Titán (familia de cohetes)

Titan era una familia de cohetes desechables de los Estados Unidos que se utilizaron entre 1959 y 2005. El Titan I y el Titan II formaron parte de la flota de misiles balísticos intercontinentales (ICBM) de la Fuerza Aérea de los EE. UU. hasta 1987. Las versiones del vehículo de lanzamiento espacial contribuyeron con la mayoría de los lanzamientos de 368 Titan, incluidos todos los vuelos tripulados del Proyecto Gemini de mediados de la década de 1960. Los vehículos Titán también se utilizaron para transportar cargas útiles militares estadounidenses, así como satélites de reconocimiento de organismos civiles y para enviar sondas científicas interplanetarias por todo el Sistema Solar.

Misil Titán I

Titan I ICBM

El HGM-25A Titan I, construido por Martin Company, fue la primera versión de la familia de cohetes Titan. Comenzó como un proyecto de ICBM de respaldo en caso de que el SM-65 Atlas se retrasara. Fue un cohete de dos etapas en funcionamiento desde principios de 1962 hasta mediados de 1965 cuyo motor de refuerzo LR-87 funcionaba con RP-1 (queroseno) y oxígeno líquido (LOX). La guía terrestre para el Titán fue la computadora UNIVAC ATHENA, diseñada por Seymour Cray, basada en un búnker subterráneo endurecido. Usando datos de radar, hizo correcciones de rumbo durante la fase de quemado.

A diferencia de los misiles Thor, Atlas y Titan II dados de baja, el inventario de Titan I se desechó y nunca se reutilizó para lanzamientos espaciales o pruebas de RV, ya que toda la infraestructura de apoyo para el misil se había convertido a la familia Titan II/III en 1965.

Titán II

Misil Titán II

La mayoría de los cohetes Titán eran el misil balístico intercontinental Titan II y sus derivados civiles para la NASA. El Titan II usó el motor LR-87-5, una versión modificada del LR-87, que usó una combinación propulsora hipergólica de tetróxido de nitrógeno (NTO) para su oxidante y Aerozine 50 (una mezcla 50/50 de hidracina y dimetilhidracina asimétrica). (UDMH) en lugar del oxígeno líquido y propulsor RP-1 del Titan I.

AC Spark Plug construyó el primer sistema de guía Titan II. Usó una unidad de medición inercial fabricada por AC Spark Plug derivada de diseños originales del Laboratorio Charles Stark Draper en el MIT. La computadora de guía de misiles (MGC) era la IBM ASC-15. Cuando se hizo difícil obtener repuestos para este sistema, se reemplazó por un sistema de guía más moderno, el Sistema de guía espacial universal (USGS) de Delco Electronics. El USGS usó una IMU Carousel IV y una computadora Magic 352. El USGS ya estaba en uso en el lanzador espacial Titan III cuando comenzó el trabajo en marzo de 1978 para reemplazar el sistema de guía Titan II. La razón principal fue reducir el costo de mantenimiento en $72 millones por año; las conversiones se completaron en 1981.

Propelentes hipergólicos

Es peligroso usar oxígeno líquido en un espacio cerrado, como un silo de misiles, y no se puede almacenar durante períodos prolongados en el tanque de refuerzo del oxidante. Varios cohetes Atlas y Titan I explotaron y destruyeron sus silos. The Martin Company pudo mejorar el diseño con el Titan II. La combinación RP-1/LOX fue reemplazada por un combustible a temperatura ambiente cuyo comburente no requería almacenamiento criogénico. Se utilizó el mismo motor cohete de primera etapa con algunas modificaciones. El diámetro de la segunda etapa se aumentó para que coincida con la primera etapa. El combustible hipergólico y el oxidante del Titan II se encendieron al contacto, pero eran líquidos altamente tóxicos y corrosivos. El combustible era Aerozine 50, una mezcla 50/50 de hidracina y UDMH, y el comburente era NTO.

Accidentes en silos

Hubo varios accidentes en los silos Titan II que resultaron en pérdida de vidas y/o lesiones graves.

En agosto de 1965, 53 trabajadores de la construcción murieron en un incendio en un silo de misiles al noroeste de Searcy, Arkansas. El fuego comenzó cuando el fluido hidráulico utilizado en el Titan II fue encendido por un soplete de soldadura.

Los misiles de combustible líquido eran propensos a desarrollar fugas de sus propulsores tóxicos. En un silo en las afueras de Rock, Kansas, una línea de transferencia de oxidante que transportaba NTO se rompió el 24 de agosto de 1978. Una nube de vapor naranja resultante obligó a 200 residentes rurales a evacuar el área. Un sargento de personal del equipo de mantenimiento murió mientras intentaba un rescate y un total de veinte fueron hospitalizados.

Otro sitio en Potwin, Kansas, filtró oxidante NTO en abril de 1980 sin víctimas fatales y luego se cerró.

En septiembre de 1980, en el silo Titan II 374-7 cerca de Damasco, Arkansas, un técnico dejó caer un casquillo de 3,6 kg (8 lb) que cayó 21 m (70 pies), rebotó en un soporte de empuje y rompió la piel del la primera etapa del misil, más de ocho horas antes de una eventual explosión. El pinchazo se produjo sobre las 18.30 horas. y cuando se detectó una fuga poco después, el silo se inundó de agua y se aconsejó a las autoridades civiles que evacuaran la zona. Mientras se solucionaba el problema alrededor de las 3 a. m., la fuga de combustible del cohete se encendió y explotó la ojiva nuclear de 8,000 lb (3,630 kg) fuera del silo. Aterrizó inofensivamente a varios cientos de pies de distancia. Hubo una muerte y 21 resultaron heridos, todos del equipo de respuesta de emergencia de Little Rock AFB. La explosión hizo volar la cubierta del tubo de lanzamiento de 740 toneladas a 60 m (200 pies) en el aire y dejó un cráter de 76 m (250 pies) de diámetro.

Retiro de misiles

Los 54 Titan II en Arizona, Arkansas y Kansas fueron reemplazados por 50 MX "Peacekeeper" misiles cohete de combustible sólido a mediados de la década de 1980; el último silo Titan II se desactivó en mayo de 1987. Los 54 Titan II se habían desplegado junto con mil misiles Minuteman desde mediados de la década de 1960 hasta mediados de la de 1980.

Varios misiles Titan I y Titan II se han distribuido como exhibiciones en museos de los Estados Unidos.

Vehículo de lanzamiento Titán II

El uso más famoso del Titan II civil fue en el programa Gemini de la NASA de cápsulas espaciales tripuladas a mediados de la década de 1960. Se utilizaron doce Titan II GLV para lanzar dos lanzamientos de prueba Gemini sin tripulación de EE. UU. y diez cápsulas tripuladas con tripulaciones de dos personas. Todos los lanzamientos fueron exitosos.

Titán 23G

A partir de fines de la década de 1980, algunos de los Titan II desactivados se convirtieron en vehículos de lanzamiento espacial que se usarían para lanzar cargas útiles del gobierno de EE. UU. Los cohetes Titan 23G consistían en dos etapas que quemaban combustible líquido. La primera etapa fue propulsada por un motor Aerojet LR87 con dos cámaras de combustión y toberas, y la segunda etapa fue propulsada por un LR91. En algunos vuelos, la nave espacial incluía un motor de arranque, generalmente el Star-37XFP-ISS; sin embargo, también se utilizó el Star-37S.

Trece fueron lanzados desde el Complejo de Lanzamiento Espacial 4W (SLC-4W) en la Base de la Fuerza Aérea de Vandenberg a partir de 1988. El último de estos vehículos lanzó un satélite meteorológico del Programa de Satélites Meteorológicos de Defensa (DMSP) el 18 de octubre de 2003.

Galería

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  Titan II ICBM

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  Titan II GLV

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  Titan 23G

Titán III

El Titan III era un Titan II modificado con propulsores de cohetes sólidos opcionales. Fue desarrollado en nombre de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos (USAF) como un lanzador de satélites de carga pesada que se utilizará principalmente para lanzar cargas militares estadounidenses y satélites de la agencia de inteligencia civil, como los satélites de monitoreo, observación y observación de la prohibición de pruebas nucleares del Hotel Vela. satélites de reconocimiento (para recopilar información de inteligencia) y varias series de satélites de comunicaciones de defensa. Como proyecto de la USAF, Titán III se conocía más formalmente como Programa 624A (SSLS), Sistema de lanzamiento espacial estándar, Sistema de lanzamiento espacial estandarizado , Sistema de lanzamiento espacial estándar o Sistema de lanzamiento espacial estándar (todos abreviados como SSLS).

El núcleo de Titan III era similar al de Titan II, pero tenía algunas diferencias. Estos incluyeron:

• Paredes de tanque y faldas ablativas para soportar el peso añadido de las etapas superiores
• Orientación sobre el terreno de la radio en lugar de la orientación inercial sobre los titanes ICBM
• Paquete de orientación colocado en las etapas superiores (si está presente)
• Eliminación de retrorockets y otros hardware innecesario de ICBM
• Tanques propulsores ligeramente más grandes en la segunda etapa para más tiempo de quemadura; ya que se expandieron en algún espacio no utilizado en la truss avionics, la longitud real de la etapa permaneció sin cambios.

La familia Titan III usó los mismos motores LR-87 básicos que Titan II (con mejoras de rendimiento a lo largo de los años), sin embargo, las variantes equipadas con SRB tenían un escudo térmico sobre ellas como protección contra el escape SRB y los motores se modificaron para aire-arranque.

Aeronáutica

El primer sistema de guía para el Titan III utilizó la IMU (unidad de medición inercial) de la empresa AC Spark Plug y una computadora de guía IBM ASC-15 del Titan II. Para el Titan III, la memoria de batería ASC-15 de la computadora se alargó para agregar 20 pistas utilizables más, lo que aumentó su capacidad de memoria en un 35%.

El Titan IIIC más avanzado utilizó una IMU VB de carrusel de Delco y una computadora de guía de misiles (MGC) MAGIC 352.

Titán IIIA

El Titan IIIA era un propulsor de cohete prototipo y consistía en un cohete Titan II estándar con una etapa superior Transtage.

Titán IIIB

El Titan IIIB con sus diferentes versiones (23B, 24B, 33B y 34B) contaba con el core booster Titan III con una etapa superior Agena D. Esta combinación se utilizó para lanzar la serie KH-8 GAMBIT de satélites de recopilación de inteligencia. Todos fueron lanzados desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg, hacia el sur sobre el Pacífico en órbitas polares. Su masa máxima de carga útil era de aproximadamente 7500 lb (3000 kg).

Titán IIIC

El poderoso Titan IIIC usó un cohete central Titan III con dos grandes propulsores de combustible sólido para aumentar su empuje de lanzamiento y su masa máxima de carga útil. Los propulsores de combustible sólido que se desarrollaron para el Titan IIIC representaron un avance de ingeniería significativo con respecto a los cohetes de combustible sólido anteriores, debido a su gran tamaño y empuje, y sus avanzados sistemas de control de vector de empuje.

Titán IIID

El Titan IIID era la versión de la base de las Fuerzas Aéreas de Vandenberg del Titan IIIC, sin Transtage, que se utilizó para colocar miembros de la serie Key Hole de satélites de reconocimiento en órbitas polares terrestres bajas.

Titán IIIE

El Titan IIIE, con una etapa superior Centaur de alto impulso específico, se utilizó para lanzar varias naves espaciales científicas, incluidas las dos sondas espaciales Voyager de la NASA a Júpiter, Saturno y más allá, y las dos Misiones Viking para colocar dos orbitadores alrededor de Marte y dos módulos de aterrizaje instrumentados en su superficie.

Titán 34D

La Titan 34D presentó Stage 1 y Stage 2 ampliadas con motores sólidos UA1206 más potentes. Había una variedad de etapas superiores disponibles, incluida la etapa superior de inercia, la etapa de órbita de transferencia y el transtage. El Titan 34D realizó su vuelo inaugural en el año 1982 el 30 de octubre con dos satélites de comunicaciones de defensa DSCS para el Departamento de Defensa de los Estados Unidos (DOD).

Comercial Titán III

Derivado del Titan 34D y originalmente propuesto como un sistema de lanzamiento prescindible de elevación media para la Fuerza Aérea de EE. UU., que seleccionó el Delta II en su lugar. El desarrollo continuó como un sistema de lanzamiento comercial y el primer cohete voló en 1990. El Commercial Titan III se diferenciaba del Titan 34D en que tenía una segunda etapa alargada y un carenado de carga útil más grande para acomodar cargas útiles de satélites duales.

Titán IIIM

El Titan IIIM estaba destinado a lanzar el laboratorio orbital tripulado y otras cargas útiles. El desarrollo se canceló en 1969. Los cohetes impulsores sólidos UA1207 proyectados finalmente se utilizaron en el Titan IV.

Galería

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  Lanzamiento del primer Titan IIIA

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  Satélite de reconocimiento KH-8 Titan 23B

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  Lanzamiento de un Titan IIIC

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  Lanzamiento de un Titan IIID

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  Lanzamiento de un Titan IIIE con Voyager 2

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  Lanzamiento del Titan 34D

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  lanzamiento comercial Titan 3 Mars Observer

Titán IV

Titan IV

El Titan IV era un Titan III de longitud extendida con propulsores de cohetes sólidos en los costados. El Titan IV podría lanzarse con una etapa superior Centaur, la etapa superior inercial (IUS) de la USAF o sin ninguna etapa superior. Este cohete se usó casi exclusivamente para lanzar cargas útiles del ejército estadounidense o de la Agencia Central de Inteligencia. Sin embargo, también se utilizó con fines puramente científicos para lanzar la sonda espacial NASA-ESA Cassini/Huygens a Saturno en 1997. La principal agencia de inteligencia que necesitaba las capacidades de lanzamiento del Titan IV era la Oficina Nacional de Reconocimiento (NRO).

Cuando se estaba produciendo, el Titan IV era el cohete no tripulado más poderoso disponible en los Estados Unidos, con costos operativos y de fabricación proporcionalmente altos. Cuando el Titan IV entró en funcionamiento, los requisitos del Departamento de Defensa y la NRO para el lanzamiento de satélites se habían reducido debido a las mejoras en la longevidad de los satélites de reconocimiento y la disminución de la demanda de reconocimiento que siguió a la desintegración interna de la Unión Soviética. Como resultado de estos eventos y las mejoras en la tecnología, el costo unitario del lanzamiento de un Titan IV fue muy alto. Las operaciones terrestres y las instalaciones del Titan IV en la Base de la Fuerza Aérea de Vandenberg generaron gastos adicionales para lanzar satélites en órbitas polares. Los Titan IV también se lanzaron desde la Estación de la Fuerza Aérea de Cabo Cañaveral en Florida para órbitas no polares.

Concepto Titán V

El Titan V fue un desarrollo propuesto del Titan IV, que vio varios diseños sugeridos. Una propuesta de Titan V fue para un Titan IV ampliado, capaz de levantar hasta 90 000 libras (41 000 kg) de carga útil. Otro usó una primera etapa criogénica con propulsores LOX/LH2; sin embargo, se seleccionó el Atlas V EELV para la producción.

Retiro del vehículo de lanzamiento

La mayoría de los misiles balísticos intercontinentales Titan II dados de baja fueron reacondicionados y utilizados para vehículos de lanzamiento espacial de la Fuerza Aérea, con un historial perfecto de lanzamientos exitosos.

Para los lanzamientos orbitales, hubo grandes ventajas al usar hidrógeno líquido de mayor rendimiento o vehículos alimentados con oxígeno líquido RP-1; el alto costo del uso de hidracina y tetróxido de nitrógeno, junto con el cuidado especial que se requería debido a su toxicidad, fueron una consideración adicional. Lockheed Martin decidió ampliar su familia de cohetes Atlas en lugar de sus Titanes más caros, además de participar en empresas conjuntas para vender lanzamientos del cohete ruso Proton y la nueva clase Delta IV de vehículos de lanzamiento de carga media y pesada construidos por Boeing. El Titan IVB fue el último cohete Titan que permaneció en servicio, efectuando su penúltimo lanzamiento desde Cabo Cañaveral el 30 de abril de 2005, seguido de su lanzamiento final desde la Base de la Fuerza Aérea Vandenberg el 19 de octubre de 2005, transportando el satélite de imágenes ópticas USA-186 para el Oficina Nacional de Reconocimiento.