Delta IV (raket)

Från Wikipedia
Hoppa till: navigering, sök
Delta IV (Delta 9000)
Uppskjutning av Delta IV
Uppskjutning av Delta IV
Fakta
Funktion
Tillverkare Boeing IDS
United Launch Alliance
Land USA
Mått
Höjd 63 - 77,2 m
Diameter 5 m
Massa 249 500 - 733 400 kg
Antal steg 2
Kapacitet
Nyttolast till LEO 8 600 - 25 800 kg
Nyttolast till
GTO
3 900 - 10 843 kg
Historik
Status Aktiv
Uppskjutningsplatser LC-37B, Cape Canaveral
SLC-6, Vandenberg AFB
Uppskjutningar 8
Medium: 3
Medium+ (4,2): 3
Heavy: 2
Lyckade 7
Medium: 3
Medium+ (4,2): 3
Heavy: 1
Delvis misslyckade 1 (Heavy)
Jungfrufärd 20 november 2002
Boosters (Medium+ varianter) - GEM 60
Antal boosters Medium: 0; M+4,2: 2; M+5: 2 or 4
Motorer 1 fast
Kraft 826,6 kN
Specifik impuls 275 s
Bränntid 90 sekunder
Bränsle fast
Boosters (Heavy)
Antal boosters 2
Motorer 1 RS-68
Kraft 3 312,8 kN
Specifik impuls 410 s
Bränntid 249 sekunder
Bränsle LH2/LOX
Första steget - Delta IV CBC
Motorer 1 RS-68
Kraft 3 312,8 kN
Specifik impuls 410 s
Bränntid 259 sekunder
Bränsle LH2/LOX
Andra steget
Motorer 1 RL-10B-2
Kraft 110 kN
Specifik impuls 462 s
Bränntid 850 - 1 125 sekunder
Bränsle LH2/LOX

Delta IV är beteckningen på en familj flerstegsraketer som tillverkas av Boeings Integrated Defense Systems-division i Decatur, Alabama. Raketen utvecklades för USAFs Evolved Expendable Launch Vehicle-program (EELV) och för kommersiella satellitkunder, och är avsedd att sänka priset av samt förenkla uppskjutningar. Delta IV finns i fem versioner: Medium, Medium+ (4,2), Medium+(5, 4), och Heavy. Dessa versioner är skräddarsydda för specifika nyttolaster uppgifter och massa.

Raketerna monteras ihop i Horizontal Integration Facility och skjuts upp från LC-37B i Cape Canaveral och SLC-6 vid Vandenberg AFB.

Beskrivning[redigera | redigera wikitext]

Första steget av Delta IV består av en, eller i Heavy-modellen tre, boosterraketer (Common Booster Core) som drivs av Rocketdynes raketmotor RS-68. Till skillnad från de flesta förstastegsmotorer, som förbränner fasta raketbränslen eller fotogen, förbränner RS-68 flytande väte och flytande syre.

RS-68 är den första stora raketmotorn som drivs med flytande bränslen som utvecklats i USA sedan rymdfärjans SSME-motor från 1970-talet. Huvudmålet med RS-68 var att sänka kostnaderna jämfört med SSME. Den specifika impulsen hos RS-68 är något lägre än hos SSME, men utvecklingstiden, komponentantalet, totalkostnad och hopmonteringstiden har alla reducerats till en bråkdel av SSME, trots att RS-68 är betydligt större.

Normalt brukar RS-68-motorn drivas i 102% av sin specificerade effekt de första minuterna, för att sedan strypas till 58% tills huvudmotorn stängs av[1]. Hos Heavy-varianten stryps den centrala CBC-motorn till 58% ungefär 50 sekunder efter start, medan de två booster-CBCerna fortsätter på 102%. Detta gör att det centrala CBC-steget sparar bränsle och kan brinna längre. När boostermotorerna brunnit ut kopplas de loss från centralkärnan, varpå denna drivs upp till 102% effekt, för att senare strypas till 58% den sista biten av resan före avstängning.

Källor[redigera | redigera wikitext]

  1. ^ http://www.spaceflightnow.com/delta/d313/050609launchtimeline.html