de vuelo, sobre 3,23 Km de altura,
precisamente por
fallo del detonador de uno de estos cohetes; se perdió el satélite
meteorológico llevado SCD-2A al quedar toda la astronave desperdigada
por la
zona de mar, a 2 Km de la base; el costo del satélite era de 5.000.000
$. Para
septiembre de 1998 se fijó la prueba siguiente, pero no ocurrió hasta
el 11 de
diciembre de 1999 volviendo a fallar al no encenderse la segunda fase.
Mediado el año 2000, Brasil firmaba un acuerdo de
cooperación con Rusia,
entre otras cosas, para desarrollar una fase de propulsante líquido
para los
cohetes VLS, aumentando así su capacidad. A la vez, Brasil dejaría a
los rusos
lanzar cohetes en su base ecuatorial de Alcántara, de óptima posición
geográfica para estas operaciones.
En 2001 se aumentaba el presupuesto para el
desarrollo del VLS-1 hasta los
6,2 millones de dólares, dado el encarecimiento de algunas partes del
mismo.
El 22 de agosto de 2003, a las 13 h 30 min, hora
local, cuando se estaba
preparando el tercer lanzamiento del VLS-1 para el día 25 siguiente,
uno de sus
boosters se encendió y el cohete explotó causando de inmediato al menos
la
muerte a 21 técnicos, 13 de ellos ingenieros, 20 heridos y la
destrucción de la
rampa de disparo. En la misma, se dijo que había en tal momento
trabajando unas
220 personas. Se comentó entonces, anécdota de culpas a un hipotético
sabotaje
aparte, que el desarrollo espacial brasileño necesitaba en realidad 4
veces más
de presupuesto y esa era la causa final del desastre. El fallo fue
debido a una
chispa eléctrica que descargó sobre el propulsante sólido, provocando
la
ignición.
Además de este cohete, a pesar de que aun no era
operativo, Brasil tenía en
2005 el proyecto de un VLS-2 y un VLM. El primero debería poner 600 Kg
en
órbita de 1.000 Km de altitud según los planes iniciales, y el segundo
estaría
destinado a satelizar pequeñas cargas, de hasta 100 Kg.
- ARGENTINA
El desarrollo de los primeros cohetes propios en
Argentina comienza en 1948, en tiempos del general Perón, con ayuda
técnica de alemanes, pero sin mayores resultados.
Después, en 1984, se involucraron en el desarrollo del proyecto de misil Condor II.
La actividad argentina en cohetería está en manos de
la CONAE, Comisión Nacional de Actividades Espaciales.
En 1998 presupuestó 70 millones de dólares para el
desarrollo de un lanzador de satélites llamado VENG, Vehículo Espacial
de Nueva Generación, nombre de la empresa constituida a tales efectos,
que se esperaba que costara 300 millones y su puesta en servicio para
2003, cosa que no se cumpliría. De propulsante líquido hidracina, este
vector se constituiría en una sola fase de 3,4 m de altura y fue
probado con éxito en 2007, alcanzando solo 20 Km de altura. Una versión
llamada 1b (Tronador 1b), de 6 m de altura, fue lanzada en 2008 y años
posteriores.
Este proyecto derivaría en una segunda parte en el
cohete Tronador 2, en la década primera del nuevo Siglo XXI. Con el
mismo se pretenden lanzar a partir de 2015 con bajo costo pequeñas
cargas de hasta 400 Kg hacia órbitas bajas de hasta 700 Km de altura y
polares. Los planes quieren hacer al menos 5 lanzamientos anuales.
El lanzamiento del modelo final del Tronador 2 se
lleva a la base de Puerto Belgrano, al sur de la provincia de Buenos
Aires.
El 26 de febrero de 2014 se realiza para tal
proyecto la primera prueba en Punta Piedras, al lado de Río de la
Plata, del VEX1A, pero falló tras elevarse un par de metros, aunque se
realizaron en parte comprobaciones diversas de sus dispositivos.
El 15 de agosto de 2014 tiene lugar la prueba del
VEX1B sobre Pipinas, en el departamento de Buenos Aires, y fue un
éxito, alcanzado una altitud de 2.200 m en 27 seg. Este modelo Tronador
tiene 14,5 m de altura y 2,8 Tm de peso; alcanza una velocidad de 828
Km/h y se prueban los sistemas propulsor y de navegación. Otros ensayos
deben seguir hasta completar la media docena para pasar ya al Tronador
2 al completo.
El Tronador 2 final tiene 33 m de altura y 64 Tm de peso.
Otra prueba se realiza el 20 de abril de 2017, con un VEX5, pero es un fracaso.
- COREA DEL
SUR
A principios de 2001, Corea del Sur estaba decidido
a la construcción de un
lanzador propio capaz de satelizar 1 Tm en órbita solar, si bien
inicialmente
solo se aspira a enviar 100 Kg a una órbita baja hacia el 2.005. Se
encargó así
a la empresa Hyundai Aerospace desarrollar un cohete de unas 100 Tm de
peso
bajo un presupuesto inicial de 4.260 millones de dólares. También se
esperaba
crear otro un 50 % más potente para 5 años más tarde.
El primer cohete probado fue denominado KSR-3 y fue
de 3 fases, 14 m de
alto, 6 Tm de peso y 12,5 Tm de empuje. Se dispuso su lanzamiento de
prueba el
28 de noviembre de 2002 en Anheung en un vuelo suborbital de 42 Km de
techo y 4
min 1 seg de vuelo, teniendo éxito en el mismo.
En 2005 se planificaba el modelo KSLV-1, de dos
fases, que estaba basado en
el ruso Angara en cuanto a la primera fase, y que debía ser la antesala
de
vectores más potentes, los KSLV-2 y 3; este último es la misma versión
primera
con 2 boosters añadidos. La fase 2, denominada KSR-1, es de propulsante
sólido
y de fabricación propia.
A finales de 2006 los surcoreanos anunciaban que su
vector sería probado en
2008 y que el modelo KSLV-3 podría satelizar hacia 2015 unas 1,5 Tm;
también se
advirtió entonces de la cancelación del proyecto KSLV-2, que luego se reactivaría.
En junio de 2009 se daba a conocer la intención
coreana de lanzar el
siguiente 30 de julio el primer KSLV-1, entonces de 33 m de altura y 3
de
diámetro, y 140 Tm de peso. Su primera fase lleva un motor RD-151,
modelo de
menos empuje que el usado en el Angara (RD-191). La segunda es de
propulsante
sólido. El
funcionamiento de la primera fase es de 232 seg.
El cohete KSLV-1, también llamado Naro, fue
finalmente lanzado el 25 de
agosto de 2009. Funcionó aceptablemente la primera fase pero al no
abrirse del
todo luego la cofia para liberar la carga útil, ésta se perdió con una
inmediata reentrada. El
segundo intento se realiza el 10 de junio de 2010 y también fracasa
al explotar la primera fase. El primer éxito tiene lugar el 30 de enero de 2013 con un satélite propio.
El siguiente modelo, el KSLV-2, fue llamado Nuri
y su primer disparo se realiza el 21 de octubre de 2021 en la base
costera de Naro. El Nuri consta de 3 fases, mide 47,2 m de altura, 3,5
m de diámetro, pesa 200 Tm y puede satelizar 2,6 Tm a una órbita de
unos 300 Km de altura, o 1,5 Tm a una altitud de 800 Km.
La primera fase, de 21,6 m de altura y 3,5 m de
diámetro, utiliza 4 motores KRE-075 SL de propulsante líquido Jet A y
LOX de 75 Tm de empuje (735,5 kilonewtons) cada uno (300 Tm en total);
funciona durante 2 min 7 seg y su impulso específico es de 261 seg al
partir. La segunda etapa, de igual diámetro, lleva un motor KRE-075
también del mismo propulsante líquido y tiene casi 80 Tm de empuje;
funciona durante 2 min 28 seg y su impulso específico es de 315 seg (en
el vacío). Y la tercera fase, de 3,5 m de longitud y otros tantos de
diámetro, utiliza un motor KRE-007 de propulsantes líquidos Jet A-1 y
LOX de 7 Tm de empuje (68,7 kilonewtons) y 325 seg de impulso
específico; puede funcionar hasta 8 min 18 seg.
Se inició su desarrollo en 2010 y al momento de su
prueba se habían gastado en el proyecto 1.800 millones de dólares. En
tal primera prueba de 2021 no consiguió satelizar una carga simulada
por un fallo parcial. En tal momento se estudian varias versiones de
este modelo para el futuro.
El Nuri fue finalmente lanzado con éxito el 21 de
junio de 2022 llevando un satélite, 4 cubesats y una carga muerta de
simulación de masa. La primera fase se separó a los 2 min 03 seg de
vuelo tras su actuación, sobre unos 62 Km de altura. La segunda fase
elevó la carga hasta los 273 Km.
- ESPAÑA
Tras los antecedentes del cohete Capricornio, no desarrollado, citado
en el apartado de cohetes-sonda españoles, en 1997 el INTA pensó en el
vector Pegasus americano por sus posibilidades al poder ser lanzado con
su carga útil desde un avión en vuelo. Ello parece que llevó a no
insistir en el desarrollo de un lanzador propio durante un tiempo.
En 2015, en España, la empresa PLD Space, creada en
2011 y ubicada en Elche (Parque Científico de la Universidad Miguel
Hernández), proyecta hacer modelos de cohete recuperables con
paracaídas y después un ala de planeamiento de tipo parapente con guía
informatizada para volver al punto de partida. Es decir, han de ser
reutilizables.
Trabaja con vistas a disponer en 2018 del cohete
Arion 1, el que se quiere lanzar en Arenosillo, Huelva, en vuelo
suborbital con una carga útil de 100 Kg que ha de llevar a 153 Km de
altitud. Tal modelo Arion 1 tiene una
fase de 2,55 Tm de masa, 12,5 m de altura y 70 cm de diámetro, siendo su
techo en vuelo de 150 Km. Posteriormente, este modelo fue renombrado
Miura 1. Como propulsantes a quemar en unos 2 min en un motor
reutilizable TEPREL-1B lleva 600 Kg de keroseno aeronáutico y 1 Tm de
LOX. En la base, junto al motor, lleva un compartimento con paracaídas
para la recuperación, y en parte superior, justo debajo de la carga
útil, dispone del sistema de control, energía y guía.
El Miura 1 fue presentado el 12 de noviembre de 2021
en Madrid como el primer cohete suborbital europeo reutilizable. Se
prevé entonces su lanzamiento en el año siguiente en Arenosillo. En su
disparo, tras alcanzar del apogeo de 150 Km, caerá colgado de
paracaídas en aguas atlánticas, a unos 70 Km de Huelva, para su
posterior recuperación.
Un modelo posterior, el Arion 2, será de 2 fases, la
primera con 5 motores TEPREL-C, propulsante líquido, LOX y keroseno, 20
m de altura, 1,2 m de diámetro, 16 Tm de peso, y podrá satelizar hasta
150 Kg en órbita de 400 Km de altura, o menos masa hasta 1.200 Km. Este
modelo, también reutilizable, se preveia lanzar en 2020, aunque en 2021
se ubica para 2024. La dirección de lanzamiento será hacia el Oeste,
hacia el Atlántico. En 2015 se calcula que el costo del lanzamiento
podría ser de 1 a 1,5 millones de euros. Posteriormente, este modelo
fue renombrado Miura 5. El costo de todo el proyecto de desarrollo se
evalúa en 2021 en unos 100 millones de euros.
El 15 de septiembre de 2021 se realiza con éxito un ensayo estático del motor en el aeropuerto de Teruel.
En 2022, PLD Space busca sitio para el montaje del
Miura 5, anunciando necesidades de 5 hectáreas para ello. Su idea es
entonces poder construir 3 unidades anualmente. La configuración
actualizada del Miura 5 es entonces la de un lanzador de 2 o 3 fases,
25 m de altura, 1,8 m de diámetro y su capacidad puede elevar hasta 500
Kg a una órbita heliosincrónica de 500 Km de altura.
Además, en 2016, la empresa española Celestia
Aeroespace piensa utilizar el mismo sistema del Pegasus pero con un
avión distinto, un caza ruso MiG 29UB, originalmente de de
entrenamiento, renombrado Archer 1, y un cohete que es en origen el
misil Space Arrow. Aunque la carga útil del mismo sería muy pequeña,
podría elevarla a una órbita en torno a los 500 Km de altura. El caza
soltaría su carga desde unos 20 Km de altitud.
- NUEVA ZELANDA
Electron.
Pequeño lanzador de bajo costo, de unos 5 millones de dólares, con el
que se pretende satelizar cargas de poca masa, de hasta unos 150 Kg en
órbita polar heliosincrónica de unos 500 Km de altura, o 300 Kg en órbita más baja. Tiene dos
etapas, mide 17-18 m de altura y 1,2 m de diámetro, y pesa unas 13 Tm. La
primera fase dispone de 9 motores modelo Rutherford que le dan 15 Tm de
empuje inicia quemando RP-1 y LOX. La segunda etapa lleva un motor
similar mejorado para funcionar en el vacío y su empuje es de 2,2 Tm.
Utiliza bombas eléctricas y muchas partes de sus motores son fabricadas
con sistemas de impresión en 3D. El cohete tiene sus antecedentes en el
cohete sonda Atea 1, probado en 2009. Pertenece a la empresa
estadounidense Rocket Lab, que tiene un acuerdo al respecto con Nueva
Zelanda.
Fue probado por vez primera en Nueva Zelanda el 25
de mayo de 2017, pero no logró entrar en órbita por fallo de configuración en equipos de tierra. En diciembre de 2017
hubo otra prueba fallida. Pero el 21 de enero de 2018 el vector,
llevando una última fase Still Testing, logró su primer éxito tras
partir de Mahia, y llevando a su órbita a varios minisatélites.
Su segundo disparo con éxito sucede el 11 de
noviembre del mismo 2018 con el cohete Electron Curie que lleva también
varios satélites. Esta versión Curie es la misma anterior más una
tercera fase Curie de monopropulsante para dar maniobrabilidad en el
espacio. La carga a satelizar con esta etapa a los 500 Km de altitud es
de unos 100 Kg.
El tercer lanzamiento con éxito ocurre el 16 de
diciembre de 2018 con el mismo Electron Curie que vuelve a llevar
diversos minisatélites con una masa total de 78 Kg.
El cuarto disparo ocurre el 28 de marzo de 2019 con
el Electron KS (es el mismo modelo anterior) que lleva un satélite
experimental del DoD USA de 150 Kg de masa.
En el quinto lanzamiento, el 5 de mayo del mismo
2019, lleva tres pequeños satélites militares USA el mismo modelo
Electron KS.
Desde finales de 2018 Rocket Lab se estudia la
recuperación de las fases del cohete tras su uso y con el fin de
reutilizarla. Planea capturar la primera etapa con un helicóptero
durante su descenso, cuando baje colgada de un paracaídas; el
helicóptero engancharía las cuerdas de este último y lo llevaría a un
buque base. Luego, en tierra, es examinado y rehabilitado para otro
uso.
En diciembre de 2019 se lanzó un Electron KS cuya
primera fase, tras su actuación, se intentó controlar en su descenso,
aunque se perdería previsiblemente en el océano, pero sirvió para su
estudio y la posibilidad de las futuras recuperaciones de las etapas
con un paracaídas y posterior captura por su helicóptero.
En los inicios de marzo de 2020 la mencionada
empresa probó con éxito la recuperación de una primera fase soltada
desde un helicóptero sobre aguas marinas de Nueva Zelanda. La fase
descendió colgada de paracaídas y fue capturada con un gancho a 1.700 m
de altitud por otro helicóptero.
El 4 de julio de 2020, en su 13 lanzamiento,
llevando 7 pequeños satélites, falló la segunda etapa a los 5 min 40
seg de vuelo para alcanzar luego a los 6 min una altura máxima de 192,8
Km y comenzar entonces a caer y reentrar, perdiendo la carga útil. Es
el primer lanzamiento operativo fallido de este modelo. La primera
evaluación menciona un posible fallo en las baterías de las turbobombas
eléctricas de tal segunda fase.
El 20 de noviembre de 2020, llevando 30 pequeños
satélites, en el lanzamiento se logra recuperar la primera fase del
cohete, que desciende hacia el océano colgada de paracaídas. En tal
momento, la empresa Rocket Lab sostiene que el costo del disparo de su
cohete es como máximo de 7 millones de dólares, frente a 4 y 7 veces
más que cuestan otros lanzadores del mismo tipo (se refiere a el
Pegasus y el Minotaur).
El 2 de mayo de 2022, llevando con éxito 34
minisatelites, su primera etapa retornó hacia el mar colgada de un
paracaídas y pudo ser capturada a unos 2.000 m de altura por un
helicóptero en vuelo, el Sikorsky S-92 de Rocket Lab, operación primera
en su tipo en un lanzamiento real. Sin embargo, el piloto notó que la
carga no resultaba como esperaba y hubo de soltar la fase, que fue
luego recuperada por el buque de la empresa para ser llevada a tierra,
revisada y vuelta a poner en servicio.
Cuadro resumen de cohetes
astronáuticos con
referencia general hasta la actualidad.
El año figurado como “Hasta” se refiere al último
lanzamiento contabilizado, que no es necesariamente el último
realizado.
Los indicados como “sigue operativo” significa que
se mantienen en los años de referencia las infraestructuras necesarias
para su lanzamiento, a pesar de que hace años que no se dispare ninguno
(algunos pudiera ser que no se vuelvan a lanzar).
Los datos son orientativos; en lo concerniente a
fracasos, a veces el fallo del cohete es parcial y la carga útil pudo
corregir la órbita con sus propios motores.
En varios de los modelos no se incluyen los
lanzamientos de prueba en desarrollo, ni los suborbitales, salvo en
algunos casos.
Por
orden: ALFABÉTICO
de NOMBRES DE COHETES
Sugerencia: Se puede copiar la tabla en un editor y ordenar por paises, número de lanzamientos, etc.
Cohete astronáutico
|
País
|
Desde
|
Hasta
|
Lanza-mientos
|
Fracasos
|
Observaciones
|
|
Angara
|
Rusia
|
2014
|
2022►
|
6
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Antares
|
USA
|
2013
|
2022►
|
17
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Ariane
1
|
ESA
|
1979
|
1985
|
11
|
2
|
|
|
Ariane
2
|
ESA
|
1986
|
1989
|
6
|
1
|
|
|
Ariane
3
|
ESA
|
1984
|
1989
|
11
|
1
|
|
|
Ariane
40
|
ESA
|
1990
|
1999
|
8
|
0
|
|
|
Ariane
42L
|
ESA
|
1993
|
2002
|
13
|
0
|
|
|
Ariane
42P
|
ESA
|
1990
|
2002
|
15
|
1
|
|
|
Ariane
44L
|
ESA
|
1989
|
2003
|
40
|
1
|
|
|
Ariane
44LP
|
ESA
|
1988
|
2001
|
26
|
1
|
|
|
Ariane
44P
|
ESA
|
1991
|
2001
|
15
|
0
|
|
|
Ariane
5
|
ESA
|
1996
|
2018►
|
35
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
Ariane
5 ECA
|
ESA
|
2002
|
2022►
|
79
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
ASLV
|
India
|
1987
|
1994
|
4
|
3
|
|
|
Astra
Rocket
|
USA
|
2018
|
2022►
|
9
|
7
|
Sigue
operativo
|
|
Athena
1
|
USA
|
1995
|
2001
|
4
|
1
|
|
|
Athena
2
|
USA
|
1998
|
1999
|
3
|
1
|
|
|
Atlas
Able
|
USA
|
1959
|
1960
|
3
|
3
|
|
|
Atlas
Agena A
|
USA
|
1960
|
1961
|
5
|
2
|
|
|
Atlas
Agena B
|
USA
|
1961
|
1966
|
29
|
7
|
|
|
Atlas
Agena D
|
USA
|
1963
|
1978
|
75
|
6
|
|
|
Atlas
B
|
USA
|
1958
|
1958
|
1
|
0
|
|
|
Atlas
Centaur C/D
|
USA
|
1962
|
1983
|
61
|
8
|
|
|
Atlas
D
|
USA
|
1961
|
1967
|
14
|
4
|
|
|
Atlas
E/F
|
USA
|
1966
|
1995
|
50
|
5
|
|
|
Atlas
G/H/I
|
USA
|
1983
|
1997
|
23
|
5
|
|
|
Atlas
II
|
USA
|
1991
|
1998
|
10
|
0
|
|
|
Atlas
II-A
|
USA
|
1992
|
2002
|
23
|
0
|
|
|
Atlas
II-AS
|
USA
|
1993
|
2004
|
30
|
0
|
|
|
Atlas
III-A
|
USA
|
2000
|
2004
|
2
|
0
|
|
|
Atlas
III-B
|
USA
|
2002
|
2005
|
4
|
0
|
|
|
Atlas
V
|
USA
|
2002
|
2022►
|
97
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Black
Arrow
|
Gran
Bretaña
|
1969
|
1971
|
2
|
1
|
|
|
Ceres
1
|
China
|
2020
|
2023►
|
5
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Ciclon
1
|
URSS/Rusia/Ucrania
|
1967
|
1969
|
8
|
1
|
|
|
Ciclon
2
|
URSS/Rusia/Ucrania
|
1969
|
2006
|
106
|
5
|
|
|
Ciclon
3
|
URSS/Rusia/Ucrania
|
1977
|
2009
|
122
|
8
|
|
|
Conestoga
|
USA
|
1995
|
1995
|
1
|
1
|
|
|
CZ-1
|
China
|
1969
|
1971
|
3
|
1
|
|
|
CZ-2
|
China
|
1974
|
1978
|
4
|
1
|
|
|
CZ-2C/D/E/F
|
China
|
1982
|
2023►
|
172
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-3A/B/C
|
China
|
1984
|
2022►
|
145
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-4A/B/C
|
China
|
1988
|
2022►
|
96
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-5
|
China
|
2016
|
2022►
|
9
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-6/A
|
China
|
2015
|
2022►
|
12
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-7
|
China
|
2016
|
2023►
|
11
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-8
|
China
|
2020
|
2022►
|
2
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
CZ-11
|
China
|
2015
|
2022►
|
15
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Delta
100
|
USA
|
1972
|
1973
|
6
|
1
|
|
|
Delta
1914
|
USA
|
1972
|
1973
|
5
|
0
|
|
|
Delta
2914
|
USA
|
1974
|
1981
|
44
|
0
|
|
|
Delta
3914
|
USA
|
1975
|
1988
|
24
|
3
|
|
|
Delta
3925
|
USA
|
1982
|
1989
|
16
|
0
|
|
|
Delta
4920
|
USA
|
1989
|
1990
|
2
|
0
|
|
|
Delta
5920
|
USA
|
1989
|
1989
|
1
|
0
|
|
|
Delta
6925
|
USA
|
1989
|
1992
|
17
|
0
|
|
|
Delta
7925
|
USA
|
1990
|
2018
|
104
|
2
|
|
|
Delta
3
|
USA
|
1998
|
2011
|
56
|
2
|
|
|
Delta
4
|
USA
|
2002
|
2022►
|
43
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Delta
A
|
USA
|
1962
|
1962
|
2
|
0
|
|
|
Delta
B
|
USA
|
1962
|
1964
|
9
|
1
|
|
|
Delta
C
|
USA
|
1963
|
1969
|
16
|
2
|
|
|
Delta
D
|
USA
|
1964
|
1965
|
2
|
0
|
|
|
Delta
E
|
USA
|
1965
|
1971
|
20
|
1
|
|
|
Delta
G
|
USA
|
1966
|
1967
|
2
|
0
|
|
|
Delta
J
|
USA
|
1968
|
1968
|
1
|
0
|
|
|
Delta
L
|
USA
|
1969
|
1972
|
2
|
1
|
|
|
Delta
M
|
USA
|
1968
|
1971
|
7
|
2
|
|
|
Delta
N
|
USA
|
1968
|
1972
|
8
|
1
|
|
|
Diamant
A
|
Francia
|
1965
|
1967
|
4
|
1
|
|
|
Diamant
B
|
Francia
|
1969
|
1972
|
5
|
2
|
|
|
Diamant
B-P4
|
Francia
|
1975
|
1975
|
3
|
0
|
|
|
Dnepr
(R-36M2)
|
Rusia/Ucrania
|
1999
|
2015
|
19
|
1
|
|
|
Dolphin
|
USA
|
1984
|
1984
|
1
|
0
|
|
|
Electron
|
USA/Nueva
Zelanda
|
2017
|
2023►
|
33
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
Energía
|
URSS
|
1987
|
1988
|
2
|
1
|
|
|
Epsilon
|
Japón
|
2013
|
2022►
|
6
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Falcon
1
|
USA
|
2006
|
2009
|
5
|
3
|
|
|
Falcon
9
|
USA
|
2010
|
2023►
|
200
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Falcon
Heavy
|
USA
|
2018
|
2023►
|
5
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
FB-1
|
China
|
1973
|
1981
|
8
|
4
|
|
|
Firefly Alpha
|
USA
|
2021
|
2022►
|
2
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
FOBS
|
URSS
|
1966
|
1971
|
18
|
0
|
|
|
GSLV
|
India
|
2001
|
2022►
|
19
|
4
|
Sigue
operativo
|
|
H-1
|
Japón
|
1986
|
1992
|
9
|
0
|
|
|
H-2
|
Japón
|
1994
|
1999
|
7
|
2
|
|
|
H-2A
|
Japón
|
2001
|
2023►
|
46
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
H-2B
|
Japón
|
2009
|
2020►
|
9
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Hyperbola/OS-M
|
China
|
2019
|
2022►
|
4
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
Jielong
|
China
|
2019
|
2022►
|
2
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Juno
II
|
USA
|
1958
|
1961
|
10
|
6
|
|
|
Jupiter
C
|
USA
|
1956
|
1958
|
6
|
3
|
|
|
Kaituozhe
|
China
|
2002
|
2017►
|
3
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Kosmos
2-I
|
URSS
|
1961
|
1977
|
146
|
2
|
|
|
Kosmos
3-I
|
URSS
|
1964
|
2010
|
445
|
26
|
|
|
Kosmos
63S1
|
URSS
|
1961
|
1967
|
38
|
12
|
|
|
Kuaizhou
|
China
|
2012
|
2022►
|
22
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Lambda
4S
|
Japón
|
1966
|
1970
|
5
|
4
|
|
|
Launcher
One
|
USA
|
2020
|
2023►
|
6
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Minotaur
|
USA
|
2000
|
2021►
|
12
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Molniya
|
URSS
|
1960
|
1970
|
20
|
11
|
|
|
Molniya-L
|
URSS
|
1963
|
1965
|
5
|
4
|
|
|
Molniya-M
|
URSS/Rusia
|
1964
|
2010
|
296
|
20
|
|
|
My
3C
|
Japón
|
1974
|
1979
|
4
|
1
|
|
|
My
3H
|
Japón
|
1977
|
1978
|
3
|
0
|
|
|
My
3S
|
Japón
|
1981
|
1984
|
4
|
0
|
|
|
My
3SII
|
Japón
|
1985
|
1995
|
8
|
1
|
|
|
My
4S
|
Japón
|
1970
|
1972
|
4
|
1
|
|
|
My
5
|
Japón
|
1997
|
2006
|
7
|
1
|
|
|
N-1
|
Japón
|
1975
|
1982
|
7
|
1
|
|
|
N-1
|
URSS
|
1969
|
1972
|
4
|
4
|
|
|
N-2
|
Japón
|
1981
|
1987
|
8
|
0
|
|
|
Naro (KSLV-1)
|
Corea
del Sur
|
2009
|
2013
|
3
|
2
|
|
|
Nuri (KSLV-2)
|
Corea del Sur
|
2021
|
2022►
|
2
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Pegasus
|
USA
|
1990
|
2021►
|
36
|
5
|
Sigue
operativo
|
|
Pegasus
XL
|
USA
|
1994
|
2021►
|
35
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Polyot
|
URSS
|
1963
|
1964
|
2
|
0
|
|
|
Proton
2
|
URSS
|
1965
|
1966
|
4
|
1
|
|
|
Proton
3 (K)
|
URSS/Rusia
|
1968
|
2021►
|
31
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
Proton
4 (K Block D)
|
URSS/Rusia
|
1967
|
2019►
|
423
|
23
|
Sigue
operativo
|
|
Proton
8K82LB72
|
URSS
|
1976
|
1979
|
5
|
2
|
|
|
Proton
K-Briz M
|
Rusia
|
1999
|
2003
|
4
|
1
|
|
|
Proton
M-Briz M
|
Rusia
|
2001
|
2022►
|
101
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
PSLV
|
India
|
1993
|
2022►
|
56
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Qased
|
Irán
|
2020
|
2022►
|
2
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
R-36
(F-1m)
|
URSS
|
1966
|
1981
|
47
|
?
|
Lanzamientos
con éxito
|
|
R-36
(F-1x)
|
URSS
|
1974
|
1981
|
12
|
?
|
Lanzamientos
con éxito
|
|
R-36
(F-1X)
|
URSS
|
1977
|
1981
|
11
|
?
|
Lanzamientos
con éxito
|
|
R-7
|
URSS
|
1957
|
1961
|
6
|
4
|
|
|
Rockot
|
Rusia
|
1994
|
2019►
|
34
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
RS1
|
USA
|
2023
|
2023►
|
1
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Saturn
1
|
USA
|
1961
|
1965
|
10
|
0
|
|
|
Saturn
1B
|
USA
|
1966
|
1975
|
9
|
0
|
|
|
Saturn
5
|
USA
|
1967
|
1973
|
13
|
0
|
|
|
Scout
A1
|
USA
|
1965
|
1973
|
12
|
0
|
|
|
Scout
B1
|
USA
|
1965
|
1976
|
30
|
4
|
|
|
Scout
D1
|
USA
|
1972
|
1979
|
16
|
1
|
|
|
Scout
F1
|
USA
|
1975
|
1975
|
2
|
1
|
|
|
Scout
G1
|
USA
|
1979
|
1994
|
18
|
0
|
|
|
Scout
X-1
|
USA
|
1960
|
1962
|
9
|
4
|
|
|
Scout
X-2
|
USA
|
1962
|
1963
|
6
|
4
|
|
|
Scout
X-3
|
USA
|
1962
|
1964
|
10
|
3
|
|
|
Scout
X-4
|
USA
|
1963
|
1968
|
16
|
1
|
|
|
Shavit
|
Israel
|
1988
|
2020►
|
11
|
2
|
Sigue
operativo
|
|
Shtil
(R-29)
|
Rusia
|
1998
|
2006
|
2
|
0
|
|
|
Shuttle
|
USA
|
1981
|
2004►
|
113
|
2
|
|
|
Simorgh/Safir
2
|
Irán
|
2016
|
2021►
|
6
|
5
|
Sigue
operativo
|
|
SLS
|
USA
|
2022
|
2022►
|
1
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
SLV
|
India
|
1979
|
1983
|
4
|
2
|
|
|
Soyuz
|
URSS/Rusia
|
1963
|
2022►
|
1.313
|
39
|
Sigue
operativo
|
|
Soyuz
U
|
URSS/Rusia
|
1974
|
2017
|
787
|
22
|
|
|
Sputnik
|
URSS
|
1958
|
1964
|
4
|
1
|
|
|
SS-520
|
Japón
|
2017
|
2018►
|
2
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
SSLV
|
India
|
2022
|
2022►
|
1
|
1
|
Sigue
operativo
|
|
Start
|
Rusia
|
1995
|
1995
|
1
|
1
|
|
|
Start
1
|
Rusia
|
1993
|
2006
|
7
|
1
|
|
|
Strela
|
Rusia
|
2013
|
2013►
|
1
|
0
|
|
|
Super
Strypi
|
USA
|
2015
|
2015►
|
1
|
1
|
|
|
Taepo
Dong 1
|
Corea
del Norte
|
1998
|
1998
|
1
|
1
|
|
|
Taurus
|
USA
|
1994
|
2011
|
3
|
3
|
|
|
Thor
|
USA
|
1963
|
1964
|
3
|
0
|
|
|
Thor
Able
|
USA
|
1958
|
1960
|
7
|
4
|
|
|
Thor
Able Star
|
USA
|
1960
|
1965
|
19
|
5
|
|
|
Thor
Agena A
|
USA
|
1959
|
1960
|
15
|
5
|
|
|
Thor
Agena B
|
USA
|
1960
|
1966
|
44
|
9
|
|
|
Thor
Agena D
|
USA
|
1962
|
1972
|
126
|
9
|
|
|
Thor
Burner
|
USA
|
1965
|
1980
|
31
|
3
|
|
|
Thor
Delta
|
USA
|
1960
|
1996
|
27
|
1
|
|
|
Titán
2
|
USA
|
1964
|
2003
|
25
|
1
|
|
|
Titán
34B
|
USA
|
1975
|
1987
|
11
|
1
|
|
|
Titán
34D
|
USA
|
1982
|
1992
|
19
|
4
|
|
|
Titán
3A
|
USA
|
1964
|
1965
|
4
|
1
|
|
|
Titán
3B
|
USA
|
1966
|
1984
|
57
|
2
|
|
|
Titán
3C
|
USA
|
1965
|
1982
|
36
|
5
|
|
|
Titán
3E Centaur
|
USA
|
1974
|
1977
|
7
|
1
|
|
|
Titán
4A
|
USA
|
1989
|
1998
|
22
|
2
|
|
|
Titán
4B
|
USA
|
1997
|
2005
|
17
|
2
|
|
|
Unha
|
Corea
del Norte
|
2006
|
2016
|
4
|
2
|
|
|
Vanguard
|
USA
|
1957
|
1959
|
11
|
8
|
|
|
VEGA
|
Europa
|
2012
|
2022►
|
22
|
4
|
Sigue
operativo
|
|
VLS-1
|
Brasil
|
1997
|
2003
|
3
|
3
|
|
|
Volna
(R-29)
|
Rusia
|
1995
|
2005
|
5
|
1
|
|
|
Voskhod
|
URSS
|
1964
|
1965
|
2
|
0
|
|
|
Vostok
|
URSS
|
1958
|
1991
|
153
|
15
|
|
|
Vysota
(R-29)
|
Rusia
|
1997
|
1997
|
1
|
0
|
|
|
Zenit
2
|
URSS/Rusia/Ucrania
|
1985
|
2011
|
38
|
6
|
|
|
Zenit
3
|
Rusia
|
1999
|
2017►
|
46
|
3
|
Sigue
operativo
|
|
Zhongke
|
China
|
2022
|
2022►
|
1
|
0
|
Sigue
operativo
|
|
Zhuque
|
China
|
2018
|
2022►
|
2
|
2
|
Sigue
operativo
|
> OTROS COHETES. COHETES
SONDA.
Anteriormente se hizo constar que por debajo de los
200 Km de altitud, los
satélites no pueden circular y que los globos aerostáticos e incluso
los
reactores, salvo excepcionales ensayos de algún modelo, no son capaces
de ir
más allá de los 50 o 60 Km de altura.
Por lo tanto, queda una franja de más de entre 100 y
150 Km que es
atravesada solo fugazmente y sin posibilidad de estudio prolongado in
situ, a
pesar del posible uso de aviones‑cohetes pero igualmente de limitado
alcance exploratorio.
Para esta zona prohibida se ha encontrado, además de
los más limitados y
también ciertamente más económicos globos sonda, un ingenio idóneo para
su
exploración en los cohetes sonda. La investigación por globos tuvo su
precedente a fines ya del siglo XIX con cometas que lograban alcanzar
más de
6.500 metros excepcionalmente.
El cohete sonda, de mucha menor envergadura que los
espaciales, es apto
para cruzar esa zona inaccesible de los 50 a 200 Km con una gran
capacidad de
estudio directo, aunque por breve tiempo, pero con gran economía. El
estudio es
completado además con satélites adecuados, pues desde la órbita también
es
lugar de observación que se destaque.
Los aviones‑cohete no son realmente más interesantes
puesto que no
van enfocados primordialmente a la investigación científica y su
funcionamiento
resulta caro.
Los cohetes sonda son pues ingenios idóneos para
tales investigaciones por
ser mucho más pequeños que cualquiera de los demás cohetes. Por su
tamaño y
menor coste, la variedad de modelos que hubo y hay es en realidad casi
imposible de narrar.
Pueden ser transportados en un camión normal y al
actuar siempre lo hacen
en vuelos suborbitales, aunque alcancen por unos momentos incluso mayor
altura
que la de una satélite en órbita. Su lanzamiento puede ser efectuado
vertical o
inclinadamente e incluso desde globos previamente soltados u otros
artilugios
como aviones.
Constituidos por norma general por dos etapas y a
veces una sola, e incluso
otras dotados de aceleradores, la mayoría de los cohetes sonda pueden
ser
disparados desde cualquier punto del planeta por su manejabilidad, pero
evitando siempre, como es natural, las zonas habitadas y el tráfico
aéreo y
marítimo; si bien hay bases expresamente predispuestas y en gran
número;
Kiruna, en Suecia, Woomera, en Australia, etc.
Podemos afirmar que funcionan casi exclusivamente
con propulsante sólido
que es ciertamente más barato e idóneo.
Su vuelo es un ascenso bastante vertical hasta una
altura que normalmente
oscila entre los 100 y 500 Km, para luego caer de inmediato a tierra.
El
ascenso como tónica general va entre 80 y 90 grados o cerca de los 90.
Cuando económicamente no se dispone de lanzadores
que coloquen en órbita
ingenios para estudiar cómodamente esas zonas atmosféricas superiores
se
emplean estos cohetes sonda, que resultan desde luego más modestos en
el propio
terreno de los satélites y de aquí que incluso se envíen cohetes sonda
a
alturas mayores de los 200 Km y del tope normal de unos 500 Km,
pudiendo llegar
a los 1.000 Km; normalmente no sobrepasan los excepcionales 6.000 Km.
Ocurre también en ocasiones que con un pequeño
cohete lanzador de satélites
se pueden efectuar pruebas de sondeo del tipo propio del cohete sonda,
en
trayectoria siempre suborbital por lo que el cohete, al ser más
potente,
alcanza fácilmente los 5 o 6.000 Km. Los estudios llevados entonces a
cabo se
relacionan con el Sol, o el campo magnético de la Tierra, por lo
general.
En estos sondeos con cohetes, la trayectoria,
repetimos que de tipo
suborbital, es una cerrada curva con retorno a tierra, por lo cual el
tiempo de
las experiencias se reduce a menos de una hora como mucho, y por lo
general la
mayoría de las veces es de unos minutos.
La carga útil que llevan puede estar integrada por
aparatos de
investigación que registran datos relativos a la zona que atraviesan,
como
radiación de diverso tipo, temperaturas, etc. Los datos pueden ser
enviados
telemétricamente a la estación de control de tierra o almacenados para
su
recuperación al retorno de la carga útil. Pueden llevar también
aparatos
fotográficos y de otros tipos, e incluso cámaras con seres vivos, como
animales
o plantas, para su estudio bajo condiciones de radiación en la alta
atmósfera,
reacciones, etc. Otros cohetes pueden diseminar nubes químicas de, por
ejemplo,
trimetilaluminio, bario, litio, óxido de cobre, sodio, estroncio, y
llevar
granadas para explotar a alturas determinadas, o sustancias reflectoras
a una
distancia, para seguirlas por radar desde tierra, midiendo la velocidad
de las
corrientes aéreas, etc. La posibilidad de uso se extiende incluso para
combatir
el granizo.
Para estudios astronómicos en estas alturas, en que
no hay tanta absorción
atmosférica, estudios relativos a las radiaciones procedentes del Sol y
las
estrellas, se dispone en la carga útil de cámaras espectrográficas y
fotográficas de tipo diverso. Además, en líneas generales, los cohetes
suelen
llevar una serie de aparatos científicos de control complementario que
luego de
alcanzar el nivel previsto y completar los registros se desprenden y
caen
sostenidos por paracaídas. El resto del cohete también puede ser
recuperado del
mismo modo.
Las técnicas son muchas veces idénticas a las de los
globos sonda y los
sistemas de telemedida son varios. El sistema más empleado de estos es
el IRIG,
en frecuencias de 400 a 70.000 Hz, y los equipos pueden llevar o
constar de
antena, receptor, grabadores magnéticos, etc.
Teóricamente, el lanzamiento y comprobación de la
trayectoria o dirección
se efectúa como en los grandes cohetes, aunque de un modo más
simplificado. Y
lo mismo es aplicable a las técnicas investigadoras, excepto las de
medios
directos, como nubes iónicas por ejemplo, estudio de resultados, etc.
Los lanzamientos desde globos, llamados por los
americanos rockoon, son en
parte invención de J. van Allen y fueron empleados por primera vez en
1952 y
siguientes en el Ártico. Este tipo de globos‑cohete‑sonda tienen
la ventaja de ser bastante más económicos por su menor costo y por
necesitar
menos personal; también se reducen ciertos problemas técnicos como el
de las
fricciones y vibraciones aerodinámicas, al ser disparados ya desde gran
altura.
Uno de estos ingenios, lanzado el 20 de octubre de
1957 desde un globo a 30
Km de altura consiguió con sus 4 fases la excepcional altura de 6.400
Km,
dentro del proyecto Farside, pues el tipo normalmente no discurría más
allá de
los 100 Km.
Fueron un tipo de ingenios muy usado para
investigaciones atmosféricas en
el AGI y en una época en que los satélites aun no habían aparecido o no
daban
su medida. Pero más modernamente, y por parte de aficionados
norteamericanos
con el apoyo del centro Marshall de la NASA, se han hecho algunas
pruebas con
desigual suerte. El 11 de mayo de 1997 se lanzó el Sky Launch 1 con
éxito y en
junio de 1998 el segundo, que sin embargo fracasó al ser soltado sobre
el globo
sobre el Golfo de México.
La diferencial sustancial entre los cohetes sonda y
los satélites es que la
carga de los primeros es recuperada tras un corto vuelo y la de los
otros, en
la inmensa mayoría de los casos, no se recupera y su vuelo es
infinitamente más
largo. Implícitamente a la segunda consideración, los cohetes sonda
alcanzan el
espacio por muy poco tiempo en relación a los satélites lo cual
significa mucho
menos tiempo de investigación. Su ventaja respecto a los satélites es
que son
más baratos e incluso, para algún tipo determinado de experiencias, más
económicos. No obstante, más que establecer competencia a los
satélites, se
puede afirmar que resultan complementarios a aquéllos.
Los primeros sondeos atmosféricos con cohetes se
llevaron a cabo después de
la II Guerra Mundial, principalmente en USA y la URSS, y desde entonces
sería
realmente imposible señalar los miles y miles de disparos que la
mayoría de los
países desarrollados e incluso menos desarrollados, han llevado a cabo.
Señalaremos, no obstante, a continuación algunas
pruebas iniciales de
sondeo de los americanos, a falta de saber de las soviéticas, entonces
bajo el
halo de secreto que envolvía todo; al principio, estos dos países se
supone que
serían los que realizarían la mayoría de las experiencias de este tipo
en el
planeta.
OCTUBRE 1946. En
USA fotografían el espectro solar desde 88 Km de altura.
MARZO 1947. Se
registran presiones atmosféricas hasta los 100 Km de altitud y
temperaturas hasta los 120 Km y se estudia la capa de ozono.
1947. En
un lanzamiento de un cohete se filma la ascensión y se
descubre con evidencia fotográfica por fin la curvatura de la
Tierra.
1948.
Continúan los sondeos. Se ensaya con la V‑2 alemana capturada.
24
FEBRERO 1949. Se
logran 402 Km de altura con un cohete V‑2‑Corporal, de 2
fases, lo que es un récord.
03
MAYO 1949. Es
lanzado el Viking 1 que logra 80 Km de altura.
07
AGOSTO 1951. Un
Viking USA alcanza 200 Km de altura.
15 DICIEMBRE
1952.
Otro Viking logra 277 Km de altitud.
20
AGOSTO 1953. Un
Redstone alcanza 250 Km, obteniendo fotografías y datos
varios.
24
MARZO 1954. El
Viking 11 toca una altura de 250 Km.
05
OCTUBRE 1954.
Dos cohetes USA logran imágenes de la atmósfera desde gran
altura.
29 SETIEMBRE
1955. Un
Júpiter C, lanzado como cohete sonda, llega a los 1.000 Km de
altura.
OCTUBRE 1957. Un
Farside de 4 fases es lanzado desde un globo a 30 Km de altura
y
alcanza una altitud luego de 6.200 Km.
= MODELOS DE COHETES SONDA.
Se relacionan seguidamente algunos de los más
destacados cohetes sonda
empleados por los distintos países investigadores a través de sus
institutos
meteorológicos, universidades, etc.
Desde luego, existe aquí una gran cooperación
internacional por lo que uno
u otro modelo han sido ensayados muchas veces tanto fuera como dentro
del país
de origen, en colaboración o solitariamente, e incluso por otros países.
‑ USA.
De los cohetes sonda USA, cabe señalar algunos como
los vistos Aerobee y
Viking empleados bajo modificaciones en cohetes astronáuticos y otros
como los
siguientes:
AEROBEE
Proyecto iniciado el 17 de mayo de 1946 mediante
contrato encargado a la
Aerojet Enginering Corporation. La primera prueba de este cohete sonda
se hizo
el 14 de noviembre de 1947 en White Sands, elevándose la carga unos 58
Km de
altura. El siguiente 6 de marzo de 1948 subió a 125 Km. Se
desarrollaron varios
modelos, como el Aerobee 150A, el Aerobee Hi, probado el 21 de abril de
1955
por vez primera y el que elevó 89 Kg a 197 Km de altitud; el mismo tocó
su
techo en altura el 29 de junio de 1956 alcanzando 261 Km. Además de
White Sands
fueron lanzados en otros lugares, como en Fort Churchill el 15 de
noviembre de
1956 y en Wallops Island en diversas ocasiones. Un Aerobee lanzado
desde
Wallops Island el 26 de marzo de 1961 tocó su techo en los 400 Km de
altura.
ARCAS
Fue el cohete sonda más empleado, con más de 2.000
por año, en la historia
inicial de la astronáutica, para sondeos científicos USA. Fabricado por
la ARC,
para la NASA y fuerzas armadas así como para centros de investigación.
Llevaba
una fase de propulsante sólido y alcanzaba hasta los 90 Km de altura,
pesando
36 Kg de los que 7 eran la carga útil, normalmente meteorológica. Medía
2,34 m
de largo y 11,3 cm de diámetro. En el lanzamiento, subía girando a
razón de 23
vueltas por segundo como medio estabilizador. De fácil manejo y no
requería
gran equipo.
Se dispusieron versiones mejoradas del Arcas como el
Arcas Super de 44 Kg,
de ellos 11,5 de carga útil, el HV‑Arcas, con una fase más, el Booster
Arcas 2, que alcanzaba 130 Km llevando 14 Kg de carga útil, el Sparrow
HV‑Arcas que llegaba a los 175 Km con 5,5 Kg de carga y el Sidewinder
HV‑Arcas que ascendía a 120 Km portando 5,5 Kg. El modelo Arcas Robin
fue probado el 9 de mayo de 1961 en la base Eglin de la USAF en Florida.
ARCON
Era una creación del GSFC; de propulsante sólido.
ARGO
Importante familia de cohetes sonda, desarrollados
por la ARC, en principio
por la ADC, de Virginia, en Alexandría, pero de creación NASA y GSFC;
todos
ellos de propulsante sólido. Se lanzaron desde Wallops Island y la Base
Ramey
en Puerto Rico. El primer Argo se lanzó el 1 de agosto de 1958 en la
primera de
tales bases.
ARGO A‑1 PERCHERON. Medía 6,47 m de largo, 78,7 cm de diámetro, pesaba
4,68 Tm, de ellas 0,18 de carga útil. Tenía techo en los 350 Km de
altura y
velocidad máxima en 8,7 Mach. Llevaba una fase con 2 boosters, todos de
Thiokol.
ARGO B‑1 También denominado NIKE CAJUN, medía 7 m de longitud, 39,6 cm
de diámetro, pesaba 700 Kg, de ellos 18 eran de carga útil y tenía 2
fases de
las que la primera era un Nike de 22 Tm empuje con motor HPC M‑5 y la
2ª
disponía de motor Thiokol Cajun de 4,4 Tm de empuje. Podía alcanzar 140
Km de
altura. El primer ejemplar destinado a investigación se lanzaría el 6
de julio
de 1956 en Wallops Island, lanzándose luego principalmente aquí a
partir de
1961 pero también se disparó en Ford Churchill, en Manitoba, Canadá
(21.07.1960) y en Noruega desde el 24 de noviembre de 1961.
ARGO C‑1. De tres fases, medía 12,3 m de largo, 60,9 cm de diámetro,
pesaba 2,6 Tm, alcanzaba una altura en apogeo de 480 Km y una velocidad
máxima
de 9,7 Mach. La 1ª fase era de 39 Tm de empuje con motor HPC M‑6 Honest
John, la 2ª de 22 Tm de empuje con HPC M‑5 Nike y la 3ª de 19,2 Tm de
empuje con Thiokol TX 77‑2.
ARGO D‑4 JAVELIN. Disponía de 4 fases, 14,4 m de longitud, 60,9 cm de
diámetro, pesaba 3,3 Tm, de ellas 14 Kg de carga útil, y tenía un techo
en
vuelo de 1.930 Km, o 45 Kg a 800 Km. La 1ª etapa llevaba un motor M‑6 Honest John y la 2ª
y
3ª un motor M‑5 Nike; la 4ª era un Altair X‑248. La velocidad
final lograda era de 18 Mach. Lanzado a partir del 7 de julio de 1959,
en que
probaba en Wallops Island. Se lanzaron unos 70.
ARGO D‑6 JAVELOT. También de 4 fases, medía 17 m de largo, 60,9 cm de
diámetro, pesaba 3,67 Tm en total. Tenía su techo en los 2.400 Km y
alcanzaba
velocidades de Mach 19,5. Su 1ª fase era un M‑6 Honest John, la 2ª y 3ª
llevaban motores M‑5 Nike y la 4ª era un Altair
HPC‑X‑248.
ARGO D‑8 JOURNEYMAN. De 4 fases igualmente, medía 18,9 m de largo, 78,7
cm de diámetro, pesaba 6,35 Tm, de cuyo peso total 45 Kg era su carga
útil,
volaba como máximo hasta una altura de 4.500 Km y alcanzaba una
velocidad de
Mach 24. La 1ª fase tenía un motor Thiokol XM‑20, de 63 Tm de empuje,
la
2ª y 3ª disponían de motor GCR M‑45 Lance y la 4ª un motor HPC
X‑248 Altair.
ARGO E‑5 JASON. Disponía de 5 etapas y medía 17,5 m de longitud, 60,9
cm
de diámetro, y pesaba 3,3 Tm de las que 23 Kg eran su carga útil.
Alcanzaba
Mach 12,5 y una altura de unos 1.600 Km. La 1ª fase llevaba motor M‑6
Honest John, la 2ª y 3ª era un M‑5 Nike, la 4ª un Thiokol TX
77‑2, y la 5ª un Thiokol T‑55 de 2,1 Tm de empuje.
ASP
Cohete sonda de estudios atmosféricos. Llevaba una
carga útil posible de 35
Kg. Se hizo su primer disparo el 27 de diciembre de 1955.
CAJUN
Cohete sonda disparado por vez primera el 20 de
junio de 1956 en Wallops
Island por la NACA.
DEACON
Cohetes sonda utilizados para diversas pruebas desde
Wallops Island. El
primer Deacon 4 lanzado en grupo tuvo lugar en tal base el 18 de marzo
de 1954.
Anteriormente, los modelos procedentes se habían probado desde
principios de
abril de 1947.
IRIS
De una sola fase, fue realizado por la empresa
Atlantic Research Corp. para
la USN. Con techo en los 320 Km, portando 45 Kg de carga útil, un
empuje de
1,98 Tm, 6 m de longitud, 48 cm de diámetro, y de propulsantes sólidos,
sería
el sustituto del Aerobee‑Hi. Lanzado por 1ª vez en Wallops Island por
la
NASA el 22 de julio de 1960. En la segunda prueba, también con disparo
en el
citado lugar, superó los 225 Km de altitud con una carga útil de 58 Kg.
JAGUAR
Para lanzar desde aviones, tenía 3 fases y usaba
propulsante sólido
Thiokol. Del centro GSFC, tenía 8,8 m de largo, 0,4 m de diámetro, 770
Kg de
peso, un empuje de 45 Tm en la 1ª fase, y ascendía hasta 965 Km
llevando cargas
de 16 Kg.
JAVELIN
Cohete sonda de 4 fases que se disparó por vez
primera el 22 de diciembre
de 1959 en Wallops Island, construido dentro de un programa de
colaboración con
Canadá. Alcanzó en tal ocasión primera 896 Km de altitud.
LOKI
Este modelo realizó el primer vuelo el 22 de junio
de 1951. Fueron también
utilizados por el Ejército americano en los años 50.
El modelo Loki Phase II fue un rockoon lanzado desde
un barco, soltando el
globo que ascendía hasta casi 23 Km desde donde era disparado el
cohete, que
por cierto se deriva del Halcón militar. Luego, lograba una altura de
unos 120
Km. Fueron planeados por la Universidad de Iowa, lanzándose unos 50 en
el AGI.
Tenían 2,1 m de longitud, 7,5 cm de diámetro y usaban propulsante
sólido; la
carga útil era de 3,9 Kg y 90 cm de larga. Se utilizaron a partir de
julio de
1955.
NIKE APACHE
También llamado Argo B13. Pesaba 670 Kg y medía 6,4
m de altura y 39,6 cm
de diámetro. De dos fases, portando cargas de 12 Kg tenía su techo en
los 250
Km. Construido por la Atlantic Research Corp.
NIKE ARCHER
La fase 1ª era un Nike y la 2ª un Archer, de la ARC,
de 3,5 m de largo y 19
cm de diámetro; pesaba, esta fase, 152 Kg y lograba 145 Km de altura
llevando
18 Kg de carga.
NIKE ASP‑1
De 2 etapas, con primera fase Nike, todo él lleva
propulsantes sólidos.
Probado el 28 de septiembre de 1958 por la Marina cerca de Puka Island,
alcanzó
entonces 244 Km de altitud. Se efectuó, tras 2 disparos en los días
inmediatos
anteriores, un lanzamiento en Wallops Island en la fecha del 19 de
noviembre de
1959 el segundo experimento de suelta de una nube de vapor de sodio sin
éxito.
NIKE CAJUN
Ver el cohete ARGO B‑1.
NIKE DEACON
También llamado Nike Dan. Cohete sonda de 2 fases
utilizado por la NACA en
lanzamientos desde Wallops Island. Pesaba casi 0,7 Tm y medía 7,7 m de
altura y
26,6 cm de diámetro máximo. Tenía techo en los 148 Km con 4,5 Kg de
carga útil.
El primero de estos cohetes se disparó el 19 de noviembre de 1953 en la
citada
base.
NIKE NIKE
También llamado PYTHON. Formado por 2 fases iguales
Nike, tenía 8,2 m de
altura y 39,6 cm de diámetro, pesaba 843 Kg. Podía llevar 38,5 Kg a 225
Km de
altitud.
NIKE ORIÓN
Uno de estos modelos, lanzado en White Sands,
estalló a 2 Km de altura el
25 de abril de 1986 cuando llevaba una carga para el estudio de la
contaminación atmosférica.
NIKE RECRUIT
Cohete destinado a estudios físicos sobre velocidad
y precisión en vuelo.
Se probó en Wallops Island el 21 de diciembre de 1956. Alcanzó 3,9 Km
de
altitud y 8,339 Km/h de velocidad.
NIKE TOMAHAUK
Dotado de 2 fases, lograba 430 Km de altura,
llevando 23 Kg de carga.
RM-10
Cohete sonda de 2 fases para el estudio de la alta
velocidad en vuelo
libre. Fueron lanzados por la NACA a partir del 7 de febrero de 1957 en
Wallops
Island y desarrollados por el Centro Langley.
ROCKSONDE
Cohete sonda lanzado en Cabo Cañaveral a partir de
diciembre de 1961 para
la medición de parámetros meteorológicos (temperatura, vientos, etc.)
hasta
alturas de 600 Km. Construidos por empresa Marquardt para el Ejército
americano; fueron probados en White Sands.
ROCKOON
Cohetes sonda americanos lanzados desde un globo a
partir del 29 de julio
de 1952 en Groenlandia, tras su concepción en marzo de 1949.
SPARROWBEE
Probado en vuelo por vez primera el 3 de agosto de
1960 en Wallops Island,
logró 415 Km de altitud llevando una carga de 25 Kg de la Universidad
de
Michigan.
TERRAPIN
Lanzado por primera vez en Wallops Island el 21 de
septiembre de 1956, es
un Deacon con un T55. Alcanzó una altitud de unos 122 Km llevando una
carga de
3,6 Kg.
TERRIER
Cohete sonda de la Marina para lanzamiento en
Wallops Island para el
estudio de formaciones nubosas y tomas fotográficas con techo en los
140 Km y
alcance de 1.600 Km. Se hizo el primer disparo el 5 de diciembre de
1958.
TRAILBLAZER
Cohete de 7 fases para lanzamientos desde Wallops
Island que alcanzaba 280
Km de altura para estudios sobre la alta atmósfera y sobre altas
velocidades en
la reentrada. Ensayado a partir del 22 de abril de 1961.
VIKING
Ya referenciado, fue utilizado como cohete sonda y
tuvo su origen el
proyecto en el 1 de octubre de 1946 para la Marina americana. El primer
disparo
sucedió el 3 de mayo de 1949 en White Sands.
WEDGE
Para varios usos, fue dispuesto por el Centro
Goddard.
‑URSS/RUSIA.
Los soviéticos han llegado a disponer cohetes sonda
fundamentalmente no muy
diferentes a los americanos y han venido utilizándolos paralelamente en
el
tiempo y con igual destino investigador desde 1949.
Uno de los más antiguos cohetes sonda de la URSS fue
el A‑2 que en
1949 era disparado para realizar investigaciones geofísicas de la alta
atmósfera, logrando alturas de más de 200 Km y llevando a bordo
compartimientos
con cobayas.
Este tipo de cohetes de la URSS, en los años
siguientes 1950, en que fueron
lanzados, pesaban alrededor de 1 Tm y tenían 8 m de longitud,
funcionando con
keroseno y ácido nítrico, y disponiendo de boosters. Alcanzaban una
altura
entre los 70 y 80 Km, llevando muchas veces seres vivos que luego
recuperaban
en cápsulas y con los que iniciaron sus estudios preliminares a su
luego
formidable desarrollo espacial de la década.
Más tarde, las series A1, A2, A3 y A4, de cohetes
sonda soviéticos fueron
utilizados en el AGI, también en tal década de los 50. El más capaz fue
el V-2A
que llevó 2,2 Tm de carga instrumental a 210 Km de altura; tuvo una
primera
versión en el V-1A y ambos fueron creación de Korolev y su OKB-1, como
así los
también meteorológicos V-1D, V-1E, V-1V, V-2, V-3A o Vertical-4, y el
V-5V.
Otros de estudios meteorológicos fueron los M-5RD, MR-12 y MR-20.
El A-3 disponía de una cápsula de nada menos que 6 m
de larga con 5
compartimentos para distintos materiales biológicos, instrumental,
paracaídas y
baterías. El modelo V-5V llegaba a los 500 Km de altura con una carga
de 1,3
Tm. Más moderno fue el MR-12 utilizado con fines meteorológicos,
que realizó
su primer vuelo de prueba sobre Volgogrado el 30 de mayo de 1973. Tenía
8,77 m
de altura, de ellos 1,55 para la carga útil, 44 cm de diámetro y podía
elevarse
hasta 170 Km de altura.
‑ FRANCIA.
El país galo ha llegado a contar con numerosos e
importantes cohetes sonda
que han sido ensayados principalmente por toda Europa. Son los
siguientes con
sus caracteres resumidos:
ANTARES
Realizado por la ONERA, de 3 o 4 fases, propulsantes
sólidos, tenía un
alcance en altura de 280 Km con 4 fases, llevando 35 Kg de carga útil,
o de 150
Km con 3 etapas, con 85 Kg de carga útil. Se utilizó para estudios
ionosféricos
y de la reentrada de vehículos. Se lanzaron 8 cohetes, de ellos 6 en el
año
1961.
BELIER
De una fase, que actúa como la segunda en el
Centaure y Dragón, tenía un
techo en vuelo de 150 Km, llevando 30 Kg de carga útil. Medía 5,11 m de
longitud, 30 cm de diámetro, y pesaba 355 Kg. Apareció en 1961 y de él
existieron varias versiones. Utilizaba motor Vega de Isolane con
perclorato
amónico, poliuretano y aluminio.
BERENICE
Basado en el Antares y creado y usado por la ONERA,
medía 14 m de largo,
pesaba 3 Tm, tenía 4 fases y llevaba 60 Kg de carga útil. Su techo en
vuelo se
acercaba a los 950 Km y conseguía Mach 12. Apareció en 1961.
CENTAURE
De 2 fases, 7,1 m de altura, 0,28 m de diámetro, 465
Kg de peso, de ellos
32 de carga útil, propulsantes sólidos, y 255 Km de alcance en altitud;
el modo
de control era por rotación. Construido por la Sud Aviation y empleado
también
por la organización europea ESRO para exploraciones de la alta
atmósfera desde
1967 y por espacio de un lustro.
DANIEL
Cohete sonda de 3 fases, de propulsante sólido, y
8,5 m de altura y 812 Kg
de peso. También denominado OPD-220ADX, alcanzo los 127 Km de altitud.
Fue
lanzado solo en 3 ocasiones (27 de enero de 1959, y 5 y 9 de octubre de
1961).
Construido por la ONERA.
DRAGÓN
Constituido por 2 fases, pesaba 1,16 Tm, llevaba
propulsantes sólidos, y
tenía 600 Km de alcance en altura. Creado en 1966 y construido por la
empresa
SNIAS, fue empleado para la exploración de la atmósfera, siendo
lanzados muchos
de ellos desde Andoya, en Noruega. La 2ª fase es como la del Centaure,
un
Belier. En el lanzamiento, la estabilización era por rotación y el
guiado
balístico. El primer lanzamiento fue llevado a cabo el 6 de octubre de
1970.
EMERAUDE
Ver el cohete DIAMANT-A.
MONIQUE
De 4,83 m de longitud, 1,22 Tm de peso, 105 Km de
alcance en altura y 150
Km de alcance en plano, de propulsantes sólidos, este cohete sonda fue
usado en
el AGI. Lograba Mach 5 y actuaba también como cohete militar.
RUBIS
Cohete sonda de investigación del SEREB de 2 fases,
9,6 m de altura, 80 cm
de diámetro y 3,4 Tm de peso; la primera fase, Agathe, pesaba 1,9 Tm y
funcionaba con pólvora durante 18 seg, y la segunda es la 3 del cohete
Diamant
A. Con una carga de 35 Kg tiene techo en los 2.400 Km de altura.
SAPHIR
Ver el cohete DIAMANT-A.
VERONIQUE
Hubo varios modelos, pero en general era de entre
7,3 y 11,45 m de altura
(7,6 sin carga útil), 55 cm de diámetro, 1,5 Tm de peso, 250 Km de
techo en
vuelo y portando una carga útil de 60 Kg, este cohete tenía un empuje
de 3,7 Tm
y funcionaba durante 1 min, alcanzando una velocidad máxima de 7.400
Km/h, y
llevaba como propulsantes ácido nítrico y esencia de trementina.
Empleado para
sondeos atmosféricos, estudios sobre la radiación UV, etc., fue
dispuesto
también para actuar como cohete militar, el primero francés. Concebido
en 1949
por el Laboratorio de Investigaciones Balísticas y Aerodinámicas de
Vernon, fue
lanzado por vez primera el 20 de mayo de 1952 y se lanzarían luego 10
más hasta
1954, no logrando entonces más de 70 Km de altura. Más tarde se le
perfeccionaron los depósitos de propulsante doblando la altura en vuelo
e
incluso llegando, dentro del AGI, a triplicar los citados 70 Km de
techo. El
primer disparo en Colomb Bechar tiene lugar el 7 de marzo de 1959,
llegando a
una altura de 104 Km. De tal modelo aquí lanzado se dispararon 48
unidades, el
último en 1969 en Kourou; el mismo tenía un techo de 210 Km. La última
versión,
el Verónique 61, apareció en 1964 para ser lanzado en la base argelina
de
Hammaguir y pesaba 1,93 Tm, elevaba cargas útiles de 60 Kg a 315 Km de
altura.
Entre el mes de junio de 1964 y diciembre de 1971 se realizaron 19
disparos del
modelo Veronique 61, 13 en Hammaguir y 6 en Kourou.
VESTA
Es una versión mejorada y más potente del Verónique.
Al principio se
hicieron 10 de estos cohetes que fueron disparados del 15 de octubre de
1965 al
8 de noviembre de 1969. Altura máxima 11,5 m, diámetro 1 m, 5 Tm de
peso y
techo de 360 Km con 500 Kg de carga útil o bien 215 Km con 1 Tm.
Otros cohetes sonda franceses son los Topaze,
Valois, Titus, Cassiopee,
Behsama, Eridam, Dauphin, etc.
‑ GRAN
BRETAÑA.
Los británicos dispusieron en esta cuestión uno de
los cohetes más
interesantes, el SKYLARK, que significa "pájaro cantante del cielo",
pensado
inicialmente para el Año Geofísico Internacional en 1957 y 1958, y
creado en
1965 sobre un modelo antiguo de 7,62 m de longitud, 44 cm de diámetro,
1,1 Tm
de peso, 160 Km de alcance en altura, medio minuto de funcionamiento, 7
Tm de
empuje, 470 Kg de carga útil, 6.000 Km/h de velocidad máxima y
lanzamiento por
vez primera en Woomera, Australia, el 18 de septiembre de 1961.
Construido por
la BAC, este cohete tendría 2 fases, una altura de 12,4 m, 44 cm de
diámetro,
un peso de 1.852 Kg, usaría propulsante sólido, y el alcance sería de
240 Km de
altura que conseguía en 13 min. Más tarde el techo sería ya 260 Km y el
más
avanzado logró 800 Km con una carga de 135 Kg. Podía ser lanzado desde
una
plataforma transportable de solo 5,5 Tm. Podía llevar 2 cohetes
auxiliares o
boosters llamados Cuco y Goldfinch.
El Skylark fue empleado para sondeos atmosféricos y
posteriormente para la
investigación de recursos terrestres desde el 6 de julio de 1964 en que
se
lanzó el primero en Cerdeña en cooperación dentro de la ESRO. Desde el
18 de
septiembre de 1961, en que se disparó el primero, hasta abril de 1975
se habían
lanzado desde la base de Woomera 250 Skylark. En total se dispararon
más de 400
y se hicieron 12 modelos distintos. En los programas de este cohete
sonda
también colaboraron americanos y australianos.
El Skylark fue retirado en 2005 con un último
lanzamiento en la base sueca
de Esrange.
El BLACK KNIGHT, "caballero negro", fue usado para
los estudios de
reentrada en la atmósfera de ingenios espaciales y también para otras
experiencias. Construido por la Westland Aircraft y lanzado
principalmente
desde Woomera, fue usado en el proyecto
británico‑australiano‑americano Dazzle de 1963.
De 1 o 2 fases, este cohete sonda llevaba 4 motores
Gamma 201 de agua
oxigenada y keroseno que lograban un empuje de 9 Tm. Teledirigido y con
control
por radar, medía sin la 2ª fase, que cuando la tenía era de propulsante
sólido,
10 m de largo, 91,4 cm de diámetro, y alcanzaba un techo en vuelo de
unos 800
Km con 110 Kg de carga útil. Con una 3ª etapa podía lograr hasta 3.200
Km de
altura llevando solo 45 Kg de carga útil. En la reentrada, alcanzaba
una
velocidad de 17.000 Km/h. Se construyeron 25, siendo lanzado el primero
en la
isla de Wight el 7 de septiembre de 1958 y el segundo en Woomera el 12
de marzo
de 1959.
Otro cohete sonda británico fue el Bristol Aerojet
Petrel que alcanzaba 130
Km de altura con 30 Kg de peso.
La Oficina Británica de Meteorología utilizó desde
1964 al cohete sonda
meteorológico Skua, fabricado por la empresa Bristol Aerojet Limited,
que podía
elevar 5,5 Kg de carga útil hasta los 100 Km de altura. Medía 2,41 m de
alto,
12,7 cm de diámetro, pesaba 39,5 Kg y se disparaba dentro de un tubo de
10 m de
largo. Fue también dotación de otros países, como España, Francia,
Alemania y
otros.
‑ SUECIA.
Efectúan los suecos la mayoría de sus lanzamientos
de cohetes sonda en la
base de Kiruna, principalmente a través del grupo Saab Scania, con
cargas
útiles a base de aparatos para estudios completos sobre iones, campos
eléctricos y micrometeoritos, entre otras cosas.
Se lanzan los ingenios principalmente para el
estudio de las auroras
boreales sobre los 200 Km de altura, en este lugar geográfico propicio
para
ello.
‑ JAPÓN.
Posee en su momento cohetes sonda L3H5 de estudios
astronómicos que han
realizado importantes investigaciones con detectores de rayos X y de
meteorología y de la alta atmósfera.
Para los lanzamientos los nipones se dispusieron
principalmente en Niijima,
Ryorio y Syowa, además del centro de Kagoshima.
Otro cohete sonda japonés fue el MT‑135P, usado
desde 1970, con 60
Km de alcance y destinado a estudios meteorológicos y también
atmosféricos.
De mayor alcance resultó el S‑160, de 16 cm de
diámetro, que lograba
90 Km de altura.
El S‑210, de 21 cm de diámetro, conseguía alturas de
120 Km.
Otro, el S‑300, de 30 cm de diámetro, lograba ya 160
Km, y el
S‑350, de 35 cm de diámetro, rozaba los 225 Km.
Otros cohetes sonda del Japón, como el Kappa y
Lambda, ya han sido
referidos en el apartado de cohetes astronáuticos, dado el carácter
ambivalente
de los referidos lanzadores.
El modelo TR-1A, posterior y más moderno, se probó
en Tanegashima y a
finales de 1998 se llevaban lanzadas 7 unidades. Se realizaron con el
mismo
experimentos sobre microgravedad.
El TT-500 se lanzó entre 1977 y 1980 y el modelo
500A entre 1981 y 1983.
Este último tenía 2 fases y 50 cm de diámetro. Se utilizó para
experimentos
sobre microgravedad en vuelos parabólicos de 7 min en tal estado, en
especial
sobre semiconductores.
Todas las series de modelos nipones de cohetes sonda
son o fueron el S-,
HT-, JCR, LS-, MT-, NAL, ST, SA-, SB-, SC, TR, TT-.
En julio de 2017, la empresa Interestellar
Technologies prueba su modelo Momo 1 que falla en su disparo en el
centro de Taiki, isla de Hokkaido, a los 70 seg de vuelo en que se
cortó la telemetría. El 30 de junio de 2018 prueba el Momo 2 que
explota sobre la misma rampa, a 4 seg del encendido. Tal modelo mide
9,9 m de altura y 50,2 cm de diámetro, pesando 1 Tm, de la que 700 Kg
son de peso en seco. El techo nominal del Momo se estima en 120 Km que
debe alcanzar a los 4 min 10 seg de vuelo; la aceleración a lograr es
de 5 ges y la carga útil a llevar 20 Kg, recuperable con paracaídas.
A continuación se relacionan una
serie de lanzamientos de
cohetes-sonda nipones:
|
Lanzamiento
|
Fecha
|
Base de disparo
|
Objetivo
de la misión
|
|
S-A1
S-A2
S-A3
|
10.08.1963
|
Niijima
|
Pruebas de disparo y observaciones
meteorológicas.
|
|
LS-A
|
10.08.1963
|
Niijima
|
Prueba del cohete.
|
|
S-B1
|
17.07.1964
|
Niijima
|
Vuelo de prueba y observación
meteorológica.
|
|
S-B2
|
19.07.1964
|
Niijima
|
Vuelo de prueba y observación
meteorológica.
|
|
S-B3
|
23.07.1964
|
Niijima
|
Vuelo de prueba y observación
meteorológica.
|
|
LS-A1
LS-A2
|
22.07.1964
|
Niijima
|
Pruebas del motor.
|
|
S-B4
|
15.06.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
S-B5
|
16.06.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
HM-16D
|
17.06.1965
|
Niijima
|
Vuelo de prueba.
|
|
HM-16-IT
|
18.06.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor y observación
meteorológica.
|
|
SB-II-F6
|
18.11.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
SB-II-F7
|
19.11.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
ST-I-F1
|
16.11.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
LS-A3
|
22.11.1965
|
Niijima
|
Prueba del motor.
|
|
NAL-16 TR
|
17.11.1965
|
Niijima
|
Vuelo de prueba.
|
|
SA-II A9
|
17.09.1968
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
LS-C-D
NAL-16H F1
|
19.09.1968
|
Tanegashima
|
Vuelos de prueba.
|
|
NAL-16 31D
|
30.01.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
NAL-25
|
01.02.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
LS-CI
|
06.02.1969
|
Tanegashima
|
Prueba del propulsante y del motor.
|
|
SC-3
|
07.02.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de prueba y observación
meteorológica.
|
|
SC-1
SC-4
|
08.02.1969
|
Tanegashima
|
Vuelos de prueba y observación
meteorológica.
|
|
SB-III F11
|
09.09.1969
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica
|
|
LS-C2
|
10.09.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-1
|
15.09.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-2
|
16.09.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
NAL-16H
F2
NAL-7 F7
|
20.09.1969
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-3
|
01.02.1970
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
LS-C3
|
03.02.1970
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
NAL-7B S9
|
07.09.1970
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
LS-C4
|
09.09.1970
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-5
|
01.02.1971
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
SB-III
A12
SB-III A13
|
03.02.1971
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
SB-III A14
|
06.09.1971
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
LS-C5
|
10.09.1971
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
SB-III A15
|
11.09.1971
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
JCR-6
|
17.09.1971
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T1
|
02.02.1972
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
JCR-7
|
06.02.1972
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T2
|
07.02.1972
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P
T3
MT-135P T4
|
30.08.1972
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
LS-C6
|
25.09.1972
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-8
|
07.02.1973
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T5
|
05.02.1973
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T6
|
08.02.1973
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P
T7
MT-135P T8
|
05.09.1973
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
JCR-9
|
07.09.1973
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
JCR-10
|
01.02.1974
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T9
|
02.02.1974
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
LS-C7
|
09.02.1974
|
Tanegashima
|
Prueba de motores.
|
|
MT-135P T10
|
10.02.1974
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
ETV-1
|
02.09.1974
|
Tanegashima
|
Prueba de motores.
|
|
MT-135P
T11
MT-135P T12
|
03.09.1974
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T13
|
30.01.1975
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
ETV-2
|
05.02.1975
|
Tanegashima
|
Prueba de motores.
|
|
MT-135P T14
|
07.02.1975
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-210 F1
|
17.08.1975
|
Tanegashima
|
Vuelo de prueba.
|
|
MT-135P T15
|
10.09.1975
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-210 F2
|
27.01.1976
|
Tanegashima
|
Vuelo de prueba.
|
|
MT-135P T16
|
23.09.1976
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-210 F3
|
24.09.1976
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T17
|
25.09.1976
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F1
|
25.01.1977
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas de seguimiento.
|
|
MT-135P T18
|
24.02.1977
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T19
|
23.08.1977
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F2
|
25.08.1977
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T20
|
26.08.1977
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F3
|
16.01.1978
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T21
|
17.02.1978
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T22
|
24.08.1978
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F4
|
25.08.1978
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T23
|
26.08.1978
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F5
|
27.01.1979
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T24
|
07.02.1979
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F6
|
25.08.1979
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P
T25
MT-135P T26
|
27.08.1979
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500 F7
|
28.01.1980
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T27
|
23.02.1980
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T28
|
13.09.1980
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500A F8
|
14.09.1980
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T29
|
15.09.1980
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500A F9
|
15.01.1981
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas y experimentos de
microgravedad.
|
|
MT-135P T30
|
12.02.1981
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500A F10
|
02.08.1981
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas y experimentos de
microgravedad.
|
|
MT-135P T31
|
02.02.1982
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
MT-135P T32
|
03.02.1982
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500A F11
|
16.08.1982
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas.
|
|
MT-135P T33
|
05.09.1982
|
Tanegashima
|
Observación meteorológica.
|
|
TT-500A F12
|
27.01.1983
|
Tanegashima
|
Vuelo de pruebas y experimentos de
microgravedad.
|
|
TT-500A F13
|
19.08.1983
|
Tanegashima
|
Experimentos sobre materiales.
|
|
TR-I-1
|
06.09.1988
|
Tanegashima
|
Pruebas telemétricas para el
desarrollo del cohete mayor H-II.
|
|
TR-I-2
|
27.01.1988
|
Tanegashima
|
Pruebas telemétricas para el
desarrollo del cohete mayor H-II.
|
|
TR-I-3
|
20.08.1989
|
Tanegashima
|
Pruebas telemétricas para el
desarrollo del cohete mayor H-II.
|
|
TR-IA-1
|
16.09.1991
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
TR-IA-2
|
20.08.1992
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
TR-IA-3
|
17.09.1993
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
TR-IA-4
|
25.08.1995
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
TR-IA-5
|
25.09.1996
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
TR-IA-6
|
25.09.1997
|
Tanegashima
|
Experimentos de microgravedad.
|
|
|
|
|
|
‑ ESPAÑA.
Ha desarrollado diversos cohetes sonda de la serie
INTA, nombre que reciben
del organismo nacional en cuestiones espaciales.
Uno de ellos fue el INTA‑100 tenía 120 Kg de empuje
y funcionaba
durante 30 seg.
Más interesante era el INTA‑255, creado a partir de
1966 por mandato
del CONIE, y con colaboración de la Bristol británica, para el estudio
de las
capas D, E y F ionosféricas, a la vez que permitía la adquisición de
experiencia a los técnicos nacionales. Medía 5 m de longitud, 25,7 cm
de
diámetro, y pesaba 306 Kg; disponía de cuatro alerones. La 1ª fase eran
cuatro
cohetes de propulsante sólido de 8 Tm de empuje y que actuaban en muy
breve
tiempo. La 2ª etapa alcanzaba Mach 6 y tenía 2 Tm de empuje en un único
motor
de propulsante sólido. El primer lanzamiento de prueba se realizó el 19
de
junio de 1969. El primer disparo con una carga útil se hace el 20 de
diciembre
de 1969 llevando 27,5 Kg de carga útil a 135 Km de altura. El techo del
INTA‑255 fue de 150 Km con 25 Kg de carga útil.
Luego se desarrolló el INTA‑300, de 2 fases, 7,3 m
de longitud, 25,7
cm de diámetro, 1,1 m de envergadura con las 4 alas de estabilidad, 503
Kg de
peso, que era capaz de llevar 30 Kg de carga a 300 Km de altura.
Proyectado
desde 1968, fue aprobada su ejecución el 13 de agosto de 1971 y se
estableció
colaboración para ello del INTA con la firma británica Bristol, la
española
CASA y Unión de Explosivos Río Tinto, que aportaron respectivamente el
sistema
propulsor, fuselaje y propulsante. En su 1ª fase posee 10,2 Tm de
empuje y un
tiempo de acción de 3,3 seg. La 2ª fase, también dotada de alerones,
funcionaba
15 seg, proporcionando 2 Tm de empuje, y quemando propulsante sólido
igualmente. Así lograba 30 g de aceleración y Mach 8. Era disparado con
85
grados de inclinación.
En 1978 se ensaya un nuevo motor, el INTA‑430, de 26
Tm de empuje,
teniendo un peso total de 590 Kg, de los que 470 eran de propulsante.
Este
motor da lugar a un nuevo INTA‑300 que a partir de entonces gracias a
tal motor puede alcanzar los 500 Km de altura, llevando 100 Kg de carga
útil.
El INTA 300/B tenía 560 Kg de peso, 7,8 m de altura
y techo igualmente en
los 300 Km de altura. Un lanzamiento INTA 300-B llevado a cabo el 22 de
octubre
de 1993, a las 2 h 46 min, se llevó correctamente a cabo. La carga
útil,
llamada NC1-0X, eran 6 fotómetros y el objetivo era la medición de
parámetros
atmosféricos, como el oxígeno tanto atómico como molecular, y el
radical OH.
Pero en la adquisición de datos en los experimentos se falló
parcialmente por
utilizar un radar de seguimiento demasiado anticuado. En el vuelo, en 7
seg
llegó a 2 Km de altura con la fase primera, y 28 seg más tarde con la
segunda a
25 Km. Al llegar a los 70 Km de altura, con un poco de retraso que
causaría
problemas, se desprendió la carcasa de proa para dejar al descubierto
la carga
útil de aparatos; la velocidad es entonces de 1,5 Km/seg. El apogeo
estuvo en
los 150 Km. El descenso duró 6 min y en 4 de los mismos se
retransmitieron
datos correctamente; la caída tuvo lugar a unos 130 Km de la costa de
Huelva.
Por el parcial fracaso de este lanzamiento no se llevó a cabo un
segundo un par
de horas después.
El 16 de abril de 1994, a las 03 h 22 min, se pudo
al fin lanzar el INTA
330/B aplazado anterior desde Arenosillo con una carga útil de 100 Kg
de
aparatos científicos; iban 6 fotómetros que actuaron entre los 70 y 130
Km de
altura, tanto en el ascenso como en el descenso, así como
magnetómetros,
acelerómetros y otros sensores. El disparo, retrasado en un día debido
a la
meteorología, fue posible dentro de una nueva ventana de condiciones
atmosféricas, y además sin presencia de la Luna, y sin tráfico aéreo.
Alcanzó
156 Km de altura y una velocidad de 1.520 m/seg, durando el vuelo 6,5
min y
cayendo en el Atlántico a 65 Km del lugar de partida; la primera fase
cayó a 2
Km de las costas de Huelva. Se estudió la composición atmosférica y se
probaron
los sistemas del cohete cara al proyecto Capricornio. La prueba fue un éxito.
El Capricornio pretendió ser un pequeño lanzador de
2 fases, 18 Tm de peso, 1 m de diámetro y 18 m de altura, para
satelizar cargas de 100 Kg en órbita baja de unos 250 Km de altura, o
bien 70 Kg en órbita polar. Pero el proyecto fue cancelado en 1999 por
motivos económicos.
‑ OTROS
PAÍSES.
ALEMANIA.
Dispone, entre
otros, de cohete sonda Maxus para investigaciones en microgravedad.
ARGENTINA. Dispone de
las
bases para disparo de este tipo de ingenios en Chamical y Mar Chiquita.
Utilizó
entre otros el Orión 2 de la Fábrica Militar de Aviones, de 4 m de
alto, 20,6
cm de diámetro y 140 Kg de peso. Era capaz de llevar 25 Kg de carga
útil a 100
Km de altura. Fue probado en Wallops Island.
AUSTRALIA.
Desarrolló en 1961
el Aeolus, de 2 fases, 70 Km de alcance en altura, 13 Kg de carga útil,
propulsante sólido, 6,4 m de largo, 0,5 Tm de peso; lanzado desde
Woomera.
También posee otros cohetes como el Long Tom.
BRASIL.
Dispuso desde 1964
de los cohetes Sonda 1, 2, 3 y 4 que lanzaba en la base Barreira do
Inferno. El
primero disparado con éxito fue en 1967 con el modelo 1 que tenía 4 m
de largo
y pesaba 59 Kg; su techo en el lanzamiento estaba en los 65 Km. Con el
último
modelo, el Sonda 4, desarrollado en 1976, se lanzaban cargas de 300 Kg
a 700 Km
de altura y de 500 Kg a 1.000 Km (600 Km según otra fuente); tenía 11 m
de
altura.
En 2007 también tenía el modelo VSB-30, de 12 m de
altura y 2,5 Tm de peso,
con lanzamientos en Alcántara y realización en colaboración con
Alemania. Su
costo se estima en 1.250.000$. Su prueba en julio de tal año no fue del
todo
satisfactoria, pues si bien el cohete actuó bien su carga útil se
perdió.
En diciembre del mismo 2007 disparó en Boca do
Inferno, Rio Grande do
Norte, por primera vez en colaboración con Argentina, un modelo de la
misma
versión, pero de 1,5 Tm de peso y 8 m de altura. Llevó una carga útil
de 350 Kg
para experimentos en microgravedad.
CANADÁ.
Tiene en su momento
del Black Brant, de investigación de la alta atmósfera lanzado en
colaboración
con los americanos en Wallops Island a partir de 2 de diciembre de
1961. Podía
llevar una carga útil de 70 Kg a 200 Km de altura.
ESA.
La Agencia
Espacial Europea también ha desarrollado como conjunto de países
programas de
cohetes sonda para estudios, por ejemplo, de microgravedad (por breve
tiempo,
de unos minutos) y otro tipo. Se dispuso del cohete Nike Orion 2, de
alcanza
una altura de más de 125 Km llevando 128 Kg de carga útil, y que es
lanzado en
Kiruna, Suecia.
En este lugar, el 24 de noviembre de 1998 se lanzaba
el Maxus 3, derivado
del Castro 4B americano. La carga útil, de 489 Kg de peso, llegó a 714
Km de
altura, con lo que se lograron 12 min de microgravedad llevando 5
experimentos.
La cápsula se recuperó por medio de helicópteros a tan solo 2 Km del
punto
previsto tras descender en paracaídas al cabo de 20 min de vuelo.
El
26 de marzo de 2010 se lanzaba también en Kiruna un Maxus 8 con una
cápsula
italiana SHARK. Este modelo Maxus 8, de 12 Tm de masa y 17 m de
longitud, es
capaz de llegar a 750 Km de altitud y dejar así a la carga útil 12 min
de
microgravedad. La cápsula fue recuperada tras se soltada a 150 Km de
altura.
GRECIA.
Tiene una base
para disparo de cohetes sonda en isla Euba.
INDIA.
Empezó sus
pruebas con cohetes sonda en 1967. En 1998 probaba el modelo Rohini
para
lanzamiento de cargas en colaboración con Alemania. Los disparos se
realizan en
Shriharikota. El lanzamiento tercero de 29 de septiembre llevaba como
carga
útil 5 aparatos para el estudio de la ionosfera, logrando una altura de
425 Km.
PERÚ.
Puso a punto su
primer cohete sonda, denominado Paulet 1 en memoria del primer peruano
precursor de la astronáutica en su país, en 2006. Tal modelo tiene 2,72
m de
largo y pesa 99 Kg, siendo su alcance teórico en altitud de 60 Km con
una carga
útil de 5 Kg; su diseño fue realizado por la denominada Comisión
Nacional de
Investigación y Desarrollo Aeroespacial. Fue ensayado por vez primera
el 26 de
diciembre de tal 2006 en Pucusana, junto a Lima; en tal prueba alcanzó
un techo
de 45 Km y cayó luego en aguas del Pacífico, durando el vuelo 3 min 20
seg.
Además existen otros países que también han
dispuesto de cohetes sondas,
prácticamente una infinidad de ellos que haría demasiado extenso este
apartado.
> OTROS COHETES. COHETES
MILITARES.
MISILES.
Se tienen las armas,
por si un día no se hallan o no se tienen razones.
Otros cohetes, cuyos caracteres poco tienen que ver
con la investigación
del espacio o la atmósfera, salvo en la mera cuestión de investigación
técnica
del cohete o la física de la carga útil, que puede ser válido para
todo, son
los cohetes militares, cuyo número y variedad resulta mucho más
numeroso y casi
indescriptible en la amplitud del tema. Los cohetes militares son los
lanzadores ya más o menos vistos. Los misiles son cohetes dotados de
una carga
explosiva con alcance directo al objetivo, en tanto que los lanzadores
son los
utilizados para satelizar ingenios de reconocimiento o excepcionalmente
portadores de carga explosiva o destructiva (del tipo láser, por
ejemplo) de
acción retardada o a la espera del momento oportuno.
Nos referimos aquí a los misiles puesto que los
lanzadores vienen a ser los
mismos ya citados. Los mayores, o de superior capacidad, son más
propiamente
llamados misiles estratégicos (SM) y que pertenecen a las potencias del
planeta
y también a países más o menos desarrollados. A su vez puede haber dos
tipos de
misiles estratégicos: los balísticos y los orbitales. Los primeros
describen
una curva de caída a tierra, como un obús, y los segundos sitúan su
carga
explosiva en órbita a la espera de realizar la reentrada en su momento.
En el
último caso, tanto si llevan carga explosiva como otra de acción
militar
(química o biológica), son simples satélites.
Si bien los balísticos no caen en el campo
astronáutico, por lo cual
tampoco merecen mayor extensión en su cita, mencionaremos como
complemento del
capítulo de cohetes una serie de ellos, los más conocidos o
significativos.
Además, algunos de estos cohetes, sobre todo los de mayor capacidad,
han
servido en los dos campos, astronáutico y militar, unidos desde un
principio en
la entidad del cohete que así resulta ser muchas veces ambivalente.
Los cohetes militares son muy variados, y la primera
clasificación podría
ser entre los de tipo ofensivo y defensivo. Normalmente denominados en
singular
missile, nombre de procedencia inglesa que se refiere a un cohete
dirigido,
preferentemente de tipo militar, poseedor de una carga explosiva que
puede ser
nuclear. Luego, por extensión, también se ha llamado a los
estatorreactores,
generalmente alados, no tripulados, que cumplen idéntica misión.
Dado el peligro que los misiles, sobre todo los
dotados de carga nuclear y
mayor alcance, podían entrañar, en los años 60 fueron dotados de
códigos de
seguridad para el lanzamiento, al principio con claves secretas de 4
dígitos y
posteriormente de 12. Fue lo que se llamó los eslabones de acción
permisiva que
llevaban un mecanismo de cierre electromecánico y control remoto, de
modo que
la simple orden de disparo sin disponer de los códigos o claves no
puede ser
ejecutada. Por supuesto, la prueba repetida de las claves sin resultado
de
acceso implica la anulación o imposibilidad de lanzamiento.
Otro sistema de protección de las cargas útiles del
misil o cabezas
nucleares, para el caso de un asalto físico de tipo terrorista, las
proas y
carcasas protectoras llevan dispositivos electrónicos de alimentación
autónoma
que detectan su manipulación ilegal; de tal modo que se produce también
una
anulación o desactivación irreversible del arma.
Aunque los sistemas occidentales son conocidos en
estos aspectos, se ha
dudado de cómo eran los soviéticos pero no se duda que son parecidos, o
incluso
más obsesivos. En el caso de Israel se sabe que tiene un nivel de
ensamblaje
del arma no total; es decir, que se mantiene físicamente alguna pieza
clave
separada, alejada y bajo especial protección, para evitar tanto un uso
accidental como manipulación intencionada o robo.
Sus sistemas de guía fueron evolucionando con su
historia y pasaron de ser
guiados por radio-control y radar a autoguías por seguimiento IR e
inerciales.
Los primeros, a necesitar apoyo terrestre, podían ser batidos o
anulados con
contramedidas. Pero los últimos ya resultan más difíciles de abatir.
La carga útil llevada por los misiles puede ser
explosiva y bioquímica. En
el primer caso puede ser explosivo convencional o nuclear. El segundo
tipo
puede ser químico o biológico, y dentro del biológico puede ser de
contagio o
no. Las cargas más letales de todas son la nuclear por su poder
destructivo y
radiactivo, y la carga biológica de contagio. Las cargas biológicas
pueden ser
virus o bacterias. En el caso de ser entes letales que se propagan por
contagio
resulta inimaginable un bombardeo masivo semejante, peor aun que la
radioactividad nuclear; son virus del tipo Ébola, como el Marburg, y la
viruela.
En razón a su valor máximo, los misiles pueden ser
por su alcance
catalogados del modo que ahora citaremos; el alcance es la máxima
distancia que
cubre en vuelo, partiendo del lugar de lanzamiento, hasta el punto de
impacto
en línea recta, con independencia de que el ingenio haya trazado curva
o curvas
para llegar, y esa distancia está en proporción directa aproximada a la
potencia y tamaño del cohete.
Clasificación de cohetes por su alcance:
SRBM
Misil balístico de corto alcance. Es el tipo más
pequeño cuyo alcance llega
hasta los 100 Km, aproximadamente. Son disparados generalmente desde
unas
plataformas pequeñas, móviles o en batería. Son dignos de mención, en
tanto que
algunos, modificados, han servido ocasionalmente para prueba o ensayo
de
preparación de material espacial.
Los SRBM de apoyo aéreo reciben el nombre de SRAM,
misil aire-tierra de
corto alcance.
MRBM
Misil balístico de alcance medio. Logra como máximo
los 3.000 Km de
alcance. Puede estar dispuesto en silos subterráneos y llevar cargas
nucleares.
IRBM
Misil balístico de alcance intermedio. Consigue una
distancia de entre los
3000 y 5.500 Km del punto de disparo. Algunos han servido para ensayar
operaciones astronáuticas. Cuando sus rampas de tiro son móviles se les
llama
además MMRBM y si lo son en submarinos FBM.
ICBM
Misil balístico intercontinental. Tiene un alcance
superior a los IRBM,
entre los 5.500 y 14.000 Km, con ascenso hasta una altura de cerca de
1.000 Km.
Bajo determinado enfoque puede llegar a cualquier punto de la Tierra.
Muchos de
ellos han sido empleados en la astronáutica.
El llamado sistema FOBS, de bombardeo orbital, fue
pensado para los ICBM en
trayectoria parcialmente orbital en vez de balística simple. La
trayectoria
debía cruzar a alturas de solo 160 Km hasta iniciar el descenso sobre
el
objetivo. Resultaba difícil de detectar por radar pero era impreciso
respecto
al sistema convencional y su carga útil era menor. Fue descartado por
los
norteamericanos aunque se cree que la URSS lo desarrolló con el R-36
(SS-9).
URBM
Misil balístico de alcance último o máximo. Puede
con su alcance de 14.000
llegar a todos los puntos del planeta. Son en realidad ICBM más
completos.
La altura lograda por cualquiera de estos dos
últimos, en la trayectoria
suborbital, es de un máximo de entre 1.000 y 1.300 Km, aunque
normalmente
menos; después, a partir de tal techo, caen hacia tierra hacia su
objetivo.
Unos y otros llevan como carga útil, bien cargas
explosivas convencionales
o bien bombas atómicas o de hidrógeno en cantidad variable. La carga
nuclear
que lleven se puede expresar en kilotones o megatones; un kilotón
equivale a
1.000 Tm de TNT y un megatón a 1 millón de Tm de TNT (1 megatón son
pues 1.000
kilotones). Las cargas atómicas de fisión son medidas en kilotones y
las de
fusión nuclear, las bombas H (de Hidrógeno), dada su infinita potencia,
se
valoran en megatones. La primera bomba táctica utilizada, que fue la de
Hiroshima, lanzada por los americanos contra los japoneses en la II
Guerra
Mundial, era de “solo” 15 kilotones, y de 22 la de Nagasaki.
Cuando llevan varias cargas, los misiles se
denominan de cabeza múltiple y
en tal caso pueden ser llamados de modo diverso, MRV, MIRV y MARV,
según las
operaciones de final de trayectoria con tales cargas.
Antes, desde 1962, el disparo más perfecto era el
del típico ICBM con una
sola cabeza pero entonces aparecen los más mortíferos que indicamos; en
segundo
lugar el año de aparición:
MRV 1966.
Vehículo de reentrada maniobrable con cabezas
múltiples no dirigidas. Al
llegar sobre el objetivo, efectuaba un disparo a modo de perdigonada, o
sea
soltando las varias cabezas a sorteo sobre los objetivos.
MIRV 1970.
Vehículo de reentrada múltiple independiente ICBM
con cargas múltiples
(Mark 12 en denominación USA) que se separan entre si hasta 100 Km. Es
más
mortífero, desde luego, que el anterior pues sus múltiples cabezas son
dirigidas sobre sus posibilidades balísticas antes de llegar sobre sus
objetivos; algunas de tales cabezas pueden ser también señuelos para
confundir
los radares. El sistema de control de las cabezas, luego de la
separación del
cohete, lo ejecuta el PBCS, sistema de control de ayuda posterior. El
PBCS va
proyectando en el momento oportuno las cabezas nucleares, una a una y
sucesivamente, y luego, en tanto que las cargas van logrando los
objetivos, se
desintegra por rozamiento atmosférico para lo que no va protegido. Si,
en
cambio, puede ir dotado de ECM, contramedidas electrónicas. Cada cabeza
con su
electrónica es denominado bus.
Los americanos iban por delante de la URSS en este
sistema a su desarrollo
lo que fue factor de desequilibrio y fuerte carta a jugar en las
conversaciones
de desarme entre ambos.
MARV 1980.
Sistema diseñado para un tipo de vehículo de
reentrada múltiple y dirigida
con cabezas que pueden ser dirigidas totalmente hacia sus objetivos del
modo
mortífero más refinado.
Generalmente, todos los grandes cohetes militares
son disparados desde
silos subterráneos, en bases bajo tierra, provistos de complejos
sistemas de
seguridad y subsistencia autónomas, y dispuestos geográficamente de
modo
estratégico. La extracción de un misil de un silo puede ser mediante la
acción
directa del misil con los motores encendidos, o bien mediante algún
sistema de
catapulta (hidráulico, de contrapesos, u otros) que lo echa fuera antes
de la
ignición, como es el caso de los misiles lanzados desde submarinos.
Otros misiles más pequeños, e incluso algunos de
aquéllos anteriores, se
transportan en plataformas móviles que pueden ser terrestres,
subterráneas, en
buques y submarinos. Si son de corto alcance se llevan en camiones u
orugas,
incluso en batería, o en barcos, aviones, etc.
Los equipos de apoyo y control, en el último caso,
también tienen que ser
transportados y su envergadura está en correlación con la del misil. El
puesto
de lanzamiento puede ser fijo o móvil, y también el blanco lo puede ser
por lo
que los contra barcos y contra aviones sobre todo reaccionan a los
movimientos
de estos y los persiguen.
Otra clasificación de los cohetes militares puede
hacerse según el elemento
de partida y el de destino, con independencia del alcance que puede
ahora ir
desde unos pocos kilómetros hasta más de los 10.000 (ICBM) según el
cohete que
sea. Y pueden ser de los siguientes tipos:
Tierra‑tierra Lanzamiento desde plataforma terrestre y
destinado a
aniquilar otra parte de la
superficie terrestre, sean
ciudades, bases, concentraciones de tropa,
centro
industriales, etc.
Tierra‑mar Disparados desde tierra contra
barcos o submarinos.
Tierra‑aire Lanzados desde plataforma de tierra
contra aparatos
aéreos.
Mar‑tierra Disparados desde barco o
submarino contra objetivo de
tierra.
Mar‑mar Proyectados desde
barco o submarino contra otro buque o
submarino.
Mar‑aire Disparados desde
barco o submarino contra aparatos
aéreos.
Aire‑tierra Lanzados desde aparatos
aéreos contra objetivos en
tierra.
Aire‑mar Con disparo desde
aparatos aéreos contra barcos o
submarinos.
Aire‑aire Lanzamiento desde
aparatos aéreos contra otros.
Muchos de ellos se conciben exclusivamente por los
caracteres del objetivo
y en consideración a la plataforma desde donde se lanzan, por razones
de
movilidad. Pero, asimismo, muchos sirven para varias misiones a la vez.
Así, un
misil lanzado desde el aire contra un barco también puede lanzarse
contra una
columna de carros o un puente, pongamos por caso. Por ello,
básicamente, se
consideran los tipos "mar" y "tierra" como superficie, con lo que la
clasificación podría quedar reducida, en la mínima expresión, a
superficie‑superficie, superficie‑aire, aire‑superficie y
aire‑aire.
De los superficie‑aire se cuenta un tipo especial
que son los ABM,
misiles antibalísticos o misil contra misil, y son principalmente
tierra‑aire.
Pero los ABM son por si mismos formaron parte de un
sistema global mayor,
llamado primero Centinela y luego, al tiempo de la administración USA
del
Presidente Nixon, Salvaguardia. Este sistema incluía la protección de
los
misiles Minuteman y su costo, en una primera fase, era de 10.800
millones de
dólares de entonces. Se pensaba utilizar misiles Spartan y Sprint. Este
plan
americano fue muy criticado.
A principios de los años 90 los americanos ensayaban
o proyectaban los
misiles ERINT, THAAD, Arrow, HEDI y ERIS, como ABMs creados por el
programa
llamado SDI popularmente conocido como “guerra de las galaxias”.
Entonces solo el Patriot estaba operativo como tal ABM, probándose con
efectividad en guerra el 18 de enero de 1991 en la Guerra del Golfo
contra un
Scud. De los sistemas citados, el ERIS es el de mayor alcance
proyectado,
pudiendo sobre el papel llegar al espacio para interceptar los ICBM. El
2 de
octubre de 1999 se probaba con éxito un interceptor capaz cortarle el
paso a un
ICBM con un lanzamiento simulado de éste desde California hacia el
Pacífico,
saliendo el antibalístico 20 min más tarde desde Kwajalein, en las
Islas
Marshall, a 6.800 Km de distancia; la velocidad del ICBM era de 6.400
Km/hora y
la del ABM de 22.400 Km/hora y el encuentro tuvo lugar a una altura de
224
Km.
Hay otras clasificaciones según su soporte y así los
estratégicos lanzados
desde aviones se denominan ASMS, o sea, aire-superficie estratégico
para soltar
y lanzar desde un bombardero.
Los misiles lanzados desde el mar se llaman SLBM si
son disparados desde
los SSBN, o submarinos lanzamisiles, normalmente de propulsión nuclear.
Tales,
suelen tener un alcance de 2.500 a 6.000 Km, o sea un IRBM, pero si son
de
largo alcance se les denomina en conjunto ULMS, sistema de misiles, de
submarinos, de largo alcance. En los años 70 los Estados Unidos
disponían de 41
submarinos Polaris, dotados 31 de misiles Poseidón y 10 de misiles
Polaris.
Cada submarino llevaba una carga típica de 16 misiles del mismo nombre,
Polaris
o Poseidón. Posteriormente a estos tipos de submarino se creó el
Trident, de
propulsión atómica, capaz de llevar 24 misiles de 9.000 Km de alcance
con 17
cabezas cada uno.
Las ventajas de sistema de misiles en submarinos
están en su movilidad, la
difícil detectabilidad y por ende el factor sorpresa. Sin embargo, se
exige un
sistema de navegación que ha de ser muy exacto para poder ajustar el
tiro hacia
el objetivo. Se utilizan sistemas de giroscopios, acelerómetros y
tratamiento
informático. También se puede recibir el apoyo de satélites para
determinar la
posición incluso después del lanzamiento.
La URSS contaba en paralelo con unos 105 submarinos
con misiles de corto
alcance, creyendo entonces por parte occidental que también disponían
de 8
submarinos del modelo denominado Yankee con misiles equivalentes a los
Polaris.
Los modelos de submarino soviético SS-N-18 llevaban 16 misiles de 5.100
Km de
alcance.
Los lanzados desde el aire tienen también código
propio; SCAD, etc.
De otro modo, la clasificación completa por siglas
sería:
Superficie‑superficie.SSM Superficie‑aire...SAM Superficie‑submarino..SUM
Submarino‑submarino...UUM Submarino‑aire....UAM Submarino‑superficie..USM o UGM
Aire‑Aire.............AAM Aire‑submarino....AUM Aire‑superficie.......ASM o AGM
Los SSM incluyen a los principales, o sea a los
estratégicos y también a
los tácticos y contracarro, y los primeros y segundos pueden estar
dotados de
carga nuclear. Suelen ser rápidamente disponibles por lo que muchos son
de
propulsante sólido. Pueden ser lanzados desde un lugar fijo o móvil,
aunque los
estratégicos de disparo en silos son naturalmente de puesto fijo.
Los SAM son misiles de corto alcance con el mismo
techo que un reactor y
son de puesto de tiro fijo o móvil. Alcanzan gran velocidad y su guía
es muy
sofisticada puesto que muchos son destinados a perseguir y derribar
objetivos
aéreos móviles. Como SAM se pueden incluir los ABM.
Los ASM son lanzados en vuelo desde aviones contra
objetivos de tierra o
mar hasta cientos de kilómetros, e incluso contra satélites (ASM-135 a
partir
de 1984; cancelado en 1988), con completos sistemas de guía, autónomos
en
ocasiones, y suelen usar turborreactores ayudados con cohetes; alguna
vez
pueden ser cohete solo. Pueden ser estratégicos o tácticos y llevar en
el
primer caso cabeza nuclear.
Los aire‑aire, o AAM, de guía dirigida por radar,
IR, TV, etc., o
autodirigidos, son los empleados por ingenios aéreos contra objetivos y
son de
menor tamaño. Pueden ser pasivos, semiactivos y activos; en el primer
caso la
guía es de tipo automático del propio misil y en el segundo y tercero
lo es por
detección del avión lanzador. Los AAM pasivos se autodirigen pues al
blanco
guiados por emisiones IR u otras radiaciones ETM del propio objetivo.
Los UGM o USM, por su capacidad para la sorpresa y
poder ser lanzados en
inmersión desde submarinos, así como estar dotados de carga nuclear,
constituyen baza primordial en la estrategia militar.
Los SUM o UUM son antisubmarinos de hasta 50 Km de
alcance con impacto a
modo de carga de profundidad o torpedo acústico.
Merecen asimismo especial mención los llamados
misiles crucero, también
denominados de navegación, y que están dotados de timón y alas con lo
que
pueden volar, a más o a menos de Mach 1, a baja altura, salvando
radares y
otros sistemas detectores; una vez lanzados, alcanzan solo una pequeña
altura
para navegar horizontalmente sorteando obstáculos o accidentes
naturales. Están
dotados de reactores atmosféricos y/o cohetes, pueden llevar incluso
carga
nuclear y tienen una autoguía de gran precisión. Pueden ser, por su
alcance,
ICCM, equivalente a los ICBM, IRCM, de medio alcance, y SLCM, lanzado
desde
submarino. La famosa V‑1 alemana era ya de por sí, en modo aun no muy
perfecto, uno de estos ingenios, en categoría de IRCM. Pueden llevar
sistema de
contramedidas electrónicas. Tienen la ventaja de ser más difíciles de
detectar
por radar al volar bajo y por tanto más difíciles de derribar y pueden
ser
lanzables tanto desde bombarderos, como submarinos o barcos. Su
inconveniente
es que son de menor alcance que los IRBM o ICBM, necesitando un
relativo
acercamiento al objetivo.
Ya mencionados, y de relativa menor importancia, los
misiles antitanque o
contracarro (terrestres, puesto que muchos aire-superficie reúnen
también esta
condición) son de menor tamaño y muy corto alcance. Su guía era por
cable en la
primera generación y por IR en la segunda.
Los misiles contracarro pueden ser transportados con
todo su equipo y
disparados por un solo hombre y son desde luego SSM. Pueden ser de guía
por
cable, en vuelo libre o con guía por IR o láser.
Volviendo a los misiles en general, casi todos ellos
se van perfeccionando
sobre todo en los cada vez más sofisticados sistemas electrónicos de
dirección
y control, siendo día a día mucho más refinados en precisión y
puntería