Delta II

Wikipedia
Loikkaa: valikkoon, hakuun
Delta II aamunkoitteessa. (Kuva: NASA)

Delta II on Boeingin valmistama Delta-kantorakettiperheeseen kuuluva kantoraketti, joka on ollut käytössä vuodesta 1989 alkaen 115 kertaa (elokuu 2004) mukaan lukien kuusi NASA:n viimeistä Mars-lentoa. Deltat ovat kertakäyttöisiä kantoraketteja (expendable launch vehicle, ELV).

Pitkä historia päättymässä 2010?[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Delta II-kantoraketin kehityshistoria on hyvin pitkä alkaen 1950-luvun Thor-nimisestä keskimatkan ydinohjuksesta, josta kehittyi Thor ja sittemmin Thor-Delta-kantoraketti. Delta kehittyi Delta II-versioksi, jossa on muun muassa kiinteäajoaineboosteri-raketteja tuomassa lisää työntövoimaa.

Avaruussukkula Challengerin tuhon (1986) jälkeen luotiin Yhdysvaltoihin kaupallisten kantorakettien tuotanto: Atlas, Titan ja Delta muuttuivat yritysten tuotteiksi. 1987 USAF tilasi 18 Delta II -rakettia Navstar GPS-satelliittien laukaisua varten. Ensimmäinen Delta II laukaistiin 14. helmikuuta 1989. Raketista on kaksi versiota – 6925 ja 7925. Delta 6925:t kuljettivat ensimmäiset 9 GPS-satelliittia radoilleen. Esimerkiksi 15.7.2004 laukaistu NASAn EOS-Aura käytti versiota 7920.

Yhdysvaltain ilmavoimat lopetti Delta II-kantorakettien käytön 17. elokuuta 2009 tapahtuneeseen GPS-satelliitin laukaisuun. [1] Tällöin on tehty noin 140 Delta II-laukaisua, joista kolmannes on GPS-satelliittien laukaisuja.[2] [3]

Elokuun lopussa 2007 NASA ilmoitti aikeestaan päättää Delta II:n käyttö vuoteen 2010 mennessä siirtyen Delta 4- ja Atlas 5-kantorakettien käyttöön.[4] Tämä on NASAlle muutos kalliimpiin, suurempiin ja enemmän nk. kaupallista kysyntää tarvitseviin kantoraketteihin.

Tekniikkaa[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Delta II on kaksi- tai kolmivaiheinen kantoraketti, jossa on 3,4 tai 9 kiinteää ajoainetta käyttävää boosterirakettia. Delta II pystyy nostamaan 890–2 140 kg GTO-radalle tai 2 700–6 000 kg matalalle kiertoradalle.

Ensimmäinen vaihe[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Delta II -kantoraketin ensimmäisen vaiheen ydin on Boeingin Rocketdyne RS-27A-moottori, jonka perusversio tuli käyttöön vuonna 1974. Se käyttää ajoaineenaan kerosiinia (RP-1) ja nestehappea. Sen työntövoima meren pinnan tasolla on 230 000 paunaa eli 1 miljoona newtonia. Moottorin ominaisimpulssi on 296 sekuntia ja paloaika on 223 sekuntia. Ohjaukseen käytetään kahta LR-101-NA-11 Vernier-moottoria, joiden ajoaine sama kuin päämoottorin. Delta oli pitkään kuuluisa matalataajuisesta aksiaalisesta pogo-värähtelystä (pogo=hyppykeppi), jossa polttoaineen virtauksen ja palamisen häiriöt kytkeytyivät. Tästä ongelmasta ei ole puhuttu ainakaan vuosikymmeneen, mutta raketin aksiaalinen kiihtyvyys RS-27:n sammutuksen (MECO, main engine cut-off) aikana on suurempi kuin monessa muussa kantoraketissa. Raketin pituus on 38 metriä, halkaisija noin 3 metriä, massa 232 000 kg.

Toinen vaihe[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Aerojet-yhtiön kehittämä AJ10-118K-nestemoottori on raketin toinen vaihe. Moottori voidaan sammuttaa ja sytyttää useita kertoja lennon aikana. Se polttaa typpitetraoksidia ja Aerozine-50-ajoainetta. Sen työntövoima on 9 750 paunaa eli 43 000 newtonia. Sen käynnistyessä raketin nopeus on Mach 21. Ensimmäinen vaihe irtoaa siitä 8 sekuntia sammumisensa jälkeen. Toinen vaihe sytytetään 5,5 sekuntia myöhemmin ja se nostaa 7 minuutissa aluksen 167 kilometrin korkeudelle parking orbit -radalle, jonka jälkeen moottori on sammuksissa 37 minuutin ajan. Esimerkiksi EOS-Auran laukaisussa moottori käynnistettiin Afrikan eteläosan päällä moottori 15 sekunniksi ja satelliitti irrotettiin raketista Kenian päällä. EOS-Auran laukaisussa toisen vaiheen moottoria käytettiin kaksi kertaa satelliitin separaation jälkeen, ensin 5 sekuntia ja sitten 42 sekuntia, tuomaan raketin ylin vaihe hallitusti Tyyneenmereen.

Kuuluisa aerodynaamikko, professori Theodore von Karman perusti Aerojet-yhtiön vuonna 1936 Caltech-yliopiston tutkijoiden kampusyrityksenä. Muita osakkaita olivat Frank Malina, taiteilija, tutkija ja myöhemmin NASAn JPL:n johtaja, Martin Summerfield, rakettiajoaineiden palamisen tutkija, John W. Parsons, runoilija ja tee-se-itse-kemisti, ja Ed Forman, taitava mekaanikko. Vuonna 2004 yhtiö oli osa Alliant Techsystems -yhtiötä.

Kolmas vaihe[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Kolmannen vaiheen (joissakin Delta II:ssa on vain kaksi vaihetta) muodostaa Thiokolin Star-48B -kiinteäajoainemoottori, jonka työntövoima on 14 920 paunaa eli 66 000 newtonia (tyhjiössä). Samaa moottoria käytettiin avaruussukkulan hyötykuormien PAM-moottorina, jolla esimerkiksi tietoliikennesatelliitti nostettiin avaruussukkulan lentoradalta GEO-radalle. Kolmatta vaihetta ei EOS-Aura-kaukokartoitussatelliitin laukaisuun tarvittu. Kolmatta vaihetta käytetään muun muassa planeettaluotainten laukaisussa.

Nokkakartio[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Delta II:n nokkakartioita on kahta kokoa: modernimpi komposiittirakenteinen on 3 metriä halkaisijaltaan, perinteinen alumiininen 2,9-metrinen. Jälkimmäinen on vanhempi ja suunniteltu GPS-satelliittien laukaisua varten.

Katso myös[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Lähteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Viitteet[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Aiheesta muualla[muokkaa | muokkaa wikitekstiä]

Commons
Wikimedia Commonsissa on kuvia tai muita tiedostoja aiheesta Delta II.