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 アトラスIIロケットの打ち上げ | |
| 関数 | 中型ロケット |
|---|---|
| メーカー | ロッキード・マーティン |
| 原産国 | アメリカ合衆国 |
| サイズ | |
| 身長 | 47.54メートル（156.0フィート） |
| 直径 | 3.04メートル（10.0フィート） |
| 質量 | 204,300 kg (450,400 ポンド) |
| ステージ | 2.5 ( IABS付き3.5 ) |
| 容量 | |
| LEOへのペイロード | |
| 質量 |
|
| GTOへのペイロード | |
| 質量 |
|
| 関連ロケット | |
| 家族 | アトラス |
| 発売履歴 | |
| 状態 | 引退 |
| 発射場 | ケープカナベラル、LC-36 ヴァンデンバーグ、SLC-3 |
| 総打ち上げ数 | 63 ( II: 10、IIA: 23、IIAS: 30) |
| 成功 | 63 |
| 初飛行 | II: 1991 年 12 月 7 日 IIA: 1992 年 6 月 10 日 IIAS: 1993 年 12 月 16 日 |
| 最終便 | II: 1998 年 3 月 16 日 IIA: 2002 年 12 月 5 日 IIAS: 2004 年 8 月 31 日[2] |
| 乗客/貨物の種類 | SOHO (アトラス IIAS) TDRS (アトラス IIA) |
| 第一段階 | |
| 搭載 | 1 × RS-56 -OSA |
| 最大推力 | 386 kN (87,000 lb f ) |
| 比推力 | 316秒（3.10km/秒） |
| 燃焼時間 | 283秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
| ブースター – MA-5A | |
| ブースターなし | 2 |
| 搭載 | 1 × RS-56 -OBA |
| 総推力 | 2,093.3 kN (470,600 lb f ) |
| 比推力 | 299秒（2.93km/秒） |
| 燃焼時間 | 172秒 |
| 推進剤 | RP-1 /液体酸素 |
| ブースター（アトラス IIAS のみ） –カストル 4A | |
| ブースターなし | 4 |
| 最大推力 | 433.7 kN (97,500 lb f ) |
| 総推力 | 1,734.8 kN (390,000 lb f ) |
| 比推力 | 237.8秒（2.332km/秒） |
| 燃焼時間 | 56秒 |
| 推進剤 | HTPB [3] |
| 第2段階 –ケンタウルスII | |
| 搭載 | RL-10A ×2台 |
| 最大推力 | 147 kN (33,000 lb f ) |
| 比推力 | 449秒（4.40km/秒） |
| 燃焼時間 | 392秒 |
| 推進剤 | LH 2 /液体酸素 |
| 第3段階（オプション） – IABS | |
| 搭載 | 2 × R-4D |
| 最大推力 | 980 N (220 ポンドf ) |
| 比推力 | 312秒（3.06km/秒） |
| 燃焼時間 | 60秒 |
| 推進剤 | N2O4 / MMH |
アトラス II は、 1950 年代の成功したアトラス ミサイルプログラムから発展したアトラスロケットファミリーの 1 つです。アトラス II はアトラス Iの直接的な発展型で、より長い第 1 段燃料タンク、より高性能なエンジン、およびストラップオン式固体ロケット ブースターのオプションを特徴としています。低地球軌道、静止トランスファー軌道、または静止軌道にペイロードを打ち上げるように設計されました。1991 年から 2004 年の間に、アトラス II、IIA、および IIAS モデルの 63 回の打ち上げが実行され、63 回すべてが成功したため、アトラス II は非常に信頼性の高い宇宙打ち上げシステムになりました。アトラス ラインは、2000 年から 2005年まで使用されたアトラス IIIと、2024 年現在も使用されているアトラス Vに引き継がれました。 [アップデート]
背景
1988年5月、アメリカ空軍は、中型ロケットII（MLV-II）プログラムの下で、主に防衛衛星通信システムのペイロードを打ち上げるために、アトラスIIロケットの開発をジェネラルダイナミクス（現在のロッキードマーティン）に委託しました。 [4]民間および米国政府への追加販売により生産が増加し、60機以上のロケットが製造され、打ち上げられました。
アトラスIIはアトラスIから開発され、アトラスIに比べて数多くの改良が施された。[5]
アトラス II は、フロリダ州ケープ カナベラル宇宙軍基地の発射施設 36とカリフォルニア州 ヴァンデンバーグ宇宙軍基地のスペース発射施設 3Eから打ち上げられました。すべての打ち上げは成功しました。
デザイン
アトラスIIは、両段とも推力の大きいエンジンと長い燃料タンクを使用することで、以前のアトラスIよりも高い性能を実現した。推力、エンジン効率、燃料容量の増加により、この機体は6,100ポンド（2,767kg）のペイロードを静止トランスファー軌道（GTO）に打ち上げることが可能となり、後のアトラスII派生型ではさらにその重量が増した。[5]
アトラスIIは、前身のアトラスIよりも低コストの電子機器、改良された飛行コンピュータ、長い燃料タンクを特徴としていた。[6]
アトラス II 第一段
アトラス II の第 1 段は、直径 3.05 m (10.0 フィート)、長さ 24.90 m (81.7 フィート) でした。この段は、156 t (344,000 ポンド) のRP-1と液体酸素を燃焼する 3 基のRS-56ロケット エンジン (デルタ IIロケットのRS-27メイン エンジンから派生) によって駆動されました。2 つのブースター エンジンは RS-56-OBA 派生型 (両方のエンジンと後部スカートの完全なアセンブリは MA-5A と呼ばれていました) で、推力は高いが効率は中程度でした。サステイナー (中央) エンジンは RS-56-OSA 派生型で、ブースター エンジンよりも推力ははるかに低いが、高高度での効率が高
アトラスI（および以前のすべてのアトラスモデル）の第1段で使用されていたバーニアエンジンは、アトラスIIではヒドラジン燃料のロール制御システムに置き換えられました。このシステムは、第1段と第2段の間の中間段に搭載され、小さなスラスタを使用して機体のロールを制御しました。[1] [7] [8]アトラスIと比較して、アトラスIIの第1段は2.7メートル（8フィート10インチ）高くなりました。[9]
アトラス II は「1.5 段」技術を採用した最後のアトラス ロケットであり、打ち上げ時に 3 基のRS-56エンジンすべてを点火し、上昇中に 2 基の RS-56-OBA サイド エンジンとその支持構造を切り離すという手法を採用した。2 基の RS-56-OBA エンジンはMA-5Aと呼ばれる 1 つのユニットに統合され、共通のガス ジェネレータを共有していた。これらのエンジンは、約 164 秒間燃焼した後、加速度が約 5.0～5.5 gに達した時点で切り離された。第 1 段の中央の持続エンジンである RS-56-OSA は、切り離された後さらに 125 秒間燃焼する。このエンジンは、高高度での効率が RS-56-OBA よりも優れていた。[10] [7]
IIASバージョンでは、第一段に4基のカストル4A固体ロケットブースターを搭載するオプションもあり、各ブースターは56秒間、478.3 kN（107,500 lb f）の追加推力を提供する。最初の2基のブースターは打ち上げ時に点火され、残りの2基は最初の2基が燃え尽きた後に点火された。両ブースターは、それぞれの燃焼後すぐに投棄された。[11]
ケンタウルス II 上段
アトラス II の 2 段目である Centaur II は、30 年以上にわたる飛行と Centaur 上段の改良の成果です。Centaur II には 2 基のRL-10A -3-3A エンジンが搭載され、液体水素と液体酸素を燃焼します。前身の Centaur I よりも 0.9 メートル長い燃料タンクが特徴で、ステージの燃料量が増え、パフォーマンスが向上しました。Centaur 内の燃料は非常に低温であるため、タンク内の燃料の蒸発を軽減するために、ステージの外側の金属外板に発泡断熱材が取り付けられました。Centaur II の発泡断熱材はステージの側面に恒久的に取り付けられていましたが、以前のバージョンのステージ (Centaur I を含む) では、飛行中に断熱パネルが切り離されていました。[1]
セントールII上段ロケット（他のすべてのセントール派生型と同様）は、圧力安定化燃料タンク設計と極低温燃料を使用していた。2つのステンレス鋼燃料タンクは共通の隔壁で分離されており、これにより質量を抑えることができた。セントールIIは全長10.1メートル（33フィート）で、約17トン（37,000ポンド）の燃料を搭載していた。また、このロケットには、エンジン点火前にロケットの向きを調整し、燃料を安定させるための27N（6.1ポンド）のヒドラジンスラスタが12基搭載されていた。[7]
IIAおよびIIASバージョンでは、アトラスは2基のRL-10A -4エンジンを搭載したセントールIIA型を使用し、RL-10A-3-3Aよりも高い推力と効率を実現しました。2つのエンジンには伸縮式ノズルを取り付けることができ、効率と性能が向上しました。[12]
セントーアIIはさらに改良されてセントーアIIIが作られ、アトラスIIIに搭載され、現在もアトラスVに搭載されて飛行を続けている。アトラスIIはデュアルエンジンのセントーアのみを搭載した最後のアトラスロケットであり、将来のロケットではセントーアに1基または2基のRL-10エンジンを搭載するオプションがあった。[13]しかし、ヴァルカンロケットに搭載されたセントーアVは2基のRL-10エンジンのみを使用する。[14]
- Centaur 2Aの写真:
-
Centaur IIA がGOES-Lの打ち上げのため発射施設 36A に到着。 -
アトラス II ブースターと結合する前の Centaur IIA。 -
セントールIIAのRL-10エンジンのクローズアップ画像。 -
TDRS-I の打ち上げに使用される Centaur IIA が統合のために持ち上げられました。 -
TDRS-I ミッション用の Centaur IIA がケープ カナベラルの Hangar J で検査されています。
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統合されたApogeeブーストステージ
統合アポジ・ブースト・ステージはオプションの上段ロケットで、アトラス IIおよび後にデルタ IV に搭載された国防衛星通信システムIII 衛星 (トランスステージまたは慣性上段ロケットを使用して静止軌道に直接運ばれるように設計されていたため、静止トランスファー軌道の遠地点で独自に循環燃焼を行うことはできなかった) の打ち上げ時にのみ、アポジ・キック・ステージとして使用された。このロケットは 2 基のR-4Dエンジンで駆動され、ペイロードを展開する前に最大 12 日間軌道上で動作できるため、ミッション計画の柔軟性が増した。統合アポジ・ブースト・ステージの直径は 2.9 m、長さは 0.68 m で、乾燥質量 275 kg の推進剤を 1,303 kg 搭載していた。
ペイロードフェアリング
アトラスIIには3つのフェアリングモデルが用意されていた: [7]
- 中型、直径3.3メートル（11フィート）、高さ10.4メートル（34フィート）、質量1,409キログラム（3,106ポンド）
- 大型で、直径4.2メートル（14フィート）、高さ12.2メートル（40フィート）、質量2,087キログラム（4,601ポンド）
- 拡張時、直径4.2メートル（14フィート）、高さ13.1メートル（43フィート）、質量2,255キログラム（4,971ポンド）
ミディアムバージョンはアトラスIIではあまり使用されていませんでしたが、初期のアトラスロケットではよく使用されていました。ラージフェアリングとエクステンデッドフェアリングのオプションは、後にアトラスIIIロケットとアトラスVロケットでも使用されました。アトラスVの場合、これらのフェアリングはそのロケットの400シリーズの一部であり、さらに拡張されたオプション（「エクストラエクステンデッド」）が利用可能でした。[15] 4メートルのアトラスフェアリングは2022年に最後に飛行しました。 [16]
中型フェアリングを装備したアトラス II ロケットは、最も軽量なフェアリングを装備していたため、最も多くのペイロードを軌道に乗せることができました。同様に、大型または拡張フェアリングを装備したロケットは、ペイロード容量に若干の影響を受けました。
バージョン
Atlas II は 3 つのバージョンに開発されました。
アトラス II
オリジナルのアトラスIIはアトラスIとその前身機をベースにした。アトラスIよりも長い燃料タンクと改良された電子機器により、性能が向上した。アメリカ空軍の中型ロケットIIプログラムの一部として設計された。このバージョンは1991年から1998年まで飛行した。[1]
アトラスIIA
アトラスIIAは、商業打ち上げ市場向けに設計されたアトラスIIの派生型である。主な改良点は、セントール上段のエンジンをRL10 A-4から変更し、上段の性能と機体の積載能力を向上させたことである。[7] IIAバージョンは1992年から2002年まで飛行した。[12]
アトラスIIAS
アトラスIIASはIIAとほぼ同じだが、性能向上のため4基のカストル4A固体ロケットブースターを追加した。これらのブースターは2基ずつ点火され、1基目は地上で点火、2基目は最初の2基が分離した直後に空中で点火される。その後、通常通り「半段ブースターセクション」が切り離される。[7] IIASは1993年から2004年までIIAと同時に使用された。[11]
仕様
- 主な請負業者：ロッキード・マーティン（機体、組立、航空電子機器、試験、システム統合）[17]
- 主な下請け企業: ロケットダイン（第1段エンジン）、プラット・アンド・ホイットニー（第2段エンジン）、ハネウェル・アンド・テレダイン（航空電子機器）、チオコール（固体ロケットブースター）[7]
- エンジン:
- 推力: 494,500 lbf (2,200 kN)
- 長さ: 最大156フィート (47.54 m)、エンジンクラスターの高さ16フィート (4.87 m)
- コア直径: 10 フィート (3.04 m)
- 総離陸重量: 414,000 ポンド (204,300 kg)
- フェアリングオプション：3（中、大、拡張）[7]
- モデル: II、IIA、IIAS
- 発射場：ケープカナベラル、LC-36、ヴァンデンバーグ、SLC-3E
参照
参考文献
- ^ abcde 「アトラスII」。Astronautix。2002年10月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^ タリク・マリク「最終アトラス2ロケットが機密扱いの米国衛星を周回」、スペースニュース、 2004年8月31日（2014年9月24日アクセス）
- ^ Wade, Mark. 「Castor 4A engine」. astronautix.com . 2016年12月28日時点のオリジナルよりアーカイブ。
- ^ 「ジェネラル・ダイナミクスは50億ドル規模のロケット艦隊を建設予定」UPI.com 1988年5月3日2022年9月27日閲覧。
- ^ ab ウィリアム・ハーウッド（1991年12月7日）。「アトラス2ロケットが初打ち上げ」。UPI.com 。 2022年9月27日閲覧。
- ^ 「Atlas II Factsheet」。au.af.mil。2017年5月1日時点のオリジナルよりアーカイブ。2018年9月20日閲覧。
- ^ abcdefgh 「アトラス発射システムペイロードプランナーズガイド」（PDF） 。ロッキード・マーティン。 2015年4月21日時点のオリジナル（PDF）よりアーカイブ。 2016年1月9日閲覧。
- ^ 「アトラス ロール コントロール モジュール (ARCM)」(PDF) . Aerojet . 2022 年11 月 5 日閲覧。
- ^ “Le lanceur Atlas 2”. www.capcomespace.net (フランス語) . 2021年2月14日閲覧。
- ^ 「アトラスIIA(S)データシート」。スペースローンチレポート。2016年8月13日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年1月9日閲覧。
{{cite web}}: CS1 メンテナンス: 不適切 URL (リンク) - ^ ab 「アトラスIIAS」。アストロノーティクス。 2002 年 5 月 1 日のオリジナルからアーカイブ。2016 年1 月 9 日に取得。
- ^ ab "Atlas IIA". Astronautix. 2002年3月19日時点のオリジナルよりアーカイブ。2016年1月9日閲覧。
- ^ 「アトラス3A」。
- ^ 「バルカン」.
- ^ 「アトラスV」。
- ^ "ラスト-4m". 2022 年 11 月 10 日。
- ^ Spaceflight Now、Atlas IIAS（2014年9月24日アクセス）
- USAF アトラス II ファクトシート
外部リンク
- Atlas-IIAS の打ち上げと Terra 衛星の展開のアニメーション