Atlas V 421 – detalhes

Veículo de Lançamento Atlas V 421

Veículo de Lançamento Atlas V 421

O Veículo de Lançamento Atlas V 421 faz parte da família Atlas V 400/500 operada pela United Launch Alliance. Os foguetes Atlas V são lançados desde 2002 e têm uma taxa de sucesso quase perfeita (um voo foi uma falha parcial, e a missão foi catalogada como um sucesso). O veículo é operado a partir do Complexo de Lançamento 41 na Estação da Força Aérea de Cabo Canaveral, Flórida e do Complexo de Lançamento 3E na Base da Força Aérea de Vandenberg, Califórnia. O veículo é montado em Decatur, Alabama; Harlingen, Texas; San Diego, Califórnia; e na sede da United Launch Alliance perto de Denver, Colorado.

Atlas V 421 aproveita a abordagem modular adotada para os ‘boosters’ auxiliares que permite entre zero e cinco SRMs – Solid Rocket Motors , “motores de propelente sólido” (três para a série 400) a serem anexados ao primeiro estágio do foguete para os requisitos da carga útil a ser colocada em órbita. A configuração do 421 tem dois estágios, um Common Core Booster (primeiro estágio com sua característica cor de bronze) – com dois Solid Rocket Motors acoplados a ele – e um estágio superior (‘Upper Stage‘) Centaur (centauro). O Centauro pode fazer ignições múltiplas para colocar cargas em uma variedade de órbitas, incluindo orbita terrestre baixa LEO , órbita síncrona com o sol SSO, orbita de transferência geoestacionária GTO e órbita geoestacionária GEO, bem como trajetórias de escape interplanetárias.

Cargas úteis ​​lançadas pela versão 421 incluem os dois primeiros satélites Wideband Global Satcom lançados em 2007 e 2009, e o satélite EchoStar G1.

Cada versão do Atlas V tem um número de identificação de três dígitos:
Primeiro dígito: Diâmetro da carenagem da carga útil: 4xx – 4,17m de diâmetro; 5xx – 5,4 m de diâmetro
segundo dígito: número de boosters de propelente sólido (0-5)
terceiro dígito: número de motores RL-10A no centauro (1 ou 2)

Especificações do Atlas V 421

ModeloAtlas V 421
Comprimento58,34 m – 59,24 m
Diâmetro3,81 m
Massa de Lançamento428.000 kg
Estágio 1Atlas Common Core Booster
Boosters2
Largura6,91 m
Estágio 2Centauro
Massa para LEO13.600 kg (200km, 28,5 °)
Massa para SSO9.000 kg
Missa para GTO5.300 kg (1,5 km / s), 6.900 kg (1,8 km / s )

Portanto, o Atlas V 421 tem 58,3 metros de altura dependendo da carenagem (são 59,24 metros com a coifa extra-longa) e um diâmetro principal (no primeiro estágio) de 3,81 metros.

Ele tem uma massa de lançamento de 428.000 kg, usando dois motores de foguete sólidos. O Atlas V 421 pode transportar cargas úteis de até 13.600 kg para a órbita terrestre baixa. A capacidade de órbita de transferência geoestacionária é de 5.300 quilogramas. 

Common Core Booster

Massa seca21.054 kg
Diâmetro3,81m
Comprimento32,46m
CombustívelRP-1 (Querosene)
OxidanteOxigênio Líquido
Massa de combustível e oxidante284.089 kg
OrientaçãoFeita pelo sistema de controle do Centauro
PropulsãoMotor Energomash RD-180 (2 câmaras)
ModeloCombustão Estagiada
Impulso ao Nível do Mar (SL)3.827kN (390.245,3 kgf)
Impulso específico (Isp) em SL311s
Empuxo (no vácuo)4.152kN (423.369 kgf)
Impulso específico Isp no vácuo 338s
Comprimento do motor3,56m
Diâmetro do motor3,15m
Peso seco do motor5.480 kg
Pressão da Câmara266,8 bar
Razão de Tubeira36,87
Razão empuxo-massa78,22
Razão de área36,4
Controle de AtitudeBasculamento das câmaras (8 graus)
Capacidade de aceleração50-100%
Tempo de queima253 s
Pressurização do tanqueCom gás hélio
AviônicaControle, Terminação de Voo, Telemetria, giroscópios de taxa
Separação de Estágiopor 8 retrofoguetes no meio do comprimento do 1º estágio

O primeiro estágio Common Core Booster tem 32,46 metros de comprimento e 3,81 metros de diâmetro. Com uma massa inerte de 21.054 kg, pode conter até 284.089 quilogramas de propelente de foguete-1 e oxigênio líquido que são consumidos pelo único motor principal RD-180. A superfície anodizada inicial do estágio de foguete é prateada, mas depois recebe um revestimento Tiodize de cor bronze por cima. Esta varia um pouco de cor e fica mais bronzeada dependendo da exposição ao sol.

RD-180 é fabricado pela NPO Energomash. É um motor de combustão em estágios de duas câmaras que fornece 3.827 quilonewtons de empuxo de decolagem e 4.152 kN no vácuo. O RD-180 mantém um ciclo de combustão em etapas de alta pressão, empregando um pré-queimador rico em oxigênio. Ele funciona com uma proporção de oxidante para combustível de 2,72.

A desvantagem de uma combustão rica em oxigênio é que o oxigênio gasoso de alta pressão e alta temperatura deve ser transportado por todo o motor. A pressão nominal da câmara é de 267 bar. O RD-180 pode ser regulado de 50% a 100% do desempenho nominal. O motor é baseado no motor RD-170 do foguete superpesado Energiya e é também similar aos RD-171 do foguete médio Zenit, que possuem quatro câmaras de combustão. O controle do primeiro estágio é realizado inclinando as câmaras em até 8 graus. A oscilação do motor é feita por meio do sistema hidráulico do veículo funcionando com querosene com fluido.

Os propelentes do primeiro estágio são mantidos dentro de tanques de isogrelha (isogrid) de alumínio; a pressurização do tanque é realizada com hélio de alta pressão que é armazenado em tanques no Common Core Booster . A pressurização do tanque é controlada por computador. O Common Core Booster está equipado com um Sistema de Terminação de Voo que pode ser usado para destruir o veículo em caso de mau funcionamento grave. Além disso, o CCB é equipado com giroscópios de taxa redundantes para adquirir dados de navegação. As baterias internas fornecem energia durante a subida motorizada e um sistema de telemetria independente é utilizado para o downlink de dados. A separação do primeiro estágio é iniciada por pirotecnia e o estágio central acende oito retrofoguetes retardam o veículo para que se afaste do Centauro.

Motor RD-180

O RD-180 usa um esquema de combustão em estágios – queimando todo o oxigênio com pouco combustível dentro de um gerador de gás para produzir um gás quente de alta pressão para acionar a turbina que alimenta as turbobombas de combustível e oxidante que alimentam as duas câmaras de combustão. O motor possui bombas de reforço nas entradas de combustível e oxidante que operam a uma velocidade mais baixa do que as bombas principais e criam uma pressão de entrada do motor suficiente para a operação das bombas turbo. A bomba de reforço de combustível é alimentada por uma turbina acionada pela derivação de combustível de uma bomba principal (o combustível retorna para a entrada) e a turbina da bomba de reforço do oxidante é acionada por uma fração do gás quente do gerador de gás que então entra no fluxo de LOX e condensa.

Todo o oxigênio é então direcionado para a turbobomba do impulsor LOX antes de chegar ao Gerador de Gás. O fluxo de querosene é direcionado em duas porções usando uma turbobomba de dois estágios. O fluxo de querosene do segundo estágio da bomba (cerca de 20% do fluxo total) é direcionado para o gerador de gás, onde é queimado em um excesso de oxidante, criando um gás de alta pressão rico em oxigênio que aciona a turbina. A turbobomba LOX do RD-180 e as bombas de combustível são montadas em um único eixo. A própria turbina é uma turbina axial que usa lâminas relativamente grossas e grande folga entre a entrada de gás e as lâminas para reduzir o risco de danos. Ligas de níquel são usadas para suportar as altas temperaturas do gás do gerador e a turbina usa oxigênio frio para resfriamento adicional.

O querosene da bomba do primeiro estágio é direcionado à câmara de combustão e ao bocal, onde passa por trocadores de calor como parte do esquema de resfriamento regenerativo do motor. O motor usa três caminhos de resfriamento, um entrando na câmara de combustão, um entrando na garganta do bocal e o terceiro entrando na saída do bocal. Depois de passar pelos trocadores de calor, o combustível é bombeado para a câmara de combustão, onde é queimado pelo gás rico em oxigênio proveniente do gerador de gás. A proporção da mistura é ajustada por uma válvula de mistura localizada atrás da turbobomba de primeiro estágio e a temperatura do gerador de gás e o empuxo do motor são regulados por meio de válvulas de fluxo à frente do gerador de gás. RD-180 tem uma proporção de mistura nominal de 2,72.

A câmara do RD-180 consiste na cabeça de mistura, na câmara de combustão e no bocal. O injetor utiliza pequenos bocais através dos quais os componentes são introduzidos na câmara de combustão, formando uma zona interna circular separada de um anel externo por bocais salientes. O anel externo é dividido em seis compartimentos usando bocais salientes através dos quais os propelentes entram na câmara. Combustível e gás rico em oxidante alternam entre os sete compartimentos. Este design permite uma combustão estável e evita a instabilidade da combustão ou a criação de pontos quentes. O RD-180 opera a uma pressão nominal da câmara de 266,8 bar.

O RD-180 usa um sistema de ignição química baseado em Trietilalumínio (TEA) – uma substância pirofórica que se inflama imediatamente após a exposição ao oxigênio. O TEA é armazenado em ampolas fechadas – uma na linha de combustível diretamente à frente do Gerador de Gás e uma em qualquer uma das entradas principais de combustível para as câmaras de combustão. Essas ampolas usam membranas para evitar que o TEA entre em contato com o ar.

Para a partida do motor, um querosene esférico dedicado, tanque conectado a ambas as linhas de combustível por meio de encanamento e válvulas associadas, é abastecido com combustível e pressurizado com gás de alta pressão. Uma vez que as válvulas para as linhas de combustível e ampolas são abertas, o combustível de alta pressão aciona os pistões que fazem parte das ampolas para criar uma pressão dentro da cavidade que faz com que o TEA seja liberado no gerador de gás e na câmara de combustão que foram preenchidos com oxigênio nesse ponto depois que as válvulas LOX são abertas e a pressão do tanque faz com que o oxigênio entre no motor.

Ao entrar em contato com o oxigênio, o TEA acende e inicia o processo de combustão dentro do Gerador de Gás e da câmara principal. A combustão é sustentada pela entrada de querosene no GG e na câmara de combustão logo após o TEA. Uma vez que o Gerador de Gás está funcionando, a turbina aumenta a velocidade e as bombas turbo e auxiliar começam a bombear propelentes para o Gerador de Gás e Câmara de Combustão, sustentando assim o processo de combustão.

Usar esta técnica de ignição significa que o RD-180 só pode ser aceso uma vez e requer uma renovação extensiva após cada ignição (substituindo as membranas de TEA e reenchendo as ampolas).

Para a pressurização do tanque, o hélio flui dos reservatórios dentro do tanque LOX para o compartimento do motor, onde é aquecido em um trocador de calor conectado ao fluxo de gás quente do Gerador de Gás para a Bomba Boost LOX. O hélio aquecido pressurizado é então pressionado nos tanques de LOX e querosene para mantê-los na pressão adequada por meio de uma série de válvulas que controlam a pressurização. A pressurização pré-voo inicial é realizada usando gás pressurizado fornecido por equipamento de apoio de solo.

Por ser um motor moderno, o RD-180 inclui vários sensores de pressão, fluxo e temperatura que fornecem dados detalhados de desempenho ao controlador do motor e aos computadores de vôo. Isso permite um monitoramento detalhado do desempenho e uma extensa análise pós-voo que pode ser útil em caso de quaisquer anomalias. Além disso, a telemetria é usada em tempo real pelo sistema de controle do veículo para ajustar os parâmetros do motor, como a proporção da mistura, para otimizar o desempenho do veículo lançador por meio da utilização ideal do propelente. Além disso, a telemetria do motor é usada para acionar os modos de abortar do veículo de lançamento.

Boosters de propelente sólido – SRM

FabricanteAerojet
IgniçãoAcionados no solo, na decolagem
Comprimento17m
Diâmetro1,58m
Massa inerte5.740 kg
Massa de Lançamento46.697 kg
Impulso1.688,4 kN (172.168,9 kgf)
Impulso Específico279s
Inclinação da tubeira3 °
Tempo de queima94s

Os dois motores Aerojet Rocketdyne que são acionados no momento T-0 para dar impulso extra para levantar o veículo com uma relação empuxo-peso total de 1,71. Cada um dos boosters tem uma massa inerte de cerca de 5.740 kg e uma carga propelente de quase 41.000 kg.

O booster produz um empuxo de 1.688 kN – força ou 172.200 kgf. Os dois propulsores queimam por 94 segundos e são ejetados simultaneamente usando sistemas de separação pirotécnica. Normalmente, os propulsores queimam em T + 94 segundos, mas são mantidos presos ao corpo central por mais 10 segundos por motivos de segurança de alcance para garantir um impacto na área off-shore pré-planejada.

Adaptador InterESTÁGIO E MONTAGEM TRASEIRA

Interestágio

Seção 1Seção Cilíndrica
Diâmetro3,05m
Comprimento2,52m
Seção 2Seção Cônica
Diâmetro3,81m
Comprimento1,61m
Massa947 kg
EstruturaComposto (grafite-epóxi ) com cavernas, espaçadores e longarinas em alumínio
Montagem traseira
Diâmetro3,05m
Comprimento0,65 m
Massa181,7 kg
EstruturaMonocoque de Alumínio
SeparaçãoConjunto de folha frangível

Estágio Superior Centauro

Diâmetro3,05m
Comprimento12,68 m
Massa inerte2.243 kg
PropelenteHidrogênio Líquido
OxidanteOxigênio Líquido
Massa de combustível e oxidante20.830 kg
OrientaçãoInercial
Propulsão1 RL 10A-4-2 (até 2014)
Impulso99,2kN / 99.1 kN (10.115,11 kgf)
Isp Vac451s
Comprimento do motor2,29m
Diâmetro do motor1,53m
Peso seco do motor167 kg
Pressão da Câmara39bar
Impulso / Peso61
Razão de área84
Razão de Mistura5,5: 1
Propulsão1 RL-10C-1 (a partir de 2014)
Empuxo101,8kN
Isp Vacuo449,7s
Comprimento do motor2,18 m
Diâmetro do motor1,45m
Peso seco do motor190kg
Pressão da Câmara24 bar
Empuxo / Peso57
Razão de área130
Razão de Mistura5,5: 1
Tempo de queimaVariável
Capacidade de igniçãoReligável
Controle de atitude4 propulsores de 27 N e 8 propulsores de 40 N
Propelente do controle de atitude Hidrazina

O Centauro tem 3,05 metros de diâmetro e 12,68 metros de comprimento com uma massa inerte de 2.243 kg. O Centauro é um estágio criogênico que usa hidrogênio e oxigênio líquidos como propelentes e um total de 20.830 quilogramas de propelentes podem ser abastecidos nos tanques de aço inox estabilizados por pressão. Os tanques de LOX e LH2 são separados por uma antepara elipsoidal comum.

Anteriormente, o Centaur era movido por um motor RL-10A-4-2, fabricado pela Aerojet Rocketdyne, com 99,2 quilonewtons de empuxo. O motor usa um ciclo expansor e opera a uma pressão de câmara de 39 bar. O RL-10 tem um tempo de queima certificado de até 740 segundos e pode dar várias partidas. Tem um peso seco de 166 quilogramas e uma razão de expansão de 84: 1, atingindo uma razão empuxo / peso de 61: 1. O RL-10 pode ser baculado com um sistema eletromecânico para fornecer controle durante o vôo propulsado.

A partir de 2015, todos os estágios Centaur monomotores fizeram a transição do motor RL-10A-4-2 para o motor RL-10C-1, similares às versões RL-10A e B.

O motor se baseia na herança da família de motores RL-10, com uma história de várias décadas após ter completado seu primeiro teste em 1959 após ser desenvolvido pela Pratt & Whitney. Ao longo dos anos, o motor sofreu várias modificações, passando por várias gerações e sendo utilizado em diversos veículos lançadores. As versões RL-10A do motor foram usadas , mais recentemente na variante RL-10A-4-2, enquanto as versões anteriores RL-10A também estavam em uso a bordo dos veículos Saturn I e DC-X. O RL-10B-2 é usado no DCSS – Delta Cryogenic Upper Stage instalado em todos os lançadores da família de foguetes Delta IV.

O RL-10C usou motores RL-10B-2 existentes que fazem parte do estoque da United Launch Alliance, enquanto os motores RL-10A-4-2 tiveram que ser encomendados como unidades então recém-construídas da Aerojet-Rocketdyne. Foi mais econômico modificar os motores RL-10B existentes com equipamento adotado da versão 10A para criar o RL-10C-1. No geral, o motor RL-10C tem uma margem operacional maior do que qualquer motor RL-10 anterior, aproveitando a experiência de voo dos modelos anteriores e uma campanha de teste realizada pelo RL-10C que demonstrou tempos de queima extremamente longos e operação acima dos parâmetros operacionais.

Para modificar os motores RL-10B-2 existentes para RL-10C-1, uma série de mudanças foram necessárias, como a substituição da tubeira extensível do RL-10B-2 por uma extensão de carbono-carbono refrigerada radiativamente, mais curta. Além disso, o RL-10B-2 precisou ser equipado com uma unidade aviônica de utilização de propelente que controla a proporção de mistura de propelente fornecida ao motor para consumo otimizado de propelente – um recurso do RL-10A do Centauro, mas não o RL-10B do DCSS. Também inclui a instalação de um sistema de ignição por centelha redundante que é padrão no Centaur. Além dessas mudanças, o RL-10C emprega a turbobomba e a tubulação comuns de ambos, RL-10A e B, mas usa a câmara e o injetor do RL-10B em vez do design exclusivo do RL-10A.

No geral, o RL-10C oferece um empuxo de vácuo de 102 kilonewtons, um pouco mais do que o RL-10A-4-2 e um pouco menos do que o RL-10B-2 . O motor atinge um impulso específico de 449,7 segundos. O RL-10C mede 1,45 metros de diâmetro e 2,18 metros de comprimento, com uma massa total de 190 quilogramas.  A tubeira do RL-10C cria uma taxa de expansão de 130 e o motor opera a uma pressão da câmara de 24 bar.

Durante as fases de costeamento, a orientação do veículo é controlada pelo Sistema de Controle de Reação . Oito motores laterais de 40 Newton e quatro propulsores de 27 Newton são usados ​​para controle de atitude. O sistema usa como propelente hidrazina. O Centaur Upper Stage abriga os Computadores de Voo e Orientação do Atlas V, que são capazes de realizar a missão de forma autônoma, controlando todos os aspectos do voo. A unidade de navegação inercial tolerante a falhas está localizada no módulo de equipamento do Centaur.

Na seção posterior do estágio Centauro Superior está um C-ISA – Adaptador Interstage Centauro com 3,83 metros de diâmetro e 3,81 metros de comprimento. Inclui três componentes principais: Adaptador Interstage, Adaptador Stub Aft e Boattail. O adaptador pesa 2.212 kg para o estágio superior monomotor.

Motor RL-10

O RL-10 é um motor de ciclo expansor fechado que não depende de um gerador de gás para fornecer o gás quente que aciona as turbinas turbo do motor. Em vez disso, as turbinas são acionadas por gás hidrogênio expandido que é gerado pela passagem do fluxo de hidrogênio líquido da bomba turbo LH2 através do sistema de resfriamento regenerativo do segmento superior do bico e da câmara de combustão. O hidrogênio gaseificado então passa para a turbina principal do motor, girando a turbobomba LH2 e a turbobomba LOX por meio de uma caixa de engrenagens.

Rl-10 inclui sete válvulas de motor, iniciando, no lado do combustível, com a válvula de corte da entrada da bomba de combustível e no lado do oxidante com a válvula de corte da entrada da bomba do oxidante. O fluxo de combustível para a câmara de combustão pode ser interrompido pela válvula de corte de combustível que está localizada logo acima do injetor da câmara de combustão.

Esta válvula é usada para cortar rapidamente a alimentação de combustível para o motor para desligamento e seu fechamento também permite o resfriamento da bomba turbo LH2 através das aberturas de ar sem que nenhum combustível entre na câmara. O resfriamento da bomba LH2 do motor é obtido abrindo-se as válvulas 1 e 2 de resfriamento de combustível que liberam o refrigerante para o mar durante o resfriamento. Essas duas válvulas também fornecem sangria da bomba de combustível durante a pré-partida e alívio de pressão durante o desligamento.

O empuxo do motor é controlado por uma válvula de controle de empuxo localizada em uma ponte entre a saída de resfriamento do combustível no motor e a entrada de combustível da câmara de combustão para contornar a turbina e, assim, regular a potência da turbina e o empuxo geral do motor. Normalmente em uma posição fechada, o sistema é usado principalmente para controlar o excesso de empuxo durante a partida do motor e para manter uma pressão constante na câmara durante a operação em estado estacionário.

Na linha do oxidante a jusante da bomba está uma válvula de controle de fluxo do oxidante que é usada para regular o fluxo de LOX para a câmara para a regulação da proporção da mistura que é comandada pela Unidade de Utilização de Propelente do motor que controla o MR para um otimizado consumo de propelente. Um segundo OCV é empregado para regular o fluxo de sangria durante a partida do motor.

A partida do motor no RL-10 é realizada usando o diferencial de pressão entre a alimentação de combustível e o quase vácuo na câmara que força o combustível através do sistema depois que a válvula de corte de combustível é aberta e o FCV-1 é fechado. O FCV-2 permanece em uma posição aberta para evitar o travamento da bomba LH2 do motor na partida. Nos estágios iniciais de partida, o calor do metal ambiente é suficiente para gerar gás hidrogênio para iniciar o acionamento das turbobombas e iniciar o processo de combustão na câmara, aquecendo a câmara e o bico até os níveis operacionais. Para iniciar, a Válvula de Controle do Oxidador é parcialmente fechada para garantir uma ignição rica em combustível, limitando a pressão da câmara para manter um diferencial de pressão no sistema de combustível até que as bombas turbo possam acelerar.

Quando as bombas estão em velocidade de vôo, a pressão pneumática é usada para fechar a válvula de resfriamento de combustível e abrir a válvula de controle do oxidante para atingir as propriedades de descarga da bomba LOX planejadas. A abertura da OCV leva a um aumento acentuado na pressão da câmara que pode levar a um overshoot de empuxo, que é evitado por uma abertura temporária da válvula de controle de empuxo até que as condições estáveis ​​de estado estacionário sejam alcançadas para a operação do motor.

Em operação em estado estacionário, o RL-10 consome 20,6 quilogramas de LOX por segundo, enquanto o fluxo de LH2 é de aproximadamente 3,5 quilogramas por segundo.

O desligamento do motor é um processo simples realizado fechando a válvula de corte de combustível e a válvula de entrada de combustível e, ao mesmo tempo, abrindo as válvulas de controle de combustível para sangrar o combustível do sistema. O fluxo do oxidante é cortado fechando a válvula de controle do oxidante e a válvula de entrada LOX. As perdas por atrito levam à redução da rotação das turbinas e bombas.

O DCSS usa hélio de alta pressão para manter seu tanque LOX na pressão de voo, enquanto o tanque LH2 usa hidrogênio gasoso do sangramento do motor que é fornecido por meio de reguladores que garantem a pressurização adequada do tanque.

O gerenciamento do propelente é realizado ao direcionar a fervura do hidrogênio do tanque para os propulsores voltados para a traseira que produzem empuxo suficiente para a sedimentação do propelente, mantendo um sistema bifásico uniforme entre líquidos e gases dentro dos tanques de propelente. A sedimentação do propelente também pode ser fornecida pelo sistema de controle de atitude do segundo estágio.

Coifa de cabeça

CarenagemLongarina de alumínio
Frame Clamshell
BoattailLongarina de alumínio
Frame Clamshell
SeparaçãoPyro Bolts
Atuadores Spring Jettison
ModeloLPF
Diâmetro4,2 m
Comprimento12,0m
Massa2.127 kg
ModeloEPF
Diâmetro4,17 m
Comprimento12,9 m
Massa2.305 kg
ModeloXEPF
Diâmetro4,2 m
Comprimento13,8m
Massa2.487 kg

Carenagem de Carga Útil

A Carenagem da Carga Útil é posicionada no topo do veículo empilhado e sua Carga Útil integrada. Ele protege a espaçonave contra os ambientes aerodinâmicos, térmicos e acústicos que o veículo experimenta durante o vôo atmosférico. Quando o lançador deixa a atmosfera, a carenagem é alijada por sistemas pirotécnicos iniciados. Separar a carenagem o mais cedo possível aumenta o desempenho do iniciador.

Coifas

Coifas de 4 metros LPF, EPF e XEPF.

O foguete possui carenagens de cabeça com um diâmetro de 4,2 metros. Estão disponíveis quatro comprimentos diferentes: 12,2, 13,05 e 14,09 metros. As principais seções dessas carenagens são a cauda, a seção cilíndrica e o cone do nariz que é encimado por uma calota esférica. Ambas as seções da carenagem e da cauda consistem em longarinas, paineis de alumínio e conchas de fixação.

A carenagem é separada por parafusos pirotécnicos e atuadores de ejeção de mola que empurram as duas metades uma da outra. As carenagens de carga útil são equipadas com painéis acústicos, portas de acesso e janelas de radiofrequencia. O conjunto opcional da carenagem inclui escudos térmicos e portas de controle ambiental. Além disso, a carenagem é conectada a um sistema de purga de ar para garantir um ambiente controlado.

A carenagem de carga extra estendida (XEPF) tem 4 m de diâmetro e 13.8 metros de comprimento. A XEPF, como as outras, é uma carenagem bissetriz (de duas peças). A altura do foguete com a XEPF é de aproximadamente 59,1 m.

Adaptador de carga útil

Os adaptadores de carga útil fazem interface com o veículo e a carga útil e são o único ponto de fixação da carga útil no lançador. Eles fornecem o equipamento necessário para a separação da espaçonave e conexões para comunicações entre o Estágio Superior e a Carga Útil. O sistema de separação pode ser baseado nos tradicionais cortadores de parafusos / porcas de separação iniciados por pirotecnia ou no Sistema de separação de banda de fixação do tipo Marmon de baixo choque. Para Atlas V, um adaptador de veículo de lançamento faz interface com o SIP (plano de interface padrão) do lançador e se conecta ao adaptador de carga útil padrão ou adaptadores personalizados. Quatro adaptadores prontos para uso estão disponíveis para acomodar várias cargas úteis. Além disso, carenagens personalizadas podem ser instaladas no topo dos adaptadores de veículo de lançamento para acomodar uma variedade de requisitos de carga útil diferentes.

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