Atlas II

L'Atlas II était un membre de la famille de lanceurs Atlas , issue du programme de missiles Atlas réussi des années 1950. L'Atlas II était une évolution directe de l' Atlas I , avec des réservoirs de premier étage plus longs, des moteurs plus performants et la possibilité d'ajouter des propulseurs à poudre. Il a été conçu pour lancer des charges utiles en orbite terrestre basse , en orbite de transfert géosynchrone ou en orbite géosynchrone. Soixante-trois lancements des modèles Atlas II, IIA et IIAS ont été effectués entre 1991 et 2004 ; tous les soixante-trois lancements ont été des succès, faisant de l'Atlas II un système de lancement spatial extrêmement fiable. La gamme Atlas a été poursuivie par l' Atlas III , utilisé entre 2000 et 2005, et l' Atlas V , toujours en service en 2024 .

En mai 1988, l'US Air Force a choisi General Dynamics (aujourd'hui Lockheed Martin ) pour développer le véhicule Atlas II, principalement pour lancer des charges utiles du système de communications par satellite de défense dans le cadre du programme Medium Launch Vehicle II (MLV-II). Des ventes commerciales et gouvernementales américaines supplémentaires ont entraîné une augmentation de la production, ce qui a conduit à la production et au lancement de plus de 60 véhicules.

L'Atlas II a été développé à partir de l' Atlas I et présentait de nombreuses améliorations par rapport à ce véhicule.

Atlas II a été lancé depuis le complexe de lancement 36 de la base spatiale de Cap Canaveral en Floride ainsi que depuis le complexe de lancement spatial 3E de la base spatiale de Vandenberg en Californie. Tous les lancements ont été réussis.

L'Atlas II offrait des performances supérieures à celles de l'Atlas I précédent en utilisant des moteurs à plus grande poussée et des réservoirs de carburant plus longs pour les deux étages. La poussée accrue, l'efficacité du moteur et la capacité de carburant ont permis au véhicule de soulever des charges utiles de 6 100 livres (2 767 kg) en orbite de transfert géostationnaire (GTO), ou plus sur les variantes ultérieures de l'Atlas II.

L'Atlas II était également doté d'une électronique moins coûteuse, d'un ordinateur de vol amélioré et de réservoirs de propulseur plus longs que son prédécesseur, l'Atlas I. [

Le premier étage de l'Atlas II mesurait 3,05 m de diamètre et 24,90 m de long. L'étage était propulsé par 3 moteurs-fusées RS-56 (dérivés du moteur principal RS-27 de la fusée Delta II ) brûlant 156 t de RP-1 et d'oxygène liquide . Les deux moteurs d'appoint étaient des variantes RS-56-OBA (l'assemblage complet des deux moteurs et de la jupe arrière était appelé MA-5A), avec une poussée élevée mais une efficacité modérée. Le moteur de soutien (au centre) était la variante RS-56-OSA, avec une poussée beaucoup plus faible mais une efficacité plus élevée à haute altitude que les moteurs d'appoint.

Les moteurs à vernier utilisés sur le premier étage de l'Atlas I (et sur tous les modèles Atlas précédents) ont été remplacés par un système de contrôle du roulis alimenté à l'hydrazine sur l'Atlas II. Ce système, monté sur l'étage intermédiaire entre le premier et le deuxième étage, utilisait de petits propulseurs pour contrôler le roulis du véhicule. Comparé à l'Atlas I , le premier étage de l'Atlas II était 2,7 m (8 pi 10 po) plus haut.

L'Atlas II fut la dernière fusée Atlas à utiliser la technique « étage et demi », où elle allumait les 3 moteurs RS-56 au décollage, puis larguait les 2 moteurs latéraux RS-56-OBA et leur structure de support pendant l'ascension. Les deux moteurs RS-56-OBA étaient intégrés dans une seule unité appelée MA -5A et partageaient un générateur de gaz commun . Ils brûlèrent pendant environ 164 secondes avant d'être largués, lorsque l'accélération atteignit environ 5,0 à 5,5 g . Le moteur de soutien central du premier étage, un RS-56-OSA, brûlait pendant 125 secondes supplémentaires après leur larguage. Il présentait une meilleure efficacité à haute altitude que les RS-56-OBA.

Le premier étage pouvait également être équipé de 4 propulseurs d'appoint Castor 4A dans le cadre de la version IIAS, chacun fournissant 478,3 kN (107 500 lb _f ) de poussée supplémentaire pendant 56 secondes. Les deux premiers propulseurs d'appoint ont été allumés au décollage, et les deux autres ont été allumés après que les deux premiers aient brûlé. Les deux paires de propulseurs d'appoint ont été larguées peu de temps après leur combustion respective.

Le deuxième étage d'Atlas II, le Centaur II, était le résultat de plus de 3 décennies de vols et d'améliorations de l'étage supérieur Centaur. Le Centaur II était équipé de 2 moteurs RL-10A -3-3A, brûlant de l'hydrogène liquide et de l'oxygène liquide. Il était doté de réservoirs de propulseur 0,9 mètre plus longs que son prédécesseur, le Centaur I, ce qui donnait à l'étage plus de propulseur et donc des performances plus élevées. En raison des propulseurs extrêmement froids à l'intérieur du Centaur, une isolation en mousse a été installée sur la peau métallique extérieure de l'étage pour aider à atténuer l'évaporation du propulseur à l'intérieur du réservoir. L'isolation en mousse du Centaur II était fixée en permanence sur le côté de l'étage, alors que les versions précédentes de l'étage (y compris le Centaur I) larguaient leurs panneaux d'isolation pendant le vol.

L'étage supérieur du Centaur II (comme toutes les autres variantes du Centaur) utilisait un réservoir de propergol stabilisé par pression et des propergols cryogéniques . Les deux réservoirs de propergol en acier inoxydable étaient séparés par une cloison commune, ce qui permettait de réduire la masse. Le Centaur II mesurait 10,1 m (33 pieds) de long et transportait près de 17 t (37 000 lb) de carburant. L'étage comportait également 12 propulseurs à hydrazine de 27 N (6,1 lbf) pour orienter l'étage et stabiliser les propergols avant l'allumage du moteur.

Pour les versions IIA et IIAS, Atlas a utilisé la variante Centaur IIA qui comportait 2 moteurs RL-10A -4, offrant une poussée et une efficacité supérieures à celles du RL-10A-3-3A. Les deux moteurs pouvaient être équipés de tuyères extensibles, ce qui permettrait d'augmenter l'efficacité et donc les performances.

Le Centaur II a été perfectionné pour créer le Centaur III, qui a volé sur l' Atlas III et continue de voler aujourd'hui sur l' Atlas V. L'Atlas II était la dernière fusée Atlas qui n'avait qu'un Centaur bimoteur disponible, les futures fusées avaient l'option d'un ou deux moteurs RL-10 sur Centaur. Cependant, le Centaur V volant sur la fusée Vulcan n'utilisera que deux moteurs RL-10.

• Photos du Centaur 2A :
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  Le Centaur IIA arrive au complexe de lancement 36A pour le lancement de GOES-L .
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  Centaur IIA avant l'accouplement avec le propulseur Atlas II.
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  Une vue rapprochée des moteurs RL-10 du Centaur IIA.
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  Le Centaur IIA, qui sera utilisé pour lancer TDRS-I, est soulevé pour l'intégration.
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  Le Centaur IIA pour la mission TDRS-I est inspecté dans le Hangar J à Cap Canaveral.

L'étage de propulsion d'apogée intégré était un étage supérieur optionnel, utilisé uniquement comme étage de propulsion d'apogée lors du lancement des satellites Defense Satellite Communications System III (qui étaient conçus pour être livrés directement en orbite géostationnaire à l'aide de l' étage supérieur Transtage ou Inertial , et n'étaient donc pas capables d'effectuer leur propre combustion de circularisation à l'apogée de leur orbite de transfert géostationnaire ) à bord de l'Atlas II et, plus tard, du Delta IV . Il était propulsé par deux moteurs R-4D et pouvait fonctionner en orbite jusqu'à douze jours avant de déployer sa charge utile, ce qui permettait une flexibilité supplémentaire dans la planification des missions. L'IABS mesurait 2,9 m de diamètre et 0,68 m de long, transportant 1 303 kg de propulseur avec une masse sèche de 275 kg.

Trois modèles de carénage étaient disponibles pour l'Atlas II :

• Moyenne , avec un diamètre de 3,3 m (11 pi), une hauteur de 10,4 m (34 pi) et une masse de 1 409 kg (3 106 lb)
• Grand , avec un diamètre de 4,2 m (14 pi), une hauteur de 12,2 m (40 pi) et une masse de 2 087 kg (4 601 lb)
• Étendu , avec un diamètre de 4,2 m (14 pi), une hauteur de 13,1 m (43 pi) et une masse de 2 255 kg (4 971 lb)

La variante Medium n'était pas couramment utilisée pour l'Atlas II mais était souvent utilisée dans les premières fusées Atlas. Les options de carénage Large et Extended ont également été utilisées plus tard sur les fusées Atlas III et Atlas V. Pour l'Atlas V, ces carénages faisaient partie de la série 400 de cette fusée, et une autre option étendue (« Extra Extended ») était disponible. Le carénage Atlas de 4 mètres a volé pour la dernière fois en 2022.

Les fusées Atlas II équipées d'une coiffe moyenne pouvaient transporter la plus grande charge utile en orbite, car cette coiffe était la plus légère. De même, les fusées équipées de coiffes larges ou allongées subissaient de légères pertes de capacité de charge utile.

Atlas II a été développé en trois versions.

L'Atlas II original était basé sur l' Atlas I et ses prédécesseurs . Ses réservoirs de propulseur allongés et son électronique améliorée par rapport à l'Atlas I offraient de meilleures performances. Il a été conçu pour fonctionner dans le cadre du programme Medium Launch Vehicle II de l'US Air Force. Cette version a volé entre 1991 et 1998.

L'Atlas IIA était un dérivé de l'Atlas II conçu pour servir le marché des lancements commerciaux. La principale amélioration était le remplacement du moteur RL10 A-4 sur l'étage supérieur du Centaur, augmentant les performances de l'étage et la capacité de charge utile du véhicule. La ​​version IIA a volé entre 1992 et 2002.

L'Atlas IIAS était en grande partie identique à l'IIA, mais on lui ajoutait quatre propulseurs d'appoint Castor 4A pour augmenter les performances. Ces propulseurs étaient allumés par paires, une paire s'allumant au sol et la seconde s'allumant dans les airs peu après la séparation de la première paire. La « section de propulseur à demi-étage » se déclenchait alors comme d'habitude. L'IIAS a été utilisé entre 1993 et ​​2004, en même temps que l'IIA.

• Maître d'œuvre principal : Lockheed Martin (cellule, assemblage, avionique, test et intégration de systèmes)
• Principaux sous-traitants : Rocketdyne (moteurs du premier étage), Pratt & Whitney (moteurs du deuxième étage), Honeywell & Teledyne (avionique) et Thiokol (propulseurs d'appoint à poudre)
• Moteurs :
  • Premier étage : 1 × RS-56 -OSA
  • Boosters (MA-5A) : 1 × RS-56 -OBA chacun (2 au total)
  • Boosters (Atlas IIAS) : 1 × Castor 4A chacun (4 au total)
  • Deuxième étage : 2 × RL10 A-3-3A ou RL10 A-4
• Poussée : 494 500 lbf (2 200 kN)
• Longueur : Jusqu'à 156 pi (47,54 m) ; groupe moteur haut de 16 pi (4,87 m)
• Diamètre du noyau : 10 pieds (3,04 m)
• Poids brut au décollage : 414 000 lb (204 300 kg)
• Options de carénage : 3 (moyen, grand, étendu)
• Modèles : II, IIA et IIAS
• Sites de lancement : Cap Canaveral , LC-36 et Vandenberg , SLC-3E