Matteo 'Ndwr' Russo

...because there are no days without revolutions.
* Notizie* Lavori* Progetti   * Construct   * Tess   * Opengroups      * CCP      * SCP   * VES      * SS      * ES   * AS   * DMS      * TS   * TPL   * RVD   * CL      * libCGL      * libCSL      * libMixer      * libCTL      * libCIL      * libCVL   * RCGV   * RU1* Pensieri e Articoli* Macchine* Contatti

 

Radioattività ambientale
Zona: Venezia, Italia
Tipo: Radiazioni ionizzanti β/γ

 0.00%

Corrente: 0 μSv/h
Media annuale: 0.00 μSv/h
Accumulo annuale: 0.000 mSv

* Spazio   * Sistemi di lancio      * I razzi sonda      * Delta II      * Soyuz-U      * Soyuz      * Soyuz-FG      * Soyuz-2   * ACE      * Strumentazione         * MAG         * SWEPAM         * SIS         * EPAM      * Locazione   * SOHO      * Antenne HGA/LGA      * Strumentazione         * EIT            * CCD         * LASCO         * MDI   * STEREO      * Strumentazione   * AMS-01   * AMS-02      * Strumentazione      * Materia oscura   * EOS AM-1      * Strumentazione         * MODIS
 
http://ndwr.net --> Spazio --> Sistemi di lancio --> Delta II
 

Delta II

Il Delta II, appartenente alla famiglia di razzi Delta, è un sistema di lancio originariamente creato dalla McDonnel Douglas, è stato poi costruito dalla Boeing Integrated Defense Systems e infine dalla ULA, United Launch Alliance, la quale ne detiene correntemente la responsabilità. Correntemente la ULA costruisce i sistemi Delta II per il governo americano, mentre la BLS, Boeing Launch Services, si occupa delle società commerciali.

Il sistema Delta II sono entrati in servizio nell'anno 1989.

I sistemi Delta II fanno parte della categoria ELV, ovvero sono veicoli che possono essere utilizzati una volta sola, non essendo progettati per effettuare un ritorno nella superficie terrestre.

La sezioni caratteristiche del sistema sono 6:

Primo stadio, contenente ossigeno liquido e propellente di tipo RP-1 (Rocket Propellant-1 o Refined Petroleum-1), utile per essere utilizzato nella fase di decollo.
Il primo stadio ospita il motore principale Pratt & Whitney Rocketdyne RS-27 o RS-27A.
E' possibile, in caso di necessità, configurare il primo stadio con 3, 4 oppure 9 motori di tipo GEM, Graphite Epoxy Motors. L'opzione a 3 o 4 motori GEM prevede l'accensione degli stessi durante la procedura iniziale di ascesa. L'opzione a 9 motori GEM prevede l'utilizzo di 6 motori durante la procedura iniziale di ascesa, e 3 durante il periodo successivo.

Motori a propellente solido, utilizzati per aumentare la spinta durante i primi 2 minuti di ascesa.

Interstadio, un distanziatore posto tra il primo e il secondo stadio.

Secondo stadio, contenente il carburante e l'ossidante utili ad alimentare il motore ipergolico, il quale viene utilizzato più volte per inserire il veicolo spaziale in orbita bassa terrestre.

Terzo stadio, motore opzionale a stato solido utile, fornisce una spinta opzionale al motore principale, utile a lasciare la terra e inserire il carico utile in traiettoria verso la sua meta. Il terzo stadio è generalmente richiesto per lanci di tipo GTO, Geostationary Transfer Orbit, e prevede un motore a propellente solido Thiokol Star-48B.

A third stage is usually required for GTO. The third stage utilizes a Thiokol Star-48B solid rocket motor

Zona di carico, copertura principale del carico utile, che fornisce protezione durante l'ascesa attraverso l'atmosfera terrestre.

Tutti i sistemi Delta sono caratterizzati da un numero identificativo, le quali cifre indicano le principali caratteristiche:
- La prima cifra può essere 6 o 7, relativa alla serie 6000 con motore RS-27, non più utilizzata dal 1992, oppure alla serie 7000 con motore RS-27A.
- La seconda circa indica il numero di propulsori, solitamente 3, 4 oppure 9.
- La terza cifra, 2 nei sistemi 7000, indica un secondo stadio con motore riavviabile Aerojet AJ10-118K. I sistemi Delta della serie 6000, invece, utilizzano il motore TR-201.
- La quarta cifra è relativa al terzo stadio; 0 indica l'assenza del terzo stadio, 5 e 6 indicano un modulo PAM, Payload Assist Module, con un motore Star 48B, e Star 37FM rispettivamente.

Nazione: Stati Uniti d'America
Costo per lancio: circa 36.7 milioni di dollari
Altezza: da 38.2 a 39 metri
Diametro: 2.44 metri
Massa senza carico utile: da 151.700 a 231.870 kg
Stadi: 2 o 3
Capacità: da 2700 a 6100 kg per orbita terrestre bassa (LEO, Low Earth Orbit), da 900 a 2170 kg per orbita di trasferimento geostazionaria (GTO, Geostationary Transfer Orbit) e circa 1000 kg per orbita eliocentrica (HCO, HelioCentric Orbit).
Stazioni di lancio: Cape Canaveral SLC-17 oppure Vandenberg AFB SLC-2W

Sono necessari 20 minuti per caricare il primo stadio con i 37.900 litri di carburante richiesto.