TÉCNICA FUNDAMENTAL DEL VUELO ESPACIAL.   Capítulo 3º Subcap. 7º

<> COHETES(PARTE 2)

Índice de este Apartado:

<> COHETES. (1ª PARTE en PDF)
   
    > COHETES ASTRONAUTICOS.
        = URSS. R-7.
        = URSS. SPUTNIK.
        = URSS. VOSTOK.
        = URSS. VOSKHOD.
        = URSS. MOLNIYA.
            - MOLNIYA

        - MOLNIYA-L
            - MOLNIYA-M
        = URSS. KOSMOS.
            - KOSMOS 2-I.
            - KOSMOS 63S1.
            - KOSMOS 3-I.
        = URSS/RUSIA. SOYUZ.
            - SOYUZ M Y OTROS.
        = URSS/RUSIA. PROTON.
            - PROTON 2
            - PROTON 4
            - PROTON 3
            - PROTON 8K82LB72
            - PROTON KM
        = URSS. FOBS.
        = URSS/RUSIA-UCRANIA. CICLON.
            - CICLON 2
            - CICLON 3
        = URSS. N-1.
            - OTROS MODELOS DERIVADOS DEL N-1
        = URSS/RUSIA-UCRANIA. ZENIT.
        = URSS/RUSIA. ENERGIA.
        = RUSIA/UCRANIA. UNA NUEVA ÉPOCA PARA LOS COHETES.
            - START
            - RIF-MA
            - SHTIL
            - PRIBOY-SURF
            - RIKSHA
            - VOLNA
            - VYSOTA
            - ROCKOT
            - DNEPR


    = RUSIA. SOYUZ 2-1V
        = RUSIA. ANGARA.
        = RUSIA. POLYOT
        = RUSIA. AURORA
RUSIA. BAIKAL
        = RUSIA. ONEGA
        = USA.  VANGUARD.
            ‑ VIKING.
            ‑ AEROBEE.
        = USA.  REDSTONE.
        = USA.  LITTLE JOE.
        = USA.  CALEB.
            - NOTS
        = USA.  JUPITER C.
            ‑ SERGEANT.
        = USA.  JUNO II.
        = USA.  THOR.
        = USA.  THOR‑ABLE.
        = USA.  THOR‑ABLE‑STAR.
        = USA.  THOR‑AGENA.
        = USA.  DELTA.
            - THOR DELTA
            - DELTA A, DELTA B, DELTA C
            - DELTA D
            - DELTA E
            - THOR BURNER
            - DELTA G
            - DELTA J
            - DELTA M
            - DELTA N
            - DELTA L
            - DELTA 100
            - DELTA 1914
            - DELTA 2914
            - DELTA 3914
            - DELTA 3925
            - DELTA 4920
            - DELTA 5920
            - DELTA 6925
            - DELTA 7925
            - DELTA 3
            - DELTA 4
        = USA.  ATLAS.
        = USA.  MERCURY‑ATLAS‑D.
        = USA.  ATLAS‑ABLE.
        = USA.  ATLAS‑AGENA.
        = USA.  ATLAS‑CENTAUR.
        = USA.  ATLAS E/F.
        = USA.  ATLAS G/H/I.
        = USA.  ATLAS II.
            - ATLAS II.
            - ATLAS II-A
            - ATLAS II-AS
        = USA.  ATLAS 3.
        = USA. ATLAS 5.
        = USA.  SCOUT.
        = USA.  TITAN.
        = USA.  TITAN 2  /  GEMINI‑TITAN.
        = USA.  TITAN 3.
            - TITAN 3A.
            - TITAN 3C.
            - TITAN 3B.
            - TITAN 3D.
            - TITAN 3E CENTAUR.
            - TITAN 34B.
            - TITAN 34D.
            - VERSIONES NO DESARROLLADAS
        = USA.  TITAN 4
        = USA.  SATURN.
        = USA.  SATURN 1‑A.
        = USA.  SATURN 1‑B.
        = USA.  SATURN V.
            ‑ PRIMERA FASE S‑IC.
            ‑ SEGUNDA FASE S‑II.
            ‑ TERCERA FASE S‑IV B.
            ‑ FUNCIONAMIENTO.
            ‑ LOS SATURN POST-APOLLO.
        = USA. SHUTTLE.
        = USA. UNA NUEVA ÉPOCA PARA LOS COHETES.
            - CONESTOGA
            - PEGASUS.
            - TAURUS
            - ANTARES
            - ATHENA
            - MINOTAUR.
            - FALCON
            - SUPER STRYPI

   = FRANCIA. DIAMANT.
            ‑ DIAMANT A.
            ‑ DIAMANT B.
            ‑ DIAMANT B‑P4.

        = JAPON.
            ‑ KAPPA.
            ‑ LAMBDA 4S.
            - SERIE DE COHETES MY
            - SERIE DE COHETES N
            - SERIE DE COHETES H
            - J-1
            - GX
            - EPSILON
            - SS-520
        = CHINA.
            - LARGA MARCHA I
            - FB-1
            - LARGA MARCHA II.
            - LARGA MARCHA III.
            - LARGA MARCHA IV.
            - KAITUOZHE
            - KUAIZHOU
            - LARGA MARCHA V.
            - LARGA MARCHA VI.
            - LARGA MARCHA VII.
            - LARGA MARCHA XI.
        = GRAN BRETAÑA.
            ‑ BLUE STREAK.
            ‑ BLACK ARROW.
        = EUROPA. EUROPA 1.
        = EUROPA. EUROPA 2.
        = EUROPA. EUROPA 3.
        = EUROPA. ARIANE 1.
        = EUROPA. ARIANE 2.
        = EUROPA. ARIANE 3.
        = EUROPA. ARIANE 4.
              ‑ LANZAMIENTO.
        = EUROPA. ARIANE 5.

    = EUROPA. ARIANE 6.
        = EUROPA. VEGA.
        = INDIA.
        = OTROS PAISES.
            - ISRAEL.
            - IRÁN.
            - COREA DEL NORTE
            - BRASIL
            - ARGENTINA   
            - COREA DEL SUR
            - ESPAÑA
            - NUEVA ZELANDA

 > OTROS COHETES. COHETES SONDA.
        = MODELOS DE COHETES SONDA.
            ‑ USA.
            ‑ URSS.
            ‑ FRANCIA.
            ‑ GRAN BRETAÑA.
            ‑ SUECIA.
            ‑ JAPON.
            ‑ ESPAÑA.
            ‑ OTROS PAISES.
    > OTROS COHETES. COHETES MILITARES.
        = MISILES PRECURSORES.
        = USA.
        = URSS/RUSIA.
        = FRANCIA.
        = GRAN BRETAÑA.
        = CHINA
        = OTROS PAISES.
        = LOS MISILES EN EL EQUILIBRIO ESTRATÉGICO MUNDIAL.
            - UNA GUERRA NUCLEAR
            - BALANCE ESTRATÉGICO




    > COHETES ASTRONÁUTICOS.

    Se relacionan seguidamente los cohetes y sus características dedicados a la exploración espacial por orden de naciones según su aparición en el escenario operativo de satelización de ingenios. En algunos casos, como el norteamericano por ejemplo, no pueden considerarse astronáuticos realmente todos pero, si bien su capacidad no es conceptualmente del todo espacial, han sido utilizados en pruebas suborbitales o bien han servido de fases de apoyo en otros cohetes de mayor envergadura; son astronáuticas realmente de los que citaremos, los Vanguard, Júpiter C, Scout, Juno II, todos los Atlas y Thor, el Titan y Saturn, y no lo son originalmente los Viking, Aerobee, Redstone, Little Joe y Sergeant. De los principales, en una primera época, salvo el Saturn, todos derivan o son versiones de misiles militares.

    Los cohetes americanos fueron apareciendo (sin contar las distintas versiones dentro de cada modelo) a partir de 1957 en sucesivas generaciones del siguiente modo:
  Entre 1957 y 1959 son desarrollados los Vanguard y Júpiter C o Juno I.
  Entre 1958 y 1960 se crean los Juno II, Thor‑Able, Thor‑Able‑Star y Thor‑Agena‑A.
  Entre 1959 y 1962 aparecen los Atlas‑B y D y Atlas‑Agena‑A.
  Entre 1961 y 1963 salen los Thor‑Agena‑B, Atlas‑Centaur, Scout y Atlas‑Agena‑B.
  Entre 1964 y 1968 surgen los Titan‑2 y 3C, Thor‑Delta y los Saturn 1‑A, 1‑B y V.
  Entre 1974 y 1979, y siguientes, llega el Shuttle.
    El mayor de todos fue el Saturn V, si bien se había planeado uno mayor, el Nova, pero que no llegó a realizarse, siendo abandonado el proyecto en 1965, y para el que se preveía un empuje de 5.400 Tm.
    Curiosamente se puede observar que muchos de los cohetes americanos, sobre todo de los primeros tiempos, recibieron el nombre de los dioses o seres mitológicos de varias culturas antiguas; Atlas, Júpiter, Juno, Thor, Titan, Saturno, Centauro,....

    Los desarrollos comparativos en general de los cohetes soviéticos, casi todos basados en los mismos modelos, como el motor RD-107, y los americanos, marcan diferencias notables. Mientras los primeros, salvo contadas excepciones como el fracasado cohete lunar N-1, establecen su potencia con el añadido de distinto número de boosters o aceleradores, los americanos hacen surgir distintos proyectos a medida, algunos evolucionados con el tiempo. Pero ello, general en la tecnología soviética y americana de la época, llevó a la caracterizar la robustez en los primeros y la sofisticación y complejidad en los segundos. Sin embargo, la unificación de los soviéticos les llevó a obtener al principio ventaja en el desarrollo de los cohetes, mientras que los americanos tardaron años en llegar a su nivel cuando a la diversidad de sus proyectos se clarificó y los esfuerzos se concentraron en menos planes.

                = URSS. R-7

    En la Unión Soviética, el primer cohete cosmonáutico empleado fue el lanzador del Sputnik, que en la clasificación occidental (del americano Charles Sheldon) recibió el nombre de A. Los nombres no tienen otro origen que el secuencial del alfabeto, excepto la “E” utilizada en minúscula para las etapas y sondas. Para los soviéticos eran sin embargo cohetes o misiles de la serie R, ya citada, en concreto del R-7 que tiene su origen en planes propuestos por M. K. Tikhonravov en 1947 para el desarrollo de un misil intercontinental; la creación real del R-7 se realiza entre 1951 y 1954. También llamado 8K71 y Zemiorka (“pequeño siete”), y SS-6 y SL-1 por el DoD americano, el modelo resultó tan económico que en los primeros 23 años de lanzamientos de las versiones R-7 o sus derivaciones se dispararon nada menos que 800 unidades, que a principios de 1982 eran casi 900, con lo que fue entonces el cohete de mayor uso del mundo.
    El R-7 fue el más importante de la serie y el primer misil intercontinental de la URSS. Nació de mano del grupo alemán, el del Gröttrup, capturado por los soviéticos al final de la guerra mundial y fue desarrollado por Korolev a partir de 1947 sobre los estudios realizados con lanzamientos de las V-2 llevadas a Kapustin Yar. La gran innovación de Korolev fue desdoblar el motor original en cuatro, formando un solo cuerpo al que luego se sumaron fases 4 más; los 4 motores de cada cuerpo o etapa se nutren no obstante de los mismos depósitos con la misma turbobomba. El primer disparo de prueba tuvo lugar fallidamente el 15 de mayo de 1957 y se volvió a intentar el 11 de junio siguiente, así como el 12 de julio, un mes mas tarde. El primer disparo con éxito le llegó el 21 de agosto de 1957. Del primer modelo R-7 astronáutico se cree que se lanzaron solo 6 unidades, de las que fallaron 4. Su costo se estimó en 33 millones de dólares. Los planos e instrucciones para la construcción de todo el cohete supusieron 15 volúmenes. La carga útil que podía llevar a una órbita baja era de 1,3 Tm, o bien 5,4 Tm a 8.500 Km en trayectoria suborbital.
    El cohete constaba de 2 fases y medía, sin carga útil, 28 m y 29,2 en total, 3 m de diámetro, y pesaba 265,5 Tm, teniendo un empuje inicial de 396,3 Tm. La primera fase la constituían 4 cohetes adosados a la fase segunda, a modo de boosters, suponiendo una envergadura total de 10,3 m de diámetro en la base. Cada uno de estos 4 medía 19 m de altura, 2,7 m de diámetro máximo, pesaba 43 Tm, de ellas 39,6 Tm de LOX y Keroseno que quemaba, durante 2 min proporcionando un empuje en el vacío de 99 Tm, en 4 motores 8D74PS o RD-107, y 2 verniers para correcciones de trayectoria; el impulso específico era de 250 seg a nivel de mar. Con el motor RD-107 la velocidad de eyección de gases era de 3.200 m/seg, y recibía el propulsante a 60 atmósferas de presión en 4 cámaras con ayuda de una turbobomba. La segunda fase, que actuaba durante 5 min, utilizaba los mismos propulsantes y medía 28 m de altura, 3 m de diámetro, pesaba 93,5 Tm, de las que 7,5 Tm eran peso en seco; el empuje era de 93 Tm en el vacío, el impulso específico de 241 seg a nivel de mar, y llevaba 4 motores 8D74PS o RD-108. Esta segunda fase era en realidad una derivación del misil SS-6 Spawood en terminología de la OTAN.
    El histórico motor soviético RD-107 se desarrolló entre 1954 y 1957 para dotar a varios misiles. Tenía 2,86 m de altura, 70 cm de diámetro y pesaba 289 Kg. El motor RD-108, desarrollado en paralelo, se distinguía del RD-107 en que resultaba regulable en el empuje y pesaba algo más, 313 Kg. Los soviéticos no disponían de motores más potentes de los referidos RD y por ello se comprende que asimilaron baterías de boosters al cuerpo central de sus cohetes desde un primer momento, pero lograron así potencias de disparo que en un primer momento no pudieron igualar los norteamericanos.
    El R-7 sirvió de base para configurar otros lanzadores como el Luna, también llamado por los americanos A-1-L o SL-3, para lanzamientos lunares no tripulados, pero que no llegó a entrar en servicio. El proyecto fue definitivamente abandonado en 1977. El cohete tenía 3 fases, medía 30,8 m de altura, y con la carga 33,5 m, 2,6 m de diámetro, pesaba 277 Tm de peso total, y era capaz de satelizar en órbita baja unos 300 Kg. El empuje al partir era de 403,5 Tm. Llevaba como primera fase 4 boosters como el R-7, pero 400 Kg más pesados, por elevación de tal masa en el peso en seco, teniendo las mismas medidas, utilizando el mismo propulsante y el mismo tiempo de funcionamiento; el empuje sería de 100,8 Tm, el impulso específico de 254 seg a nivel de mar, y el tipo de motor era el 8D74, o RD-107 en versión de 1958, originalmente de 2,9 m de altura, 70 cm de diámetro y 289 Kg de peso. La fase central o segunda era ligeramente distinta a la del R-7: tenía la misma altura, 2,6 m de diámetro, 95,3 Tm de peso, de ellas 6,9 Tm de peso en seco, utilizaba los mismos propulsantes que quemaba durante 5 min 20 seg con impulso específico de 246 seg en 4 motores RD-108 de 1958; el empuje era de 95,5 Tm en el vacío. La fase tercera tenía 2,8 m de altura, 2,6 m de diámetro, pesaba 8,1 Tm, de las que 1,12 Tm eran peso en seco, siendo el resto LOX y Keroseno que quemaba durante 7 min 21 seg en un motor RD-105 proporcionando un empuje de 5 Tm en el vacío. El motor RD-105 fue desarrollado entre 1958 y 1959 sobre el RD-107, y también se llamó RO-5.

                = URSS. SPUTNIK

    Tras el lanzamiento de sus dos primeros satélites, la URSS, para el tercero reconfiguró su cohete R-7 y dio lugar al Sputnik, del mismo nombre que los satélites. Se utilizó solo para 4 lanzamientos entre 1958 y 1964, fallando el primero. También llamado 8A91 y SL-2 por los americanos, en realidad, la principal variación respecto al R-7 fue que pesaba 1 Tm en su segunda etapa, resultando también un empuje menor pero más prolongado. Los motores fueron renombrados en los 4 boosters el tipo 8D74 por el 8D76, versión del RD-107, y en la fase restante 8D75 por el 8D77, también versión RD-108.
    En definitiva, el Sputnik tenía las mismas medidas de altura y diámetro que el R-7, pero pesaba 264,5 Tm y el empuje era de 385,95 Tm al partir. El modelo de acelerador de la primera etapa era pues el mismo visto en el R-7. La fase principal o segunda tenía las mismas medidas que la del R-7 pero pesaba 92,5 Tm, de ellas 6,46 Tm de peso en seco, el empuje era de 82 Tm en el vacío y el impulso específico a nivel de mar era de 246 seg, siendo el tiempo de actuación de los 4 motores RD-108 o 8D77 de 5 min 50 seg.

                = URSS. VOSTOK.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      3
                 Altura..................     38,4  m
                 Diámetro................     10,3  m
                 Peso total..............    290    Tm
                 Empuje..................    407,56 Tm
                 Propulsantes............ LOX‑Keroseno
                 Carga útil a satelizar..      4,75 Tm
                 Programas............... Vostok, Kosmos, Luna, etc.

    Es el Vostok el primero de los cohetes URSS usado en vuelos tripulados, el más poderoso y famoso de los conocidos en la primera época, basado en el modelo R-7 citado; el nombre, en cirílico BOCTOK, significa "oriente". También se le conoció como 8K72K y en Occidente bajo la clasificación de SL-3 y A-1-V en terminología occidental.
    Fue el cohete pues que, empleado en el programa de vuelos tripulados de igual nombre, puso en órbita los primeros hombres, pero que también fue empleado para lanzamientos no tripulados de carácter científico, de aplicaciones y probablemente militares, de la larga serie Cosmos y Luna.
    Su primera prueba se realizó en disparo suborbital el 10 de julio de 1958. Fue lanzado entre 1958 y 1991 sin tener fallo en 137 ocasiones, de ellas 75 desde la base de Plesetsk y el resto en Baikonur; fracasó del total de 153 disparos en 15 ocasiones. En su día era equiparable al Titan USA, pero luego fue superado por su sucesor el propio cohete soviético Soyuz y por supuesto por los Saturn los Estados Unidos y otros. Su coste se estima en unos 36 millones de dólares, si bien en 1989 su precio para lanzamientos comerciales se ofreció en unos 10 millones de dólares.
    El cohete Vostok tenía una altura de 30,8 m, o de 38,4 m incluida la carga útil, y 37,35 m sin el escudo protector de tal carga, con un diámetro máximo de 10,3 m y un peso total de 290 Tm, de las que 281,37 eran el peso del cohete y sus 3 fases. Disponía en la fase primera un empuje total inicial de 407,56 Tm y era capaz de satelizar una carga de 4,75 Tm.
    En la parte inferior tenía 5 segmentos, cuatro cónicos, que rodeaban a un quinto cilíndrico simétricamente y que era en realidad la 2ª fase a la cual se unía el resto del cohete y que se prolongaba por encima de dichos segmentos.
    Fueron pues los cuatro cohetes cónicos, a modo de boosters, conjuntamente quienes constituían la primera fase del cohete, siguiendo la típica configuración del R-7, en el que se basaba. En la base, el Vostok presentaba pues una cruz con los 5 círculos de cada base de los segmentos. Cada uno de los 4 segmentos periféricos, de forma cónica como se ha indicado, de 19 m de longitud y 2,68 m de diámetro, tenía 4 motores 8D74K o RD‑107, modelo ya visto, de 20,75 Tm de empuje a nivel de mar y los tanques de propulsante LOX y Keroseno. Cada segmento tenía además dos pequeños motores de control y dirección en el borde más exterior. El peso de cada uno de los segmentos era de 43,3 Tm, de ellos 3,71 Tm de peso en seco, por lo que el peso de la 1ª fase ascendía a 173,2 Tm. El impulso específico era de 256 seg a nivel de mar.
    La sección central, o 2ª fase, tenía también cuatro motores principales 8D75K o RD-108, también visto en el R-7, y cuatro pequeños dispuestos en cruz por los bordes. Así pues, en la base el Vostok tenía en total 20 motores-cohete principales y 12 verniers. Junto al motor de la 3ª fase totalizaban 21.
    La 2ª fase medía 28 m de longitud, que por su configuración no se añaden a los de la primera cuyos segmentos iban adosados, 2,95 m de diámetro, pesaba 100,4 Tm, de ellas 6,8 Tm de peso en seco y el resto, 93,6 Tm, de LOX y Keroseno; el impulso específico era de 248 seg a nivel de mar. El empuje era de 95,9 Tm en el vacío.
    La 3ª fase, Blok E,  pesaba 7.775 Kg, sin la carga útil, y medía 2,8 m de altura y 2,58 m de diámetro. El peso en seco era de 1,44 Tm y también utilizaba LOX y Keroseno como propulsantes, los que quemaba en un motor RD-109 proporcionando un empuje de 5,6 Tm en el vacío. El motor RD-109 se desarrolló entre 1959 y 1961 y también fue llamado RO-7 y R488.
    El funcionamiento de la 1ª fase, efectuado conjuntamente con la segunda desde el primer momento, duraba solo 1 min 58 seg al cabo de los cuales se separaban los 4 segmentos, hallándose entonces a unos 7 Km de altura aproximadamente. Justo en el momento de partir, las torres auxiliares que rodeaban a cohete se apartaban hacia atrás, abriéndose en flor. La 2ª fase actuaba durante 5 min 1 seg, 3 min luego de tal separación. Por encima de la 2ª etapa se hallaba, separada por unas barras en triángulo en todo el círculo, la 3ª con un solo motor‑cohete y la carga útil. El tiempo de funcionamiento de la tercera etapa era de 6 min 9 seg. Antes de funcionar esta última fase, se separaba el cono protector de la nave tripulada o ingenio de que se tratara.
    Si hicieron numerosas versiones además de la tripulada 8K82K, sucesivamente: 8K72, 8K72L, 8K72K, 8A92, 11A57, y M-8A92M.
    El modelo L llevaba una segunda fase más larga. En los casos en que la carga transportada por el cohete era una nave, a veces tripulada, ésta iba dotada de motores propios. Las naves tripuladas Vostok tenían un peso en torno a las 5 Tm, 10 m de longitud y 2,58 m de diámetro.
    El modelo 11A59 o Polyot, fue utilizado solo en dos ocasiones para el programa del mismo nombre en noviembre de 1963 y abril de 1964. Se trata del mismo Vostok pero sin la tercera fase; es decir, solo constaba de la fase central y los 4 boosters, de modo que así satelizaba 1,4 Tm en una órbita de 300 Km de altura.

                = URSS. VOSKHOD.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................     3 
                 Altura..................    42     m
                 Diámetro................    10,3   m
                 Peso total..............   302,8   m
                 Empuje..................   409,5   Tm
                 Propulsantes............ LOX-Keroseno
                 Carga útil a satelizar..     5,5   Tm
                 Programas............... Voskhod

    Se trató el cohete Voskhod, que significa Aurora, del sucesor inmediato del Vostok del que se deriva, en realidad, una versión del mismo o bien un primer modelo Soyuz, en cuyo programa también se incluye. Fue empleado para llevar a cabo el lanzamiento de las 2 naves tripuladas del programa de igual nombre. Su primer lanzamiento se realiza en noviembre de 1963.
    También se le conoció bajo la clasificación de SL-4 y A-2 (Soyuz). En realidad se trató del 11A57, un modelo R-7 o A-1 con una segunda fase añadida de mayor potencia. Su poder de satelización le confería autoridad para llevar a no muy elevadas alturas orbitales cargas superiores a las 5 Tm.
    De mayor capacidad pues que el Vostok, tenía una configuración geométrica idéntica, con el mismo diámetro, de 10,3 m, pero de altura mayor, y también más peso, al principio de 5,7 Tm más. Tenía 3 fases y utilizaba los mismos propulsantes líquidos del Vostok. También la tercera fase Voskhod era más potente que la del Vostok.
    Sobre sus características físicas, véase también el cohete Soyuz.

                = URSS. MOLNIYA.

    Cohete soviético igualmente basado en el R-7, o más directamente en el Vostok, denominado también 8K78 y por los americanos A-2e y SL-6. Puesto en servicio en 1960, hasta 1981 se habían lanzado 163 unidades sin fallo, de ellas 92 desde Plesetsk y el resto en Baikonur. Fue utilizado para el lanzamiento de sondas interplanetarias de los modelos Luna, Zond, Venera y Mars, así como los satélites Molniya de telecomunicaciones, los Prognoz, algunos de la larga serie Cosmos y otros. Su coste se estimó en 39 millones de dólares por unidad. Hubo 3 versiones, todas ellas compuestas de 4 fases, o bien 3 fases y 4 boosters, también todas de propulsantes líquidos LOX y Keroseno.

                            - MOLNIYA

    El Molniya base o 8K78, también llamado R-7A, tenía 41,7 m de altura, pesaba 302,8 Tm y su empuje al partir era de 409,51 Tm.
    El modelo de booster era de 19 m de altura, 2,68 m de diámetro máximo, 43,1 Tm de peso, de ellas 3,5 Tm de peso en seco, y un empuje en el vacío de 102 Tm; el impulso específico era de 257 seg a nivel de mar y el tiempo de funcionamiento de 2 min 2 seg utilizando 4 motores 8D728 o RD-107, ya visto en el R-7, si bien el modelo exacto del Molniya pesaba aproximadamente 3 Kg menos. 
    La fase central o primera tenía 28 m de altura, 2,6 m de diámetro, pesaba 101 Tm, de las que 6,2 Tm eran peso en seco, y el empuje era de 96 Tm en el vacío, que lograba con 4 motores 8D727 o RD-108, ya visto, si bien este modelo pesaba 5 Kg menos; el impulso específico era de 248 seg a nivel de mar y el tiempo de funcionamiento de 5 min 11 seg.
    La segunda etapa medía 2,6 m de diámetro, pesaba 24,3 Tm, de ellas 3.045 Kg de peso en seco, funcionaba durante 3 min 56 seg y proporcionaba un empuje en el vacío de 30 Tm. Utilizaba 4 motores 8D715, versión del RD-107 desarrollada entre 1961 y 1965 de 60 cm de diámetro.
    La cuarta etapa tenía 2,8 m de altura, 2,6 m de diámetro, pesaba 5,1 Tm, de ellas 1,08 Tm de peso en seco, funcionaba durante 3 min 12 seg, y su empuje era de 7 Tm en el vacío. Utilizaba un motor del tipo 11D53.
    Se lanzaron entre 1960 y 1970 un total de 20 unidades de este cohete, de las que fallaron 11.

                            - MOLNIYA-L

    La versión L, o 8K78L, se utilizó solo para 5 lanzamientos entre 1963 y 1965, fallando en todas las ocasiones menos una. El cohete tenía las mismas medidas que el anterior pero pesaba en total media tonelada más, 303,3 Tm, siendo el empuje inicial el mismo. Su capacidad le permitía enviar cargas de 1,8 Tm a una órbita geoestacionaria.
    Utilizaba los mismos cuatro boosters, primera y segunda fases que el modelo visto antes. La diferencia estaba en la tercera fase. Esta última era llamada B-3 y aunque tenía las mismas medidas pesaba ½ Tm más, 5,6 Tm, de las que 1 Tm eran el peso en seco; su tiempo de funcionamiento era de 3 min 33 min y el empuje proporcionado de 7,6 Tm que lograba con un motor RD-109. 

                            - MOLNIYA-M

    El Molniya M, o 8K78M, tenía las mismas características que el anterior, siendo también similar de capacidad. Utilizó el motor RD-110, o R-488, de LOX y Keroseno, desarrollado hasta 1966 si bien se utilizó desde 1964, de 7,63 Tm de empuje en el vacío, que funcionaba durante 4 min 10 seg y pesaba 102 Kg y medía 2,2 m de diámetro, 1,6 m de longitud.
    Fue utilizado profusamente a partir de 1964. El 27 de diciembre de 1999 se lanzaba la 285 unidad de este cohete, de cuyo total había tenido 19 fallos. Dejó de estar en servicio en septiembre de 2010.
    Su costo era algo superior al del Vostok.

                = URSS. KOSMOS.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................     2  
                 Altura..................    30      m
                 Diámetro................     1,65   m
                 Peso total..............   50-110   Tm
                 Empuje..................   65-151   Tm
                 Propulsantes............ RFNA-Keroseno, LOX-UDMH, N2O4
                 Carga útil a satelizar..  0,6-1,4   Tm
                 Programas............... Kosmos, Interkosmos y otros.

    El Cosmos o Kosmos, KOCMOC en cirílico que significa "cosmos", es el cohete que la URSS dispuso con su industria de Ucrania para muchos de los lanzamientos de sus satélites del mismo nombre, de muy variado carácter y de la serie más larga de la astronáutica.
    Tras el lanzamiento de los Sputnik con el cohete derivado de los R-7, en abril de 1960 se pensó en un vector de menos envergadura para disparos de menores pesos. Así se eligió el R-12 y el 8 de agosto siguiente, el Consejo de Ministros de la URSS aprobaba el desarrollo del lanzador, así como el de una decena de satélites científicos. La primera etapa apenas se modificó pero la fase superior fue rediseñada.
    El R-12 procedía de un proyecto aprobado el 13 de febrero de 1953 por el Consejo de Ministros soviético, siendo denominado 8K63, o B-1 en la jerga occidental que también le denominó SS-4 Sandal; como carga útil podía llevar una cabeza nuclear de 1 Tm de peso. Su primera prueba estática fue realizada en marzo de 1957 en Zagorsk y el primer lanzamiento en Kapustin Yar el 22 de junio de 1957. Las pruebas mostraron que su precisión como misil tenía una desviación en el blanco de solo 2,3 Km.
    Puesto a punto el modelo inicial en 1962, tras 2 fallos el 27 de octubre y 21 de diciembre de 1961, y en servicio desde entonces, el Cosmos no se convirtió en un cohete demasiado grande y su configuración ya no es la del Vostok o Voskhod sino la típica de cohete sin aceleradores, pues se trató en realidad del misil del tipo de alcance medio referido con anterioridad.
    Se pusieron a punto 3 modelos de este cohete, siendo el último de mayor potencia que los otros dos.
    Construidos por la Polyot Co. de Omsk.

                            - KOSMOS 2-I.

    También conocido como Kosmos 11K63, 63S1, Kosmos 2M y, como se indicó, como Cosmos B-1 y SL-7 por los americanos, fue el cohete Kosmos inicial y su costo fue estimado unos 7,5 millones de dólares.
    Constaba de dos fases, medía sin carga útil 25,8 m y unos 30 m con ella, 1,65 m de diámetro, pesaba 48,11 Tm y su empuje al partir era de 64,9 Tm. Su capacidad de satelización le permitía llevar hasta 0,6 Tm a una órbita baja.
    La primera fase medía 18 m de altura, y tenía una envergadura de 1,8 m, siendo el diámetro el indicado para todo el cohete. Pesaba 39,51 Tm, de ellas 3,15 Tm de peso en seco y el resto eran de propulsante RFNA y Keroseno que quemaba durante 2 min 5 seg con impulso específico de 230 seg produciendo un empuje en el vacío de 74,5 Tm con 4 motores RD-214. Este tipo de motor tenía un empuje unitario de 18,6 Tm en el vacío, 16,2 Tm a nivel de mar, y fue puesto en servicio en 1961; medía 1,5 m de altura y pesaba 161 Kg.
    La segunda etapa tenía 7,8 m de altura, 1,65 m de diámetro, 8,59 Tm de peso, de las que 0,84 Tm eran de peso en seco, y su tiempo de funcionamiento era de 4 min 10 seg. Utilizaba como propulsantes UDMH y LOX que quemaba con impulso específico de 220 seg a nivel de mar en 1 motor RD-119 que producía un empuje de 10,76 Tm en el vacío o de 6,69 Tm a nivel de mar. El motor RD-119 o 8D710 fue desarrollado entre 1958 y 1963 y pesaba 168 Kg y tenía 2,2 m de altura y 1 m de diámetro.
    Desde su puesta en servicio en 1962, hasta 1977, en que se lanzó el último el 24 de septiembre, se habían disparado 144 con éxito, de ellos 84 desde la base de Plesetsk y 60 en la de Kapustin Yark. Solo fallaron los 2 primeros en 1961, siendo pues el total lanzado de 146 unidades.

                            - KOSMOS 63S1.

    El Kosmos 63S1 es una versión paralela del anterior, de lanzamiento desde un silo, que fue incluso probada con éxito antes que el Kosmos 2-I, si bien éste había sido disparado antes pero con fracaso. Tenía las mismas características generales que el citado Kosmos 2-I, tanto de medidas como peso y prestación.
    Se lanzaron en Kapustin Yar desde el 27 de octubre de 1961 hasta el 21 de diciembre de 1966 en 36 ocasiones fallando en total en 12.

                            - KOSMOS 3-I.

    Cohete de dos fases basado en el R-14 (SS-5 Skean y SL-8 según los americanos) desarrollado por Mikhail Yangel, empleado también para el lanzamiento de satélites de la serie Cosmos, de telecomunicaciones, navegación, de tipo científico, etc.; algunos disparos fueron de varias cargas útiles simultáneas. Deriva del misil de alcance medio SS-5 o Skean y también fue llamado 11K65, 65S3 o simplemente Kosmos y C-1 en denominación americana. La versión base dio lugar a otras (11K65M, Kosmos 3M). Su costo se estima en 14 millones de dólares.
    Su capacidad le permite llevar hasta 1,4 Tm a una órbita de 400 Km de altura, o bien 0,7 Tm a otra de 1.600 Km de altitud. Características generales: 2 fases, altura sin carga 26,3 m, altura con carga útil 31 m, diámetro 2,44 m, peso 107,5 Tm.
    Características de la primera fase: altura 19,3 m, diámetro 2,44 m, peso 87,1 Tm, peso en seco 5,3 Tm, tiempo de funcionamiento 2 min 10 seg, empuje a nivel de mar 150,7 Tm y empuje en el vacío 177,4 Tm, impulso específico 248 seg a nivel de mar, y propulsantes RFNA y UDMH con ácido nítrico que quemaba en 4 motores RD-216 o 11D614 de 331 Kg de peso y 60 cm de diámetro.
    Características de la segunda fase: altura 7 m, diámetro 2,44 m, peso 20,4 Tm, peso en seco 1,4 Tm, tiempo de funcionamiento 6 min 15 seg, empuje en el vacío 16 Tm, impulso específico 100 seg a nivel de mar, y propulsantes UDMH y ácido nítrico que quemaba en un motor 11D49. La misma es capaz de ser reencendida en órbita, lo que le da más posibilidades en tales trayectorias.
    La versión Cosmos 3M, puesta en servicio en 1969, fue actualizado por la empresa constructora Polyot en la segunda mitad de los 90 (1997 a 1999) modificando su primera fase.
    Se dispara desde las bases de Baikonur, Plesetsk y Kapustin Yar; entre 1965 y 1981 se lanzó éxito en 244 ocasiones, siendo 224 los lanzamientos desde la base de Plesetsk y 11 desde Kapustin Yark. En total, desde su entrada en servicio el 18 de agosto de 1964, el 26 de agosto de 1999 se llevaban lanzados de este cohete Kosmos 420 unidades, de las que había fallado 17.

                = URSS/RUSIA. SOYUZ.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................     3 
                 Altura..................    49,3   m
                 Diámetro................    10,3   m
                 Peso total..............   310     m
                 Empuje..................   411,1   Tm
                 Propulsantes............ LOX y Keroseno                      
                 Carga útil a satelizar..     6,8   Tm
                 Programas............... Soyuz, Progress, Cosmos, etc.

    Sucesor de los Vostok, el Soyuz y su versión Voskhod, fue desarrollado por S. Korolev y también es de 3 fases, o bien 2 con 4 boosters, la tradicional configuración de todos los lanzadores derivados del R-7. Vino a ser entonces uno de los cohetes de mayor capacidad de la URSS. En cirílico COIO3 que traducimos en Soyuz, por "unión". También se le conoció como 11A511 y para los americanos bajo la clasificación de SL-4 y A-2. Nacido del perfeccionamiento de los citados cohetes, bajo la imperante necesidad de impulsar naves espaciales de mayor capacidad que exigía el desarrollo astronáutico de la URSS, el Soyuz vendrá a ser el cohete vertebral de la cosmonáutica tripulada de esta potencia durante muchas décadas a partir de 1967, si bien la versión original se probó por vez primera en 1963; los Progress (no tripulados) comenzaron a ser lanzados en 1978. Su costo se estima en 36 millones de dólares, si bien en 1989 su precio para lanzamientos comerciales se ofreció en unos 14 millones de dólares. Su fabricación tiene lugar en la ciudad rusa de Samara.
    Dotado para satelizar 6,8-7,05 Tm en órbita baja, de 200 Km de altura, gracias a su capacidad ha servido para colocar en órbita las naves tripuladas de igual nombre, dentro del programa así llamado. Con la carga útil, el Soyuz alcanza los 49,3 m de altura, y sin ella mide 34,5 m; el diámetro máximo, en la base, es de 10,3 m. El peso total es de 309,53 Tm de las que 297,4 Tm son el peso del cohete sin la carga útil. El empuje al partir es de 411,12 Tm. Todas las fases usan LOX y Keroseno.
    El modelo de booster, del que lleva 4 rodeando la fase central o segunda, es de 19,6-19,8 m de altura, 2,68 m de diámetro, 42,75 Tm de peso, de ellas 3,45-3,55 Tm de peso en seco, 257 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje en el vacío de 101,13 Tm. Utiliza cada booster 4 motores 11D511 o RD-107, de 300 Kg de peso.
    La fase central o segunda tiene 2,95 m de diámetro, 28,75 m de altura, 101 Tm de peso, de ellas 6,51 Tm de peso en seco, 248 seg de impulso específico a nivel de mar, y un empuje en el vacío de 101,63 Tm. Utiliza 4 motores 11D512, o RD-108, de 350 Kg de peso; el primero de este tipo de motores voló por vez primera en 1960 y tenía 313 Kg de peso, 70 cm de diámetro y 2,9 m de altura.
    La tercera fase es de 6,7-8,1 m de altura, 2,67 m de diámetro, 25,4 Tm de peso, de ellas 2,4 Tm de peso en seco, 285 seg de impulso específico, y tiene un empuje de 30-30,4 Tm en el vacío. Utiliza 4 motores 11D55 o RD-461, también RO-8, de 70 cm de diámetro. El tercer escalón es de menor diámetro que la funda de la carga útil, en el escudo protector para el lanzamiento, por lo cual, donde comienza la nave espacial, se acusa un ligero aumento de tamaño.
    Por encima de la nave espacial, envuelta en el escudo de protección, se puso en la proa misma un cohete múltiple con 12 pequeñas toberas en círculo o en piña, en forma de cono invertido. La misión de este grupo de proa es para su utilización en caso de una emergencia en el lanzamiento, parecido al dispositivo que tuvieron las naves tripuladas norteamericana, siendo aquí la primera vez que los soviéticos dispusieron tal sistema de escape para prevenir el aborto de lanzamiento tripulado.
    El cohete es llevado en Baikonur desde la nave de montaje a una de las dos rampas en que es disparado de modo horizontal, por 11 Km de vía férrea. Luego es elevado en la rampa y abrazado por las grúas de apoyo. El llenado de propulsante es realizado entonces y a unas 3 horas del momento previsto para el disparo se inicia la cuenta atrás. En el lanzamiento, la primera fase de 4 segmentos funciona entre 1 min 58 seg y 2 min 2 seg, separándose entonces para dejar seguir actuando a la segunda etapa entre 4 min 46 seg y 5 min 14 seg en total; antes, a unos 2 min 40 seg de vuelo se separa la torre de salvamento. La tercera fase actúa entonces durante un máximo de 4 min a 4 min 10 seg. En total, el tiempo hasta llegar a una órbita baja es entre 9,5 y 10 min. La primera y segunda se encienden pues simultáneamente unos 5 seg antes de que el cohete comience a elevarse.
    Se hicieron diversas versiones que fueron nombradas como L, U, U2 e Ikar. Entre 1963, en que se puso en servicio, y 1981 se lanzaron con éxito 586 unidades de este cohete, de ellas 328 desde Plesetsk y el resto desde Baikonur. El 22 de noviembre de 1999 se llevaban lanzados en total 1.125 Soyuz, de los que habían fallado 36. En 2002 su índice de fiabilidad se cifró en el 98 % en general. El número 1.690 (de todos los modelos) se lanzaba el 9 de noviembre de 2005.

    El 9 de febrero de 2000 se probó a dotar una fase superior Fregat recuperable sobre un Soyuz, en un lanzamiento realizado a las 23 h 20 min GMT. Pero falló el disparo y la Fregat se perdió. Tal fase satelizable, lleva motores regulables que se pueden encender y apagar hasta unas 20 veces con lo que puede colocar en distinta órbita distintas cargas llevadas en un solo vuelo.
    Con tal configuración, se denomina Soyuz IKAR o Soyuz Fregat. Este cohete puede llevar 4,2 Tm de carga útil a una órbita geoestacionaria, o aun más carga a menor altura orbital. Tal fase de pensó también para utilizar con el cohete Protón. Patrocina la fase citada la empresa franco-rusa Starsem, siendo las empresas europeas participantes la Aeroespatiale Matra y Arianespace entre otras.
    La fase cuarta Fregat tiene 1,5 m de altura y 3,35 m de diámetro, 6.415 Kg de peso, y utiliza como propulsante tetróxido de nitrógeno y UDMH, que en total suman 5,35 Tm. El empuje es de 19,62 kN y el impulso específico de 328 seg. La fase es un producto de la empresa rusa NPO Lavotchkin. Con la misma el Soyuz tiene 304 Tm de peso, de ellas 279,5 Tm de propulsante, y una altura de 43,5 m.
    Una segunda prueba Soyuz con un Fregat se realizó el 20 de marzo siguiente en Baikonur, con lanzamiento a las 19 h 28 min hora española, y fue un éxito. A partir de entonces, la empresa Starsem estableció varios acuerdos para lanzamientos comerciales a partir del año 2003; firma con la empresa Skybridge el disparo con 11 Soyuz ST-Fregat de 32 satélites, a razón de 3 por disparo como máximo con un peso total de 4,5 Tm.
    En 1999, el tiempo necesario para construir un solo ejemplar de cohete Soyuz era de prácticamente un año.

        En 2001 para el Soyuz U entonces en servicio se pensó una renovación para aumentar su capacidad de satelización. Entonces la empresa NPO EnergoMash había mejorado los motores de los modelos RD-107 y RD-108, utilizados en las fases primera y boosters. Así se da lugar al modelo Soyuz FG. El mismo es pues una versión del Soyuz U que tiene un sistema renovado de inyección de propulsante en los boosters y fase central; de tal modo se aumenta el rendimiento de los motores en un 5 %. Entre las misiones previstas entonces para el nuevo modelo están las nuevas naves tripuladas Soyuz TMA con destino a la ISS; las mismas iban a tener un peso de 7,5 Tm. Fue lanzado con éxito en primera ocasión en mayo de 2001.
    El Soyuz U es lanzado por última vez el 22 de febrero de 2017 después de 43 años de estar en activo y 787 disparos, de ellos 22 fallidos.

El Soyuz FG, o 11A511U-FG, es construido en Samara por la empresa TsSKB Progress. Mide en total 49,5 m de altura, los mismos 10,3 m de diámetro que los otros Soyuz, y pesa inicialmente unas 305 Tm. La segunda fase usa un motor RD-118, o 11D512, y 4 verniers, y la tercera un motor RD-0124.

Antes de su lanzamiento, unas 6 h antes se conectan sus baterías. Una hora más tarde se inicia el bombeo de keroseno, y otra hora después el de LOX, concluyendo estas operaciones de llenado de propulsante a T-3 h. A unas 2,5 h del momento del disparo, la tripulación sube a la cabina de la nave, en la cima de la astronave, quedando acomodada en media hora y entonces se cierran las escotillas luego de activar el filtro de hidróxido de litio con el que se comienza a absorber el dióxido de carbono en el ambiente cerrado de la cabina. En la siguiente ½ h (en T-90 min), tras activar los trajes espaciales de la tripulación, es comprobado el hermetismo y la presión del módulo orbital Soyuz. Media hora más tarde, en T-60 min, son activados los giróscopos del cohete. En T-45 min, los dos brazos principales de asistencia o servicio de la astronave se apartan a un lado. En T-30 min, queda dispuesta la torre de escape, situada por encima de la propia nave. En T-25 se apartan otras torres y brazos de servicio del cohete. En los 10 min siguiente finaliza la comprobación de la presión en los trajes de la tripulación. En T-6 min 15 seg se activa el programa de secuencia automática de disparo tras el “adelante” u orden de lanzamiento. En T-5,5 min, las conexiones hidráulicas y eléctricas con la nave Soyuz se interrumpen y ½ min más tarde se abre con llave la secuencia final de lanzamiento. En T-4 min, las cámaras de combustión de los motores de las dos fases mayores del cohete son purgadas con nitrógeno para tratar de impedir explosiones. En T-3 min 10 seg, el Soyuz comienza a enviar datos telemétricos. En T-2 min 30 seg, los tanques de propulsante empiezan a recibir presión con nitrógeno para enviar luego el primero a la cámara de combustión. En T-1 min 25 seg, finaliza la presurización previa de los tanques citados. A T-1 min, se aparta la última torre de servicio eléctrico e hidráulico de la primera fase del cohete y el mismo se sirve de sus propias baterías. En T-40 seg se separa la torre umbilical eléctrica de la fase tercera y 20 seg más tarde se encienden todos los motores. En T-10 seg, llegan a su máxima actividad las turbobombas de los cohetes y 5 seg más tarde los motores adquieren máxima potencia.

En T-0, las 4 torres de apoyo o sujeción del cohete se abren en flor y la cosmonave parte. . En T+20 seg, el Soyuz está a 800 m de altura e inicia un movimiento de cabeceo. A T+1 min 05 seg, está a 11,1 Km de altitud y es el momento de mayor presión dinámica. A T+1 min 53,4 seg, la torre de escape se separa y unos 4 seg más tarde se separan los 4 aceleradores de la primera fase. En T+2 min 37,48 seg, es separada la cofia o carcasa de proa. En T+4 min 47,3 seg, se separa la segunda fase y 10 seg más tarde lo hace el segmento de separación entre la segunda y la tercera fases. A los 8 min 45 seg, la fase se apaga y la nave está en órbita.


    También, para lanzamientos comercial de la empresa Starsem a partir de 2002, se pensó configurar otro modelo paralelo llamado Soyuz ST.
    En 2004, tras acuerdo con los europeos, el Soyuz (modelo ST con la fase Fregat) sería preparado para ser llevado y lanzado en la base de Kourou, en la Guayana francesa, donde se habilitaría una nueva rampa especial para el mismo. Por ello, por razones de seguridad, el cohete tendría que ser modificado para la posible autodestrucción, dado que aquí podría caer sobre el océano (sobre el tráfico marítimo), y en otros detalles; el sistema destructor es el mismo del Ariane. El primer disparo Soyuz en Kourou tuvo lugar el 21 de octubre de 2011. En esta base, situada casi en el Ecuador, el cohete aumenta notablemente su capacidad de carga, en 1,3 Tm más en disparo a una órbita geoestacionaria.

LANZAMIENTOS SOYUZ EN KOUROU

Fecha

Vuelo

Carta útil

Observaciones

1

21.10.2011

VS01

GALILEO 1

GALILEO 2

Soyuz ST-B/Fregat MT

2

17.12.2011

VS02

PLEIADES-HR1

SSOT

ELISA 1

ELISA 2

ELISA 3

ELISA 4

Soyuz 2.1a-Fregat

3

12.10.2012

VS03

GALILEO 3

GALILEO 4

Soyuz 2.1b-Fregat

4

02.12.2012

VS04

PLEIADES-HR1B

Soyuz ST-A

5

25.06.2013

VS05

O3B-FM
    O3B-F2
    O3B-F4
    O3B-F5

Soyuz ST-B

6

19.12.2013

VS06

GAIA

Soyuz -Fregat

7

03.04.2014

    VS07

SENTINEL 1A

Soyuz -Fregat

8

10.07.2014

VS08

O3B-F3
     O3B-F6
     O3B-F7
     O3B-F8

Soyuz ST-B

9

22.08.2014

VS09

GALILEO 5

GALILEO 6

Soyuz 2.1b-Fregat 

10

18.12.2014

VS10

O3B-F9
     O3B-F10
     O3B-F11
     O3B-F12

Soyuz ST-B

11

27.03.2015

VS11

GALILEO 7

GALILEO 8

Soyuz ST-B

12

11.09.2015

VS12

GALILEO 9

GALILEO 10

Soyuz ST-B

13

17.12.2015

VS13

    GALILEO 11
    GALILEO 12

    Soyuz ST-B/Fregat MT

14

25.04.2016

VS14

    SENTINEL 1B
    OUFTI-1
    AAUSAT-4
    E-ST@R-II
    MICROSCOPE

    Soyuz ST-A/Fregat M

15

24.05.2016

VS15

    GALILEO 13
    GALILEO 14

    Soyuz ST-B/Fregat MT

16

28.01.2017

VS16

    HISPASAT 36W-1
    Soyuz ST-B/Fregat

17

18.05.2017

VS17

    SES-15
    Soyuz ST-A/Fregat M


                        - SOYUZ M Y OTROS

    El Soyuz M es un proyecto ruso de los años 90, también conocido como 11A511M, para mejorar al Soyuz, con avanzadas fases y añadiendo una más, también con los mismos propulsantes (LOX y Keroseno). El cohete debía poder elevar 7,9 Tm a una órbita de 200 Km de altura o enviar 2,9 Tm a una órbita geoestacionaria. Debería tener 37,4 m de altura (sin carga útil), un peso de 299,7 Tm y un empuje al partir de casi 442 Tm.
    El modelo de booster sería de 20 m de altura, 2,68 m de diámetro, 42,2 Tm de peso, de ellas 3 Tm de peso en seco, 2 min 13 seg de funcionamiento, 304 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje de 95,95 Tm en el vacío. Utilizaría un solo motor RD-120K, de 1.125 Kg de peso, cuyo desarrollo se fijó en los 90 para el final de la década.
    La fase central o segunda sería de las siguientes características: altura 28 m, diámetro 3 m, peso 100,5 Tm, peso en seco 6 Tm, impulso específico a nivel de mar 304 seg, tiempo de funcionamiento 5 min 5 seg y empuje 95,9 Tm en el vacío.
    La tercera etapa del Soyuz M sería la misma citada en el Soyuz y la cuarta, nueva, es un Soyuz M de 2,7 m de altura, 2,4 m de diámetro, 5 Tm de peso, de ellas 1 Tm de peso en seco, con un tiempo de funcionamiento de 11 min 40 seg y un empuje el vacío de 2,04 Tm. Utilizaría un motor RD-161 estudiado en 1988 y el que es de 119 Kg de peso, 2,2 m de altura y 1 m de diámetro.

    En 2004 se trabajaba en la nueva versión del Soyuz M2-1A, o 14A14, con una fase superior Fregat. Sus dos primeras fases habían sido perfeccionadas con motores 14D21 y 14D22 y 4 renovados boosters, y además contaba con un sistema de control de nueva informática, digitalizada. Exteriormente, sin embargo, el aspecto del cohete es como el Soyuz tradicional. Además, el personal técnico necesario para su disparo es de solo 20 personas en vez de las 70 de otros modelos; para su control posterior solo serían precisas 2 personas en vez de 40 de los demás cohetes. Su nueva capacidad le permitiría ahora satelizar hasta 300 Kg más que su antecesor y usar un volumen en la proa de hasta 4 m de diámetro. Su prueba inicial se proyectó en la primavera de tal año para el 15 de octubre siguiente en Plesetsk con lanzamiento real de un satélite de evaluación del cohete, si bien luego tal fecha fue retrasada dos veces por cuestiones técnicas. La segunda versión, Soyuz M2-1B, se proyectó para lanzar en 2006 con 1,2 Tm más que el Soyuz original. Esta segunda versión lleva un motor de LOX y keroseno de mayor potencia en la última fase (14D23 o RD-0124) y el que tiene 5 min de funcionamiento.
    El primer Soyuz M2-1A fue lanzado el 8 de noviembre de 2004 con éxito. El modelo 1B fue probado con éxito en Baikonur el 27 de diciembre de 2006.

    En 2005, con vistas al proyecto de la nave Kliper con la que se pretende entonces suceder a la Soyuz, se pensó en un cohete más avanzado, el Soyuz 3. El mismo se planifica con un motor principal NK-33 en la fase central; tal motor sería una versión moderna del que se dotara al fracasado cohete lunar N-1 de 40 años atrás. A su vez, los boosters serían aquí cambiados por los RD-120/10F, modelo renovado basado en la fase 2 del cohete Zenit. La fase superior llevaría sobre el papel un motor RD-0146E.

                =  URSS/RUSIA. PROTON.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................    2-3 
                 Altura..................   33-52   m
                 Diámetro................      4,2   m
                 Peso total..............580,5-687,4 m
                 Empuje..................      902 Tm
                 Propulsantes............ UDMH-N2O4, LOX-KEROSENO
                 Carga útil a satelizar.. 12,2-20,6  Tm
                 Programas............... Proton, Salyut, Mir, Zond, etc.

    Probado en versión de 2 fases en julio de 1965 por vez primera, a su puesta en servicio es el mayor cohete URSS por su gran capacidad para satelizar cargas de hasta unas 20 Tm o enviar 7 a la Luna; el primer modelo satelizaba unas 12,2 Tm. El Protón, que lleva nombre de la pesada partícula nuclear, pese a su potencia, no llegaba en capacidad sin embargo al Saturn V USA. Fue empleado en las distintas versiones para lanzar ingenios Lunik y satélites de gran peso que llevan su mismo nombre, así como principalmente las estaciones orbitales Salyut, los módulos de ampliación de la Mir, y también sondas de tipo interplanetario, como las Mars, VEGA y otros ingenios. Su lanzamiento solo es posible desde Baikonur.
    Fue diseñado por un equipo mandado por el Vladimir Chelomei con antecedentes en otros proyectos de Korolev y Mikhail K. Yangel, y solo años más tarde, en 1973, supo Occidente de su existencia, no pudiendo ser visto en fotografía hasta 1986. Es el primer cohete soviético diseñado para su cosmonáutica sin estar basado en misil alguno y se hicieron del mismo 4 versiones, una de ellas con una variante, existiendo un proyecto para otra más.
    A finales de 2009 se habían lanzado en total 350 cohetes Proton.

                            - PROTON 2

    El primer modelo Proton fue llamado en realidad Proton 8K82 y UR-500, y en designación americana cohete D y SL-9. Su costo se cifró en 22,5 millones de dólares. Tenía 2 etapas, 31,2 m de altura sin la carga, un diámetro de 4,2 m y un peso sin la carga útil de 580,51 Tm. Su capacidad le permitía poner en órbita de 185 Km de altura cargas de 12,2 Tm  de peso.
    La primera fase, Protón K-1, tenía 21,2 m de altura, el indicado diámetro y 7,4 m de envergadura, así como 450,51 Tm de peso, de las que 31,1 eran de peso en seco, siendo el resto los propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno que quemaba en el vuelo durante 2 min 4 seg con impulso específico de 267 seg a nivel de mar produciendo un empuje a igual presión de 902,1 Tm, o bien 1.067,66 Tm en el vacío. Utilizaba 6 motores 11D48 o RD-253 que, desarrollados entre 1961 y 1965, tenían cada uno 1,5 m de diámetro en la tobera, 2,72 m de altura y 1,28 Tm de peso, de los que 0,4 Tm era el peso solo de la cámara de combustión, que llevaba revestimiento cerámico; cada motor era de casi 178 Tm de empuje en el vacío, del tipo de flujo integrado, probablemente los primeros. Su configuración particular dispone los motores en otros tantos segmentos en la periferia de la fase con el combustible, en tanto que el cuerpo central alberga solo el comburente. Para control lleva 4 verniers en el cuerpo central y 2 en cada segmento de la primera fase.
    La segunda fase, Proton 2, tenía 10 m de altura, el mismo diámetro de 4,2 m, 130 Tm de peso, de ellas 115 de los mismos propulsantes de la primera que quemaba durante 2 min 35 seg con impulso específico de 225 seg produciendo 244,65 Tm con 4 motores 8D411K o RD-210 puesto en servicio en 1965.
    Se lanzaron solo 4 cohetes de este modelo entre el 16 de julio de 1965 y el 6 de julio de 1966, fallando el tercero en su segunda fase.

                            - PROTON 4

    La segunda versión Proton se llamó UR-500-K, siendo la denominación americana la de cohete D-1e y SL-12. Es el cohete proyectado para las misiones interplanetarias Zond, Luna y otros, y consta de 4 fases. Su costo es estima en 30 millones de dólares; contando 24 millones de operaciones de lanzamiento, el costo es de 40 en 1996. De esta versión se hicieron dos modelos cuya diferencia estaba en la cuarta fase, una Block D y otra Block DM. Como características comunes en ambos, estaban pues la primera, segunda y tercera fases. Su capacidad permitía satelizar cargas de 20 a 22,4 Tm.
    La primera fase es la misma del Proton 2, vista anteriormente.
    La segunda fase es una Proton K2, de 14 m de altura, el mismo diámetro de 4,2 m, 167,83 Tm de peso, de ellas 11.715 Kg de peso en seco, siendo el resto los mismos propulsantes de la primera que quemaba durante 3 min 26 seg con impulso específico de 230 seg produciendo 244,65 Tm con 4 motores 8D411K o RD-210, el mismo tipo de la segunda fase del Proton 2.
    La tercera fase es un Proton K3 de 6,5 m de altura, 4,2 m de diámetro, 50,75 Tm de peso, de ellas 4.185 Kg de peso en seco, con los mismos propulsantes (UDMH y peróxido de nitrógeno), un empuje en el vacío de 64,26 Tm, impulso específico de 230 seg a nivel de mar y un tiempo de funcionamiento de 3 min 58 seg. Utilizaba 1 motor 8D49, también llamado RD-212, desarrollado a partir de 1962 y puesto en servicio en 1967.

    El Proton 8K82K-Block D es de 47,2 m de altura sin la carga útil, 686,4 Tm de peso, también sin la carga, y la cuarta etapa es una Proton K4D de 5,5 m de altura, 3,7 m de diámetro, 17,3 Tm de peso, de ellas 2,65 Tm de peso en seco, 10 min de tiempo de funcionamiento y 8,76 Tm de empuje en el vacío logrado con un motor 11D58D de LOX y Keroseno. Se lanzaron de este tipo de cohete entre marzo de 1967 y noviembre de 1996 un total de 54 unidades, de las que fallaron 17; lanzó sondas Zond, Luna, Mars, Vega, Venera y Phobos, y satélites Cosmos y otros.

    El otro modelo fue el Proton 8K82K-Block DM es de 48,8 m de altura sin la carga útil y 59,5 m con ella, 687,4 Tm de peso, también sin la carga, y la cuarta etapa es una Proton K4DM de 7,1 m de altura, 3,7 m de diámetro, 18,35 Tm de peso, de ellas 3,3 Tm de peso en seco, 11 min 10 seg de tiempo de funcionamiento y 8,53 Tm de empuje en el vacío logrado con un motor 11D58DM de LOX y Keroseno; tal motor, también llamado RD-58M tiene un peso de 300 Kg, el mismo diámetro que la fase, y fue puesto en servicio en 1987. Se lanzaron de todos los modelos DM de este impulsor entre marzo de 1974 y finales de 1999 un total de 182 unidades, de las que fallaron 19; lanzó satélites Cosmos, Raduga, Ekran, Gorizont, Iridium y otros, algunos para otros países en disparos comerciales. En este último aspecto, el ofrecimiento soviético hacia 1989 era de 26 millones de dólares por el lanzamiento de una carga de 21 Tm.

    La fase cuarta, llamada bloque D-2, fue sustituida por la denominada DM (segundo modelo), que era controlable desde tierra y de una fiabilidad superior, del 92 %. Sin embargo, en 1996, 7 años más tarde, dada la crisis económica rusa, se echó mano de una etapa antigua D-2 para relanzar desde una órbita terrestre la sonda Mars 96 hacia Marte y su elevado índice de riesgo del 30 % se hizo real y fue un fracaso.
    La comercialización del Proton se inició sobre el papel en 1986 al transferir entonces este aspecto del cohete a un organismo civil soviético, siendo efectiva tal nueva aptitud a partir de 1988 si bien hubo inicialmente ciertas reticencias para su aceptación. Pero aun así, a partir de entonces, se ofreció su uso comercial para el lanzamiento de ingenios del resto del mundo, al principio de la apertura soviética. Sin embargo solo recibió una sola oferta para el lanzamiento de un satélite de la India bajo contrato de 1987. Tras la desaparición de la URSS, Rusia siguió con la oferta en este sentido competitivamente en el mercado de lanzamiento de satélites, aunque el primer lanzamiento comercial de un ingenio extranjero, salvo la excepción citada, no se realiza hasta 1996 en Baikonur con participación de una empresa americana, la ILS; el primer acuerdo para la comercialización y modernización del Proton se suscribió en realidad entre la rusa Khrunichev y la Lockheed americana en 1993.
    Con el fin de hacer frente comercialmente al Ariane europeo con el Proton, se creó un consorcio rusoamericano llamado International Launch Services que se encargó de los lanzamientos del cohete. El modelo se actualizó cambiando la fase superior Block D por la Breeze K, de fabricación de la empresa rusa Krunichev. “Breeze” significa “brisa” en inglés.

    Hacia 1998 se desarrollaba una versión avanzada llamada M (citada más adelante), si bien la previsión para un periodo más avanzado fijaba la sustitución del Proton por un nuevo modelo de 3 versiones llamado Angara.
    Entre 1989 y julio de 1999 se lanzaron 95 Proton K, que satelizaron 145 satélites, y solo fallaron 2, uno el 9 de agosto de 1990 y otro el 5 de julio de 1999, fecha esta última en la que el accidente causó la paralización de los disparos por exigencias del Kazakstan sobre cuyo territorio cayeron los restos y el propulsante tóxico del cohete. El fallo de julio de 1999 se produjo a los 4 min 37 seg de vuelo en el motor 3 de la fase segunda, ocasionando un aumento anómalo de temperatura que hizo abrirse el tanque de combustible hasta explotar; la tercera fase con la carga útil, un satélite, reentraron en la atmósfera destruyéndose a los 5 min 25 seg y desperdigándose en un área de 90 Km de larga por 10 Km de ancha.
    Reanudados los disparos, el 27 de octubre del mismo 1999 falló otro Protón a los 4 min de vuelo, por fracaso de la segunda fase, y el gobierno del Kazakstan volvió a suspender los lanzamientos. Tal segunda etapa lleva entonces motores 8D411K-8D412K, siendo el de la tercera 11C861 un 8D48 o RD-213; el motor 8D412K, o RD-211, es de 1 m de diámetro y fue probado en vuelo en 1965 por vez primera. Los restos del cohete cayeron a 25 Km de la localidad de Atasu, en la zona de Karaganda.
    Este fallo y el anterior se achacaron a que la construcción de los cohetes databa del año 1993, época en la que la producción del mismo fue interrumpida 8 meses, y las restricciones económicas. Estos fallos provocaron una revisión del cohete y sus motores para ver los defectos, de modo que se ocasionaron diversos retrasos en lanzamientos programados. Los análisis revelaron el hallazgo entre los restos de los cohetes de basura diversa, tal como un trapo, trozos de aluminio o cobre, y arena, que por su naturaleza habían permanecido en el cohete desde su fabricación y fueron la más probable causa del desastre. Tal hecho se achacó a la falta de controles en la fabricación en la planta de Voronezh de las piezas del Proton a partir del año 1992, momento en el que la producción bajó a un 19 % nada menos respecto a 1986.

        Resumen de lanzamientos del Proton 4 DM.
Modelo Lanzamientos Total Fallos
DM 1974-1990 66 6
DM1 1996-1996 1 0
DM2 1982-1999 96 12
DM2M 1994-1999 5 0
DM3 1996-1999 12 1
DM4 1997-1997 1 0
DM5 1997-1997 1 0
Total 1974-1999 182 19


                            - PROTON 3

    La tercera versión Proton fue llamada Proton 8K82-K y UR-500-K, y en designación americana cohete D-1 y SL-13. Su costo se cifró en 26 millones de dólares.
    Es un cohete de 3 fases, 41,7 m de altura sin la carga, un diámetro de 4,2 m y un peso sin la carga útil de 669,1 Tm. Su capacidad le permitía poner en órbita de unos 200 Km de altura cargas de 20,6 Tm de peso, o bien enviar aproximadamente 2,2 Tm a una órbita geoestacionaria. Fue el cohete encargado de lanzar las estaciones Salyut, los módulos de la estación Mir y el Zarya de la ISS entre otros.
    Sus 3 fases se corresponden a las 3 primeras del modelo Proton 4. Se lanzaron 32 cohetes de este modelo entre julio de 1968 y noviembre de 1998, fallando 6 unidades.

                            - PROTON 8K82LB72

    Un modelo denominado Proton 8K82LB72, también de la serie UR-500-K, fue lanzado entre diciembre de 1976 y mayo de 1979 en 5 ocasiones, con 2 fallos, para ensayar naves o cápsulas con posibilidad de ser tripuladas, aunque no fueron ocupadas entonces. La capacidad de satelización es la misma, de 20,6 Tm para una órbita baja.
    Sus características son similares al modelo Proton visto anteriormente.

                            - PROTON KM

    En los años 80 se proyectó el modelo Proton llamado KM, y también 8K82KM y UR-500-KM para satelizar cargas de hasta 23,5 Tm en órbita baja de unos 185 Km de altura o 4,5 Tm en órbita geoestacionaria. También de cuatro fases, se trata de un proyecto de versión mejorada del modelo Proton 4-DM, con una primera fase nueva, basada en la anterior, y una renovada cuarta etapa. Su costo se cifra en 2002 en 40.000.000€.
    La altura total sería de 45,6 m sin la carga útil, con un diámetro de 7,4 m y un peso de 686,4 Tm. La primera etapa sería de 21 m, el citado diámetro, 450,4 Tm de peso, de ellas 31 de peso en seco, con impulso específico de 285 seg a nivel de mar, un tiempo de funcionamiento de 1 min 48 seg y empuje al partir de 965,6 Tm, o bien 1.074 Tm en el vacío. Utilizaría 6 motores 14D14 o RD-253 puesto en servicio en 1988 y de 1,3 Tm de peso.
    La segunda y tercera fases son las mismas del Proton 4 DM, y la cuarta sería una Proton KM4 Breeze M de 4,1 m de altura, 2,6 m de diámetro, 17,42 Tm de peso, de ellas 2.370 Kg de peso en seco, de propulsantes también UDMH y tetróxido de nitrógeno como el resto del cohete, un tiempo de funcionamiento de 10 min 20 seg y un empuje de 8,6 Tm logrado con un motor Breeze. Su primer lanzamiento se efectuó el 5 de julio de 1999 en Baikonur llevando un satélite Raduga.
    La versión Proton M-Breeze M fue probada en la rampa 24 de Baikonur con éxito el 7 de abril de 2001 por vez primera, llevando a una órbita geoestacionaria un satélite de comunicaciones. Este impulsor dispone de motores mejorados RD-253 que elevan el empuje un poco más, de 151 hasta 160 Tm por unidad al partir. Su capacidad de satelización eleva 5,5 Tm a una órbita geoestacionaria.

                = URSS. FOBS.

    Cohete de propulsantes líquidos desarrollado sobre el misil ICBM Scarp o SS-9, de 2 fases, y Scrag o SS-10, de 3 etapas. También llamado R-36-0 y 8K69, se dispuso de varios modelos. Su concepción estuvo enfocada militarmente al llamado sistema FOBS, para bombardero fraccionario orbital, si bien el mismo no llegó a ser desarrollado. Su costo se estimó en los 8 millones de dólares. Se amplía la información sobre el R-36 en el cohete Ciclón siguiente, perteneciente a la misma familia.
    El modelo, también llamado por los americanos F-1r, tenía 2 fases, 26,9 m de altura sin carga útil y 36,4 m en total, 3 m de diámetro, 185 Tm de peso total, de ellos 173 solo el cohete, y era capaz de llevar 4,5 Tm a una órbita baja.
    La primera fase, 11S681, tenía 18,6 m de altura, el citado diámetro de 3 m, 125 Tm de peso, de las que 8,5 Tm eran peso en seco y el resto propulsantes UDMH y RFNA que quemaba durante 2 min 4 seg con impulso específico de 270 seg proporcionando 253,5 Tm de empuje a nivel de mar (279,8 Tm en el vacío) con 6 motores RD-251; tal tipo de motor, desarrollado a partir de 1961, pesaba 331 Kg y medía 1,8 m de altura y 50 cm de diámetro.
    La segunda fase, 11S682, medía 8,3 m de altura, el mismo diámetro, pesaba 48 Tm, de ellas 43 Tm del mismo propulsante de la primera etapa, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 20 seg, un empuje en el vacío de 97,5 Tm y utilizaba 2 motores RD-252, modelo también desarrollado a partir de 1961 y que tenía un peso de 345 Kg y medía 2,2 m de altura y 1,5 m de diámetro. Esta segunda fase fue equipada por motores iónicos para el control de posición.
    Se lanzaron en Baikonur 18 unidades de este modelo sin que fallara ninguna entre septiembre de 1966 y agosto de 1971, momento en que dejó de ser operativo; alguna fuente señala 15 lanzamientos a partir de enero de 1967. Llevó como carga útil ingenios de la serie Cosmos de tipo militar para reconocimiento fotográfico y con cápsulas recuperables que retornaban con un motor del tipo FOBS, del citado sistema de bombardeo orbital fraccionado nuclear.

    El modelo F-1m era de 36 m de altura con 3 etapas, 2 m de diámetro, 190 Tm de peso total, y era capaz de satelizar hasta 4 Tm en órbita baja. Se utilizó, lanzado en Baikonur, entre septiembre de 1966 y 1981 con éxito en 47 ocasiones para colocar en órbita satélites de reconocimiento marítimo y otros militares de la serie Cosmos.
    El F-1x tenía también 3 fases, 2 m de longitud, 36 m de altura, pero pesaba 5 Tm menos en total que el anterior. Era capaz de satelizar 3 Tm. Fue disparado en Baikonur con éxito entre diciembre de 1974 y 1981 en 12 ocasiones. Se utilizó para lanzamientos de la serie Cosmos para reconocimiento marítimo.
    El F-1X en cambio tenía 40 m de altura, 2,3 m de diámetro en la tercera fase y un peso inicial de 210 Tm. Su capacidad de satelización era suficiente para llevar hasta 7 Tm a una órbita baja. Se utilizó en lanzamientos desde Plesetsk con éxito en 11 ocasiones, entre marzo de 1977 y 1981, para llevar satélites Cosmos de investigación oceanográfica.

                = URSS/RUSIA-UCRANIA. CICLON.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      3 
                 Altura..................   38-40  m
                 Diámetro................      3   m
                 Peso total..............  180-190 m
                 Empuje..................  253-280 Tm
                 Propulsantes............ UDMH-N2O4
                 Carga útil a satelizar..  2,8-3,6 Tm
                 Programas............... Cosmos, Meteor, etc.

    Este tipo de cohete está basado en la familia del modelo R-36 soviético, de fabricación ucraniana, desarrollado en 1966, también conocido por F-1r FOBS, a su vez utilizando tecnología del R-16. El proyecto R-16 fue aprobado por el gobierno soviético el 16 de abril de 1962 como misil ICBM, esperando entonces que estuviera dispuesto para el otoño de 1964. El modelo original, visto antes, tenía 2 fases, 36 m de longitud, 3 m de diámetro, y 185 Tm de peso total o inicial; del mismo se lanzaron 8 unidades entre 1967 y 1969, fallando una. Para las fases superiores se desarrolló a partir de 1958 el motor RD-219 de 90 Tm de empuje funcionando con dimetilhidracina y ácido nítrico. Son lanzables tanto en Baikonur como en Plesetsk.
    El primer disparo del R-36 se efectuó en Baikonur en septiembre de 1963 y falló globalmente para desesperación de los presentes. Llevó ello a proponer diversas modificaciones. Pero en diciembre de 1965 se procedía a la fabricación en serie en Dnepropetrovsk. En marzo de 1966 se propuso desarrollar dos versiones del R-36 que se denominaron entonces 11K67 y 11K69, el último también llamado Tsyklon 2 y R-36M. La aprobación oficial del R-36 como armamento llega el 21 de julio de 1967 y constituiría la segunda generación de ICBM de la URSS con dotación nuclear posible de 18 o 25 megatones. Su precisión sería de 1,2 Km.
    Estos modelos, y otros desarrollados a partir de junio de 1966 sobre los R-14 y R-16, fueron dotados de una fase superior llamada S5M.

                            - CICLON 2

    El Tsyklon 2, o Ciclon 2, fue también llamado R-36M, 11K69, y Ciclon M, y por los americanos SL-11 y F-1. Derivado del misil Scarp, como ya se indicó, tuvo un coste estimado en unos 11 millones de dólares y su capacidad estaba en la satelización en órbita de 200 Km de altura de cargas de 2,8 Tm.
    Características generales: 3 fases, altura sin carga 30,9 m, diámetro 3 m, peso 176,2 Tm, propulsante común a todas las fases tetróxido de nitrógeno y UDMH. La primera y segunda fases son las mismas del R-36 FOBS visto antes, del que se distingue pues por tener una tercera etapa. Los motores fueron mejorados no obstante respecto al R-36. Entre las nuevas posibilidades del nuevo cohete, se dijo en su momento que podía ser disparado bajo condiciones de temperatura ambiente entre -40ºC y +50ºC, y con velocidades del viento hasta de 20 m/seg. También se aseguraba que la carga útil era posible integrarla en el cohete en el plazo de 24 horas.
    La tercera fase es de 4 m de altura, 2 m de diámetro, 3,2 Tm de peso, de ellas 2,8 Tm de propulsantes, 1 min 52 seg de tiempo de funcionamiento y un empuje en el vacío de 7,95 Tm logrado con un 1 motor 11D25.
    Utilizado para el lanzamiento de satélites de la serie Cosmos, entre enero de 1969 y el 26 de diciembre de 1999 se dispararon 107 de estos cohetes con solo 2 fallos.

                            - CICLON 3

    El Tsyklon 3 estuvo destinado a la satelización de ingenios tanto militares como civiles y fue desarrollado previa aprobación oficial de fecha 2 de enero de 1970 como proyecto 11K68; al principio se había pensado para sustituir al Vostok y al misil R-14. Fue bautizado por los americanos como SL-14 y F-2, y también deriva del R-36. Respecto al Ciclon 2 es una versión mejorada en todas sus etapas. El cohete es capaz de llevar 3,6 Tm de carga útil a una órbita polar de 200 Km de altitud, o menor peso a mayor altura o con menor inclinación, satelizando ingenios de los programas Cosmos, Intercosmos, Gonetz, Meteor, etc.
    Características generales: 3 fases, altura sin carga 31,6 m y con ella hasta 39,3 m, diámetro 3 m, peso 184,9 Tm, propulsante común a todas las fases tetróxido de nitrógeno y UDMH.
    La primera fase, 11S691, es de 18,8 m de altura, el citado diámetro de 3 m, 127 Tm de peso, de las que 8,3 Tm son peso en seco y el resto los propulsantes que quema durante 2 min con impulso específico de 270 seg a nivel de mar, proporcionando 280,1 Tm de empuje a nivel de mar (309,2 Tm en el vacío) con 6 motores RD-251a; el motor es el mismo de la fase correspondiente del Ciclon 2, pero que aquí pesaba menos, 286 Kg.
    La segunda fase, 11S692, mide 10,1 m de altura, el mismo diámetro, pesa 53,3 Tm, de ellas 48,5 Tm del mismo propulsante de la primera etapa, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 40 seg, impulso específico de 227 a nivel de mar, un empuje en el vacío de 103 Tm y utiliza 2 motores RD-252a, modelo también visto.
    La tercera fase, 11S69 o S5M, es de 2,8 m de altura, 2,2 m de diámetro, 4,6 Tm de peso, de ellas 3 Tm de propulsantes, 2 min 5 seg de tiempo de funcionamiento y un empuje en el vacío de 8,12 Tm logrado con un 1 motor 11D25, igualmente el mismo de la tercera fase del cohete anterior, Ciclon 2.

    El cohete Tsyklon fue relanzado hacia 1986, a raíz de la nueva política de la era Gorbachov con la creación de la entidad Glavkosmos, con la idea de disponer de un lanzador comercial que pudiera ofrecer un precio competitivo para el mercado de disparo de satélites en el mundo. El costo de este cohete es inferior a los Soyuz e incluso a los Vostok en ¼ parte.
    Desde su primer disparo en junio de 1977 hasta el 15 de junio de 1998 se llevaban lanzados 118 Tsyklon 3 con 5 fracasos. Su fiabilidad, según la agencia espacial rusa, era en 2000 de un 96 %. La empresa que lo fabricaba, la ucraniana Yushmash, dejó su producción hacia la mitad de los años 90 para dedicarse a construir autobuses.
    En 1999, las empresas ucranianas Yuznhoye y Yuzmash, y la italiana Fiat Avio mejoraron el cohete dando lugar al modelo Ciclon 4. Este cohete es capaz de satelizar 5,5 Tm en órbita baja y llevar una menor carga a una órbita geoestacionaria.

                = URSS. N-1.

    Los americanos observaron cuanto pudieron de los cohetes soviéticos por todos los medios posibles y de los mismos trascendió en las épocas de la llamada guerra fría los datos que el mundo supo entonces de los desarrollos en materia tal, sin contar la información oficial soviética que siempre fue escasa y confusa.
    Hacia 1967 los americanos se apercibieron por informes de la CIA de que los soviéticos estaban desarrollando un cohete parecido al Saturn 5 propio y lo denominaron modelo G. Posteriormente en algún vuelo Orbiter Shuttle y en otros de satélites de reconocimiento, sobrevolando Baikonur, los americanos captaron grandes edificios en construcción que daban a entender el proporcional tamaño de un gran lanzador, el mayor de la URSS y el más secreto de todos. Del mismo se sabría luego que se lanzó en 4 ocasiones con otros tantos fallos, que se dataron en el 21 de febrero de 1969, 3 o 4 de julio de 1969, el 27 de junio de 1971 y el 23 de noviembre de 1972. Los americanos, a través de su Departamento de Defensa, llegaron a dar su configuración en abril de 1984, apuntando entonces a un modelo muy grande del tipo Soyuz con 6 o más segmentos tipo booster. Era el N-1 (Nositel 1), uno de los mayores y más guardados secretos de la antigua URSS. Se cree que de haber tenido éxito, este cohete hubiera recibido el nombre de Lenin.
    Mantenido oculto durante muchos años, tras la desaparición de la URSS se supo en efecto que ésta había llegado a probar un gran lanzador llamado N-1 para disparo a la Luna de naves tripuladas. Aunque nunca llegó a ser operativo, el N-1 fue un importante cohete que no se puede dejar de mencionar. Fue el fracasado rival del Saturn 5 americano al que sin embargo no alcanzaba en posibilidades de carga; con mucho hubiera podido enviar al suelo lunar un solo hombre.
    El N-1 fue un cohete de 3 etapas planificado en 1962, reconsiderando otros, partiendo de uno primigenio de Korolev de diciembre de 1949, a su vez modificado en junio de 1958, cuando se pensaba en motores nucleares para fases superiores; se citan cohetes concebidos al efecto, no desarrollados, en el apartado “Cohetes. El futuro que no fue” en el capítulo dedicado al “Futuro”. Tal opción fue abandonada, volviendo a las tradicionales de impulsión química, en 1959. Pero en 1960 Korolev plasmó de nuevo el esquema previo de un gran cohete para satelizar cargas de hasta 100 Tm, aunque siempre bajo la perspectiva militar. En su configuración lunar, el número de etapas sería de 5, siendo las dos últimas para relanzamiento desde una órbita terrestre y operaciones en la órbita lunar. La capacidad sería entonces para satelizar 75 Tm, siendo el peso total previsto en principio del cohete de 2.200 a 2.500 Tm.
    Tras una iniciativa datada en el 13 de mayo de 1961 y luego de la aprobación previa inicial del proyecto el 16 de abril de 1962, confirmada el 24 de septiembre siguiente, el 1 de septiembre de 1963 se empezaron los trabajos para construir el complejo de disparo en Baikonur para el N-1, luego de que a partir del 21 de marzo anterior se planificaran. La definitiva aprobación oficial data sin embargo de 1964, demasiado tarde en realidad para competir con el más avanzado programa americano Saturn-Apollo, sin contar con la pronta muerte de Korolev (enero de 1966), el cual ya se dio cuenta en 1965 que no alcanzarían a tiempo a los americanos. El primer N-1 llegó a la base el 15 de noviembre de 1966.
    En el proyecto, además de Korolev, estuvieron implicados Glushko, Barmine, Kuznetsov, Lyulka, Piliugine y otros destacados técnicos soviéticos del momento. Precisamente, al principio, Korolev había pedido a Glushko, especialista en motores, su colaboración y este se inclinaba por usar propulsantes hipergólicos (tetróxido de nitrógeno con UDMH) pero Korolev quiso líquidos menos tóxicos y peligrosos, inclinándose por el LOX y el keroseno, como hicieron los americanos con su Saturn 5. Tal diferencia llevó a Glushko a trabajar con otro ingeniero, Chelomei, en otros proyectos, y a Korolev a buscar el apoyo para tal misión en Kuznetsov, que sin embargo era más que nada especialista en motores a reacción de la aviación.
    Originalmente, en la definición viable del cohete se contemplaron previamente, en 1962, 2 modelos, el N-11 y el N-111, ambos de 3 fases, todas con propulsantes LOX y Keroseno, respectivamente capaces, de haber sido construidos, de satelizar 20 y 5 Tm en órbita baja. El primero habría tenido de ser construido 40,9 m de altura, 6,8 m de diámetro, 640 Tm de peso y un empuje inicial de 1.177,3 Tm de empuje; su primera fase habría medido 20 m de altura, pesado 440 Tm, y llevado 8 motores 11D51 que habrían consumido 405 Tm de propulsante durante 1 min 40 seg; la segunda fase sería de de 12 m de altura, 4,8 m de diámetro, 150 Tm de peso, y habría llevado 4 motores 11D53 que habrían consumido 140 Tm de propulsante durante 5 min proporcionando 160,8 Tm de empuje en el vacío; la tercera fase, de 8,9 m de altura y 4,4 m de diámetro, habría pesado 50 Tm y consumido 44 Tm de propulsante en un motor 11D54 durante 5 min 45 seg proporcionando 44 Tm de empuje en el vacío. El otro modelo, N-111, menor, habría tenido 27,9 m de altura, 4,8 m de diámetro, 215,9 Tm de peso y un empuje de 237,1 Tm al partir; su primera fase, de 12 m de altura y 150 Tm de peso, habría llevado 7 motores 11D53 que habrían quemado 140 Tm de propulsante durante 2 min 35 seg; la segunda fase es la misma que la tercera del cohete anterior N-11; la tercera etapa habría tenido 7 m de altura, 2,7 m de diámetro, 15,9 Tm de peso, y llevado 13,4 Tm de propulsante que hubiera quemado en 4 motores RD-106 durante 2 min 20 seg proporcionando 31 Tm de empuje en el vacío.
    Dejados a un lado los proyectos citados, se aceptó la configuración de otro, igualmente de 3 fases y propulsantes LOX y Keroseno, capaz de satelizar las 75 Tm de carga útil, pensadas para una estación orbital. Tal renovado N-1 tendría 62 m de altura, 10 m de diámetro, 2.110 Tm de peso y un empuje al partir de 3.459,6 Tm. La primera fase, de 17 m de altura, 10 de diámetro, y 1,520 Tm de peso, habría llevado 24 motores 11D51 que habrían consumido 1.400 Tm de propulsante durante 1 min 55 seg. La segunda habría tenido las mismas características que la primera del N-11 no desarrollado pero con motores 11D52, de algo mayor rendimiento que los 11D51. La tercera etapa habría sido la misma que la segunda del proyectado N-11.
    El definitivo N-1 desarrollado, también llamado SL-15 y G-1 en designación americana, medía 76,6 m de altura (o 103 m con su carga y torre de escape) y 10 m de diámetro, pesaba en total 2.682,65 Tm y desarrollaba un empuje inicial de 4.414,9 Tm (en torno a unas 1.000 Tm más que el rival americano Saturn 5). Su carga útil orbital sería de 70 Tm con posibilidad de llegar a las 90. Su coste unitario fue evaluado en aproximadamente unos 600 millones de dólares. Se concibieron varios modelos. El sistema de control de los motores se denominó KORD.
    La primera fase tenía 30 motores Kuznetsov 11D51 que consumían 1.750 Tm de keroseno y LOX dispuestos 6 en el centro y 24 rodeando éstos, cada uno de un empuje de cerca de 150 Tm. Medía 30 m de longitud y 10 de diámetro y 17 de envergadura. Su peso era de 1.875 Tm en total y 125 Tm sin propulsantes. Funcionaba durante 2 min 5 seg. Los motores, de unos 3,7 m de altura, 30 cm de diámetro y 1.247 Kg de peso, tuvieron dos versiones, la primera NK-15 de 1969, de 1.544 kiloNewton de empuje a nivel de mar, y la segunda NK-33 (11D111) de 1974, con respectivos impulsos específicos de 284 y 297 seg a nivel de mar y 330 y 331 seg en el vacío.
    La segunda etapa llevaba 8 motores Kuznetsov NK-15V (11D52) que consumían 505 Tm de igual propulsante que la primera; el impulso específico de estos motores era de 346 seg en el vacío y 246 seg a nivel del mar. El empuje aportado era de 1.431,6 Tm. La fase medía 20 m de longitud y 6,8 de diámetro. Su peso ascendió a 540 Tm, que en principio solo fueron 440 que eran 20 seg menos de actuación; del total, 35 Tm eran de peso en seco. Funcionaba durante 2 min. Cada motor 11D52 pesaba 1.345 Kg y medía 90 cm de diámetro.
    La fase tercera disponía de 4 motores NK-19 (11D53), también de keroseno y LOX; el impulso específico era de 370 seg. El empuje en el vacío ascendía a 164 Tm. La fase medía 12 m de altura y 4,8 de diámetro. Su peso total era de 185 Tm (inicialmente 150 con 70 seg menos de funcionamiento), de las que el peso en seco fueron 10 Tm y de propulsantes 175 Tm. El tiempo de funcionamiento era de 6 min 10 seg en total.
    La cuarta fase llevaba un motor 11D54 de keroseno y LOX. Medía 8,9 m de altura, 4,4 m de diámetro, pesaba 65 Tm, de ellas 58 Tm de propulsantes, funcionaba durante 7 min 23 seg y el empuje aportado era de 45,48 Tm.
    La quinta fase llevaba un motor RD-58 (11D58D) de iguales propulsantes, en cantidad de 15 Tm. Medía 5,7 m de altura, 2,9 m de diámetro, pesaba 17,65 Tm en total y funcionaba durante 10 min aportando un empuje de hasta 8,7 Tm. La última fase con la nave lunar tenía 33 m de longitud y 6 de diámetro máximo.
    En la primera prueba de lanzamiento del mismo, el 21 de febrero de 1969 en la rampa 110 de Baikonur, el cohete N-1 (3L) explotó tras partir a las 12 h 19 min 19 seg, hora moscovita. A los 12 seg se apagaron los motores 12 y 24 por error del sistema de control. Luego un fallo se originó en la primera etapa, con origen posiblemente en una fuerte vibración en un generador de gas del segundo motor que ocasionó una fuga de propulsante que a su vez se incendió; el sistema de control de los motores actuó en fallo debido a las altas temperaturas y ordenó apagar el resto de motores cuando iban 1 min 8 seg de vuelo por lo que desde tierra se ordenó 1 seg más tarde la destrucción. La carga útil, una Soyuz 7K-L1S, cayó llevada por la torre de salvamento, que también falló en parte, a unos 35 Km a los 3 min 3 seg. Los trozos del cohete se repartieron en 50 Km. Como consecuencia del accidente, se hicieron algunas modificaciones en el cohete; entre otras cosas, llevaron al sistema de control a la parte más alta de la primera fase e hicieron huecos en el fuselaje para ventilación.
    En la noche del 3 de julio de 1970 (también se cita la fecha del 14 de junio), en el segundo lanzamiento, sucede otra explosión del mismo cohete, el N-1 (5L), a menos de 9 seg de vuelo, a casi 200 metros de altura, que se derrumbó sobre su propia rampa, la número 110, y destruyó la misma y buena parte de las instalaciones de otra colindante a 500 m en menos de otros 9 seg; la corta partida tiene lugar a las 23 h 18 min 32 seg, hora moscovita. El fallo fue debido al atasco de una bomba de LOX del motor 8 con un trozo de algún metal suelto y se incendió tras detener automáticamente el sistema de control el resto de motores. La carga útil fue a caer a 1 Km de la rampa y la reconstrucción de las rampas llevó año y medio. El retraso en el programa fue por su parte de un año. Entre las modificaciones introducidas está la colocación de filtros en las bombas y la reprogramación en caso de fallo de un motor para que el resto no se apagara.
    El 27 de junio de 1971, casi dos años más tarde, y pese a las nuevas mejoras introducidas se produce el tercer fracaso del N-1 (6L) al perder el control la primera fase desde los 10 seg, para luego girar descontroladamente y romperse a los 47 seg las fases superiores por la fuerza aerodinámica, siendo ordenada finalmente por el centro de control su destrucción y así estallar a los 50,2 seg de vuelo. Los restos principales cayeron a 20 Km y produjeron un cráter de 15 m de profundidad y 30 de diámetro. Aun no se dieron por vencidos los soviéticos y volvieron a reconfigurar el sistema de control y guía del cohete.
    El cuarto y último fracaso ocurrió el 23 de noviembre de 1972 cuando el N-1 (7L), tras partir a las 09 h 11 min 52 seg, hora moscovita, a los 1 min 47 seg de vuelo y a solo 7 seg de la separación de la primera fase, a unos 40 Km de altura, luego de que 6 de los motores de ésta se hubieran apagado conforme a programa explotara el motor número 4 debido a incendio de una turbobomba y una fuga de propulsante posterior. También se ordenó su destrucción desde el centro de control.
    En total se construyeron 10 de estos cohetes.
    Además, varios fallos en la prevista nave espacial que debió ser su carga útil darían lugar al abandono del intento soviético de ir a la Luna. En realidad, el fracaso del N-1 tiene su verdadero origen en una falta de organización que no coordinó la complejidad del proyecto, alimentado ello por rivalidades de renombrados técnicos, como Glushko con Korolev; ambos tenían discusión sobre el uso de propulsante hipergólico, siendo partidario del mismo el primero a lo que se oponía el segundo. El resultado de tal divorcio fue también que no se dotó al cohete de grandes motores, que podía haber diseñado Glushko, sino de muchos pequeños. Además, resulta curioso que no se hicieran apenas se hicieron ensayos previos; y la agrupación de motores de las fases no fue previamente probada en su conjunto. En el aspecto organizativo hay que resaltar que en su construcción participaron nada menos que en torno a las 500 entidades u organizaciones y 28 departamentos estatales, solo 9 de ellos de la Comisión Militar-Industrial; cualquiera puede imaginarse los problemas de coordinar tal monstruosidad en un régimen como el soviético que era quien marcaba los plazos. En todo ello radica el fracaso del cohete.
    El proyecto lunar se canceló el 2 de mayo de 1974 pero no el del cohete, que sí se abandonó posteriormente. Entonces se hizo cargo del programa Gluskho y replanteó un nuevo cohete bajo la denominación de Vulkan, que dio lugar más tarde al cohete Energía. Algunas de sus instalaciones en Baikonur sirvieron luego para el cohete Energía.
    El gobierno soviético jamás reconoció la existencia del programa lunar y por tanto tampoco de su cohete N-1.

                            - OTROS MODELOS DERIVADOS DEL N-1

    Concebidos a la vez, dentro de la misma familia del lanzador N-1, se proyectaron modelos distintos que no llegaron a ser desarrollados, si bien se llegaron a realizar determinados ensayos previos, como fue la prueba estática de motores de LOX y LH.
    El N-1.M, cancelado en 1971, fue uno de ellos y su destino habría sido la Luna si el N-1 no hubiera fallado. Habría tenido 4 fases y fue concebido para usar los propulsantes antes citados, de mayor rendimiento que el tradicional LOX y keroseno. Hubiera medido 79,7 m de altura, 10 m de diámetro, y tenido 2.348 Tm de peso y 4.414,9 Tm de empuje inicial. La primera fase habría sido la misma del N-1 desarrollado. La etapa segunda habría tenido 25 m de altura, 8 m de diámetro, 300 Tm de peso, y llevado 8 motores 11D54 que habrían quemado 270 Tm de LOX y LH durante 6 min proporcionando 320 Tm de empuje en el vacío. La fase tercera habría tenido 16 m de altura, 6,7 m de diámetro, 150 Tm de peso, de las que 132 Tm serían de LOX y LH que consumiría un motor 11D57 durante 23 min 50 seg proporcionando 40 Tm de empuje en el vacío. La cuarta fase habría tenido 8,7 m de longitud, 4,1 m de diámetro, 23 Tm de peso, de ellas 18,7 Tm de LOX y LH que se hubieran consumido en un motor 11D56 durante 18 min proporcionando hasta 7,5 Tm de empuje en el vacío.
    También cancelado en 1971, el N-1.MSR, fue un cohete proyectado con 5 fases, 4 de ellas de propulsantes LOX y LH. Habría tenido 86,7 m de altura, 10 m de diámetro, 2.773 Tm de peso y un empuje inicial también de 4.414,9 Tm. La primera, segunda y tercera fases habrían sido las mismas que el N-1 desarrollado. La cuarta fase sería la misma que la tercera del modelo anterior N-1.M, y la quinta se correspondía a la cuarta del mismo.
    El modelo N-1.FSr, planificado desde mayo de 1971, se canceló más tarde, en 1974, y hubiera tenido 4 fases, 78,5 m de altura, 10 m de diámetro, 2.677,9 Tm de peso y un empuje inicial de 3.976 Tm. Era básicamente igual que el N-1.MSR en sus tres primeras etapas, pero con el respectivo uso de motores 11D111 (NK-33), 11D112 (NK-43) y 11D113 (NK-39); la primera fase tendría un empuje menor. El motor 11D112 tenía 1.345 Kg de peso y 90 cm de diámetro, y el 11D113 medía 1,2 m de diámetro y pesaba 722 Kg. La cuarta fase, de 16,5 m de longitud, 5,2 m de diámetro y 77,9 Tm de peso, habría llevado 2 motores 11D56M que hubieran consumido 66,4 Tm de LOX y LH durante 30 min 11 seg proporcionando 15 Tm de empuje.
    Otro modelo N-1 proyectado y no desarrollado fue el N-1.F, de 5 fases, cancelado en 1974. Pudo haber sido el modelo final del viaje lunar soviético. De una altura, diámetro y masa iguales al N-1 desarrollado, tenía sin embargo un empuje inicial de 3.976 Tm. Todas las fases eran iguales al N-1 excepto que la primera, segunda y tercera etapas llevaban nuevos motores respectivamente 11D111, 11D112 y 11D114.
    Hubo aun de cohete N-1 otro proyecto más, de una sola fase, llamado N-1.MOK, tampoco desarrollado. Su particularidad habría sido el uso como propulsantes de LH y LOX, pero también aire, que habría utilizado en 16 motores derivados del NK-33. Habría tenido 30 m de altura, 10 de diámetro, 1.200 Tm de peso y un empuje al partir de 3.255,8 Tm. Podría haber elevado 90 Tm de carga útil a una órbita de 450 Km. Habría funcionado durante casi 7 min y su peso sin propulsantes habría sido de 300 Tm; el impulso específico teórico sería de 875 seg a nivel de mar. 

                = URSS/RUSIA-UCRANIA.  ZENIT

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      3
                 Altura total............     57   m
                 Diámetro................      3,9 m
                 Peso total..............    462   Tm
                 Empuje..................    769,9 Tm
                 Propulsantes............ LOX‑Keroseno
                 Carga útil a satelizar..     13,7 Tm
                 Programas............... Cosmos, y otros.

    Derivado también de misiles, de la misma familia que el Ciclon, fue el lanzador soviético para satelización de satélites comerciales puesto en servicio en 1985, el primer cohete nuevo puesto en servicio por la URSS después de casi dos décadas. Su origen se remonta a diciembre de 1974 en que se inició su diseño. La aprobación oficial del gobierno de la URSS le llegó el 16 de marzo de 1976 dentro del proyecto acuñado como 11K77 para realizar un ingenio lanzador de 2 etapas. En febrero de 1977 se adoptó además, en cuanto a su primera fase, como booster para el gigantesco cohete proyectado Energía. Fue desarrollado durante 15 años, realizándose unas 900 pruebas de encendidos estáticos. El 13 de abril de 1985 se probó en disparo suborbital desde Baikonur. Para la nomenclatura del DoD norteamericano es el misil estratégico SS-16 y el cohete J-1.
    Es fabricado por la empresa Yuzhnoye en Dnipropetrovsk, Yuzhmash, donde primero se construían los misiles SS-18, y tras la disolución de la URSS se considera como cohete ucraniano pero sus motores son de procedencia rusa. Su costo se estima en unos 65 millones de dólares.
    Una de las características del cohete es que su mantenimiento es mínimo, pudiendo, según se afirma, ser montado, llevado a la rampa, y elevado en la misma y estar listo para el disparo en 21 horas (dato de 1997). Su base de disparo puede ser Plesetsk o Baikonur, si bien se utiliza inicialmente solo desde Baikonur y más tarde desde la plataforma marítima Sea Launch.
    De 3 fases, el cohete mide entre 49,9 m y 57 m de altura, incluida la última fase con la carga útil que suponen 13,65 m, 3,9 m de diámetro, y pesa en total 461,9 Tm. Su capacidad le permite llevar a una órbita baja, de 200 Km, hasta 13,74 Tm, o bien 5,2 Tm a una órbita geoestacionaria, lo que ya es una considerable carga para un cohete. Utiliza como ergoles en todas sus fases LOX y Keroseno.
    La primera fase es de 32,9 m de altura, el citado diámetro máximo de 3,9 m, 354,2 Tm de peso, de ellas 27,9 Tm de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 2 min 28 seg, 311 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje de 769,9 Tm al partir (834,24 Tm en el vacío); utiliza 4 motores 11D520 o RD-170, desarrollado entre 1973 y 1985, de 1 m de diámetro, 3,6 m de altura y 2.189 Kg de peso. Se había propuesto inicialmente una primera etapa de 4 motores RD-171 de 804 Tm de empuje, pero entre 1981 y 1984 una serie de fallos en las pruebas citadas se pensó en cambiarlos por 4 NK-33, motores éstos desarrollados para el fracasado N-1 lunar, pero se consiguió suprimir del RD-171 las oscilaciones en la presión del motor y se volvió a éste. Finalmente se adoptó la versión final RD-170.
    La segunda etapa tiene 11,5 m de altura, el mismo diámetro que la primera, 90,4 Tm de peso, de ellas 8,4 Tm de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 5 min 15 seg y un empuje en el vacío de 93 Tm; utiliza 1 motor 11D123 o RD-120, de 2 m de altura e igual diámetro que la fase, y 1.125 Kg de peso. La fase tercera es de 5,5 m de altura, 3,7 m de diámetro, 17,3 Tm de peso, de ellas 3,1 Tm de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 11 min y empuje en el vacío de 7,24 Tm; utiliza un motor 11D58D, o RD-58, de aproximadamente unos 300 Kg de peso.
    El 4 de octubre de 1990, un lanzamiento en Baikonur de otro Zenit falló a los pocos segundos de la ignición y fue destruido con el satélite Tselina 2 portado causando daños en la rampa. Los dos siguientes disparos, en agosto de 1991 y febrero de 1992, volvieron a fracasar en la operación.
    El 20 de mayo de 1997 falló en un lanzamiento de un satélite militar. Y el 10 de septiembre de 1998, un Zenit 2 fracasó también en el lanzamiento a los 4 min 32 seg de vuelo por fallo del sistema de guía que hizo apagarse los motores y hacer caer el cohete sobre el sur de Siberia, en algún lugar de Altai o Jakasia. La carga útil que portaba eran 12 pequeños satélites norteamericanos de comunicaciones Globalstar. Ello hizo que el cohete no fuera elegido para los disparos de los siguientes satélites de tal tipo.
    Hasta el 17 de julio de 1999, en que se llevaban disparados 32 unidades, de ellas 26 con éxito, se utilizó mayoritariamente para lanzamientos de satélites Cosmos.

    Un modelo Zenit 2, el Zenit 3SL con una tercera fase DM-SL como la utilizada en la última etapa del Protón, fue lanzado de prueba en la plataforma marítima del sistema Sea Launch con la idea de a partir de entonces lanzar el modelo Zenit 3. Este modelo entró en servicio en 1999 y es capaz de elevar también satélites de 5 Tm a una órbita geoestacionaria.
    Una versión menor del mismo fue denominada Mayak y del mismo se hicieron a su vez varias versiones. El Mayak 12 tiene una capacidad para llevar 7,5 Tm a órbita baja o 1,7 Tm a una órbita solar. Llevaría una primera fase con 2 motores RD-120 (los mismos de la segunda del Zenit), la segunda con un solo RD-120 y la tercera creada sobre el RD-8, procedente también del Zenit. Se preveía su puesta a punto en 2006, pudiendo ser lanzado desde base de Alcántara, en Brasil.
    El 12 de marzo de 2000, el lanzamiento de un Zenit 3SL, el tercero sobre tal base Sea Launch falló a los 8 min de la partida, perdiendo la carga que llevaba. Una primera evaluación achacó el fallo al programa informático de control de la segunda etapa que cerró una válvula del sistema hidráulico.
    En 2002 se trabajaba en la mejora de la fase DM-SL del Zenit 3SL, usada en lanzamientos comerciales desde la plataforma marina Sea Launch, con el propósito de efectuar disparos de igual cohete en Baikonur. La nueva fase se denominaría DM-SL B.
    Hacia la mitad de 2007 se estrenaba el modelo Zenit 2M, basado en el 3SL y con modificaciones en motores y también en la aerodinámica del vector.
    En 2008 aparece el modelo Zenit 3SLB, adaptado del marino 3SL de Sea Launch, para su lanzamiento en tierra, en concreto en Baikonur. Su primer lanzamiento se efectuó el 28 de abril de 2008 y el segundo en febrero de 2009.
    En noviembre de 2011 se utiliza para el lanzamiento de la sonda marciana Phobos Grunt una versión particular llamada Zenit 2FG derivada del modelo SLB y cuya diferencia es que lleva la fase Fregat integrada con la carga útil.

                = URSS/RUSIA. ENERGIA

    A su llegada, el impulsor Energía resultó ser el mayor de la cosmonauta soviética, nunca dispuesto hasta entonces. Es en su tiempo también el mayor y más potente cohete del planeta. Se creó sobre la experiencia obtenida con otro gran cohete creado en los años 60, el N-1, abandonado en mayo de 1974 al explotar causando desastre en repetida ocasión; es el diseñador Boris Iyanovich Gubanov. Con este renovado proyecto se quería aportar la solución para satelizar grandes cargas. En terminología americana del DOD se denomina el SL-17 y puede ser casi equiparable al Saturn 5.
    El origen de la configuración del cohete se tiene en el diseño del llamado modelo Vulkan de Gluskho, pensado como sucesor del N-1, y modificado a partir de febrero de 1976 para adaptarlo al nuevo proyecto de transbordador. Así, el cohete Energía fue aprobado en 1976 y desarrollado desde la segunda mitad de la década de los 70 para dar salida al transbordador soviético Buran, pero también para otras cargas. Fue diseñado por la empresa NPO Energia, estando al frente de los ingenieros diseñadores Boris Gubanov. Pensado llamar en principio Grom, podía satelizar unas 90 Tm en una órbita de 200 Km de altura o 22 Tm en órbita geoestacionaria. Su costo fue de 764 millones de dólares. La construcción de las instalaciones de lanzamiento, pensando en disparar media docena anualmente, necesitó cerca de 14.000 personas y su mantenimiento unas 10.000, lo que da idea de la complejidad y costo del uso de este lanzador.
    El cohete Energía tenía 80,9 m de altura, 18 m de diámetro en la base, un peso de 2.419 Tm, de ellas 2.100 aproximadamente de propulsante, y un empuje al partir de 3.582,25 Tm, o bien 170 millones de caballos. Dotado de una tercera fase la altura llegaría a los 100 m.
    La primera fase Block R tenía 58,8 m de altura, 7,8 m de diámetro, un peso de 905 Tm, de las que 85 Tm eran de peso en seco, y un empuje total de 800 Tm en el vacío que lograba con 4 motores 11D122 que consumían LOX y LH durante 8 min; el impulso específico era de 354 al partir. Los tanques se construyeron en una aleación llamada 1201 que es más del doble de resistente del acero y las aleaciones de cromo y níquel, y sin embargo más ligera. El motor 11D122 (también RD-012 o RO-200) fue desarrollado entre 1974 y 1987, proporcionaba un empuje a nivel de mar de 154,7 Tm, tenía una presión en la cámara de combustión de 220 atmósferas, medía 2,4 m de diámetro, 4,6 m de altura y pesaba 3,5 Tm; la primera prueba de estos motores se hizo en ensayo estático el 12 de octubre de 1976.
    Envolviendo esta primera fase van, a modo de boosters, 4 cohetes Zenit o SL-16 independientes de origen ucraniano, que también podrían haber sido 6 u 8, igualmente de propulsante líquido pero ahora de LOX y Keroseno. Cada uno medía 37,7 m de altura, 3,9 m de diámetro, 4,2 m de envergadura, pesaba 355 Tm de las que un 90 % era de propulsante y tenía un empuje de 806,2 Tm en total que lograba con 4 motores 11D251 que funcionaban durante 2 min 25 seg; el impulso específico era de 309 seg a nivel de mar. Eran, como los SRB americanos, recuperables y su costo se cifraba en 1991 en 50 millones de dólares.
    El motor 11D251 fue desarrollado entre 1973 y 1985 y tenía 4 cámaras de combustión, una altura de 3,6 m, un diámetro de 1 m y un peso de 2.189 Kg, siendo de 480 Kg el peso de cada cámara de combustión; este motor inyectaba en las mismas 432 Kg/seg de LOX y 166,2 Kg/seg de keroseno. El mismo fue probado por vez primera en prueba suborbital el 13 de abril de 1985.
    La segunda fase, o Etapa Superior Criogénica, tenía 16,5 m de longitud, 5,7 m de diámetro, 77 Tm de peso, 7 Tm de peso en seco, unas 70 Tm de propulsante LOX y LH, y un empuje de 200 Tm en el vacío con un motor 11D122, ya visto, durante 2 min 40 seg; el impulso específico es de 352 seg a nivel de mar.
En total lleva todo el cohete cerca de 2.000 Tm de propulsantes y para conseguir el mismo se hubo de habilitar junto a la rampa de lanzamiento una planta criogénica única en su tipo. En el lanzamiento funcionan simultáneamente los segmentos de la primera fase y también la segunda.
    Su principal misión fue, como se indica, la satelización del sistema de transporte Buran pero sus posibilidades están también en grandes cuerpos o módulos para estaciones orbitales y también para lanzamientos planetarios y lunares de relieve. Fue probado en 15 de mayo de 1987 y fracasó en su lanzamiento pero en 1988 actuó bien satelizando al Buran. Su capacidad de satelización de una carga útil es de 105 Tm, o menos en dependencia de la altura superior a que se la lleve; puede lanzar hacia la Luna una nave de 32 Tm o a Marte otra de 27 Tm. Con 8 boosters o segmentos constituidos en primera fase, la carga útil posible para llevar a un órbita baja ascendería a unas 250 Tm.
    Tras los 2 lanzamientos citados, con la disolución de la URSS y los problemas económicos, el costoso programa fue cancelado en 1993. Se planeó, no obstante, el desarrollo del llamado Energía M en 1993, proyecto también luego abandonado, con el objetivo de satelizar cargas de 34 Tm en órbita geoestacionaria.
    La diferencia respecto al Energía anterior hubiera sido la fase central primera, menor ahora, renovada con una Energia M que hubiera podido tener una altura de 20 m de altura, 7,7 m de diámetro, 272 Tm de peso, de ellas 28 Tm de peso en seco, y un empuje de 200 Tm en el vacío con un solo motor 11D122A de LOX y LH; el impulso específico hubiera sido de 352 seg a nivel de mar.
    Algunos ejemplares construidos del Energía que no se utilizaron fueron almacenados a principios de los 90.

                = RUSIA/UCRANIA. UNA NUEVA ÉPOCA PARA LOS COHETES.

    En los años 90, como resultado principalmente de la desaparición de la URSS y con la llegada de la distensión con los norteamericanos, la reducción del arsenal misilístico hizo que se buscara nuevo destino a los abundantes misiles de largo alcance que ya no se pensaban utilizar, al menos en la costosa cantidad disponible.
    El aprovechamiento lógico de los mismos dio lugar a su disposición con ligeros retoques como lanzadores astronáuticos. El resultado fueron los siguientes cohetes planificados, algunos de los cuales no llegan a ser operativos.

                            - START

    Cohetes rusos modernos de 4 fases desarrollados sobre la adaptación del misil SS-25, y también del SS-20, tras el acuerdo ruso-norteamericano de eliminación de armas estratégicas. También llamados Topol, se pensaron para operaciones comerciales y se negoció con los canadienses para su disparo desde la base de Churchil, hasta entonces usada para lanzamiento de cohetes sonda, si bien se empiezan lanzando desde Plesetsk y Svobodnyy; el lanzamiento también puede ser posible desde un transporte móvil. La empresa encargada de los cohetes es la STS Complex de Moscú siendo la promotora la Akjuit Aerospace. Se querían satelizar con este cohete pequeñas cargas que precisaran de órbita polar para hacer comercialmente frente a las opciones de las compañías americanas Lockheed Martin, OSC, la europea Arianespace, etc. Los precios de lanzamiento se fijaron en algo menos de 10 millones de dólares.
    El modelo base, o primera versión, es el Start o RS-12M (llamado por Occidente SL-20 y L-2) y tiene 20 m de altura 1,6 m de diámetro máximo en las dos primeras etapas, 60 Tm de peso total al partir, con un empuje en tal momento de 90,5 Tm (100 Tm en el vacío). Su capacidad de satelización es de 1 Tm en órbita de unos 200 Km de altura o de la mitad al doble de altitud aproximadamente. Todas las fases son de propulsantes sólido con motores MIHT.
    La primera etapa es de 8,5 m de altura, 26 Tm de peso, de ellas 3 Tm sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 1 min e impulso específico de 238 seg a nivel de mar. La segunda fase es de 6 m de altura, 13 Tm de peso, de ellas 1,5 Tm sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 1 min 4 seg, un empuje de 50 Tm en el vacío e impulso específico de 220 seg a nivel de mar. La fase tercera es de 3 m de altura, 1,5 m de diámetro, 6 Tm de peso, de ellas 1 Tm sin propulsante, 25 Tm de empuje en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 56 seg e impulso específico de 220 seg a nivel de mar. La etapa cuarta es de 2,5 m de altura, 1,4 m de diámetro, 1 Tm de peso, de ellas 0,3 Tm sin propulsante, 1,1 Tm de empuje en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 3 min 27 seg.
    Se hizo un disparo de este cohete por primera y única vez el 28 de marzo de 1995 en Plesetsk, pero falló en el lanzamiento en la cuarta o quinta fases; llevaba 3 satélites, uno israelí, otro mexicano y otro ruso.

    El modelo Start-1 (también llamado SL-18 y L-1 por Occidente) es una versión de menor peso, de unas 47 Tm, con capacidad de satelización de 600 Kg en órbita de 200 Km de altura, o bien de 360 Kg a 400 Km de altitud. Tras prueba el 25 de marzo de 1993, el cohete tuvo su primer lanzamiento de un satélite el 4 de marzo de 1997, siendo seguido el 24 de diciembre de otro, ambos en Svobodnyy.

                            - RIF-MA

    El Rif-MA, en proyecto de 1997, está basado en los misiles submarinos SS-N-20 (también Akvamarin, y RSM-52), en denominación de los americanos. Su peso es del orden de las 79 Tm. Puede llevar una carga de 1,5 Tm a una órbita de 200 Km de altura o bien 0,95 Tm a 700 Km de altura. Puede ser lanzado desde un avión.

                            - SHTIL

    Se trata de los misiles RSM-54, también SS-N-23 o R-29RM, de unas 40 Tm de peso, adaptados desde 1995 dentro del programa ruso de Reconversión de Ramas de la Defensa para el lanzamiento de pequeños satélites desde un submarino; el nombre “shtil” significa “calma”. Fueron creados varios modelos.
    El Shtil 1-1N de 3 fases de propulsante líquido, capaz de poner en órbita de 200 Km de altura 430 Kg o bien 185 Kg a 700 Km de altura.
    El Shtil 3N, de 3 o 4 fases, también de propulsantes líquidos, pesa al partir 46 Tm y puede poner en órbita baja 410 Kg o llevar 220 Kg a 700 Km de altura orbital.
    El Shtil 2-2N tiene una capacidad para satelizar 265 Kg en órbita baja de 200 Km de altura, o bien para llevar 70 Kg a 700 Km de altura orbital. Su peso es de unas 40 Tm.
    El Shtil 3A, también llamado Aerokosmos, de 46 Tm de peso, puede ser lanzado desde el aire y su capacidad es para llevar 0,95 Tm a una órbita de 200 Km de altura o bien 620 Kg a 400 Km de altura orbital.
    El Shtil 3N, lleva una nueva tercera fase y una cuarta más. Puede poner en órbita baja de 200 Km de altura pesos de 410 Kg.
    El primer Shtil fue operativo como tal lanzador desde julio de 1998 poniendo en órbita dos minisatélites alemanes de 11 Kg en total, tras lanzamiento polar desde un submarino nuclear, el Novomoskovsks, de la clase Delfín, en el Mar de Barents, junto a la península de Kolskiy.

                            - PRIBOY-SURF

    Cohete derivado del aprovechamiento de los misiles de submarino SS-N-20 y SS-N-23, también denominados RSM-52 y RSM-54; proyecto de 1997. Tiene un peso total de 104 Tm y puede ser disparado desde una plataforma móvil. Su capacidad de puesta en órbita es de 2,4 Tm en 200 Km de altura.

                            - RIKSHA

    Cohete de la Kompomash derivado de otro antiguo SLBM soviético. Su capacidad teórica es para poner en órbita cargas de 1,16 Tm a 1.000 Km de altura, o bien 1,7 Tm a 200 Km de altitud. El estudio para el mismo de un motor del mismo nombre contemplaba en los años 90 el uso de ergoles LOX y metano. Es lanzable desde Svobodnyy, Plesetsk y desde submarinos. Se proyectaron 7 modelos o versiones.

                            - VOLNA

    Lanzador nacido en 1995 como resultado del aprovechamiento de los misiles submarinos SS-N-18 (RSM-50), o R-29, que pueden ir hasta 16 unidades en submarinos de la clase Delta 3, y lanzable pues desde tal medio; su nombre significa “onda”. Tiene un peso de 34 Tm y una altura de 14,1 m. Su capacidad es suficiente para llevar cargas de 120 Kg a 200 Km de altura orbital, menos a mayor altitud, o bien 115 Kg a 3.000 Km de altura en vuelo suborbital. El alcance del cohete es de 6.500 Km.
    En 2005, tras observar fallos en las turbo-bombas de los motores por efecto de las vibraciones en el lanzamiento, se hicieron mejoras en el cohete.

                            - VYSOTA

    El Vysota es otro cohete resultado de aprovechar los viejos misiles soviéticos basados en el R-29. En esta ocasión se trata de un lanzador, o SS-N-8, misil de lanzamiento submarino también llamado RSM-40. Su capacidad de satelización está en los 120 Kg a 200 Km de altura; también puede llevar en vuelo suborbital 115 Kg a 5.200 Km de altura, o bien 1,15 Tm a 200 Km de altitud.

                            - ROCKOT

    Cohete concebido para lanzamientos comerciales, desarrollado a partir de 1990; también se le cita como Rokot. Basado en el misil SS-19 (o UR-100N), ICBM del que se utilizan aquí sus dos primeras fases, para su aprovechamiento tras el fin de la llamada guerra fría. En el proyecto colaboran la empresa rusa Khrunichev con la alemana Daimler Benz, que se consorcian en la llamada Eurockot para la proyección comercial internacional. Con el mismo se pensaba sustituir al viejo impulsor Cosmos. La capacidad del cohete es para satelizar 2 Tm en órbita baja por un costo de 10 millones de dólares, o llevar 1,85 Tm a órbita de 300 Km de altura.
    El cohete es de 3 fases, 18,5 m de altura (sin carga útil), 2,5 m de diámetro máximo, 106 Tm de peso total al partir y 94,95 Tm sin carga. Todas las fases utilizan como propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno. La primera y segunda fases son las mismas del mencionado misil SS-19. La primera es de 13,3 m de altura, 77,15 Tm de peso, de las que 5.695 Tm son de peso en seco, 157,97 Tm de empuje, 2 min 1 seg de tiempo de funcionamiento, 270 seg de impulso específico a nivel de mar y utiliza 4 motores Rockot 1; este tipo de motor tiene 60 cm de diámetro. La segunda etapa tenía 2,9 m de altura, el mismo diámetro de la anterior, 12,2 Tm de peso, de ellas 1,48 Tm de peso en seco, 21,85 Tm de empuje en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 2 min 35 seg y utilizaba 1 motor Rockot 2. La tercera etapa es nueva, denominada Breeze-K de 2,3 m de altura, 2 m de diámetro, 5,6 Tm de peso, de ellas 4,1 Tm del propulsante ya apuntado que quema en 1 motor Breeze durante 2 min 50 seg proporcionando 8,62 Tm de empuje en el vacío; posteriormente se proyectaría una versión denominada Breeze KM. Esta última fase tiene un costo de 3 millones de dólares.
    El primer vuelo de prueba de este cohete tuvo lugar el 20 de diciembre de 1990 y justo un año después se realizó otro, ambos en misión suborbital. El primer disparo orbital se lleva a cabo el 26 de diciembre de 1994 en Baikonur. También se proyectó para lanzar desde Svobodnyy y por supuesto en Plesetsk.
    El 22 de diciembre de 1999, cuando se preparaba el primer lanzamiento orbital con este cohete, se produjo un accidente en la rampa de disparo que hizo saltar la carcasa de proa, causando el retraso del disparo en varias semanas.
    En 2005 se llevaban lanzados 7 unidades de las que falló la última (octubre de 2005) al no separarse la segunda y tercera fases (llevando al satélite Cryosat).
    Existe además un proyecto de cohete derivado en paralelo del SS-19 Stiletto con el Rockot llamado Strela (flecha), para satelizar cargas un poco más pequeñas, de 1,6 Tm en órbita de 200 o 300 Km de altura. Su peso sería de 106 Tm al partir. Fue lanzado operativamente por vez primera el 27 de junio de 2013 con éxito.

                            - DNEPR.

       Cohete astronáutico resultado de la readaptación de los antiguos misiles estratégicos soviéticos SS-18 Satán; también es llamado Dnieper, 15A18, R-36MU, 15A18, RS-20 e Ikar. Comercializado por el consorcio rusoucraniano ISC Kosmotras y en colaboración con la Thiokol norteamericana. El cohete tiene 34,3 m de altura, 3 de diámetro, un peso total de unas 211 Tm. Su costo viene a ser de 10 millones de dólares en 1994. Es capaz de satelizar cargas de 3,7 Tm en órbita de 250 Km de altura. El costo estimado de satelización con este vector es de unos 10.000$ por Kg puesto en órbita.
    La primera fase tiene 22,3 m de altura, 3 de diámetro, 147,9 Tm de propulsante,   UDMH y RFNA, que consume en 1 min 48 seg en 4 motores RD-263 proporcionando un empuje de 461 Tm en el vacío; el impulso específico a nivel de mar era en los primeros motores que utilizó de 270 seg.
    La segunda etapa es de 5,7 m de altura, 3 m de diámetro, y tiene una masa de 47,4 Tm (con la tercera fase), de ellas 36,7 Tm de propulsante, y lleva los mismos que la primera que consume en menos de 3 min en un motor RD-228. Lleva además 4 motores menores RD-0230. El empuje es de 77,5 Tm en el vacío.
    La tercera fase pesa unas 6,3 Tm (con la carga útil), de ellas 1,91 Tm de propulsante. Se enciende a los 4,8 min de vuelo.
    En el lanzamiento, el silo se abre una hora y media antes del instante de la partida. El área se despeja unos 20 min antes del mismo momento de disparo. El momento cero dispara la plataforma de extracción del cohete del silo; es un cilindro con propulsión a base de pólvora que asciende hasta el exterior del silo llevando fuera al cohete. A los 3 seg este cilindro se separa entonces y 1 seg más tarde se enciende la primera fase del Dnepr.
    Su puesta a punto se fijó para el 21 de abril de 1999 con un primer lanzamiento que llevó al satélite británico, el primero disparado con este cohete, UoSat-12.
    En el verano de 1999 se proyectaba el desarrollo de una versión mejorada de este cohete, que debía ser el modelo Dnepr M, cuya principal diferencia seria una fase tercera de mayor potencia para satelizaciones de hasta 2 Tm en órbita baja.
    También se concibió una versión llamada RD-20K basada en el mismo misil SS-18, de 211 Tm de peso inicial, y cuya capacidad de satelización sería de 4 Tm en órbita baja, de 200 Km de altura y órbitas polares. También de 3 fases y 3 m de diámetro máximo, alcanza 34 m de altura.
    A fines de julio de 2009 se llevaban lanzados 13 cohetes de este cohete en su versión comercial de los que había fallado 1. Se lanzaron todos en Baikonur, menos 3 en la base de misiles de Dombarovskiy, Yasniy.

               = RUSIA. SOYUZ 2-1V

    Para sustituir al lanzador Rockot se dispuso en 2007 el desarrollo y la construcción del Soyuz 2-1V, modelo en el que, respecto al tradicional Soyuz, se han suprimido los 4 boosters de la primera fase, a la vez que aumenta de diámetro y lleva ahora un motor NK-33A o 14D15, basado en los antiguos motores del fracasado cohete N-1 de 40 años atrás.  Este cambio sustancial en la configuración del Soyuz le permite ser considerado en la práctica más que una versión del Soyuz como un cohete distinto derivado del Soyuz.
    El propulsante utilizado en tal primera fase, llamada Blok A y 14S5,  es keroseno y LOX que quema en el citado NK-33A de 160 Tm fuerza de empuje (al partir; y más de 176 Tm en el vacío); el impulso específico puede llegar a ser de 331 seg. Además del citado motor dispone de un vernier de control RD-0110R o 14D24, de 2,65 Tm fuerza de empuje y 298 seg de impulso específico.
    La segunda etapa, Blok I, es la misma del Soyuz 2.1b (motor RD-0124 de 359 seg de impulso específico y más de 30 Tm de empuje).
    La  tercera fase es optativa. La primera versión utiliza un Volga, o 14S46, motor creado para sustituir al Fregat, que mide 1,025 m de largo y 3,1 m de diámetro. El Volga tiene 1,79 Tm de peso, de las que 0,89 Tm son de peso en seco, y está dotado de un motor principal 17D64 de 300 Kg fuerza de empuje, y 16 motores menores S5.142 para maniobrar. Consume UDMH y tetróxido de nitrógeno.
    Mide 44 m de altura, 2,95 m de diámetro y pesa al partir unas 160 Tm. Construido por la empresa TsSKB Progress, de Samara, tiene capacidad para satelizar 2,8 Tm en órbita baja inclinada, o bien 1,4 Tm con la tercera fase.
    El primer lanzamiento del Soyuz 2-1V/Volga tiene lugar con éxito el 28 de diciembre de 2013 en Plesetsk, donde se adaptó una rampa para el mismo.


                = RUSIA. ANGARA.

    Cohete creado en los años 90, comenzando su desarrollo en agosto de 1994, aunque se aprobaría el 6 de enero de 1995, e inicialmente concebido para disponer de 5 versiones de distinta potencia que deberían, conforme a los planes iniciales, estar disponibles a partir del 2001. A mediados de 1999 se diseñaron 19 posibles modelos de este cohete, pero todos utilizando una primera fase URM, módulo de cohete universal, con motor RD-191M, versión del RD-170, de LOX y keroseno. Su disparo se realizaría en las instalaciones dedicadas hasta entonces al Zenit y viene a sustituir, según su configuración, a los Cosmos 3M, Ciclon 3, y en versiones 4 y 5 a los Proton K y M y al Zenit 2; los motores serían los creados para el Zenit.    
    La idea era lanzar el Angara desde Plesetsk para no depender del territorio del Kazakstan (Baikonur), e incluso desde Svobodnyy. Su capacidad en principio satelizaría cargas de 26 Tm a 200 Km de altura o 4,5 Tm en órbita geoestacionaria.
    El cohete en su configuración inicial de desarrollo se concibe con 42,6 m de altura, 3,9 m de diámetro y 12 m de envergadura, pesa 592,4 Tm y tiene un empuje de 769,88 Tm al lanzamiento. La primera fase es de 22,5 m de altura, 3,9 m de diámetro, 500 Tm de peso, de ellas 40 Tm de peso en seco, 834 Tm de empuje en el vacío, 3 min de funcionamiento, 311 seg de impulso específico a nivel de mar, propulsantes LOX y keroseno, y 4 motores 11D520; este motor, también llamado RD-171, fue desarrollado entre 1973 y 1985, mide 3,6 m de altura, 1 m de diámetro y 2.189 Kg de peso.
    La segunda etapa es de 16 m de altura, 3,9 m de diámetro, 75 Tm de peso, de ellas 9 Tm de peso en seco, 200 Tm de empuje en el vacío, 3 min 45 seg de funcionamiento, 352 seg de impulso específico a nivel de mar, propulsantes LOX y LH, y 1 motor 11D122A; tal motor tiene los caracteres del 11D122 visto en el cohete Energia.
    La tercera fase es un Proton KM-4 Briz M de 4,1 m de largo, 2,6 de diámetro, 17,4 Tm de peso, de ellas 2,37 Tm de peso en seco, 8,6 Tm de empuje en el vacío, 10 min 20 seg de funcionamiento, 355 seg de impulso específico en el vacío, propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno, y 1 motor Briz; este motor, que mide 2,5 m de diámetro, se usa también en el Rockot 3 y Soyuz, y fue puesto en servicio en 1994.
    Los Angara 4 y el 5 se planificaron para llevar una segunda etapa de propulsante líquido criogénico KVRB. Del modelo 4 se pergeñan a su vez versiones 4B y 4E. Una de las versiones es denominada Orel.
    Para la comercialización de este lanzador, la Lockheed Martin americana y la rusa Khrunichev crearon la International Launch Services.
El primer modelo, el Angara 1.1, debía ser puesto a punto en 2001 para sustituir al Rockot, pero problemas técnicos y económicos para la adaptación de rampas en Plesetsk lo retrasan a 2003.
    En el verano de 2001 se probó por parte de la compañía NPO Energomash en ensayo estático un nuevo motor RD-191 derivado del RD-180 y aun antes del RD-170 y RD-171 utilizados en los Zenit y también en el Energia. Tal motor tiene una cámara única de combustión en la que quema keroseno y LOX; el empuje previsto a desarrollar con el mismo es de 196 Tm, graduable entre el 30 y el 100 %. El 28 de agosto de 2001 se hizo una prueba estática del motor RD-191 durante 10 seg.
    El 9 de julio de 2014, luego de varios años de estancamiento del proyecto por cuestiones económicas, se lanza en vuelo suborbital en el complejo 35 de la base de Plesetsk un Angara para probar sus motores; la rampa utilizada fue originalmente hecha para el cohete Zenit, pero no se llegó a usar. La versión lanzada se denomina Angara 1.2PP. El cohete subió hasta los 189 Km de altura llevando una maqueta como peso simulado sobre la segunda fase; caería 21 minutos más tarde sobre la península de Kamchatka.
    Esta prueba supone la reanudación del desarrollo del cohete, contemplando ahora que las dos versiones aprobadas en tal momento, la 1.2 y la A5, compuestas a base de distintos módulos URM, fases de keroseno y LOX, tuvieran la 1.2 una fase primera URM-1 y una segunda URM-2, y la A5 cinco URM-1 para primera y segunda fases y un URM-2 para tercera etapa.
    El URM-1 utiliza un motor RD-191 de NPO Energomash, de 2,2 Tm de peso y 196 Tm de empuje a nivel de mar (212,6 Tm en el vacío) que tiene un impulso específico de 311,2 segundos; el motor citado mide 3,78 m de alto por 2,1 m de diámetro. El peso del Angara 1.2 asciende a 171 Tm al partir, en tanto que el Angara A5 llega a 773 Tm. La principal empresa contratista es Khrunichev.
    El URM-2 emplea un motor RD-124A de la empresa KBKhA, ya utilizado en el cohete Soyuz 2, y lleva 4 cámaras de combustión, tiene un empuje de 294,3 kilonewtons, siendo el impulso específico de 359 seg. 
    Con todo, la versión Angara 1.2 se planifica para satelizar en órbita baja de unos 200 Km de altura y 63º de inclinación una carga de 3,8 Tm desde Plesetsk. El Angara A5 en cambio podría satelizar 24,5 Tm en la misma órbita, o bien enviar 5,4 Tm a una órbita geoestacionaria con ayuda complementaria de una fase Briz-M, por ejemplo. 
    Se piensa en la versión 1.2 para sustituir al cohete Rokot en disparos militares y en la A5 para suplantar al Proton y al Zenit.
    En 2014 están planificados también, pero sin aprobar, las versiones Angara A3 y Angara A7, cuya respectiva capacidad sería para satelizar cargas de 14,6 y 40 Tm; el modelo A3 estaba cancelado porque era de las mismas características que el Soyuz.
    El 9 de julio de 2014 se disparó en Plesetsk un Angara 1.2 de prueba en vuelo suborbital que alcanzó los 189 Km de altitud. Llevaba la fase primera URM con motor RD-191 y la segunda URM-2.
    El 23 de diciembre siguiente (2014) se lanza el primer Angara A5 con una tercera fase Breeze M y lleva un satélite simulado para probar todo el cohete. Del Angara A5 se probaron con éxito los 5 cuerpos de la fase inferior con un motor RD-191 cada uno y una segunda etapa con motor RD-124A.



                = RUSIA. POLYOT

    Sistema réplica del Pegasus americano de varias empresas rusas y ucranianas y la Air Launch Corp para poner en órbita baja cargas de 3,5 Tm con un costo inicialmente previsto en 6.000 $ por Kg de carga satelizada. El cohete propiamente dicho es dos fases de propulsante líquido, LOX y Keroseno, un peso total de unas 100 Tm, un longitud de 31,5 m y un diámetro de 3 m. La primera fase lleva un motor NK-33, derivado del antiguo cohete lunar N-1. El motor de la segunda etapa es un 11D58MFD, derivado del Bloque DM de los Proton. El avión portador del cohete es un Antonov 124AL Ruslan y su carga, el cohete, es soltado sobre los 10 Km de altura en vuelo. Entonces, el cohete abre un paracaídas para sostener la caída y a continuación enciende la primera fase.
    El proyecto se inició en 1997 y entonces se esperaba el primer lanzamiento para 2002, cosa que no se lograría. En 2001, la empresa rusa Vozdushny Start buscaba apoyo de capital árabe para desarrollar este sistema de lanzamiento.


                = RUSIA. AURORA

    Impulsor comercial proyectado en 2001 para lanzar desde la Isla Christmas, de Australia, tras su prueba en Baikonur, y pensado entonces construir por las empresas KB Obschego Mashiostroeniya, la RKK Energia y la TsSKB Progress. De 3 o 4 fases de propulsantes líquidos LOX y keroseno. Con 3 fases para satelizar cargas de 12 Tm a una órbita baja y con 4 para llevar a una órbita geoestacionaria hasta 4,35 Tm.
    El cohete, basado en el Soyuz U, lleva 4 boosters con motor RD-107A. La fase central utiliza un motor nuevo, el NK-33 (originalmente del N-1 lunar), y respecto al Soyuz utiliza tanques con 50 Tm más de propulsante. La fase segunda es el Bloque E con motor RD-124 que usan los Soyuz. De llevar una cuarta fase es una Korvet con motor 11D58MF. Pensado lanzar a partir de 2003.

               =  RUSIA. BAIKAL

Cohete de propulsantes líquidos LOX y keroseno de 196 Tm de empuje inicial, pensado como fase primera o booster de otros, y llevando motor RD-191 usado en el Angara. Tiene la particularidad de llevar un reactor atmosférico de 5 Tm de empuje para facilitar el regreso en seco del cohete tras su actuación y poder aterrizar de forma automática en una pista de la propia base de partida. De tal modo, con su carácter reutilizable, se buscaba abaratar los costes de lanzamiento. El proyecto fue presentado en Occidente por los rusos en junio de 2001 en Le Bourget.

                = RUSIA. ONEGA

Planificado en 2002, los rusos optaron por crear sobre la base del Soyuz un nuevo cohete para lanzamientos desde Plesetsk con las mismas finalidades de aquel lanzador desde Baikonur (que pertenecía al Kazakstan tras el desmembramiento de la URSS). Una de las mejoras introducidas sería la fase 3, de mayor rendimiento. La previsión de su primer disparo se fijó entonces en 2005, cosa que no se cumpliría puesto que entonces aun se estaban haciendo planes sobre el mismo y pensaban utilizarlo en el disparo de un nuevo tipo de nave espacial, la Klyper.

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    En los 2000 se proyectaron también los cohetes basados en la familia Angara Yenisey y Neva, el primero para lanzar desde Svobodnyy y Plesetsk y el segundo solo desde Plesetks.
    El Yenisey se concibe sobre el Zenit y su peso sería de 650 Tm. Podría llevar 18 Tm a una órbita de 200 Km de altura y 63º de inclinación.
    El Neva, de 2 etapas, más la tercera y cuartas del Angara, pesaría 140 Tm y podría llevar 4,1 Tm a 200 Km de altura orbital y 90º de inclinación. Sería el primero con propulsantes totalmente a base de LOX y LH.

                = USA.  VANGUARD.

CARACTERÍSTICAS: Fases....................      3      
                 Altura...................     19,6   m
                 Diámetro.................      1,15  m
                 Peso total...............     10    Tm
                 Empuje...................     12,6  Tm
                 Propulsantes............. LOX-RP‑1, UDMH-WFNA
                 Carga útil a satelizar...     45    Kg
                 Programas................ Vanguard.   

    Es uno de los primeros cohetes americanos, por supuesto en servicio solo en los primeros años. Pertenecía a la US Navy y deriva del Redstone. Fue empleado en el programa de igual nombre para el disparo de algunos satélites. El Vanguard (Vanguardia), el que se pretendió que fuera el primero en lanzar un satélite USA, es del tipo más pequeño de cohetes de la época para la puesta en órbita de ingenios.
    Fueron programados 15 cohetes, 9 de ellos para pruebas y 6 para el lanzamiento de satélites. A tal respecto, su capacidad le permitía llevar una carga útil de unos 22,68 Kg a una órbita de unos 200 Km de altura, pero hubiera podido llevar 45 Kg a menor altura.
    Medía en total 19,6 m de altura, 1,15 m de diámetro, pesaba 10,04 Tm y tenía un empuje al partir de 12,63 Tm. De sus 3 fases, las 2 primeras eran derivadas de la V‑2. El cohete tenía un costo unitario de unos 5.660.000 $.
    La primera fase era un cohete Viking avanzado, también llamado propiamente Vanguard, de 12,2 m de largo y 1,15 m de diámetro que pesaba 7.661 Kg, de los que 811 Kg eran de peso en seco. Funcionaba con keroseno y LOX con un motor General Electric X‑405 con regulador para oscilaciones en la tobera; disponía de bombas, 2 depósitos de helio, agua oxigenada, el tanque de LOX que era la mayor pieza del cohete, etc. Producía más de 13,7 Tm de empuje en el vacío y el tiempo de funcionamiento era de 2 min 25 seg; el impulso específico era de 248 seg. El motor X-405, puesto en servicio en 1957, pesaba 191 Kg.
    Su segunda fase era un avanzado Aerobee, más tarde Delta A usado en el cohete del mismo nombre, que medía 5,4 m de longitud, 80 cm de diámetro y pesaba 2.164 Kg, de los que 694 eran de peso en seco. Tenía un motor AJ10-118 que producía 3,45 Tm de empuje funcionando con UDMH y WFBA durante 1 min 55 seg; tal motor tenía un impulso específico de 271 seg y pesaba 90 Kg. Sobre la fase viajaba un piloto automático. Otros compuestos o elementos que se empleaban en ayuda para el funcionamiento eran agua oxigenada y helio.
    El tercer cohete, llamado Vanguard 3 o GCRC, medía 2 m de larga, 50 cm de diámetro, 210 Kg de peso, de ellos 179 de propulsantes sólidos hipergólicos, y tenía un empuje de 1.045 Kg y un tiempo de funcionamiento de 31 seg; el impulso específico era de 210 seg a nivel de mar. El costo de la fase fue de 500.000 $.
    En el plan de vuelo previsto para este cohete figuraba que a los 10 seg de la partida el cohete estaría a 1 Km de altura, marchando con una velocidad de 789 Km/h. La primera fase Viking dejaba de funcionar a los 2 m 25 seg y a 58 Km de altura, adquiriendo para el resto una velocidad de 1.500 m/seg para separarse a continuación; ocurría ello sobre la vertical de un punto distanciado 451 Km del lugar de partida. La segunda etapa Aerobee funcionaba hasta los 4 m 30 seg después, a 230 Km de altura sobre un punto a 320 Km de la base de lanzamiento. La velocidad lograda era ahora de 4000 m/seg. Luego, el cohete describía una trayectoria balística con el motor apagado por espacio de unos 4 minutos. Al cabo de este tiempo entra en acción la 3ª fase, tras haber disminuido la velocidad a 3.806 m/seg.
    Posteriormente, se alcanzaba la altura de 450 Km, siendo apagada ya la etapa sobre una nueva velocidad lograda de 7.600 m/seg. Y esto ocurría entre los 11 o 12 minutos del disparo en tierra. Así se adquiría una velocidad adecuada a la altura, para dejar allí al satélite.
    Entre el 23 de octubre de 1957 y el 18 de septiembre de 1959 se lanzaron 12 Vanguard, de los que fracasaron 8; la primera de las pruebas fue suborbital.

                             ‑ VIKING.

    Creado para el NRL Laboratorio de Investigaciones Navales y en un principio pensado llamar Neptuno, el Viking fue derivado en sus primeros modelos de la V‑2 por la Martin Co. al que debía sustituir en las pruebas de vuelos suborbitales; entonces, el cohete tenía 9,5 Tm de empuje, funcionando con 5,5 Tm de LOX y alcohol.
    Las primeras pruebas de puesta a punto del Viking comenzaron el 11 de marzo de 1949, en ensayos estáticos. El Viking 1 fue lanzado el 3 de mayo de 1949 y alcanzó 80 Km de altura llevando 100 Kg de carga útil, pero posteriormente otro de ellos alcanzaría hasta 225 Km con una carga útil de alrededor de los 400 Kg.
    En total se construyeron 14 unidades de las que una falló en un ensayo estático de propulsión por rotura de un dispositivo de sujeción y se llegarían a lanzar 12 en 5 años, destinándose a investigaciones de la ionosfera, fotografía desde alturas, rayos cósmicos, etc. El último fue lanzado el 15 de febrero de 1955.
    Precedió al Vanguard en su desarrollo y aplicación, pues más tarde, un Viking perfeccionado sería la primera etapa del este lanzador Vanguard. En realidad, ya el Viking 13 y 14 fueron destinados al ensayo Vanguard.
    El Viking, cuyo costo en 1958, era aproximadamente de 300.000 $, pesaba 6,8 Tm, medía 13,7 m de longitud, 1,14 m de diámetro, y funcionando durante 1 m y 45 seg, alcanzaba una velocidad de 8.000 Km/h como máximo.
    Los Viking (Vikingo) actuaron también como cohetes sonda y llegaron a enviar las primeras fotos donde se aprecia la curvatura de la Tierra, dada la altura de la toma. Su destino era la investigación meteorológica y geodésica.

                             ‑ AEROBEE.

    El Aerobee (Abeja aérea) sirvió, ligeramente variado, con fase para algunos cohetes como el Vanguard del que constituye la segunda fase. Este cohete era normalmente un cohete‑sonda estratosférico que servía para la exploración de la atmósfera superior, pudiendo llevar 34 Kg de carga útil a 120 Km de altura con 2 etapas. En 1949, ya alcanzaba 100 Km logrando datos y fotos. Llegaría a llevar incluso seres vivos, ratones y monos (los macacos del tipo Rhesus).
    Desarrollado paralelamente al Viking con quien es de los más antiguos cohetes USA, fue construido sobre la base del WAC Corporal por las empresas Aerojet General y la Douglas Aircraft para la US Navy, para el proyecto inicial Venus que comprendía 46 cohetes a construir. El primer lanzamiento se ejecutó el 14 de noviembre de 1947 en White Sands y llega entonces a alcanzar 58 Km de altura.
    Inicialmente de propulsante sólido, luego de una readaptación, funcionó con ácido nítrico y UDMH en su primera fase; estaba además dotado de booster. En total, el cohete en sus distintos modelos llegará a funcionar con ácido nítrico, keroseno, anilina y propulsante sólido. Para presionar los ergoles fue usado helio. El lanzamiento era efectuado en una torre‑rampa de 43 metros de alta que hacía de guía y era graduable en su inclinación.
    De los diversos modelos derivados del original, que tenía 500 Kg de peso, 1,8 Tm de empuje, 68 Kg de carga útil, 130 Km de alcance, 5 m de longitud, 38 cm de diámetro y 32 seg de funcionamiento, aparecieron varios Aerobee más capaces como el Aerobee Hi que fue proyectado en 1952 por la Aerojet para la USAF y la USN; esta última dispuso de un particular modelo RV‑N‑136. El Aerobee Hi era más pesado, con altura de 6,5 m, funcionaba durante 52 seg y alcanzaba una altura de 270 Km, pero su empuje era parecido y la carga útil no se aumentó más que 2 Kg.
    Existieron también los modelos Aerobee 100, de propulsante líquido y sólido, 1500, 150 A, 300 y 350. El 1º y 3º llevaban motor AJ10‑102 de 1,17 Tm de empuje y el marcado como AJ11‑21 de 1,85 Tm, respectivamente. El cuarto modelo podía llevar 23 Kg a una altura de 480 Km.
    De los diversos tipos de Aerobee 150, se capacitó para llevar 75 Kg de carga útil a 240 Km de altura, o 200 Kg a 120 Km. El Aerobee 300, de 10,2 m de longitud, podía elevar 25 Kg a 400 Km y el Aerobee 350, de 15,86 m de alto, ascendía a 450 Km con una carga útil de 70 Kg, o 227 Kg a 322 Km. En este último caso el motor era de propulsante sólido en tanto que las otras 2 versiones, 300 y Hi, eran de propulsante líquido.
    Al lanzamiento original Aerobee se desprendía el booster que funcionaba durante 2,5 seg, acelerando en 50 g al resto que actuaba 34 seg.

                = USA.  REDSTONE.

CARACTERÍSTICAS: Fases......................      1            
                 Altura.....................     21     m 
                 Diámetro...................      1,78  m 
                 Peso total.................     28,44  Tm
                 Empuje.....................     37,46  Tm
                 Propulsantes...............  LOX‑Alcohol
                 Carga útil a satelizar.....  Suborbital 
                 Programas..................  Mercury, Sparta, Wresat.



    El Redstone (Piedra roja) que tomó el nombre del arsenal de Alabama donde fue iniciado el proyecto bajo diseño derivado de la V‑2, desarrollado entre 1952 y 1955 por Von Braun, fue puesto en servicio en el año 1956 y pasó a pertenecer a la US Army como misil tierra-tierra. También denominado Júpiter A y oficialmente SMA‑14, M8 y PGM-11A, no era capaz de situar cargas en órbita y realizaba solamente vuelos suborbitales; en principio se llamó Hermes C-1. Su alcance límite se cifró en caso del Redstone 2 en los 2.400 Km, con una velocidad tope de unos 7.000 Km/h. A finales de JUNIO de 1961, de un total de 45 lanzamientos en 8 años de ensayos militares, había registrado 41 éxitos.
    Su vinculación al programa espacial americano se sitúa en el programa Mercury. En el mismo fue empleado modificado en varias ocasiones para lanzar cápsulas Mercury, tripuladas en dos ocasiones, en vuelos suborbitales. Por lo demás, se lanzaron 9 Redstone desde Woomera (Australia) para el programa Sparta. Entre este último programa y el anterior, más un disparo del Wresat 1 también desde Woomera, en total se lanzaron 16 cohetes entre 1960 y 1967 registrando 2 fallos. Su costo se estimó en 4,93 millones de dólares.
    El Redstone medía 17,6 m de altura (21 m en el modelo final), 1,78 m de diámetro, pesaba entre 27,67 y 28,44 Tm, de ellas 25,32 de propulsante, y usaba en su motor Rocketdyne A-6 como propulsante LOX y alcohol en una cantidad que llenaba casi dos camiones cisterna; el motor A-6 pesaba 658 Kg. El empuje era de 37,46 Tm, el tiempo de funcionamiento de 2 min 35 seg y el impulso específico de 235 seg a nivel de mar.
    El Redstone‑Mercury tenía una altura de 25,9 m, incluido el sistema de escape, pesaba 32 Tm y disponía de un empuje de 35.375 Kg. La carga útil que transportaba era de alrededor de 1 Tm. Solo la cápsula Mercury pesaba 907 Kg. El número de medidas telemétricas del cohete era inicialmente de 116.
    El tipo de motor del cohete Redstone sirvió además como base para la primera etapa del Júpiter C.

                = USA.  LITTLE JOE.

    El Little Joe (Pequeño José; o sea, algo así como Pepito) fue posiblemente el más pequeño de los cohetes usados en las pruebas espaciales y no solo ya americanas, y carecía de capacidad de satelización. Construido por la North American Aviation que lo realizaría tras proyectarlo en 1958 el centro Langley de la NASA.
    Fue concebido y empleado para los ensayos iniciales de corto alcance del programa de vuelos tripulados de los Mercury. En tales pruebas, era lanzado acoplado a una cápsula que, no obstante, dado el carácter investigador y preliminar del proyecto, no fue nunca tripulada salvo por monos.
    El cohete, junto a la cápsula y su sistema de escape, medía inicialmente 16,76 m de longitud y sin tal sistema y cápsula, poco más de 8 m. Su diámetro era de 2,03 m en el cuerpo y un máximo de poco más de 6 m en los alerones, de los que disponía 4 de gran tamaño que elevaban el motor, en reposo, en 1,8 m.
    Su peso era de unas 18,14 Tm de los que unos 1.800 Kg era su carga útil. Funcionaba con propulsantes sólidos con 2 grupos de motores. Su alcance era de solo unas decenas de Km, logrando una velocidad de unos 1.850 Km/h. En altura podía lograr los 160 Km en trayectoria suborbital. Los 4 motores Thiokol Castor tenían 24.948 Kg de empuje y actuaban en 25 seg y los 4 Thiokol Recruit disponían de un empuje de 14.969 Kg y funcionaban durante solo 1,5 seg. Al actuar, primero lo hacían 2 Castor y los 4 Recruit, desarrollando 109,77 Tm; el resto actuaba 20 seg después.
    El primer lanzamiento LJ ocurre el 21 de agosto de 1959. Los lanzamientos tuvieron lugar en la estación de Wallops Island y la base de White Sands.
    El segundo modelo, LJ‑II o LJ Senior, se desarrolló desde el 7 de junio de 1961 para el programa Apollo en sus pruebas preliminares. Ensayado en White Sands por vez primera el 28 de agosto de 1963, su realización concluiría en 1966.
        Construido por la empresa Convair División de la compañía General Dynamics, en su versión II medía 27,13 m de largo (10 m sin la carga útil), 3,94 m de diámetro (correspondiente al de diámetro de la cápsula Apollo), pesaba en total de 25 a 63 Tm, y disponía de 3 grupos de cohetes de propulsante sólido, de 4, 2 y 1 unidades de tipo Algol 1‑D Aerojet, de un empuje aproximado de 54,4 Tm cada cual. Podía elevar unas 12,5 Tm a 35 Km de altura con un empuje total de 1.350 kNewtons.

                = USA.  CALEB.

    A fin de desarrollar programas militares, desde la base de lanzamiento de Inyokern se lanzaron entre 1960 y 1962 en total 5 cohetes Caleb, de los que fallaron 3; el éxito de uno de ellos no pudo ser confirmado. Estas pruebas fueron mantenidas en secreto durante décadas.
    El modelo de cohete Caleb habría podido satelizar cargas de 7 Kg en órbita de 500 Km de altura. Tenía 4 fases ayudadas por un acelerador, 60 cm de diámetro y 9,5 Tm de peso total. El acelerador era un reactor y tenía 13,9 m de altura, 4 m de diámetro, 10,2 m de envergadura, 8,16 Tm de peso, de ellos 1.313 Kg de keroseno que quemaba en un reactor durante 50 min. La primera fase era un cohete NOTS que tenía 1 Tm de peso, con 194 Kg de peso sin el propulsante sólido que era quemado en 34 seg creando un empuje en el vacío de 5,44 Tm. La segunda fase era un motor X-248 de 267 Kg de peso, de las que 244 Kg eran el peso del propulsante sólido; funcionaba durante 39 seg y aportaba un empuje de 1,4 Tm en el vacío. La tercera fase era una NOTS 3 de 35 Kg de peso, de ellas 29 Kg de propulsante sólido, que actuaba durante 25 seg creando un empuje de 231 Kg en el vacío. La cuarta etapa era una NOTS 4 de 5 Kg, 4 de ellos de propulsante sólido, y actuaba solo durante 3 seg con un empuje en el vacío de 72 Kg.
    Los lanzamientos se hicieron en las fechas del 28 de julio y 24 de octubre en 1960, 5 de octubre de 1961, y 26 de marzo y 26 de julio de 1962, los 3 últimos con cargas Hi-Hoe.

                            - NOTS

    La Marina hizo también lanzamientos aéreos de cohetes NOTS desde la base de China Lake e Inyokern para pruebas  de armas entre el 4 de julio y el 28 de agosto de 1958. En total se hicieron 10 disparos fallando todos; de tales, 4 se hicieron en la primera base y 6 en la segunda.
Cohete NOTS es de propulsante sólido y desarrollado dentro del llamado proyecto Pilot. También denominado NOTSNIC llevaba 2 motores HOTROC con 12,9 Tm de empuje total en una primera fase que se consumía en solo 5 seg. Unos 12 seg más tarde se activaba la fase dos, otros dos motores HOTROC. Una tercera fase de un motor ABL-X241 actuaba luego durante 36 seg proporcionando 1.235 Kg de empuje. Por último, la cuarta fase se quemaba en 5,6 seg aportando un empuje de 525 Kg. La carga útil llevaba también un pequeño motor para alcanzar la órbita definitiva y su peso era de solo 1 Kg, sin contar aquél.
Se lanzaba desde un avión Skyray, bajo cuya ala izquierda viajaba hasta su activación, en vuelo al sobrevolar la zona de Point Mugu a 12,5 Km de altitud y tras despegar en Inyokern. La velocidad al momento de la suelta era de casi Mach 1.

                = USA.  JÚPITER C.

CARACTERÍSTICAS: Fases......................       4    
                 Altura.....................      19,6  m
                 Diámetro...................       1,78 m
                 Peso total.................      29    Tm
                 Empuje.....................      37,6  Tm
                 Propulsantes............... LOX‑Hydyne y sólidos.
                 Carga útil a satelizar.....      17    Kg
                 Programas..................  Explorer.



    El Júpiter C, que tiene su precedente en el Júpiter A o Redstone, es también uno de los primeros cohetes USA. También denominado Juno I, pertenecía a la US Army, aunque más tarde se transfirió a la USAF y se constituyó en un IRBM, cohete de medio alcance, en su momento, recibiendo el nombre militar de SM‑78. Desarrollado a partir de la propuesta de 1 de julio de 1955 a la Chrysler por y bajo la dirección de la ABMA y von Braun y su equipo, tenía en su versión militar un alcance de 3.180 Km, una altura de 19 m, unas 30 Tm de peso, 42,4 Tm de empuje, y una carga útil nuclear.
    Fue empleado para colocar en órbita el primer satélite artificial USA y luego, en versión militar modificada, algunos satélites de la serie Explorer. Se realizaron en total 9 disparos entre 1956 y 1958, de ellos 6 astronáuticos, de los que falló en 3. El primer lanzamiento se efectuó el 20 de septiembre de 1956 con una cuarta fase con peso muerto que bien pudo haber sido real y constituir el primer satélite artificial de la historia. En el ensayo se alcanzó en vuelo suborbital la altura de 1.259 Km. Dejó de ser operativo en octubre de 1958. Su capacidad le autorizaba a llevar una carga útil para satelizar de casi 15 Kg, cosa que era más bien poco. El número de medidas telemétricas del cohete era al principio de 215.
    Estaba constituido por 4 etapas, siendo la altura total de 19,6 m, y tenía 1,78 m de diámetro, 4,2 m de envergadura, un peso inicial de 29,06 Tm, y un empuje en la primera fase de 37,63 Tm.
    La primera fase era el Jupiter C propiamente dicho, derivado del Redstone, con una altura total de 17,5 m, un diámetro de 1,78 m, un peso de 28,43 Tm, un peso en seco de 3,89 Tm, siendo el resto el propulsante LOX e Hydyne que quemaba en un 1 motor A-7 durante 2 min 35 seg proporcionando, con impulso específico de 235 seg a nivel de mar, un empuje en el vacío de 42,44 Tm. El motor A-7 tenía 658 Kg de peso, 1,8 m de diámetro y voló por vez primera en 1956.
    La 2ª, 3ª y 4ª fases estaban formadas respectivamente por agrupaciones de cohetes Sergeant de propulsante sólido: 11 cohetes que pesaba 462 Kg y tenían un empuje total de 7,48 Tm en el vacío; 3 cohetes que pesaban 126 Kg y tenían un empuje total de 2,04 Tm en el vacío; 1 cohete que pesaba 42 Kg y tenía un empuje de 680 Kg en el vacío.

                             ‑ SERGEANT.

    El cohete Sergeant (que significa Sargento), oficialmente denominado FAGM‑S, perteneció a la US Army y no fue empleado directamente para lanzamientos espaciales pero diversas versiones suyas han formado parte de algunas fases de cohetes mayores como el referido Juno II y el Júpiter C.
    Sus caracteres estaban fijados en: 1,08 m de altura, 78,5 cm de diámetro, 45 Kg de peso, la mitad de propulsante sólido Thiokol, 6,5 seg de funcionamiento y un empuje de 680 Kg en el vacío; el impulso específico era de 214 seg. Su costo era de 200.000 $.
    Constituido en una sola fase, podía ser dirigido por radio, si bien en principio era inercial. Posteriormente el cohete fue perfeccionado y dispuesto solo militarmente con una dotación de carga útil nuclear, con 150 Km de alcance, velocidad máxima de unos 4.300 Km/h.

                = USA.  JUNO II.

CARACTERÍSTICAS: Fases......................       4  
                 Altura.....................      20,3    m
                 Diámetro...................       2,65  m
                 Peso total.................      55   Tm
                 Empuje.....................      68   Tm
                 Propulsantes............... LOX-Keroseno y sólidos
                 Carga útil a satelizar.....      42    Kg
                 Programas.................. Pioneer y Explorer.


 
   Perteneciente también al ejército de tierra USA, el Juno II se trató en realidad de un modelo de Júpiter C, en creación del MSFC, centro Marshall de la NASA, pero luego fabricado por la Chrysler. El nombre dado al cohete proviene de la mitológica diosa latina esposa del dios supremo Júpiter (correspondiente al dios Zeus de los griegos). No fue muy utilizado para la exploración espacial. Solamente fue empleado para lanzar algún satélite Explorer y un par de sondas Pioneer, la tercera y el cuarta, en total 10 disparos, de los que falló 6, entre 1958 y 1961.
    Medía de 20,3 m a 23,5 m de altura incluida la carga útil. Las 4 etapas que tenía disponían de un diámetro máximo de 2,65 m. El peso total fue de 47.625 Kg a 55 Tm como máximo. El empuje ascendía a 68 Tm en la primera fase. Su potencia le permitía colocar en órbita de 200 Km de altura carga útiles de unos 42 Kg o poco más.
    La primera etapa era un Júpiter con un motor S-3 que tenía 18,3 m de altura, 54,43 Tm de peso, de ellas casi 49 Tm de LOX y RP‑1 que, funcionando durante 3 min 2 seg, proporcionaban un empuje en el vacío de 77,4 Tm; el impulso específico era de 248 seg a nivel de mar y el motor S-3 pesaba 725 Kg. El costo de la fase fue de 7,83 millones de dólares.
    Como en el caso del Júpiter C, la segunda etapa la formaban 11 cohetes Sergeant, la tercera 3 cohetes de estos mismos y la cuarta 1 solo Sergeant; tal modelo Sergeant es el visto en el Jupiter C. El respectivo empuje total en el vacío de las segunda, tercera y cuarta fases, era de 7,48, 2,04 y 0,68 Tm. El lanzamiento era relativamente controlado por el sistema de dotar al cohete de un movimiento de rotación sobre su eje de longitud. Su primer disparo orbital tuvo lugar el 6 de diciembre de 1958.

                = USA.  THOR.

    El cohete Thor, nombre tomado del dios del trueno en la mitología germana, se denominó oficialmente SM‑75 en su carácter militar y se constituyó en un IRBM de la USAF. Su construcción se inicia en 1956 pero no llegó a estar a punto hasta 1960 y se trata de una derivación del Vanguard. Fue retirado años después del ejército pero se continuó con su uso para pruebas espaciales, siendo los últimos modelos evolucionados bajo el nombre de Delta bien poco parecidos a los primeros de los que prácticamente solo llevarán el nombre, dada la perfección que habrían de lograr.
    En realidad, el Thor propiamente considerado no fue un cohete astronáutico sino la primera fase de una serie de ellos que luego serán relacionados. Por ello, no poseía caracteres exactos que lo definieran a largo plazo, como en mayor medida ocurrió también con los Atlas y tantos otros en su natural evolución tecnológica.
    Como cohete único, el Thor o fase DM-19 tenía 18,4 m de altura, 2,44 m de diámetro, 49,34 Tm de peso, de ellas 3.125 Kg de peso en seco, y 68 Tm de empuje inicial y un tiempo de funcionamiento de 2 min 45 seg. Funcionaba con LOX y keroseno que quemaba en un motor principal RL-79.7, con un impulso específico de 248 seg; tal motor pesaba 643 Kg y fue puesto en servicio en 1959. Su alcance primitivo era de 2.400 Km y llegó a ser de aproximadamente 3.180 Km.
    La empresa productora fue la McDonnell Douglas. Se utilizó para 3 lanzamientos ASSET desde Cabo Cañaveral en 1963 y 1964, todos con éxito.

                = USA.  THOR‑ABLE.

CARACTERÍSTICAS: Fases....................      2
                 Altura...................     25    m
                 Diámetro.................      2,4  m
                 Peso total...............     52    Tm
                 Empuje...................     68    Tm
                 Propulsantes............. LOX-Keroseno y UDMH-IWFNA.
                 Carga útil a satelizar...     65    Kg
                 Programas................Explorer, Pioneer, TIROS,
                                               TRANSIT y otros suborbitales.

    El Thor‑Able (TA) fue creado en 1958, dentro ya de la segunda generación de cohetes USA, por el MSFC.
    Fue empleado para lanzar los primeros Pioneer, algún Explorer, TIROS, de comunicaciones de la serie Telstar y sobre todo en los programas de vuelos suborbitales. Fracaso en dos lanzamientos lunares Pioneer. La capacidad del TA le permitía satelizar cargas de unos 65 Kg por término medio.
    El cohete medía 25 m de altura, 2,44 m de diámetro, tenía 51,6 Tm de peso y un empuje en la primera fase de unos 68 Tm. El primer escalón era un Thor con las características vistas en el apartado anterior (Thor).
    La segunda fase era el Able (significa “poder”, “capacidad”), un Vanguard modificado que se constituía en unos de los primeros cohetes norteamericanos de propulsante líquido para etapas superiores. Su peso total ascendía a 2.268 Kg de las que 1,76 Tm correspondían a propulsante hipergólico, y medía unos 6,6 m de longitud y tenía 80 cm de diámetro. Proporcionaba un empuje de 3,54 Tm en tierra y funcionaba durante un tiempo de 1 min 55 seg, con un motor Aerojet, AJ10‑101, de UDMH y IWFNA, que tenía un impulso específico de 240 seg.
    Como cohete, contando también los lanzamientos suborbitales, se dispararon 16 unidades entre 1958 y 1960 de las que fallaron 5. Lanzamientos de satélites o sondas se hicieron con el mismo 7.

                = USA.  THOR‑ABLE‑STAR.

CARACTERÍSTICAS: Fases......................     2
                 Altura.....................    24   m
                 Diámetro...................     2,4 m
                 Peso total.................    52,8 Tm
                 Empuje.....................    68   Tm
                 Propulsantes...............  LOX-Keroseno/UDMH-IRFNA.
                 Carga útil a satelizar.....   150   Kg
                 Programas..................  Transit, Courier, Solrad, 
                                                            Anna, etc.


    El cohete Thor Able Star (TAS) fue puesto a punto por la USAF en 1960, casi paralelamente al Thor Agena, y fue igualmente un lanzador de diversos satélites de aplicaciones, de comunicaciones y los de navegación Transit. Su capacidad para poner cargas en órbita le dada la posibilidad de llevar al espacio hasta 150 Kg a 620 Km.
    Medía en total de 24,25 m de altura, 2,44 m de diámetro, pesaba 52,82 Tm, disponía de un empuje total de 68 Tm.
    La primera fase era un Thor DM-21, distinto a los anteriores, que pesaba menos, 48,35 Tm, de las que 2.948 Kg era de peso en seco. Medía igual diámetro y altura y utilizaba los mismos propulsantes LOX y Keroseno. El empuje era ligeramente superior, 77,56 Tm, y funcionaba el mismo tiempo con un motor Rocketdyne MB-3.1, siendo el impulso específico de 250 seg. El indicado motor pesaba 643 Kg y fue puesto en servicio en 1962.
    La segunda fase era un Able-Star construida por Ramo-Wooldridge y Aerojet-General que pesaba 4,47 Tm, de las que 590 Kg eran de peso en seco, y tenía 5,9 m de longitud, 1,4 m de diámetro, 3.585 Kg de empuje, funcionando con un motor AJ10‑104 de UDMH y ácido nítrico IRFNA durante 4 min 56 seg; el impulso específico era de 210 seg; tal motor pesaba 90 Kg y fue puesto en servicio en 1960. Su costo fue de 5.000.000 $. Esta etapa tenía la posibilidad de ser reencendida en órbita.
    Se lanzaron entre 1960 y 1965 un total de 19 de estos cohetes, con 5 fallos. Su costo fue de 12,83 millones de dólares. También fue llamado Thor Epsilon.

                = USA.  THOR‑AGENA.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      2
                 Altura..................  23-25   m
                 Diámetro................      2,4 m
                 Peso total..............  53-56  Tm
                 Empuje..................     68  Tm
                 Propulsantes............ LOX‑Keroseno y UDMH-RFNA
                 Carga útil a satelizar..      1     Tm
                 Programas...............Discoverer, KH, Nimbus, Echo,
                                          Alouette, Ferret, Explorer,
                                          Solrad, OGO, SERT, Pageos, etc.

    Existieron en su tiempo 3 versiones del cohete Thor Agena, el A (TAA), el B (TAB) y el D (TAD), si bien en 1963 y 1964 hubo una segunda versión del Thor con los Agena B y D. Fueron utilizados entre 1959 y 1972, el primero para lanzamiento de satélites de la serie Discoverer exclusivamente, y el segundo para otros de la misma serie, así como para algunos KH, Ferret, Alouette, Echo, Nimbus y Explorer. El Thor Agena D se usó para lanzar satélites de la serie KH, Ferret, Solrad, OGO, Pageos, SERT, etc.
    La primera fase común a todos ellos fue el Thor original ya visto en el Thor y Thor Able, con un empuje inicial de 68 Tm y un diámetro máximo de 2,44 m. Las distintas fases Agena A, B y D, marcaron la diferencia de los modelos. El Thor Agena, en general, podía llevar 250 Kg de carga útil a una órbita de 1.000 Km, o bien unos 700 Kg a unos 500 Km y hasta más de 1 Tm en órbita menor.
    El Agena fue creado por el MSFC a iniciativa de la USAF y construido a partir de 1956 por la Lockheed. Su primera prueba se realiza con un Thor el día 28 de febrero de 1959 (Discoverer 1); también fue llamado en tal momento Thor Hustler. Su principal característica es que podía ser apagado y reencendido en órbita. Disponía para ello de motores con montaje universal de gran maniobrabilidad con la posibilidad de modificar la orientación, variando el ángulo de los motores o chorros de gas controlado. Podía llegar en órbita a dar la vuelta en el sentido de vuelo. Por ello, se le conferían extraordinarias posibilidades, siendo uno de las mejores 2ª fase de cohetes norteamericanos para la maniobra orbital. Para el control disponía de giroscopios y células fotoeléctricas.

    El Thor Agena A tenía una altura de 23,2 m y peso de 53,13 Tm. La fase segunda Agena A medía 4,7 m de longitud, 1,52 m de diámetro, y pesaba 3,79 Tm, de las que 885 Kg eran de peso en seco. El empuje era de 7 Tm en el vacío y actuaba durante 2 min quemando en un motor Bell 8048 UDMH y RFNA con un impulso específico de 276 seg; tal motor fue puesto en servicio en 1959, medía 2,2 m de alto y pesaba 127 Kg.
    Se lanzaron del mismo 15 unidades entre 1959 y 1960 de las que fallaron 5. Su costo fue de 10,73 millones de dólares.
   
    El Thor Agena B sustituto del anterior medía 25,5 m de altura y pesaba 56,5 Tm en total. La segunda etapa Agena B tenía una longitud de 7,1 m y ello hacia que fuera 2,5 m más largo que el modelo A. Pesaba casi el doble, 7.167 Kg y el empuje era algo superior, 7.258 Kg, 0,258 más que el modelo A. Quemaba iguales propulsantes y el motor era un Bell 8081 que funcionaba durante 4 min; tal motor, puesto en servicio en 1960, pesaba 130 Kg y el impulso específico era de 285 seg.
    Se dispararon de AAB entre 1960 y 1966 en total 44 unidades, de las que fallaron 9. Su costo fue de 13,63 millones de dólares.

    El Thor Agena D medía también 25,5 m de altura y pesaba igualmente 56,5 Tm. La etapa segunda Agena D tenía 7,1 m de altura, 1,5 m de diámetro, pesaba 6.821 Kg, de ellos 673 Kg de peso en seco, utilizaba UDMH y RFNA como propulsantes que quemaba durante 3 min 25 seg en un motor Bell 8096, proporcionando 7,26 Tm de empuje en el vacío.
    Se lanzaron entre 1962 y 1972 un total de 126 de estos cohetes, de los que fallaron 9. Su costo fue de 13,63 millones de dólares.

                = USA.  DELTA.

CARACTERÍSTICAS: Fases..............      3
                 Altura.............  26-36   m
                 Diámetro...........      2,4 m
                 Peso total......... 54-232   Tm
                 Empuje............. 68-359   Tm
                 Propulsantes....... LOX-Keroseno/RFNA-UDMH/Sólidos.
                 Carga útil máxima..      5   Tm
                 Programas.......... Ariel, Intelsat, Echo, TIROS, OSO,
                                    Explorer, Relay, SYNCOM, Pioneer, etc.



    El Thor Delta fue llamado simplemente Delta, y este cohete supone sin duda la más alta cota de la familia Thor por su capacidad y será de lo más usado por la NASA y en general los Estados Unidos para el lanzamiento de satélites propios y ajenos. Se han desarrollado gran número de versiones que se han lanzado tanto en Cabo Cañaveral como en Vandenberg, en California, pudiendo desde la base de Florida aumentar un poco la carga útil para igual configuración dada la mejor posición geográfica en el lanzamiento.
    El Thor Delta (TD) tiene su origen en el Thor de la USAF y ha sido empleado en sus sucesivas y evolucionadas versiones para lanzar ingenios no solo norteamericanos, sino además británicos, español y, en general, europeos del ESRO, etc., así como ingenios interplanetarios Pioneer. Participó en los programas TIROS, Ariel, Echo, Explorer, Relay, OSO, Early Bird, Iridium, GPS, etc., quedando como uno de los lanzadores competitivos comercialmente en el mundo desde finales de los años 80. También la NASA lo ha venido utilizando.
    Fue creado por el Centro Goddard y desarrollado por la Douglas, previo contrato en 1959 para hacer una docena de ellos, comenzados a construir en tal año. El primer lanzamiento se efectuó el 13 de mayo de 1960 pero fracasó.
    Dadas las distintas versiones y sus fases, fueron apareciendo en denominación con siglas TAD, TAID (el cual mejorado el Delta se llama TAIT‑D), LTT, y LTTAD‑D, los modelos TALT‑D y TALT‑T, respectivamente Delta y Thor de empuje aumentado y tanques alargados, y el TAT, Thor de empuje aumentado. Fueron a la vez llamados sucesivamente modelos D, E, etc.
    La capacidad de este cohete sobre otros de otras familias fue su facilidad para volverse a encender y actuar en órbita, llevando una carga útil de varios satélites, normalmente dos o tres, aunque podían ser más, y los que era posible dirigir cada uno a su órbita prevista y distinta. De tal modo, se constituyó en uno de los cohetes más seguros y fiables. Entre 1964 y 1969 se pasó de los modelos D a M, a llevar sucesivas cargas útiles de 104, 150, 263, 356 y 454 Kg. Posteriormente aumentó la misma con otros modelos.
    También estuvo en estudio el modelo llamado Delta Barbarian, contemplado para lanzar cargas de 45,4 Tm a 300 Km de altura para el proyecto SDI, también conocido por “La guerra de las galaxias” propuesto en los 80 por el entonces Presidente Reagan. El cohete no fue desarrollado.
    En los primeros 177 lanzamientos Delta en total solo fallaron 11, llegando a lanzarse consecutivamente sin fallo 43 (desde 1977); entre 1977 y 1995 se hicieron 93 disparos y solo falló uno. Entre 1960 y 1982 el total de modelos Thor Delta distintos disparados asciende a nada menos que a 34. Con la llegada por entonces, en 1982, del Shuttle su uso empezó a decrecer, con una importante disminución de disparos entre los años 1985 a 1988, pero a partir del siguiente año, en que hizo un contrato de 20 operaciones, volvió a su uso intensivo. Y así, el desarrollo sucesivo aun llevó a la creación de otros nuevos modelos Delta, todavía más capaces.

                            - THOR DELTA

    El primer modelo de la serie fue el Thor Delta o simplemente Delta, de 3 fases,  y tenía 26,1 m de altura, 2,44 m de diámetro, 49,34 Tm de peso y 77,36 Tm de empuje. Su capacidad le permitía enviar 45,4 Kg a una órbita geoestacionaria o bien 272,4 Kg de carga útil a una altura de 370 Km. Su costo fue de 7,27 millones de dólares.
    Fue la versión comercial del Thor militar y la primera fase DM-19 es la misma (véase el Thor inicial).
    La etapa segunda era un Delta 104 que pesaba 4,47 Tm, de las que 590 Kg eran de peso en seco, y tenía una longitud de 5,9 m, un diámetro de 1,4 m, y un empuje de 3,58 Tm. Llevaba un motor AJ10-104 que quemaba UDMH y RFNA durante 4 min 56 seg; el impulso específico era de 278 seg. Tal motor AJ10-104, también usado en el Able-Star, pesaba 90 y fue puesto en servicio en 1960. El costo de la fase era de 1,74 millones de dólares.
    La tercera fase era una Altair 1 de 1,8 m de longitud, 50 cm de diámetro, 238 Kg de peso, de propulsante sólido, 1,27 Tm de empuje, 233 seg de impulso específico y 38 seg de funcionamiento; el motor de la etapa era un Allegany Ballistics Laboratory X‑248, derivado de la tercera fase del Vanguard
    El primer modelo TD, del que se lanzarían una primera tanda de 12 unidades con 1 solo fracaso entre 1960 y 1962, actuó hasta 1996 con un total de 27 disparos.

                            - DELTA A, DELTA B, DELTA C

    A partir de 1962 se desarrolló el nuevo TD algo más potente, también llamado Thor Delta A, B y C de potencia aumentada, siendo la capacidad de los dos primeros modelos para llevar 68 Kg a una órbita geoestacionaria y la del modelo C para llevar 81,6 Kg o bien 408 Kg a 370 Km de altura; este último se desarrolló a partir de 1963.
    El empuje inicial, de 68 Tm, y el diámetro de 2,44 m del cohete era igual en los 3 modelos. La primera fase común en todos ellos fue un Thor DM-21, distinto al del modelo Delta anterior y que fue el usado en el Thor Able-Star (para más información véase el apartado de este cohete).

    El Delta A tenía una altura de 25,6 m y un peso total a la salida de 50,75 Tm. Su costo fue de 9,59 millones de dólares y se utilizó solo para dos lanzamientos en 1962 de otros tantos satélites Explorer.
    Su segunda fase era un Delta A, que daba nombre a todo el cohete, que medía 5,4 m de longitud, 80 cm de diámetro y pesaba 2.164 Kg, de los que 694 eran de peso en seco. Tenía un motor AJ10-118 que producía 3,45 Tm de empuje funcionando con UDMH y WFBA durante 1 min 55 seg; tal motor tenía un impulso específico de 271 seg y pesaba 90 Kg.
    La tercera fase Altair 1 es la misma ya vista en el Thor Delta anterior.

    El Delta B y C era cohetes de 25,8 m de altura, 51,3 Tm de peso inicial, que tenían un costo unitario igual al del Delta A. El Delta B se usó entre 1962 y 1964 para efectuar 9 disparos, de los que falló uno, y con el Delta C se hicieron 16 lanzamientos, fallando 2, entre 1963 y 1969. Se pueden también considerar como un solo cohete.
    La fase segunda fue un Delta D de 5,6 m de longitud, 80 cm de diámetro, 2,69 Tm de peso y 3,44 Tm de empuje. Utilizaba un motor Aerojet General AJ10-118D que consumía UDMH e IRFNA durante 2 min 50 seg de funcionamiento; el impulso específico era de 278 seg y el citado motor, puesto en servicio en 1962, pesaba 90 Kg. La diferencia de la fase respecto a versiones anteriores eran los mayores depósitos de propulsante y la disposición de un mejor oxidante.
    La tercera fase era de nuevo la Altair 1, ya citada anteriormente.

                            - DELTA D

    La McDonnell Douglas Cop., constructora del cohete Delta, siguió perfeccionando el mismo y ello da lugar a que en 1964 surja el Delta de empuje aumentado TAD o Delta D, que es el mismo cohete pero dotado ahora de 3 boosters Castor 1. El cohete tenía una altura total de 26,5 m, un peso de 63,97 Tm y un empuje inicial de 161,2 Tm. Su costo fue de 12,72 millones de dólares. Podía llevar una carga de 104,3 Kg a una órbita geoestacionaria o 576 Kg a 360 Km de altura.
    La primera fase es un Thor TA, o TAT, de 18,4 m de altura, diámetro 2,44 m, peso 49,44 Tm, de las que 3.175 Kg son de peso en seco, y un empuje de 88,38 Tm. Lleva un motor Rocketdyne MB-3.3 cuyo tiempo de funcionamiento es de 2 min 30 seg quemando LOX y Keroseno; el impulso específico es de 253 seg a nivel de mar y el citado motor, puesto en servicio en 1964, pesaba 723 Kg y tenia 1,7 m de altura.
    Cada uno de los 3 boosters Castor 1 tenía una altura de 7,25 m, un diámetro de 80 cm, un peso de 12,6 Tm, de los que 535 Kg eran de peso sin los propulsantes sólidos y 24,5 Tm de empuje. El impulso específico era en ellos de 232 seg y el tiempo de funcionamiento de 37 seg. El Castor 1 fue creado hacia 1960 y también fue usado en el Scout X. Con los aceleradores el diámetro de todo el cohete aumentó a 4,11 m.
    La segunda fase es la misma vista del Delta C, pero la tercera es ahora una Altair 2 de 2,5 m de longitud, 60 cm de diámetro, 275 Kg de peso, de propulsante sólido también, 2.268 Kg de empuje, 266 seg de impulso específico y 28 seg de funcionamiento.
    De este modelo Delta D se prepararon solo dos unidades que fueron lanzadas en 1964 y 1965.

    A partir de este modelo, el Delta es ayudado por cohetes auxiliares de propulsante sólido, en un número que será variable. Los citados boosters, habituales desde entonces en todas las configuraciones con distinto número y tipo de ellos, confieren al Delta un considerable aumento del empuje, y se constituyeron en optativos en su posible empleo cuando a tenor de la carga o nivel orbital se hicieran necesarios. Se empezaron usando 3 pero pronto se incluirán otros 3, e después otros 3 sobre los 6 acumulados anteriores (en 1971). A cada uno de estos boosters TX‑Castor se le dotó de propulsante sólido Thiokol, pudiendo seguir adosados a la 1ª fase, en la que se localiza rodeándola verticalmente y a regular distancia entre ellos. En el disparo funcionan desde la partida hasta medio minutos después, para a continuación, a una señal, desprenderse y caer hacia el océano.

                            - DELTA E.


    El Delta E es otro TAT que mantiene la primera fase del Delta D, pero con distintos boosters, una segunda fase Delta E y una también distinta fase tercera. También fue llamado Delta mejorado TAID. Su costo fue de 13,93 millones de dólares. Era capaz de llevar 150 Kg de carga a una órbita geoestacionaria.
    Se lanzaron del mismo entre 1965 y 1971 en total 20 unidades de las que falló una, principalmente para satelizar ingenios de aplicaciones y científicos.
    Tenía una altura de 26,2 m, diámetro de 2,44 m, un peso de 69 Tm y un empuje en el lanzamiento de 148,15 Tm.
    Los 3 boosters son en esta ocasión el modelo Thiokol Castor 2 algo mas potente que el Castor 1, de 6 m de longitud, 80 cm de diámetro, 4.424 Kg de peso, de ellos 695 Kg sin los propulsantes sólidos, y 26,4 Tm de empuje en el vacío. El impulso específico era de 232 seg, el tiempo de funcionamiento de 37 seg y el modelo, puesto en servicio en 1964, también fue usado en el cohete Scout A; el motor también se llama TX-354.3.
    La segunda etapa es un Delta E, que da nombre a todo el cohete, y medía 6,3 m de longitud, 1,4 m de diámetro, y pesaba 6 Tm, de las que 785 Kg eran de peso en seco. Funcionaba con un motor AJ10-118E que consumía UDMH e IRFNA durante 6 min 40 seg, con impulso específico de 278 seg, proporcionando un empuje de 3,58 Tm en el vacío. Su costo fue de 2,32 millones de dólares. La principal mejora del motor respecto al modelo Delta D estaba en los depósitos de propulsante. El motor citado AJ10-118E pesaba 90 Kg y fue puesto en servicio en 1965.
    La fase tercera era nueva. Fue un FW-4D de propulsante sólido puesta en servicio en 1965. La FW‑4 era una fase de la USAF, de 2.549 Kg de empuje, un peso de 300 Kg, de ellos 275 de propulsantes, una longitud de 1,5 m y de un diámetro de 50 cm. El tiempo de funcionamiento era de 31 seg y el impulso específico de 250 seg. El costo de la etapa fue de 750.000 $.

                            - THOR BURNER

    El Thor Burner es una versión Thor dotada de segunda y tercera fases Burner 2. Se utilizó principalmente para lanzamientos desde Vandenberg de la serie DMSP entre 1965 y 1980, llegando a dispararse 31 unidades, de las que fallaron 3.
    Medía 20,1 m de altura, 2,44 m de diámetro, pesaba 50,89 Tm y el empuje inicial era de 68 Tm. Su costo fue de 11,89 millones de dólares.
    La primera etapa era la vista Thor DM-19 con motor LR-79.7.
    La segunda y tercera fases eran iguales y tal es la novedad del cohete. Se trata de una Burner 2 que medía 80 cm de longitud, 70 cm de diámetro y su peso era de 774 Kg, de los que 116 eran peso sin el propulsante sólido de Thiokol. También nombrada como motor TE-M-364, tenía un impulso específico de 220 seg y actuaba durante 42 seg proporcionando un empuje de 4,44 Tm en el vacío.

                            - DELTA G

    El Delta G fue un modelo basado en el anterior, Delta E, pero sin booster ni fase tercera, que fue usado para dos disparos en 1966 y 1967 de dos satélites Biosat. Era así de características menores al citado antes.
    Tenía pues 24,7 m de altura, igual diámetro que los anteriores, un peso de 55,45 Tm y un empuje de 78 Tm. Su costo se estima en 10,15 millones de dólares.
    Su primera fase era un Thor TA con un motor MB-3.3 y la segunda un Delta E, ambas etapas ya vistas.

                            - DELTA J

    También basado en el Delta E, el Delta J tiene en diferencia con aquél solo la tercera fase, y solo fue usado en una ocasión para el lanzamiento del ingenio Explorer 38 desde la base californiana de Vandenberg en 1968. Podía satelizar en órbita geoestacionaria 263 Kg.
    Medía 25,5 m de altura, igual diámetro de 2,44 m, pesaba 69,5 Tm y tenía un empuje de 148,15 Tm al partir. Su costo se estimó en 16,66 millones de dólares.
    La primera fase era un Thor TA ya visto acompañado de 3 booster Castor 2, también citados, como así la segunda etapa Delta E.
    La novedad de este modelo fue la inclusión de la fase Burner 2 como tercera etapa. La misma ya fue vista en el Thor Burner.

                            -
DELTA M

    El Delta M es una nueva configuración del Delta basada en el incremento de 3 Castor 2 más, mayores depósitos, más largos, en la primera etapa Thor y la utilización del Burner 2 como tercera fase. También fue llamado Delta M-6 y LTTAT‑D. Podía enviar a una órbita geoestacionaria una carga de 454 Kg.
    Tenía una altura de 28,6 m, un peso total de 103,68 Tm y un empuje al partir de 218,3 Tm; el diámetro sigue siendo el mismo. Su costo fue de 22,3 millones de dólares y con el mismo se hicieron entre 1968 y 1971 en total 7 lanzamientos de los que fallaron 2; llevó satélites de aplicaciones principalmente.
    La primera fase LTT era el mismo Thor TA del Delta D con motor MB-3.3 pero con los depósitos más largos. Tenía una altura de 21,4 m, un peso de 70.354 Kg y un tiempo de funcionamiento superior, de 3 min 35 seg, sobre 1 min más. El resto de caracteres eran los mismos.
    Los boosters Castor 2 son los mismos del Delta E, pero en número de 6 en vez de 3.
    La segunda etapa es un Delta E, también visto en el cohete del mismo nombre.
    Y la tercera fase es la Burner 2 usada en el Delta J.
    Al llevar 6 boosters este modelo, funcionaban primero 3 al momento del lanzamiento y luego, 30 o 32 seg más tarde, los 3 restantes. El desprendimiento de los 3 últimos boosters tenía efecto al 1 m 45 seg de vuelo como máximo. Entonces, cesaba el funcionamiento de la 1ª fase y se desprendía a los 3 m y 54 o 57 seg de vuelo. Pero la 2ª fase no entraba en acción hasta los 4 min de viaje, de 5 a 10 seg tras la separación de la primera. A unos 4 m 45 seg después, es decir, a casi los 9 min de vuelo, dejaba el cohete de actuar. Entonces describía por el espacio ya una curva orbital con su carga útil en proa.

                            - DELTA N

    Se trata el Delta N del mismo Delta M, visto antes, pero sin la tercera fase Burner. Estaba compuesta pues esta versión de una primera fase Thor LTT ayudada con 6 booster Castor 2 y una segunda fase Delta E.
    Medía 27,7 m de altura, igual diámetro, y pesaba 102,9 Tm, siendo el empuje inicial de 218,3 Tm el mismo. Su costo fue de 18,82 millones de dólares. Se realizaron con el mismo 8 disparos, fallando uno, entre 1968 y 1972, principalmente para satélites de aplicaciones.

                            - DELTA L

    Otra configuración Delta surge en el Delta L con el uso de la primera y segundas fases del Delta M, pero con la mitad de los boosters y una tercera etapa FW-4D. Es decir, el Delta L se componía de una primera fase Thor LTT ayudada por 3 boosters Castor 2, una segunda Delta E, vistas en el Delta M, y una tercera FW-4D, vista en el Delta E.
    El Delta L tenía una altura de 29,2 m, un peso de 89,9 Tm y un empuje de 148,15 Tm al partir; el diámetro es el mismo de 2,44 m. Su costo fue de 16,54 millones de dólares. Se lanzaron solo 2 unidades, una en 1969 para el Pioneer E, que falló, y otra en 1972 para el HEOS 2.
   
                            - DELTA 100

    El Delta 100 es otro LTT que combina fases ya conocidas con una nueva Delta F de segunda etapa. Podía llevar 635 Kg a una órbita geoestacionaria desde Vandenberg o 680,4 desde Cabo Cañaveral; otra posibilidad era llevar 1.683 Kg en órbita de 370 Km de altura. Su costo fue de 25,33 millones de dólares. También fueron denominados cohetes Delta 900 y Delta 300.
    Tenía una altura de 28,6 m, el tradicional diámetro de 2,44 m, un peso de 116,57 Kg y un empuje de 218,3 Tm.
    La primera fase era de nuevo la Thor LTT ya vista anteriormente desde el Delta M y los boosters eran 9 Castor 2; es decir, se incrementó en 3 cohetes auxiliares la ayuda en el despegue. La fase funcionaba durante 3 m 40 seg, ascendiendo hasta 130 Km, previa actuación durante casi 40 seg de los 9 boosters que se separan en grupos de 3 cada 5 seg a partir de un 1 m y 15 seg de vuelo.
    La etapa segunda es una versión mejorada de las anteriores segundas fases Delta. Es una Delta F que medía 6,3 m de longitud, 1,4 m de diámetro, y pesaba 5.629 Kg, de los que 784 eran de peso en seco. Llevaba un motor AJ10-118F que consumía de nuevo los mismos propulsantes UDMH y IRFNA; el impulso específico era de 280 seg. Actuaba durante 6 min 35 seg proporcionando un empuje en el vacío de 4,22 TM. El motor AJ10-118F pesaba 95 Kg.
    La tercera fase fue un Burner 2, visto en el Delta J, que disponía de una plataforma rotatoria para estabilización del satélite que portaba.
    Se lanzaron 6 unidades, fallando una, entre 1972 y 1973 para llevar al espacio principalmente satélites de aplicaciones meteorológicas.
    Según la configuración concreta del cohete en su caso, en este modelo también se aplicaron las denominaciones Delta 900 y Delta 300.

                            - DELTA 1914

    La versión Delta 1914 se componía de una nueva primera fase Thor, 9 boosters Castor 2, una segunda etapa Delta F y una tercera Burner 2. Se renovaba pues la primera fase, siendo las otras las mismas versiones ya vistas en anteriores modelos.
    Tenía en total una altura de 29,5 m, un peso de 130,3 Tm y un empuje de 233,26 Tm. Su costo fue de 26,49 millones de dólares.
    El cohete es pues igual al Delta 100 salvo la primera fase. Tal primera etapa es un Thor modelo ELTT de 22,4 m de longitud, 2,44 m de diámetro, 84,07 Tm de peso, del mismo 4 Tm de peso en seco, 92,99 Tm de empuje y un tiempo de funcionamiento de 3 min 42 seg con un nuevo motor de LOX y keroseno RS-27; el impulso específico es de 264 seg. La fase tenía un costo de 11,6 millones de dólares.
    Se lanzaron 5 unidades entre 1972 y 1973, sin que fallara ninguna; llevó 3 satélites Explorer y 2 Telesat.
    Según la configuración concreta, en este modelo también se aplicaron las denominaciones Delta 1604 y Delta 1913.

                            - DELTA 2914

    El renovado Delta de la serie 2000 Delta 2914 es de una configuración parecida al anterior, pero de fases primera y segunda ligeramente mejoradas. Podía elevar 724 Kg a una órbita geoestacionaria o bien 1,89 Tm a una de 370 Km de altura (unos 500 Kg menos para lanzamiento desde Vandenberg).
    Tenía 29,2 m de altura, igual diámetro de 2,44 m, 130,4 Tm de peso y un empuje de 233,26 Tm. Su costo fue de 28,52 millones de dólares.
    La primera fase iba asistida de 9 boosters Castor 2 ya vistos. La fase es un Thor RS-27 de “tanques largos extendidos” de un peso algo mayor a la versión anterior con 300 Kg más, siendo el total de casi 84,5 Tm, de ellas 4,3 Tm eran de peso en seco y 80,2 Tm de propulsantes. Medía también 22,4 m de longitud y el empuje era prácticamente el mismo, de 93,3 Tm. Disponía de un motor RS-27 de LOX y keroseno como propulsantes. El impulso específico era de 262 seg y el tiempo de funcionamiento de 3 min 43 seg. Su costo era de 11,6 millones de dólares.
    El motor RS-27 de la McDonnell Douglas, puesto en servicio en 1974, tenía un diámetro de 1,1 m, una altura de 3,6 m y pesaba 1.027 Kg. El mismo sería el motor base de la primera etapa de los renovados Delta en sustitución del antiguo motor MB-3.3. Su cámara de combustión estaba construida en acero inoxidable y su refrigeración se conseguía con la doble circulación por 292 tubos del propulsante criogénico; la misma soportaba 48 atmósferas de presión, siendo la temperatura en la misma de 3.315ºC. El encendido era hipergólico.
    La segunda etapa, nueva, es una Delta P de 6 m de larga, 1,4 m de diámetro, 5.434 Kg de peso, de ellos 820 de peso en seco, 4,38 Tm de empuje y dotada de un motor TR-201 que consumía aerozina 50 y tetróxido de nitrógeno durante 5 min 22 seg. Su costo era de 4,35 millones de dólares. El citado motor TR-201, puesto en servicio en 19974, pesaba 113 Kg y tenía 2,3 m de altura.
    La tercera fase era el Burner 2, ya visto, llevado anteriormente por el Thor Burner, Delta J, Delta M, Delta 100 y Delta 1914.
    Se lanzaron 44 unidades entre 1974 y 1981 sin fracaso alguno, principalmente para satélites de aplicaciones.
    Según la configuración concreta del cohete en su caso, en este modelo también se aplicaron las denominaciones Delta 2313, Delta 2310, Delta 2913 y Delta 2910.

                            - DELTA 3914

    El Delta 3914 es un cohete con una configuración igual al Delta 2914 salvo en los boosters, que habían sido mejorados con una nueva versión Castor.
    Medía 29,2 m de altura, pesaba 185,4 Tm y tenía un empuje de 310,63 Tm al partir. Su costo fue de 37,7 millones de dólares. Podía enviar 954 Kg a una órbita geoestacionaria.
    Como queda indicado, la primera fase RS-27, la segunda Delta P y la tercera Burner 2, son las mismas que acabamos de ver en el Delta 2914. La novedad es que los 9 boosters son del modelo Castor 4.
    El Castor 4 tenía 9,1 m de longitud, 1 m de diámetro, 10.534 Kg de peso, de los que 1.269 eran de peso sin propulsantes, y el empuje en el vacío era de 41,5 Tm; los propulsantes son algo más de 9 Tm de pólvora. Funcionaba por espacio de 54 seg y el impulso específico era de 228 seg a nivel de mar. El motor fue denominado TX-526. Su costo fue de 2,03 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1975. De los 9 cohetes de este tipo, 6 se encienden inicialmente y los otros 3 al agotarse los anteriores.
    Perteneciente también a esta serie, el modelo Delta 3910 lleva como fase tercera, que aquí se comienza a usar a partir de 1980, la PAM D, de modo que la carga útil usada fue de entre 937 y 1.111 Kg para llevar a una órbita geoestacionaria.
    El Delta 3914 se utilizó entre 1975 y 1988 para 24 lanzamientos, de los que fallaron 3, principalmente para satélites de aplicaciones.
    Según la configuración concreta del cohete en su caso, en este modelo también se aplicaron las denominaciones Delta 3910 y Delta 3913.

                            - DELTA 3925

    La versión Delta 3925 tiene respecto a la anterior distinta fase segunda y tercera. Su capacidad le permitía llevar 1.283 Kg a una órbita geoestacionaria o bien 3.451 Kg en una órbita de 185 Km de altura. Su costo fue de 38,32 millones de dólares.
    Medía 30,3 m de altura, 2,44 m de diámetro, 188,22 Tm de peso y tenía un empuje de 310,63 Tm.
    La primera fase Thor RS-27 y los 9 boosters Castor 4 son los mismos de la versión anterior Delta 3914. Su mayor capacidad estaba en las fases segunda y superior.
    La fase segunda es una Delta K de 5,9 m de longitud, 1,7 m de diámetro, 6,9 Tm de peso, de ellas 808 Kg de peso en seco, y un empuje de 4,28 Tm en el vacío y 1,6 Tm a nivel del mar, logrado con un motor AJ10-118K que consumía unas 6 Tm de aerozina 50 (3.929 Kg) y tetróxido de nitrógeno (2.101 Kg) durante 7 min 18 seg; el impulso específico era de 320 seg en el vacío. El costo de la fase era de 4,35 millones de dólares. El motor AJ10-118K fue puesto en servicio en 1980 y tenía una altura de 1,7 m y un peso de 98 Kg; también fue llamado ITIP. Los propulsantes que utilizaba se inyectaban a razón de 9,1 Kg/seg el N2O4 y de 4,76 Kg/seg la aerozina. La presión en la cámara de combustión era de 8,84 atmósferas. En el lanzamiento la segunda fase, para mantener el sistema automático de guía del cohete, no se desprende hasta 11 min después de iniciar la rotación la fase 3 o PAM
    La tercera etapa es una PAM-D de 2 m de larga, 1,2 m de diámetro, y 2.141 Kg de peso, de las que 232 fue el peso sin el propulsante sólido que llevaba, una mezcla de aluminio, perclorato de amonio y HTPB. El empuje en el vacío era de 6,85 Tm, el impulso específico de 292 seg, y el tiempo de funcionamiento de 1 min 26 seg. También es llamada en razón al motor Thiokol Star 48 y TEM-711.18. Su costo fue de 4,1 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1980. Se usaría posteriormente también en otros modelos Delta y en el cohete Conestoga, aparecido por este mismo tiempo.
    Se lanzaron entre 1982 y 1989 un total de 16 cohetes de este tipo, de los que no falló ninguno. Se dispararon principalmente satélites de las series Satcom, Galaxy, Telstar, Landsat, etc.
    Dentro de la misma serie de este Delta 3925, algunos de las unidades recibieron, según su variada configuración, los nombres de Delta 3920, Delta 3924 y Delta 3920/PAM-D.
    El Delta 3924 surge de la mejora de la segunda etapa del modelo anterior con el motor AJ10-118K y del aumento de capacidad para el propulsante de la fase tres. El peso total de este lanzador asciende entonces a 193 Tm.

                            - DELTA 4920

    El Delta 4920 podía satelizar cargas de 3,4 Tm sobre 185 Km de altura o 1,2 Tm en una órbita geoestacionaria. Tenía 28,3 m de altura, 2,44 m de diámetro, 196,66 Tm de peso y un empuje inicial de 353,7 Tm. Su costo fue de 34,22 millones de dólares.
    El cohete vuelve a llevar una antigua primera fase, anterior al RS-27, la Thor modelo ELTT con motor RS-27 vista en el Delta 1914.
    Los 9 booster que llevaba son otros tantos Castor 4A, modelo avanzado del Castor 4. Tenía cada uno 9,1 m de longitud, 1 m de diámetro, y un peso superior, de 11,74 Tm en total, de las que 1,53 Tm era el peso sin los propulsantes sólidos. El empuje en el vacío era de 48,77 Tm, también superior al modelo Castor 4.
    La segunda etapa es la Delta K vista en el modelo anterior Delta 3925.
    Solo fue utilizado como Delta 4925 con éxito para 2 lanzamientos en Cabo Cañaveral en 1989 y 1990 de los satélites BSB e Insat.

                            - DELTA 5920

    El modelo Delta 5920 es la misma configuración que el Delta 4920 anterior, excepto que la primera fase es la RS-27, ligeramente distinta, pero también vista. Tenía 28,3 m de altura, igual diámetro de 2,44 m, 196,96 Tm de peso y un empuje de 353,74 Tm en el lanzamiento. Su costo fue de 34,22 millones de dólares y solo fue utilizado en una ocasión en 1989 para el lanzamiento del satélite COBE. Tenía una capacidad que le podía permitir satelizar 3.848 Kg a 185 Km de altura o 1,4 Tm en órbita geoestacionaria.
    Como se indica, el cohete llevaba 9 boosters del tipo Castor 4A y una segunda fase Delta K, ya vistas antes, (Delta 4920 y Delta 3925). La primera fase era el Thor RS-27, visto en el Delta 2914.

                            - DELTA 6925

    La versión Delta 6925 llevaba una renovada fase primera o central, combinando por lo demás fases en versiones ya vistas. Medía 34 m de altura, conservaba el tradicional diámetro de 2,44 m, pesaba 216,43 Tm y tenía un empuje al partir de 345,91 Tm. Su costo fue de 38,32 millones de dólares. Su capacidad le permitía elevar una carga útil de 3.981 Kg a una órbita de 185 Km o 1.446 Kg a una geoestacionaria.
    La primera fase es una renovada Thor XLT, también llamada EELTT, de 26,1 m de longitud, 101,7 Tm de peso, de las que 5.690 Kg eran de peso en seco, y un empuje en el vacío de 105,23 Tm. Funcionaba durante 4 min 34 seg con su motor RS-27A que quemaba LOX y Keroseno; el impulso específico es de 264 a nivel de mar. El costo de la fase fue de 11,6 millones de dólares. El citado motor RS-27A era una versión avanzada del RS-27, fue puesto en servicio en 1986 y tenía un peso de 1,09 Tm y una altura de 3,8 m. Los caracteres del mismo eran por lo demás iguales al RS-27.
    Con el mismo se hicieron 17 disparos entre 1989 y 1992 sin fallo alguno. Se lanzaron principalmente satélites Navstar, Inmarsat y otros.
    Dentro de la serie del Delta 6925, algunos de las unidades recibieron, según su configuración, los nombres de Delta 6920.

                            - DELTA 7925

    El Delta 7925 tiene una configuración renovada en todas las fases, excepto en la segunda, respecto al modelo anterior. Tenía una altura de 35,8 m, el mismo diámetro de 2,44 m, un peso de 232,22 Tm y un empuje de 359,34 Tm al partir. Su costo era de 48,44 millones de dólares. El modelo era capaz de enviar 4.971 Kg a una órbita de 185 Km de altura y 1,8 Tm a una órbita geoestacionaria. Este modelo es construido por la Boeing en Huntington Beach, California, y sus motores en Canoga Park, por la filial Rockekdyne. El montaje es efectuado en Pueblo, Colorado.
    La primera fase es una renovada Thor XLT-C, también llamada EELTT plus, de 26,1 m de altura, 101,9 Tm de peso, de las que 5,9 Tm son de peso en seco, y propulsantes LOX y Keroseno que quemaba durante 4 min 25 seg en un motor RS-27C proporcionando 107,5 Tm de empuje en el vacío, 90,77 Tm a nivel del mar o un RS-27A de 96 Tm de empuje; el impulso específico era de 255 seg. El costo de esta fase era de 11,6 millones de dólares. El motor RS-27C fue puesto en servicio en 1990 y medía 3,8 m de altura y pesaba 1.091 Kg.
    La fase estaba ayudada por 9 boosters nuevos llamados GEMS de propulsante sólido. Tenían cada uno 13 m de altura, 1 m de diámetro, 13,2 Tm de peso, de los que 1.361 Kg son de peso sin propulsante, 50,26 Tm de empuje en el vacío o unos 485.458 Newtons a nivel de mar, y un tiempo de funcionamiento de 1 min 04 seg; el impulso específico es de 244 seg. El cohete lleva 11.765 Kg de propulsante HTPB. El costo de cada cohete es de 2,5 millones de dólares y fue puesto en servicio en 1990.
    La segunda fase fue la ya vista Delta K.
    La tercera etapa es una avanzada PAM-D2 de 1,8 m de longitud, 1,6 m de diámetro, 3,7 Tm de peso, de las que 431 Kg es el peso sin los propulsantes sólidos, 10,93 Tm de empuje en el vacío, 2 min de funcionamiento y un impulso específico de 282 seg. La fase también es llamada por su motor Star 63 y costaba 5,89 millones de dólares; fue puesto en servicio tal motor en 1985 y se usó también en cohetes Titan 34D y en el Orbiter Shuttle.
    Las configuraciones utilizadas dieron lugar a varios modelos dentro de esta serie, denominados básicamente Delta 7920, Delta 7925 y Delta 7425.
    En la configuración Delta 7425, es toda igual al Delta 7925 pero el número de boosters era de 4; entonces el cohete tiene capacidad para enviar 643 Kg a una órbita solar, 1.129 Kg a una órbita geoestacionaria o superior peso a órbita de menor altura.
    El 24 octubre de 1998, para la sonda DS-1 se probó una nueva y más económica combinación Delta 7326, con solo 3 boosters y llevando de fase tercera un Star 37FM de propulsante sólido.
    Entre 1990 y el 7 de octubre de 1999 se lanzaron 69 de tales cohetes, registrando 2 fallos. Se lanzaron con el mismo las sonda NEAR, MGS y MPF, y satélites Satcom, Galaxy, varios Iridium y otros, pero sobre todo del tipo Navstar.
    Para el lanzamiento de la sonda MGM en 2001, la fase 3 fue una Star 48B que tenía 2 m de altura, 1,25 de diámetro, 2.012 Kg de propulsante sólido. La carcasa protectora de la carga útil, eyectada a 135 Km de altura, fue en esta ocasión una de 2,9 m de diámetro.

                            - DELTA 3

    Anunciado el desarrollo el 10 de mayo de 1995, en 1998, la Boeing, ponía a punto el DELTA 3, fijando su primer lanzamiento con un satélite de comunicaciones, dispuesto para entrar en competición comercial de lanzamientos comerciales frente al Ariane europeo, entre otros. Este modelo podía satelizar para igual órbita el doble de peso de carga útil que el modelo citado; respecto al mismo se le cambia la segunda fase por una de motor criogénico. Se aumenta el depósito de comburente de la primera fase. Lleva boosters nuevos y mayores de propulsante sólido, cuyo contratista principal es la empresa Alliant Techsystems. Así, su potencia resulta un 33 % superior a la versión anterior del Delta II, siendo capaz de llevar 3,81 Tm a una órbita geoestacionaria y 8,29 Tm a baja altura, y ahora tenían tobera orientable para mayor maniobrabilidad.
    El Delta 3 fue pergeñado con los siguientes caracteres: Una primera fase nueva Delta 3.1 con un motor RS-27A; 9 boosters GEMS plus; y una segunda fase Delta 3.2 dotada de motor RL-10C-X. La altura total sería de 32,4 m, el tradicional diámetro de 2,44 m, un peso de unas 309 Tm y un empuje al partir de 483 Tm. El costo del cohete se cifró inicialmente en unos 64 millones de dólares. Las fases primeras son llenadas en menos de 3 horas, hasta antes del lanzamiento.
    La primera fase tendría 22,4 m de altura, 120 Tm de peso, de las que 6,5 Tm serían de peso en seco, y un empuje en el vacío de 105 Tm. El tiempo de funcionamiento sería de 5 min 20 seg y el impulso específico de 262 seg a nivel del mar. El motor RS-27 quema LOX y keroseno. Su costo se cifró en 11,6 millones de dólares.
    Los boosters serían 9 GEMS plus y cada uno es de 14,3 m de altura, 1,2 m de diámetro, 19 Tm de peso, de las que el 90 % es propulsante sólido, un tiempo de actuación de 1 min 04 seg y un empuje de 73 Tm en el vacío y 65 Tm a nivel de mar; el impulso específico es de 244 seg a nivel de mar. Su costo se estima en 3,5 millones de dólares y fue puesto en servicio a partir de 1998. Este tipo de cohete es más de un 25 % más potentes que en su versión anterior.
    La segunda etapa tiene 10 m de largo, 2,4 m de diámetro, 18 Tm de peso, de las que el 90 % es de propulsante LOX y LH, y un empuje en el vacío de 11,3 Tm. El tiempo de funcionamiento es de 10 min 30 seg y su costo se estimó inicialmente en 21 millones de dólares. El motor llevado es un RL-10C-X, también usado en la fase Centaur C-X, cuyo peso es de 317 Kg, puesto en servicio a partir de 1998.
    Su primer disparo se fijó en la rampa 17B de Cabo Cañaveral para el 10 de julio de 1998, pero se retrasaría luego varias veces hasta la noche del 26 de AGOSTO siguiente; es la misión Delta 8930, número 259. El cohete partió de la rampa de Cabo Cañaveral a las 21 h 17 min, hora local (03 h 17 min del día 27 en España), y al 1 min 12 segundos estalla sobre aguas atlánticas, a 16 Km de altura, por aparecer un giro oscilatorio que provocó, por agotamiento del fluido hidráulico en el intento de corregir con giros de tobera la trayectoria, un fallo en el sistema informático de control o guía a partir de los 55 seg de vuelo; posteriormente se estableció que el fallo del sistema de control había sido debido a que su diseño no contemplaba cierto movimiento giratorio, cuestión que resultó subsanable corrigiendo el programa informático. Las pérdidas se fijaron en unos 225 millones de dólares. La cartera de pedidos que tenía era de 18 ingenios hasta el año 2.002.
    El siguiente vuelo de este Delta se realiza el 5 de mayo de 1999, la segunda fase al encenderse por vez segunda, ya en órbita, solo actuó 1 seg de los casi 3 previstos con lo que quedó con su carga útil en una trayectoria elíptica no pudiendo elevarse a una geoestacionaria.

    Pensado para el Delta 3 y el 4 futuro, la Boeing y la Pratt&Whitney, conjuntamente con la NASA, desarrollaban por entonces al mismo tiempo una nueva fase superior de propulsantes líquidos, dotándola de un motor RL-10B-2, que era una versión avanzada del RL-10 del Centaur.

                            - DELTA 4

    El Delta 4, o Delta 9000, fue concebido  en los años 90 (Siglo XX) para lanzamientos del Pentágono, tanto desde Cabo Cañaveral como desde Vandenberg, y con 3 versiones para disparos comerciales a partir del año 2001. Las versiones últimas son el Delta 4 Small, para lanzamiento de cargas de hasta 2,7 Tm, el Medium-plus, a su vez con 3 modelos, y el más potente, el Delta 4 Heavy, para satelización de hasta 13,2 Tm en órbita geoestacionaria, dotado de 3 boosters y de 71,7 m de altura; en órbita baja, el Heavy puede elevar unas 22,5 Tm. Dos de los modelos Medium llevan 2 boosters sólidos, con satelización posible de 5 Tm o 4,5 a una órbita geoestacionaria, según carcasa de carga de 4 o 5 m de diámetro; el otro modelo lleva 4 boosters sólidos y su capacidad es para satelizar 6 Tm en órbita geoestacionaria. Con una altura máxima de 71,6 m y 5 m de diámetro en el cuerpo central (CBC), el Delta 4 lleva como principal motor en su primera fase el RS-68 de LOX y LH. La segunda fase es como la del Delta 3. El motor RS-68 es de 300 Tm de empuje lo que lo convirtió a su llegada en el más potente de todos los cohetes en su tipo de propulsión. Pero dio problemas en su desarrollo.
    A principios de 2000 se contempla dotar al Delta 4 de una fase superior RL-50, desarrollada por Pratt&Whitney para aumentar la capacidad de satelización del cohete, estudiando que la misma pudiera compatibilizar también con el cohete Atlas 5 para aminorar costes.
    A finales de junio de 2000, la empresas Alliant Techsystems y la Boeing comunicaban la puesta a punto del cohete modelo GEM-60, luego de 2 años y 5 meses de trabajo en total, para dotar a los Delta 4 de pares de boosters en el lanzamiento.
    En MAYO de 2001 la Boeing apuntaba el fin de los ensayos del motor RS-68 con el Common Booster Core, luego de una última prueba el día 6 de tal mes con un encendido con éxito de 5 min 3 seg de duración en el centro Stennis de la NASA. El motor RS-68 acumulaba por entonces un total de 3,5 horas de funcionamiento, siendo el encendido más prolongado uno de 7 min 5 seg. La previsión indicaba entonces el primer lanzamiento del Delta IV para el siguiente 2002. El mismo motor RS-68 fue de nuevo ensayado en junio de 2001 en el Centro Stennis, y acumuló entonces un funcionamiento de 4,4 horas. El ensamblaje de los primeros modelos se efectúa en Decatur, Alabama.
    Su primer disparo tuvo lugar el 20 de noviembre de 2002 en Cabo Cañaveral, rampa 37B, llevando un satélite de comunicaciones, y fue un éxito. El cohete, en su lanzamiento, desprendió los GEM-60 tras 1 min 40 seg de funcionamiento, y la fase central CBC actuó durante 4 min 15 seg. La segunda fase, la superior, llegó a la órbita mínima a los 13 min 6 seg de vuelo.
    Mediado 2003, dado el elevado coste de este cohete, la Boeing dijo que no lo utilizaría para lanzamientos comerciales, quedando solo para los militares o de los encargos de la Administración norteamericana. Pero en 2004 se reconsideró esta actitud y volvió a ser operativo.
    En diciembre de 2004 fue vuelto a disparar en Cabo Cañaveral, por primera vez en la configuración 4H, y falló parcialmente debido un fallo de lectura de sensores que hizo apagarse los motores RS-68 antes de lo debido. En cambio, en noviembre de 2007 actuó en la misma configuración (la segunda vez) con éxito en un disparo de un satélite militar.

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    A continuación se citan todos los lanzamientos Delta hasta el número figurado en la columna de la izquierda, con expresión de la fecha de disparo, del ingenio lanzado y lugar de partida. En los primeros 258 disparos, 207 lo fueron en Cabo Cañaveral y 51 en Vandenberg; del tal total falló en 14 ocasiones, una solo parcialmente, lo que supone tener una fiabilidad estadística del 94,6%.

Fecha disparo Satélites y sondas lanzadas
Base de lanzamiento
Observaciones
1 13.05.1960 ECHO 1 Cabo Cañaveral
Falló la 2ª fase.
2 12.08.1960 ECHO 1A Cabo Cañaveral

3 23.11.1960 TIROS 2 Cabo Cañaveral

4 25.03.1961 EXPLORER 10 Cabo Cañaveral

5 21.07.1961 TIROS 3 Cabo Cañaveral

6 16.08.1961 EXPLORER 12 Cabo Cañaveral

7 08.02.1962 TIROS IV
Cabo Cañaveral

8 07.03.1962 OSO 1 Cabo Cañaveral

9 26.04.1962 ARIEL 1 Cabo Cañaveral

10 19.06.1962 TIROS 5
Cabo Cañaveral

11 10.07.1962 TELSTAR 1 Cabo Cañaveral

12 18.09.1962 TIROS 6 Cabo Cañaveral

13 02.10.1962 EXPLORER 14 Cabo Cañaveral

14 27.10.1962 EXPLORER 15 Cabo Cañaveral

15 13.12.1962 RELAY 1
Cabo Cañaveral

16 13.02.1963 SYNCOM 1
Cabo Cañaveral

17 02.04.1963 EXPLORER 17
Cabo Cañaveral

18 07.05.1963 TELSTAR 2
Cabo Cañaveral

19 19.06.1963 TIROS 7
Cabo Cañaveral

20 26.07.1963 SYNCOM 2
Cabo Cañaveral

21 26.11.1963 EXPLORER 18 Cabo Cañaveral

22 21.12.1963 TIROS 8
Cabo Cañaveral

23 21.01.1964 RELAY 2
Cabo Cañaveral

24 19.03.1964 BEACON EXPLORER Cabo Cañaveral
Falló la 3ª fase.
25 19.08.1964 SYNCOM 3
Cabo Cañaveral

26 03.10.1964 EXPLORER 21 Cabo Cañaveral

27 21.12.1964 EXPLORER 26 Cabo Cañaveral

28 22.01.1965 TIROS 9
Cabo Cañaveral

29 03.02.1965 OSO 2 Cabo Cañaveral

30 06.04.1965 EARLY BIRD Cabo Cañaveral

31 25.05.1965 EXPLORER 28 Cabo Cañaveral

32 01.07.1965 TIROS 10
Cabo Cañaveral

33 25.08.1965 OSO 3
Cabo Cañaveral
Falló por ignición prematura.
34 06.11.1965 EXPLORER 29 Cabo Cañaveral

35 16.12.1965 PIONEER A Cabo Cañaveral

36 03.02.1966 ESSA 1 Cabo Cañaveral

37 28.02.1966 ESSA 2 Cabo Cañaveral

38 25.05.1966 EXPLORER 32 Cabo Cañaveral

39 01.07.1966 EXPLORER 33 Cabo Cañaveral

40 17.08.1966 PIONEER B Cabo Cañaveral

41 02.10.1966 ESSA Vandenberg

42 26.10.1966 INTELSAT II, F-1
Cabo Cañaveral

43 14.12.1966 BIOSATELLITE 1 Cabo Cañaveral

44 11.01.1967 INTELSAT II, F-2 Cabo Cañaveral

45 26.01.1967 ESSA IV Vandenberg

46 08.03.1967 OSO E1
Cabo Cañaveral

47 22.03.1967 INTELSAT II-C, F-3 Cabo Cañaveral

48 20.04.1967 ESSA V Vandenberg

49 24.05.1967 EXPLORER 34 Vandenberg

51 07.09.1967 BIOS B Cabo Cañaveral

52 27.09.1967 INTELSAT II-D F-4 Cabo Cañaveral

53 18.10.1967 OSO D
Cabo Cañaveral

54 10.11.1967 ESSA 6 Vandenberg
55 13.12.1967 PIONEER C
TTS-1
Cabo Cañaveral
56 11.01.1968 EXPLORER 36 Vandenberg

57 04.07.1968 EXPLORER 38 Vandenberg

58 16.08.1968 ESSA 7 Vandenberg

59 18.09.1968 INTELSAT III-A
Cabo Cañaveral
Falló el control.
60 08.11.1968 PIONEER D
TETRS-2U
Cabo Cañaveral
61 05.12.1968 HEOS A
Cabo Cañaveral

62 15.12.1968 ESSA 7 Vandenberg

63 18.12.1968 INTELSAT III-C Cabo Cañaveral

64 22.01.1969 OSO-F
Cabo Cañaveral

65 29.01.1969 ISIS-A
Vandenberg

66 05.02.1969 INTELSAT III-B Cabo Cañaveral

67 26.02.1969 ESSA 9 Cabo Cañaveral

68 21.05.1969 INTELSAT III-D Cabo Cañaveral

69 21.06.1969 EXPLORER 41 Vandenberg

70 29.06.1969 BIOS D
Cabo Cañaveral

50 19.07.1969 EXPLORER 35 Cabo Cañaveral

71 26.07.1969 INTELSAT III-E
Cabo Cañaveral
Falló parcial.
72 09.08.1969 OSO-G
PAC 
Cabo Cañaveral
73 27.08.1969 PIONEER-E
TETRS-3
Cabo Cañaveral Falló el sistema hidráulico (1ª fase)
74 22.11.1969 SKYNET A Cabo Cañaveral

75 04.01.1970 INTELSAT III-F Cabo Cañaveral

76 23.01.1970 TIROS-M
 OSCAR-5
Vandenberg
77 20.03.1970 NATO-A
Cabo Cañaveral

78 22.04.1970 INTELSAT III-G Cabo Cañaveral

79 23.07.1970 INTELSAT III-H Cabo Cañaveral

80 19.08.1970 SKYNET B Cabo Cañaveral

81 11.12.1970 NOAA-1 Vandenberg

82 03.02.1971 NATO B
Cabo Cañaveral

83 13.03.1971 EXPLORER 43 Cabo Cañaveral

84 31.03.1971 ISIS-B
Vandenberg

85 29.09.1971 OSO-H
TETRS-4
Cabo Cañaveral
86 21.10.1971 ITOS-B
Vandenberg
Falló.
87 31.01.1972 HEOS-A2 Vandenberg

88 11.03.1972 TD-1 Vandenberg

89 23.07.1972 ERTS-A
Vandenberg

90 22.09.1972 IMP-H
Cabo Cañaveral

91 15.10.1972 ITOS-D
OSCAR-6 
Vandenberg
92 10.11.1972 ANIK-A1 Cabo Cañaveral

93 10.12.1972 NIMBUS-E
Vandenberg

94 20.04.1973 ANIK-A2 Cabo Cañaveral

95 10.06.1973 RAE-B
Cabo Cañaveral

96 16.07.1973 ITOS-E Vandenberg
Falló la 2ª fase.
97 26.10.1973 IMP-J
Cabo Cañaveral

98 06.11.1973 ITOS-F
Vandenberg

99 15.12.1973 AE-C
Cabo Cañaveral

100 18.01.1974 SKYNET II-A
Cabo Cañaveral
Falló
101 13.04.1974 WESTAR-A
Cabo Cañaveral

102 17.05.1974 SMS-A
Cabo Cañaveral

103 10.10.1974 WESTAR-B
Cabo Cañaveral

104 15.11.1974 ITOS
OSCAR-7 
INTASAT 
Vandenberg
105 22.11.1974 SKYNET IIB
Cabo Cañaveral

106 18.12.1974 SYMPHONIE-A
Cabo Cañaveral

107 22.01.1975 ERTS-B Vandenberg

108 06.02.1975 SMS-B
Cabo Cañaveral

109 09.04.1975 GOES-C
Vandenberg

110 07.05.1975 ANIK-A3 Cabo Cañaveral

111 12.06.1975 NIMBUS-F
Vandenberg

112 21.06.1975 OSO-I
Cabo Cañaveral

113 08.08.1975 COS-B
Vandenberg

114 26.08.1975 SYMPHONIE-B
Cabo Cañaveral

115 06.10.1975 AE-D
Vandenberg

116 16.10.1975 GOES-A
Cabo Cañaveral

117 19.11.1975 AE-E
Cabo Cañaveral

118 12.12.1975 RCA SATCOM-A
Cabo Cañaveral

119 17.01.1976 CTS
Cabo Cañaveral

120 19.02.1976 MARISAT-A
Cabo Cañaveral

121 26.03.1976 RCA SATCOM-B
Cabo Cañaveral

122 22.04.1976 NATO 3-A
Cabo Cañaveral

123 04.05.1976 LAGEOS
Vandenberg

124 10.06.1976 MARISAT-B
Cabo Cañaveral

125 08.07.1976 PALAPA-A
Cabo Cañaveral

126 29.07.1976 ITOS E-2
Vandenberg

127 04.10.1976 MARISAT-C
Cabo Cañaveral

128 28.01.1977 NATO 3-B
Cabo Cañaveral

129 10.03.1977 PALAPA-B
Cabo Cañaveral

130 20.04.1977 ESRO-GOES
Cabo Cañaveral
Falló
131 16.06.1977 GOES-B
Cabo Cañaveral

132 14.07.1977 GMS
Cabo Cañaveral

133 25.08.1977 SIRIO Cabo Cañaveral

134 13.09.1977 OTS-1 Cabo Cañaveral
Falló.
135 22.10.1977 ISEE A/B
Cabo Cañaveral

136 22.11.1977 METEOSAT
Cabo Cañaveral

137 14.12.1977 CS
Cabo Cañaveral

138 16.01.1978 IUE
Cabo Cañaveral

139 05.03.1978 LANDSAT-C
OSCAR-8
PIX-A
Vandenberg
140 07.04.1978 BSE
Cabo Cañaveral

141 11.05.1978 OTS-2
Cabo Cañaveral

142 16.06.1978 GOES-C
Cabo Cañaveral

143 14.07.1978 GEOS-2
Cabo Cañaveral

144 12.08.1978 ISEE-C
Cabo Cañaveral

145 24.10.1978 NIMBUS G
CAMEO 
Vandenberg
146 18.11.1978 NATO-3-C
Cabo Cañaveral

147 15.12.1978 TELESAT-D Cabo Cañaveral

148 30.01.1979 SCATHA
Cabo Cañaveral

149 09.08.1979 WESTAR-C
Cabo Cañaveral

150 06.12.1979 RCA-C
Cabo Cañaveral

151 14.02.1980 SMM Cabo Cañaveral

152 09.09.1980 GOES-D
Cabo Cañaveral

153 15.11.1980 SBS-A Cabo Cañaveral

154 22.05.1981 GOES-E
Cabo Cañaveral

155 03.08.1981 DYNAMICS EXPLORER DE-A/B
Vandenberg

156 24.09.1981 SBS-B
Cabo Cañaveral

157 06.10.1981 SME
UOSAT 
Vandenberg
158 19.11.1981 RCA-D
Cabo Cañaveral

159 15.01.1982 RCA-C
Cabo Cañaveral

160 25.02.1982 WESTAR-4
Cabo Cañaveral

161 10.04.1982 INSAT-1A
Cabo Cañaveral

162 08.06.1982 WESTAR-5
Cabo Cañaveral

163 16.07.1982 LANDSAT-D
Vandenberg

164 26.08.1982 ANIK-D1 Cabo Cañaveral

165 27.10.1982 RCA-E
Cabo Cañaveral

166 25.01.1983 IRAS
PIX-B
Vandenberg
167 11.04.1983 RCA-F
Cabo Cañaveral

168 28.04.1983 GOES-F
Cabo Cañaveral

169 26.05.1983 EXOSAT
Vandenberg

170 28.06.1983 GALAXY-A
Cabo Cañaveral

171 28.07.1983 TELSTAR-3A
Cabo Cañaveral

172 08.09.1983 SATCOM-IIR Cabo Cañaveral

173 22.09.1983 GALAXY-B
Cabo Cañaveral

174 01.03.1984 LANSAT-D
UOSAT
Vandenberg
175 16.08.1984 AMPTE
Cabo Cañaveral

176 21.09.1984 GALAXY-C
Cabo Cañaveral

177 13.11.1984 NATO-3-D
Cabo Cañaveral

178 03.05.1986 GOES-G
Cabo Cañaveral
Falló.
180 05.09.1986 SDI -DM-43 Cabo Cañaveral

179 26.02.1987 GOES-H
Cabo Cañaveral

182 20.03.1987 PALAPA-B2P
Cabo Cañaveral

181 08.02.1988 SDI Cabo Cañaveral

184 14.02.1989 NAVSTAR II-1
Cabo Cañaveral

183 24.03.1989 SDI DELTA STAR
Cabo Cañaveral

185 10.06.1989 NAVSTAR II-2 GPS
Cabo Cañaveral

186 18.08.1989 NAVSTAR II-3 GPS
Cabo Cañaveral

187 27.08.1989 BSB-R1
Cabo Cañaveral

188 21.10.1989 NAVSTAR II-4 GPS
Cabo Cañaveral

189 18.11.1989 COBE
Vandenberg

190 11.12.1989 NAVSTAR II-5 GPS
Cabo Cañaveral

191 24.01.1990 NAVSTAR II-6 GPS
Cabo Cañaveral

192 14.02.1990 SDI-LACE/RME Cabo Cañaveral

193 25.03.1990 NAVSTAR II-7 GPS
Cabo Cañaveral

194 13.04.1990 PALAPA B-2R
Cabo Cañaveral

195 01.06.1990 ROSAT Cabo Cañaveral

196 12.06.1990 INSAT-1D
Cabo Cañaveral

197 02.08.1990 NAVSTAR II-8 GPS
Cabo Cañaveral

198 17.08.1990 BSB-R2
Cabo Cañaveral

199 01.10.1990 NAVSTAR II-9 GPS
Cabo Cañaveral

200 30.10.1990 INMARSAT-2 -F1
Cabo Cañaveral

201 26.11.1990 NAVSTAR II-10 GPS
Cabo Cañaveral

202 07.01.1991 NATO IV-A
Cabo Cañaveral

203 08.03.1991 INMARSAT-2 -F2
Cabo Cañaveral

204 12.04.1991 ASC-2
Cabo Cañaveral

205 29.05.1991 AURORA 2 Cabo Cañaveral

206 03.07.1991 NAVSTAR II-11 GPS LOSAT-X Cabo Cañaveral

207 23.02.1992 NAVSTAR II-12 GPS
Cabo Cañaveral

208 09.04.1992 NAVSTAR II-13 GPS
Cabo Cañaveral

209 13.05.1992 PALAPA B4
Cabo Cañaveral

210 07.06.1992 EUVE
Cabo Cañaveral

211 07.07.1992 NAVSTAR II-14 GPS
Cabo Cañaveral

212 24.07.1992 GEOTAIL
DUVE
Cabo Cañaveral
213 31.08.1992 SATCOM C-4
Cabo Cañaveral

214 09.09.1992 NAVSTAR II-15 GPS
Cabo Cañaveral

215 12.10.1992 DFS 3 KOPERNIKUS
Cabo Cañaveral

216 22.11.1992 NAVSTAR II-16 GPS
Cabo Cañaveral

217 18.12.1992 NAVSTAR II-17 GPS
Cabo Cañaveral

218 02.02.1993 NAVSTAR II-18 GPS
Cabo Cañaveral

219 29.03.1993 GPS-1
SEDS-1
Cabo Cañaveral
220 12.05.1993 GPS-2
Cabo Cañaveral

221 26.06.1993 GPS-3
PMG
Cabo Cañaveral
222 30.08.1993 GPS-4
Cabo Cañaveral

223 26.10.1993 GPS-5
Cabo Cañaveral

224 07.12.1993 NATO IVB
Cabo Cañaveral

225 19.02.1994 GALAXY I-R
Cabo Cañaveral

226 09.03.1994 GPS-6
SEDS-2
Cabo Cañaveral
227 01.11.1994 WIND
Cabo Cañaveral

228 05.08.1995 KOREASAT-1
Cabo Cañaveral
Fallo parcial.
229 04.11.1995 RADARSAT SURFSAT
Vandenberg

230 30.12.1995 XTE
Cabo Cañaveral

231 14.01.1996 KOREASAT-2
Cabo Cañaveral

232 17.02.1996 NEAR
Cabo Cañaveral

233 24.02.1996 POLAR
Vandenberg

234 27.03.1996 GPS-7 II-25
Cabo Cañaveral

235 24.04.1996 MSX
Vandenberg

236 23.05.1996 GALAXY 9 Cabo Cañaveral

237 15.07.1996 GPS-10 II-26
Cabo Cañaveral

238 12.09.1996 GPS-8 II-27
Cabo Cañaveral

239 07.11.1996 MGS
Cabo Cañaveral

240 04.12.1996 MARS PATHFINDER
Cabo Cañaveral

241 17.01.1997 GPS IIR-1
Cabo Cañaveral
Falló.
242 05.05.1997 MS-1 IRIDIUM Vandenberg

243 20.05.1997 THOR 2
Cabo Cañaveral

244 09.07.1997 MS-2 IRIDIUM Vandenberg

245 22.07.1997 GPS IIR-2
Cabo Cañaveral

246 20.08.1997 MS-3 IRIDIUM Vandenberg

247 25.08.1997 ACE Cabo Cañaveral

248 26.09.1997 MS-4 IRIDIUM Vandenberg

249 05.11.1997 GPS II-28 NAVSTAR Cabo Cañaveral

250 08.11.1997 MS-5 IRIDIUM Vandenberg

251 20.12.1997 MS-6 IRIDIUM Vandenberg

252 09.01.1998 SKYNET 4D
Cabo Cañaveral

253 14.02.1998 GLOBALSTAR-1 Cabo Cañaveral

254 18.02.1998 MS-7 IRIDIUM Vandenberg

255 29.03.1998 MS-8 IRIDIUM Vandenberg

256 24.04.1998 GLOBALSTAR-2 Cabo Cañaveral

257 17.05.1998 MS-9 IRIDIUM Vandenberg

258 09.06.1998 THOR 3
Cabo Cañaveral

259 16.08.1998 GALAXY 10 Cabo Cañaveral Fallo. 1º Delta 3.
260 08.09.1998 MS-10 IRIDIUM Vandenberg
261 24.10.1998 DEEP SPACE 1 Cabo Cañaveral
262 06.11.1998 MS-11 IRIDIUM Vandenberg
263 22.11.1998 BONUM-1 Cabo Cañaveral
264 11.12.1998 MCO Cabo Cañaveral
265 03.01.1999 MPL Cabo Cañaveral
266 06.02.1999 STARDUST Cabo Cañaveral
267 23.02.1999 P91-1 ARGOS ORSTED & SUNSAT Vandenberg
268 15.04.1999 LANDSAT 7 Vandenberg
269 04.05.1999 ORION F3 Cabo Cañaveral Fallo 2ª fase Delta 3.
270 10.06.1999 GLOBALSTAR 3 Cabo Cañaveral
271 24.06.1999 FUSE Cabo Cañaveral
272 10.07.1999 GLOBALSTAR 4 Cabo Cañaveral
273 25.07.1999 GLOBALSTAR 5 Cabo Cañaveral
274 17.08.1999 GLOBALSTAR-6
Cabo Cañaveral
275 07.10.1999 NAVSTAR IIR-3
Cabo Cañaveral
276 08.02.2000 GLOBALSTAR-7
Cabo Cañaveral
277 25.03.2000 IMAGE
Vandenberg

278 11.05.2000 NAVSTAR IIR-4
Cabo Cañaveral
279 16.07.2000 NAVSTAR IIR-5 Cabo Cañaveral
280 23.08.2000 DM-F3
Cabo Cañaveral
281 10.11.2000 NAVSTAR IIR-6
Cabo Cañaveral
282 21.11.2000 EARTH OBSERVING-1
SAC-C
Vandenberg
283 30.01.2001 NAVSTAR IIR-7 Cabo Cañaveral
284 07.04.2001 MARS ODYSSEY
Cabo Cañaveral
285 18.05.2001 GEOLITE (USA 158)
Cabo Cañaveral
286 30.06.2001 MAP
Cabo Cañaveral
287 08.08.2001 GENESIS
Cabo Cañaveral
288 18.10.2001 QUICKBIRD 2
Vandenberg

289 07.12.2001 TIMED
JASON-1
Vandenberg
290 11.02.2002 IRIDIUM-12 Vandenberg

291 04.05.2002 AQUA
Vandenberg

292 03.07.2002 CONTOUR
Cabo Cañaveral
293 20.11.2002 EUTELSAT W5 Cabo Cañaveral Delta 4
294 13.01.2003 ICESAT
CHIPSAT
Vandenberg
295 29.01.2003 NAVSTAR IIR-8
XSS-10
Cabo Cañaveral
296 10.03.2003 DSCS 3A3 Cabo Cañaveral Delta 4
297 31.03.2003 NAVSTAR IIR-9
Cabo Cañaveral
298 10.06.2003 MER-A (SPIRIT) Cabo Cañaveral
299 08.07.2003 MER-B (OPPORTUNITY)
Cabo Cañaveral
300 25.08.2003 SIRTF
Cabo Cañaveral
301 29.08.2003 DSCS 3B6 Cabo Cañaveral Delta 4
302 21.12.2003 NAVSTAR IIR-10 Cabo Cañaveral
303 20.03.2004 NAVSTAR IIR-11
Cabo Cañaveral
304 20.04.2004 GRAVITY PROBE B
Vandenberg

305 23.06.2004 NAVSTAR IIR-12
Cabo Cañaveral
306 15.07.2004 AURA
Vandenberg

307 03.08.2004 MESSENGER
Cabo Cañaveral
308 06.11.2004 NAVSTAR IIR-13
Cabo Cañaveral
309 20.11.2004 SWIFT
Cabo Cañaveral
310 21.12.2004 HLVOLSDP Cabo Cañaveral Delta 4
311 12.01.2005 DEEP IMPACT
Cabo Cañaveral
312 20.05.2005 NOAA-18
Vandenberg

313 26.09.2005 GPS 2RM-1 Cabo Cañaveral
314 28.04.2006 CALIPSO
CLOUDSAT
Vandenberg
315 24.05.2006 GOES 13 Cabo Cañaveral
316 21.06.2006 MITEX Cabo Cañaveral
317 27.06.2006 NRO-L-22 Vandenberg
318 25.09.2006 NAVSTAR SVN-58 Cabo Cañaveral
319 26.10.2006 STEREO A
STEREO B
Cabo Cañaveral
320 04.11.2006 DMSP 5D3-F17 Vandenberg
321 17.11.2006 GPS 2R 16-M3 Cabo Cañaveral
322 14.12.2006 NRO-L-21 Vandenberg
323 17.02.2007 THEMIS Cabo Cañaveral
324 07.06.2007 COSMO-SKYMED-1 Vandenberg
325 04.08.2007 PHOENIX Cabo Cañaveral
326 18.09.2007 WORLDVIEW 1 Vandenberg
327 27.09.2007 DAWN Cabo Cañaveral
328 17.10.2007 GPS 2R-17 Cabo Cañaveral
329 11.11.2007 DSP 23 Cabo Cañaveral Delta 4
330 09.12.2007 COSMO-SKYMED-2 Vandenberg
331 20.12.2007 GPS 2R-18M Cabo Cañaveral
332 15.03.2008 GPS 2R-19 Cabo Cañaveral
333 11.06.2008 GLAST Cabo Cañaveral
334 20.06.2008 JASON-2 Vandenberg
335 06.09.2008 GEOEYE 1 Vandenberg
336 25.10.2008 COSMO-SKYMED-3 Vandenberg
337 18.01.2009 NRO-L-26 Cabo Cañaveral
338 06.02.2009 NOAA-19 Vandenberg
339 07.03.2009 KEPLER Cabo Cañaveral
340 24.03.2009 GPS 2R-20 Cabo Cañaveral
341 05.05.2009 STSS-ATRR Vandenberg
342 27.06.2009 GOES 14 Cabo Cañaveral
343 17.08.2009 GPS 2R-21 Cabo Cañaveral
344 23.09.2009 STSS DEMO 1
STSS DEMO 2
Cabo Cañaveral
345 08.10.2009 WORLDVIEW 2 Vandenberg
346 06.12.2009 WGS-3 Cabo Cañaveral Delta 4M
347 14.12.2009 WISE Vandenberg
348 04.03.2010 GOES 15
Cabo Cañaveral
Delta 4M
349 28.05.2010
GPS 2F SV-1
Cabo Cañaveral
Delta 4M
350 06.11.2010
COSMO-SKYMED-4 Vandenberg

351 21.11.2010
NRO-L-32 Cabo Cañaveral Delta 4H
352 20.01.2011
NRO-L-49
Vandenberg
Delta 4H
353 11.03.2011
NRO-L-27 Cabo Cañaveral Delta 4M
354 10.06.2011
SAC-D
Vandenberg

355 16.07.2011
GPS SVN 63 Cabo Cañaveral Delta 4M
356 10.09.2011
GRAIL
Cabo Cañaveral
Delta 2
357 28.10.2011
NPP
EXPLORER-1 UNIT 2
AUBIESAT-1
M-CUBED
RAX-2
DICE-1
DICE-2
Vandenberg

358 20.01.2012
WGS-4 Cabo Cañaveral
Delta 4M+
359 03.04.2012 NRO-L-25 Vandenberg Delta 4M+
360 29.06.2012 NRO-L-15 Cabo Cañaveral Delta 4-Heavy
361
04.10.2012
GPS SVN 65
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

362
25.05.2013
WGS-5
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

363
08.08.2013
WGS-6
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

364
28.08.2013
NRO-L-65 Vandenberg Delta 4-Heavy
365
21.02.2014
GPS 2F-5
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

366
17.05.2014
GPS 2F-6
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

367
02.07.2014
OCO-2
Vandenberg Delta 7320
368
28.07.2014
GSSAP-1
GSSAP-2
ANGELS
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

369
05.12.2014 ORION EFT-1 Cabo Cañaveral Delta 4-Heavy
370
31.01.2015
SMAP
Vandenberg Delta 7320
371
25.03.2015
GPS 2F-9
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

372
24.07.2015
WGS-7
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

373
10.02.2016 NRO-L-45 Vandenberg Delta 4M+
374
11.06.2016 NRO-L-37 Cabo Cañaveral Delta 4-Heavy
375
19.08.2016
GSSAP-3
GSSAP-4
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

376
07.12.2016
WGS-8
Cabo Cañaveral
Delta 4M+

377
19.03.2017
WGS-9
Cabo Cañaveral
Delta 4M+




                = USA.  ATLAS.

CARACTERÍSTICAS:Fases...................     1 y media.
               Altura...................    26      m
               Diámetro.................     3,05   m
               Peso total...............   125     Tm
               Empuje...................   195,6   Tm
               Propulsantes............. LOX y RP‑1 
               Carga útil a satelizar...     1,8   Tm
               Programas................ SCORE y SLV, Mercury, etc.

    Tomando el nombre del mitológico dios griego que, condenado por Zeus, se decía que sostenía incansablemente la Tierra, el Atlas se constituyó en un ICBM como versión militar de la USAF. El Atlas forma parte de una de las más importantes familias de lanzadores USA de la astronáutica con el que se pretendía tener un lanzador más potente que el Thor. Se desarrollaron en principio en total varios modelos principales mejorados, A, B, D, E/F, G/H/I, además de ser combinado con segundas fases con los Able, Agena y Centaur, y se construyeron en unos 30 años unos 600 de los que se dispararon 500. Más tarde se pasó a una versión Atlas 2 y otras sucesivas que se proyectaron.
    Los primeros estudios para la realización de este cohete fueron hechos en 1946 por la Convair, partiendo de la V‑2 alemana y después de los ensayos de 3 prototipos (MX‑774). Los primeros 10 MX-774 fueron encargados a la Convair el 19 de abril de 1946 bajo contrato de 1.893.000 dólares. Las pruebas con los mismos comenzaron en San Diego en 1947. En septiembre de 1951 la Convair recibió otro encargo, el del MX-1593, versión mejorada del anterior.
     Finalmente el Atlas definitivo fue construido por la General Dynamics, y el origen del estudio teórico para el desarrollo del mismo se localiza a fines de 1954, realizándose en enero de 1955 el contrato para su ejecución.
    El primer lanzamiento tiene lugar en Cabo Cañaveral el 28 de noviembre de 1957. En el año siguiente, 1958, se lanzaran en total 14 Atlas, entre ellos, como cohete lanzador, sin ninguna fase encima, fue lanzado el 18 de diciembre de 1958 para situar en órbita a su 1º satélite, el SCORE. Este Atlas medía 26 m de altura, pero en la versión militar alcanzaba los 30 m, dependiendo como es obvio en cualquier caso de la carga de proa, siendo la altura de las 2 fases exclusivamente consideradas de 22 m y el resto pertenece a tal variable sección de carga útil.
    Hacia 1967 se llevaban lanzados en total más de 300 Atlas, en las diversas versiones, lo que da idea de su prolífico uso que además lo fue con eficacia, siendo entre 1959 y 1962, cuando se convierte en el principal cohete americano. Luego, como es natural, aparecieron otros más perfectos y fue relegado aquél, pero solo en cierto grado.
    La altura del Atlas fue pues, como queda indicado, de entre 22 y 26 m, con un diámetro máximo de 3,05 m. Sin carga útil media 21,72 m. La envergadura era de 4,87 m en la base con las aletas. El resto de caracteres son variables según modelo Atlas y según época, siendo sin embargo igual la configuración general.
    Usaba como propulsantes LOX y Keroseno. Las paredes de los tanques eran tan delgadas que habían de llenarse de nitrógeno o helio para mantener rígida la estructura pues tenían de otro modo tendencia a doblarse, salvo cuando se llenaban de propulsante; el grosor de tales paredes era de 0,10 cm. De tal modo, el manejo en seco del cohete era en posición horizontal con los tanques presurizados con gas y en tal posición se hacía el llenado de propulsante. Se erguía solo en los últimos momentos para el disparo, en operación de 15 min de duración. Prácticamente se puede decir que poseía una fase y media, pues excepcionalmente disponía de dos motores mayores adosados a los lados de uno central, consumiendo todos fluido de los mismos tanques pero que, sin embargo, mecánicamente estaban, los dos citados, formando una pieza separable a modo de dos potentes aceleradores o boosters; la separación en vuelo de estos dos motores se efectuaba sin perjuicio del restante motor que continuaba su actuación.
    El Atlas estaba constituido por más de 36.000 piezas y llevaba más de 200 controles electrónicos. En la base, como queda indicado, poseía 3 grandes motores y además disponía de 2 verniers de un empuje de 453,6 Kg cada uno y los que se situaban por encima de los 2 motores aceleradores a modo de boosters y a ambos lados de los mismos. Los motores de la base podían moverse hasta un ángulo de 5º como máximo para rectificar la línea de dirección y los cabeceos. Para completar el control es para lo que se cuenta con los 2 verniers que podían girar de izquierda a derecha en ángulo de 140º y hacia el cohete y hacia afuera en un posible ángulo de arco de 50º. El sistema de control lo dirigía un piloto automático en combinación con el control de tierra dotado de ordenador.
    Los 3 grandes motores entraban en funcionamiento simultáneamente al lanzamiento. El central continuaba en acción luego de la separación del citado par que constituía pues una especie de primera y diminuta fase. El motor central era un LR‑105, los 2 aceleradores eran LR‑89 y los 2 verniers LR‑101 de la Rocketdyne; el LR-101.11, versión de 1974, tenía 21,8 Kg de peso, impulso específico de 209 seg a nivel de mar y un tiempo de funcionamiento máximo de 4 min 34 seg. Los 2 motores aceleradores proporcionaban a la base un ancho máximo de 5 m en forma ovalada y suponían aproximadamente una quinta parte del Atlas. No disponía de alerones aerodinámicos que mencionar.
    En el funcionamiento, los 2 aceleradores se separaban a los 2 min del inicio del vuelo. La fase restante era apagada luego de 3 min más de actuación, al término de los cuales se agotaba el propulsante. Éste era bombeado por 2 turbobombas desde los tanques. El depósito de combustible era de acero inoxidable y tenía 15 m de longitud.

    A continuación se hace una referencia general a los modelos, siendo destacadas en apartados siguientes las versiones más importantes o trascendentes, como Atlas Able, Atlas Agena, Atlas Centaur, etc. Las características generales ya citadas no se repiten.
    El Atlas A, o versión base, era de 23,2 m de altura, 81,6 Tm de peso, 7,23 de ellas de peso en seco, y un empuje de 136 Tm. Llevaba 2 motores LR-89.1 o XLR-89.1, de 248 a 256 seg de impulso específico, que pesaban cada uno 725 Kg y medían 3,4 m de altura y funcionaban durante 2 min 13 seg. Se probó por vez primera en 1958 y se efectuaron 8 vuelos de ensayo. Sus 2 aceleradores no se desprendían y tal era su principal peculiaridad.
    El Atlas B tenía 22 m de altura, un peso de 110,6 Tm y un empuje en los 2 aceleradores LR-89.5 de 137 Tm, 68,5 Tm en cada uno, y 27 en el central LR-105, lo que suponía un empuje total de 164 Tm. El motor LR-105.5 pesaba 460 Kg y funcionaba durante 5 min 35 seg (luego, en versiones posteriores, sería de hasta 7 min 10 seg), siendo su impulso específico de 220 seg a nivel de mar. Se realizó un lanzamiento con éxito el 18 de diciembre de 1958.
    La versión C sería la del Atlas Able.
    El Atlas D sería el más empleado de la serie por la NASA al principio y fue la versión operativa ICBM militar. Estaba dotado, tras una serie de mejoras, de un empuje total de 177 Tm primero, 186 después y finalmente de unas 195,6 Tm que aportaban el motor central con casi 28 Tm, y los dos boosters con 84 Tm cada uno. Los citados aceleradores pasaron de tener en principio 68 Tm cada uno a poseer 84 Tm, luego de haber tenido progresivamente 70, 74,6, y 79 Tm. El peso total del cohete osciló entre 115 y 125 Tm, y su altura era de casi 21 m. La velocidad lograda al término de la actuación de los 2 aceleradores era en el Atlas mejorado de 8.940 Km/h y por el resto de 13.450 Km/h, pero contando encima con una carga útil u otro cohete menor lograba la velocidad de satelización para esta parte. Utilizó 2 motores LR-89.5 y un LR-105.5. En total se lanzaron 19 Atlas D entre 1959 y 1967, de los que fallaron 6, siendo los 3 primeros disparos suborbitales; los 7 últimos se lanzaron en Vandenberg. Véase el Mercury Atlas D.
    Los modelos siguientes, Atlas Agena, Atlas Centaur, Atlas E/F y el G/H/I, se citan más adelante, así como la nueva generación de los Atlas 2 y 3.

                = USA.  MERCURY‑ATLAS‑D.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................     1 y media.
                 Altura..................    28,34    m
                 Diámetro................     3,05     m
                 Peso total..............   120      Tm
                 Empuje..................   164      Tm
                 Propulsantes............ LOX y RP     
                 Carga útil a satelizar..     1,8    Tm
                 Programas............... Mercury.



    Es el lanzador empleado en el programa Mercury para colocar en órbita a las cápsulas de igual nombre portadoras de los primeros astronautas americanos.
    El Atlas Mercury D (MA‑0) estaba constituido por un Atlas D y una cápsula Mercury con su sistema de escape. Tiene pues de la configuración del Atlas, con un diámetro de 3,05 m y un máximo de 5 m en la base, en el Atlas en ambos casos, un peso de unas 120,31 Tm y una altura total de 28,346 m. El empuje era de unas 164 Tm y podía satelizar 1,8 Tm que era el peso de la referida cápsula que transportaba como carga útil.
    Se lanzaron en total 9 MA, los 5 últimos tripulados y el resto en pruebas de preparación entre julio de 1960 y mayo de 1963, fecha esta última que marca el final del programa Mercury. El Atlas D fue pues el primer impulsor de hombres USA al espacio. También fue llamado LV-3B.

                = USA.  ATLAS‑ABLE.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      3 y media.
                 Altura..................   29 a 33   m 
                 Diámetro................      3,05    m 
                 Peso total..............    125     Tm 
                 Empuje..................    162     Tm 
                 Propulsantes............  Líquidos.    
                 Carga útil a satelizar..      2     Tm 
                 Programas...............  Pioneer
.

    Fue una versión Atlas D con 2 motores LR-89.5 y 1 LR-105.5, ya vistos, con 162 Tm de empuje aproximado, y una segunda etapa que era el Able y una tercera Altair.
    Tenía en total el cohete una altura de entre 29 y 33 m, 3,05 m de diámetro, y un peso de unas 125 Tm. Su capacidad de satelización le confería poder llevar de carga útil unas 2 Tm a una órbita terrestre y de unos 100 a 200 Kg al espacio exterior, más allá de las inmediaciones de la Tierra.
    La segunda fase Able, una de las primeras de propulsante líquido y basada en la segunda del Vanguard, actuaba por espacio de 1 min 55 seg desarrollando un empuje de 3,54 Tm, a nivel de mar. Pesaba 2,3 Tm, 816 Kg sin propulsante IWFNA y UDMH. Tenía 6,6 m de longitud y 80 cm de diámetro. Su costo fue de 4 millones de dólares. Utilizaba un motor AJ10-101 que tenía 240 seg de impulso específico. La fase Able, puesta en servicio en 1958, también fue utilizada con el cohete Thor, formando el Thor Able.
    La etapa Altair 1 tenía un peso de 238 Kg, 30 de ellos de peso sin propulsante, una longitud de 1,8 m, un diámetro de 50 cm, un empuje de 1,27 Tm y un tiempo de funcionamiento de 38 seg. Llevaba un motor X-248 de propulsante sólido que tenía un impulso específico de 233 seg. Fue puesta en servicio en 1958 y tuvo un costo de 600.000 $.
    Se hicieron 4 lanzamientos Pioneer entre 1959 y 1960, fallando todos; en exactitud, el segundo falló en una prueba estática.

                = USA.  ATLAS‑AGENA.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................       2 y media.
                 Altura..................   25-30      m 
                 Diámetro................       3,05   m 
                 Peso total..............   124‑153   Tm 
                 Empuje..................   168‑197   Tm 
                 Propulsantes............ LOX‑RP y NO3H‑N2H4
                 Carga útil a satelizar..       2,3   Tm 
                 Programas...... MIDAS, SAMOS, Ranger, Mariner, OGO,
                                  KH, VELA, Gemini, Lunar Orbiter, ATS,etc.



    Los cohetes Atlas Agena constituyeron por si solos una serie muy importante en la astronáutica. Teniendo por base común siempre al Atlas D de los caracteres ya oportunamente apuntados, existieron de este tipo de impulsores varios modelos, según la clase de la 2ª fase empleada, o sea, según el tipo de Agena; todos ellos serían de propulsante líquido. Básicamente fueron 3 los modelos, según el Agena A, B y D empleado.

    El Atlas Agena A (AAA), el más antiguo, tuvo un inicial empuje de 168 Tm y una longitud de 26,4 m y un peso de 123,99 Tm; utilizaba también los motores del Atlas D, 2 LR-89.5 y 1 LR-105.5. El DoD denominó también al cohete el SLV-3A. Tuvo un costo de más de 20 millones de dólares y se utilizaron 4 unidades entre 1960 y 1961 para dos pares de lanzamientos de los satélites militares MIDAS y SAMOS; fallaron los dos primeros.
    El origen de la fase Agena estuvo en el proyecto Hustler, nombre que se dio al principio a tal etapa, para dotar a los bombarderos B-58 de igual nombre, pensando que se iba a utilizar con la misma una carga nuclear. Luego el proyecto fue cancelado.    
    En líneas generales el Agena disponía de una capacidad para elevar a una órbita de alrededor de los 500 Km de altura una carga útil de unos 2.268 Kg, o llevar unos 340 Kg a la Luna, o unos 180 o 185 Kg a Marte o Venus, o casi 4 Tm en órbita de 185 Km de altura, o 1.325 Kg a una órbita estacionaria. El primer lanzamiento (con éxito) de este impulsor se realiza el 24 de mayo de 1960 con el satélite MIDAS 2.
    El Agena A, probado con un Thor y creado por la Lockheed entre 1955 y 1960, tenía un empuje de 7,03 Tm, un peso de 3,8 Tm, de ellas 0,89 de peso en seco, una longitud de 4,7 m, un diámetro de 1,5 m y funcionaba durante 2 min. Llevaba un motor Bell 8048 que utilizaba RFNA y UDMH como propulsantes y su impulso específico era de 276 seg; tal motor pesaba 127 Kg y tenía 2,2 m de altura e igual diámetro que la fase. Tuvo un costo de 5,8 millones de dólares.

    El Atlas Agena B (AAB) es una versión mejorada con un Agena ampliado. Fue denominado también SLV-3 por el DoD. El cohete medía 27,8 m de altura y tenía 127,4 Tm de peso. El empuje total inicial era de 175,5 Tm, algo más que el modelo anterior AAA. Usaba los mismos motores LR-89.5 y LR-105.5 ya vistos pero resultaba una fase Atlas de un peso un poco superior; el tiempo de actuación del segundo motor era ya de 7 min 10 seg.
    El cohete Agena B medía 7,1 m de longitud, con un diámetro de 1,5 m y pesaba 7.167 Kg, de ellos 867 en vacío. Funcionaba también con ácido nítrico (NO3 H) e hidracina (N2 H4) que proporcionaban en un motor Bell 8.081 un empuje de 7.258 Kg, que como se puede observar es superior al Agena A, y actuaba también durante 2 min; su impulso específico era de 285 seg y pesaba 130 Kg. Su coste fue de 8,7 millones de dólares y fue puesto en servicio en 1960.
    El AAB fue empleado para vuelos lunares de los programas Ranger y Lunar Orbiter, planetarios del programa Mariner, vuelos no tripulados Gemini, satélites del tipo Discoverer, MIDAS, SAMOS y también los POGO, OAO, etc. En los vuelos lunares y planetarios, los principalmente ejecutados por este cohete, en una primera fase de vuelo, el Atlas situaba en órbita terrestre al Agena con ayuda del mismo. Luego, el mismo Agena reencendido impulsaba a su carga útil en la trayectoria definitiva hacia el objetivo, logrando pues una velocidad máxima del orden de los 40.000 Km/h. Esa característica de poder efectuar reencendidos junto a la de modificar su orientación, gracias a sus motores y sistemas de control de gran maniobrabilidad, le confirieron una capacidad única que le hizo ser el cohete elegido para experiencias de gran importancia. Su punto débil, sin embargo, era no disponer de una mayor envergadura para superiores potencias.
    El AAB fue utilizado entre 1961 y 1965 en 28 ocasiones, de las que falló 6 veces. Tuvo un costo de 23,2 millones de dólares.

    El perfeccionamiento del AAB dio lugar al Agena D que funcionando también con ácido nítrico y dimetilhidracina fue usado en casi 300 vuelos hasta 1970 y desde su primera prueba a mediados de 1962. El Atlas Agena D tenía un peso de 153,4 Tm, un empuje de 197,7 Tm. Su altura fue de 29,6 m. Se utilizó entre 1963 y 1978 en 77 ocasiones, de las que falló 6, en lanzamientos tanto desde Cabo Cañaveral como desde, principalmente, Vandenberg para satélites militares. Su coste fue de 27,26 millones de dólares.
    El Atlas utilizado aquí usó versiones mejoradas de los motores con los LR-89.7 y LR-105.7, de mayor peso y potencia. El primero de ellos pesaba 712 Kg y funcionaba durante 2 min 54 seg, siendo su impulso específico de 259 a nivel de mar. El motor único restante tenía un empuje en el vacío de 39,4 Tm pero su tiempo de funcionamiento era menor, de 4 min 26 seg.
    El Agena D pesaba 6.821 Kg, de ellos 673 Kg de peso en seco, menos que la versión B, siendo el resto de caracteres casi iguales a la misma salvo el tiempo de encendido que aumentó. El motor es un Bell 8096 de 132 Kg de peso; fue puesto en servicio en 1962.
    El cohete añadió optativamente sobre el Agena una tercera fase Burner 2 de 774 Kg de peso, de ellos 116 Kg sin el propulsante sólido, de 4,44 Tm de empuje en el vacío, que medía 80 cm de altura y 70 de diámetro; era un motor TE-M-364 de 220 seg de impulso específico que funcionaba durante 42 seg y que es puesto en servicio en 1965.
    Una última fase posible del Atlas Agena D para satélites fue la Star 17, de 124 Kg de peso, de propulsante sólido, de 1 m de altura y 40 cm de diámetro, que podía funcionar durante 18 seg y la que tenía un impulso específico de 220 seg a nivel de mar.

    Astronáuticamente, el Agena, construido por la Lockheed, dejó de usarse en programas de la NASA de satélites y sondas el día 1 de marzo de 1968 por razones económicas, siendo sustituido entonces por el Centaur, más potente y maniobrable. En general, el Agena fue utilizado por la astronáutica americana entre 1959 y 1978. Se utilizó en unos 300 disparos de satelización, de los fallaron 30, un 10%, y como fase segunda se empleó en 45 ocasiones con 2 fracasos.

                = USA.  ATLAS‑CENTAUR.

CARACTERÍSTICAS: Fases..................      2 y media.
                 Altura.................  27‑36     m 
                 Diámetro...............      3,05  m 
                 Peso total............. 136-148   Tm 
                 Empuje................. 174‑198   Tm
                 Propulsantes........... LOX‑RP y LOX‑LH
                 Carga útil a satelizar.      4    Tm 
                 Programas.............. Surveyor, Mariner, Pioneer, OAO,
                                           INTELSAT, ATS, etc.

    Se constituyeron los Atlas Centaur (AC) C y D, también llamados SLV-3 y SLV-3D, en unos los más potentes cohetes americanos, dando lugar a que fuera la familia más capaz de la serie Atlas. Podían llevar a una órbita geoestacionaria respectivamente 1,8 y 1,9 Tm de carga, o 1 Tm a la Luna. Tal capacidad vino dada por su segunda etapa, el potente y maniobrable Centaur; el nombre proviene del mitológico ser con cuerpo de equino que tenía en vez de cuello y cabeza equina, tronco, brazos y cabeza humana.
    El Centaur fue creado por el MSFC y fabricado por las compañías General Dynamics y Pratt & Whitney a partir de contrato que data de 1958 con la ARPA que precedió a la NASA a este respecto. En 1959, la primera de las citadas compañías empezó a desarrollarlo.
    El primer vuelo de ensayo del AC se realiza el 8 de mayo de 1962 y falló a los 55 seg por problemas estructurales aerodinámicos, estallando en el aire en un vuelo suborbital. Luego pasaría más de un año en blanco, tiempo en el que se estudiaron y arreglaron los problemas del fallo y otros posibles. El 27 de noviembre de 1963 se ensaya el AC‑2 y por primera vez es un éxito un AC como aplicación. El cohete AC‑3 es lanzado el 30 de junio de 1964 con éxito parcial pues falló una bomba hidráulica, pero el AC‑4 acabó reventando en la plataforma. Después, hasta marzo de 1972, en total, se habían lanzado 22 AC, más cuatro de pruebas varias. Al cabo de 10 años, en 1973, el total era de 31. En 1976 iban lanzados 36 en total de estos cohetes. Del Centaur solo, hasta 1970, se habían realizado 38 unidades.

    En el primer modelo Atlas Centaur C, el peso total era de 136,1 Tm, la altura de 27,4 m y el empuje de 173,8 Tm. Tuvo un costo de 34,51 millones de dólares y fueron lanzados 14 unidades, de las que fracasaron la mitad. Los disparos tuvieron lugar entre 1962 y 1973.
    La 1ª fase era una vez más el Atlas, con su fase central con motor XLR-105.5 y dos motores aceleradores LR-98.5, consumiendo todos LOX y keroseno. La primera tenía 117,35 Tm de peso, de ellas 3,7 de peso en seco, una altura de 18,3, un empuje de 37 Tm, un tiempo de funcionamiento de 5 min 35 seg. Los dos motores LR-89.5, que medían 4,9 m de envergadura, pesaban 3.174 Kg y aportaban 167 Tm de empuje en el vacío durante 2 min.
    La segunda fase era un Centaur C que tenía 3,05 m de diámetro, igual que el Atlas, 9,14 m de longitud, 15.876 de peso, de ellas 1.996 Kg de peso en seco, y un empuje de 13,6 Tm que proporcionaba durante 7 min 10 seg con dos motores RL-10A1 que consumían LOX y LH con un impulso específico de 425 seg a nivel de mar; este motor pesaba 131 Kg y tenía un diámetro de 1,5 m y es el primer cohete fase que utiliza los citados propulsantes. El RL-10 fue creado a partir de 1958 para los Centaur y entraría en servicio en 1963; su empuje unitario era de 6,8 Tm y la relación de mezcla LOX/LH era de 5.

    El Atlas Centaur D tenía un peso de 148,4 Tm, una altura de 31,8 m y un empuje de 197,75 Tm. El costo total del cohete fue de 34,51 millones de dólares. Se lanzaron en total 49 unidades entre 1963 y 1983, de las que fallaron 2.
    El Atlas de la nueva versión fue mejorado. Llevaba un motor XLR-105.5 y dos motores aceleradores LR-98.7, consumiendo los mismos propulsantes. La fase central tenía 128,5 Tm de peso, de ellas 4 de peso en seco, una altura de 22,2, un empuje de 39,4 Tm, un tiempo de funcionamiento de 7 min 10 seg. Los dos motores LR-89.7, pesaban 3.646 Kg y aportaban 193,3 Tm de empuje en el vacío durante 2 min 54 seg; su impulso específico era de 259 seg.
    El 2º escalón era el Centaur D, de 9,6 m de largo, 3,05 m de diámetro, casi igual al Atlas, con un peso de 16.258 Kg, de ellas 2.631 Kg de peso en seco, y que funcionaba con LOX y LH quemados en 2 motores Pratt&Whitney RL‑10A‑3 de un empuje de 6,69 Tm cada uno, por lo que el empuje total ascendía a 13,38 Tm. El tiempo de funcionamiento era de 7 min 50 seg. Los referidos motores, que pesaban cada uno 131 Kg, y tenían 2,5 m de altura y 1,5 de diámetro, podían encenderse y apagarse repetidamente, siendo de suma maniobrabilidad, y el impulso específico que tenían era de 444 seg. El Centaur poseía en la parte superior y por debajo de la carga útil un ordenador de unos 27,21 Kg de peso para ejercer el control y dirección de los sistemas de todo el cohete. Además, disponía de otros 14 cohetes menores para el control de posición que funcionaban con peróxido de hidrógeno. Su estructura en los tanques era muy liviana con un grosor escaso, conservando la forma gracias a la presión de los propulsantes.
 
    Generalmente, el AC se empleaba para lanzamientos de satélites artificiales de comunicaciones INTELSAT y el ATS, de investigaciones lunares, Surveyor, de estudios solares OSO, de misiones a Marte, con algún Mariner, y a planetas exteriores a partir de Júpiter, del programa Pioneer en su tercera etapa. Su capacidad le permitía llevar algo más de 4,6 a 5 Tm a una órbita de 185 Km de altura, o bien 3,9 Tm a una órbita de 480 Km de altura, o 1,8-1,9 Tm a una órbita geoestacionaria. A la Luna era capaz de llevar una carga útil de 1 Tm, y a Venus o Marte 590 a 600 Kg de carga, o la mitad a planetas exteriores como Júpiter, etc.
    Se repartieron los cohetes en las misiones siguientes, señalando en primer lugar el número de AC utilizados, el tipo de ingenio en segundo lugar, y por último el destino de éste: 7 Surveyor a la Luna; 3 Mariner a Marte más 1 que falló en el lanzamiento; 5 ATS en órbita; 3 INTELSAT en órbita estacionaría; 2 OSO en órbita; y 1 Pioneer a Júpiter. En total 22 AC, más 4 de pruebas varias y el que falló al principio, lo que daba el número 27 al último de los anteriormente citados. Luego, el AC‑30 lanzó al Pioneer 11 hacia los grandes planetas. El AC‑31 disparó al Mariner 10 hacia cerca de Mercurio el 2 de noviembre de 1973.

    El AC era lanzado en la LC‑36 de Cabo Kennedy. En las maniobras de vuelo, el Atlas colocaba en órbita al Centaur que se ayudaba de un breve encendido de sus propios motores para la satelización. Luego, la segunda fase efectuaba un segundo encendido para inyectar la carga útil en la trayectoria de transferencia a la Luna o algún planeta, o bien para elevar la altura de la órbita en el caso de satélites que la necesitaran muy alta. En el caso del AC‑31, misión Mariner 10, por ejemplo, al primer encendido del Centaur se llegó a una velocidad de 26.522 Km/h y con el segundo a 40.969 Km/h, con lo que el ingenio fue dirigido hacia la trayectoria de transferencia hacia las inmediaciones del planeta Mercurio, destino y objetivo principal de la misión. Este AC‑31, tenía en el Atlas SLV‑3D un total de 195.502 Kg de empuje y en el Centaur D‑1A 13.608 Kg; el peso ascendía a 146.914 Kg y la altura del conjunto suponía 39,9 m.
    Situada la carga útil en la trayectoria adecuada y final, el Centaur, ya agotado, se separaba y perdía. Para lanzar los 2 Pioneer hacia Júpiter se le añadió al AC una 3ª etapa por encima del Centaur para aumentar la velocidad de éste, de unos 37 a 41.000 Km/h, hasta más de 52.000 Km/h que es la velocidad precisa en tales misiones a fin de lograr la inserción en la trayectoria adecuada; la velocidad siempre depende de la misión concreta que deba realizar. El aumento de la velocidad en la fase añadida, en el caso del 1º de estos Pioneer, fue de 13.144 Km/h que añadidos a los 36.940 ya adquiridos daban al ingenio una velocidad récord de 50.084 Km/h. Tal 3ª fase, poseedora de un motor TE‑M364‑4 de propulsante sólido tenía un empuje de 1.142 Kg. En estos casos, la altura total de los AC‑27 y AC‑30 ascendió a 39,9 y 40,03 m respectivamente; misiones Pioneer 10 y 11. El peso del AC‑27 era de 146,67 Tm; el del AC‑31 subió a las 146,914 Tm.
    Uno de los caracteres espectaculares de los últimos AC fue la velocidad lograda con esa 3ª fase que marcó entonces el hito en la historia de la velocidad lograda por ingenio mecánico humano. Además el récord, ya indicado, fue luego superado por el 2º de los cohetes, el AC‑30, de destino joviano, y no por batir el récord sino por las necesidades de la trayectoria hiperbólica adecuada.

                = USA. ATLAS E/F.

    Los Atlas E y F fueron las versiones militares operativas entre 1960 y 1966 que se diferenciaban en su sistema de guía; llevaban cabezas nucleares de hasta 5 megatones. Tras su retirada como misiles intercontinentales estratégicos fueron readaptados para su uso astronáutico; militarmente fueron sustituidos por los Minuteman. El cohete, sin fase segunda, tenía un peso total de 121 Tm y una altura de 20,1 m. Su empuje era de 174,7 Tm y llevaba los motores ya vistos LR-89.5 y un LR-105.5. La fase central era de 117,8 Tm de peso, de ellas 4,9 Tm en vacío. Al ser usado astronáuticamente, desde 1966 hasta 1995 se lanzaron 50 de estos Atlas, de los que fallaron 5. Llevaban unos 820 Kg de carga útil a una órbita de 185 Km de altura. Se usaron para lanzamiento de diversos tipos de satélite (Navstar, NOAA, etc.).
    Desde 1968, fue utilizado con una 2ª fase Burner, siendo llamado entonces Atlas Burner, para lanzar satélites militares de la USAF y la USN. El Burner, de la Boeing, proporcionaba 13,3 Tm de empuje, funcionando con propulsante sólido y fue también usado con el Thor y previsto para el Titan 3B y el Saturn. También se combinó el cohete con fases superiores Star.
    El último Atlas E, el Atlas-45E, fue lanzado el 24 de marzo de 1995, fecha hasta la que permaneció operativo; en esa ocasión llevó como fase última una inercial de propulsante sólido y su carga útil fue un satélite militar DMSP.

                = USA. ATLAS G/H/I.

    Como resultado del perfeccionamiento del Atlas Centaur se crearon versiones que tenían un peso total de 161,78 Tm, 31,4 m de altura, de igual diámetro de 3,05 m, y un empuje de 197,75 Tm.
    El Atlas llevaba una fase central con un motor LR-105.7 y medía 22,2 m de longitud, 4,9 de envergadura, y pesaba 142,5 Tm, de las que 4.236 Kg eran de peso en seco; el motor proporcionaba 39,4 Tm de empuje, tenía un impulso específico de 220 seg, funcionaba durante 5 min 16 seg, tenía un peso de 460 Kg y medía 2,7 m de altura. Los dos aceleradores LR-89.7 pesaban 3,65 Tm y funcionaban durante 4 min 26 seg proporcionando un empuje de 193 Tm; su impulso específico era de 259 seg.
    La fase Centaur I pesaba 15,6 Tm, de las que 1,7 eran de peso en seco, medía 9,2 m de larga, siendo el mismo diámetro del Atlas, 3,05 m, y proporcionaba un empuje en el vacío de 14,97 Tm, quemando durante 6 min 42 seg LOX y LH en dos motores RL-10A.3A cuyo impulso específico era de 444 seg. Cada uno de estos dos motores pesaba 141 Kg, medía 1,5 m de diámetro y tenía una altura de 1,8 m; este modelo fue puesto en servicio en 1987.
    Se lanzaron 24 unidades, de las que fallaron 5, entre 1983 y 1997, para llevar satélites diversos, como INTELSAT, GOES, etc., algunos de ellos militares. El costo de estos modelos fue de 70,3 millones de dólares.

                = USA. ATLAS II

    Con fines comerciales, se dispuso un evolucionado lanzador Atlas II con una fase Centaur también ampliada en sus prestaciones a partir de 1991. Tras el estudio de varias posibles configuraciones se concretó contar con los modelos denominados II, II-A, II-AS y II-AR.

                            - ATLAS II

    El modelo Atlas II tenía igualmente a sus predecesores fase y media que funcionaba con iguales propulsantes LOX y LH, como el primigenio Atlas, pero los motores son ya otros. La altura total es de 35,7 m, el diámetro el mismo original de 3,05 m, el peso de 185,6 Tm y el empuje de 215,2 Tm. Podía llevar cargas de 6,58 Tm a una órbita de 185 Km de altura o 2.812 Kg a 36.000 Km.
    En el centro del cohete iba la fase primera con un motor RS-56-OSA y su peso es de casi 162 Tm, de las que 6.095 Kg son de peso en seco. Tenía una altura de 24,9 m y su empuje era de 39,4 Tm funcionando 4 min 43 seg; el impulso específico era de 220 seg. Los 2 motores aceleradores RS-56 OBA pesaban 4.187 Kg y tenían un empuje en el vacío de 213,5 Tm durante 2 min 52 seg; cada motor aportaba 106,7 Tm, su impulso específico era de 263 seg a nivel de mar, pesaban 805 Kg y medía 2,5 m de diámetro y 3,4 m de altura. Entró en servicio en 1991.
    La fase Centaur II pesaba 18,83 Tm, de las que 2.053 Kg eran de peso en seco, medía 10,1 m de largo e igual diámetro de 3,05 m, y aportaba un empuje en el vacío de 14,97 Tm, con un tiempo de funcionamiento de 8 min 08 seg. Llevaba 2 motores RL-10A-3A de 141 Kg de peso unitario, que medían 1,5 m de diámetro y 1,8 m de longitud; su impulso específico era de 440 seg.
    También se utilizó una tercera fase IABS de 1,58 Tm de peso con 1,3 Tm de MMH y N2O2 como propulsantes. Medía 2,9 m de diámetro, 70 cm de altura, y funcionaba durante 1 min. Llevaba un motor R-4D creado a mediados de los años 60 para el control de actitud del LEM Apollo, y el mismo era de solo 4 Kg de peso, 60 cm de altura y 30 cm de diámetro; su impulso específico era de 312 seg.
    Se utilizó entre 1991 y el 16 de marzo de 1998 en 10 lanzamientos, sin que fallara ninguno, de satélite Eutelsat, DSCS y UHF. Su costo fue de 95 millones de dólares.

                            - ATLAS II-A

    El Atlas IIA es una versión avanzada del anterior, sin etapa superior y con un Centaur renovado. El empuje inicial es el mismo y el peso es de apenas ciento y pico Kg más, 185,75 Tm, siendo la altura menor, de 35 m. Pero el nuevo modelo puede llevar cargas de 7,28 Tm a una órbita de 185 Km de altura o 2,8 Tm a una órbita geoestacionaria. La fase central seguía siendo de motores Rocketdyne MA-5A de LOX y RP-1. El motor MA-5A probado en 1990 es de 3,43 m de altura, 1,19 m de diámetro y 1,61 Tm de peso; sus bombas inyectan el LOX a razón de 505 Kg/seg y el RP-1 a 224 Kg/seg, y la presión en la cámara de combustión es de 48 atmósferas y la temperatura de 3.316ºC.
    La fase Centaur II-A pesaba 19.073 Kg, de los que 2.293 Kg eran de peso en seco, medía 10,1 m de largo e igual diámetro de 3,05 m, y aportaba un empuje en el vacío de 18,86 Tm, con un tiempo de funcionamiento de 6 min 32 seg quemando LOX y LH. Llevaba 2 motores Pratt&Whitney RL-10A-4 de 168 Kg de peso unitario, que medían 1,5 m de diámetro; su impulso específico era de 449 seg. Fue puesto en servicio en 1992.
    Se utiliza entre 1992 y el 23 de noviembre de 1999 en 16 disparos, sin fallar ninguno, para satelizar cargas diversas (Intelsat, DSCS, Galaxy, Inmarsat, etc.). Su último disparo ocurre a finales de 2003 y en total se lanzan 23 unidades, no fallando ninguna.

                            - ATLAS II-AS

    El Atlas II-AS es el mismo II-A, antes citado, pero dotado de 4 cohetes boosters de propulsante sólido. El peso total se eleva a 233,63 Tm, el empuje inicial a 361,62 Tm y la altura del cohete es la misma o superior, en dependencia de la carcasa que precisa la carga. Puede llevar cargas de 8,6 Tm a una órbita de 185 Km de altura o 3.719 Kg a una órbita geoestacionaria.
    La diferencia del modelo II-AS está solo pues en los 4 boosters de que iba dotado. Eran 4 Thiokol Castor IV-A de 11.743 Kg de peso, de propulsante sólido, de 9,1 m de longitud, 1 m de diámetro, 56 seg de funcionamiento, con empuje en el vacío de 48,7 Tm e impulso específico de 237 seg. El motor de este tipo de fase es también llamado TX-780 y es también usado en el cohete Delta 6900 y fue puesto en servicio en 1989.
    Entre 1993 y el 18 de diciembre de 1999 se hicieron 18 disparos, sin fallo alguno, de diversos satélites del tipo Intelsat y otros. El último de este modelo, fabricado en Denver, salió de fábrica el 14 de mayo de 2004, cerrando un balance de 61 unidades utilizadas durante 13 años y de las que no falló ninguna.

                = USA. ATLAS 3

    En 1998, cuando el cohete Atlas operativo disponible era el modelo II-AS, dotado de una segunda fase Centaur II-AR y de boosters con los avanzados motores Castor 4A-XL, la compañía entonces fabricante Lockheed Martin cambió para una nueva época el cohete, renovado así por tercera vez, los nombres de los Atlas II-AR y II-ARC que estaban desarrollando por el de Atlas 3A y Atlas 3B, de mayor capacidad de propulsante y más potente que el Atlas II.
    La configuración planificada del 3A era la de un cohete de 214,34 Tm de peso, 43,5 m de altura, igual diámetro de 3,05 y un empuje de 390,4 Tm.
    La primera fase Atlas tendría 195,6 Tm de peso, de ellas 13,7 de peso en seco, una altura de 28,5 m, propulsantes LOX y Keroseno de nuevo, y un tiempo de funcionamiento de 2 min 12 seg. El impulsor principal del Atlas seria entonces proporcionado por 2 motores RD-180 rusos, obra originalmente de Glushko, derivado del RD-170, y se iban a suprimir los dos aceleradores típicos de los anteriores Atlas en la primera fase. El número de motores del modelo II-AS era de 9 y se querían reducir a 2 con la idea de reducir tanto costes como complejidad. El RD-180 tenía un impulso específico de 311 seg a nivel de mar; cada motor tenía un peso de 2,65 Tm, un metro de diámetro y una altura de 4 m. Este motor ruso resultaba más sencillo y potente respecto a los originales americanos Atlas lo que reducía costos y posibilidad de fallos.
    Por su parte, la fase segunda Centaur II-AR sería de 18,7 Tm de peso, de ellas 1,9 Tm de peso en seco, con un empuje de 10 Tm en el vacío. Medía 15 m de longitud, 3,05 m de diámetro y actuaba durante un máximo de 12 min 18 seg. Llevaba un motor RL-10A-4.1 de 451 seg de impulso específico.
    Las misiones previstas para estos cohetes son las de satelización en órbita geoestacionaria de 4,5 Tm para el Atlas 3B, más de un 20 % que el Atlas usado por entonces, el II-AS que llevaba 3,8 Tm. Para el Atlas 3A, la fase superior Centaur se iba a dotar de 1 o 2 motores al modo del RL-10A según la carga útil a llevar. El modelo 3A se esperaba que estuviera dispuesto para la segunda mitad de 1998 y el 3B para 2 años después. La compra de la Lockheed fue de 18 de tales motores rusos. La Lockheed Martin probó el primer motor RD-180 el 29 de julio de 1998 con una primera nueva fase del Atlas 3A durante 10 seg en el centro Marshall de la NASA de Hunstville; luego probaron otro encendido durante 1 min 10 seg, teniendo un funcionamiento real previsto en vuelo tal motor de 3 min 6 seg.
    El centro Marshall de la NASA probó el citado motor RD-180 el 6 de noviembre de 1998 durante 56 seg, mostrando el mismo su solvencia técnica.
    El primer lanzamiento de un Atlas 3 se fijó en el verano de 1998 para marzo de 1999. Pero llegado marzo de 1999, aunque quedaba dispuesto el Atlas 3A o AC-201 para su lanzamiento, la nueva fecha prevista entonces era junio siguiente. Un año después seguía a la espera de partir. Los retrasos fueron debidos a múltiples problemas, algunos derivados del propio cohete y otros debido a circunstancias externas. Por fin, el primer Atlas 3 partió con éxito de Cabo Cañaveral el 25 de mayo de 2000 llevando un satélite. La comercialización corre a cargo de la compañía International Launch Services.

                = USA. ATLAS 5.

    A principios de FEBRERO de 1999, la Lockheed anunció el proyecto Atlas 5 derivado de la llamada fase CCB del programa militar EELV con la intención de quedara listo para finales del año 2001. Se querían reducir costes de disparo en una cuarta parte y abaratar el cohete en general cambiando notablemente algunas de sus características fundamentales de los Atlas, tal como los tanques de propulsantes que se estabilizaban bajo la presión del propio fluido que contenían.
    Este cohete admite varias configuraciones y añadido de diverso número de boosters. Una de sus principales características es su rápida disponibilidad para el disparo. Las posibilidades del nuevo lanzador, según configuración, permiten entonces llevar entre 5 Tm y 8,67 Tm a una órbita de transferencia geoestacionaria. También puede llevar pesos superiores a menores alturas, de hasta 20,52 Tm a 200 Km de altitud con la versión más potente. A una órbita polar puede enviar cargas de hasta 17 Tm. La carga útil puede ser alojada en distintas carcasas de hasta un máximo de 5,4 m de diámetro. La versión básica 400 puede satelizar un máximo de 12,5 Tm (o 10,75 Tm en órbita polar, o casi 5 Tm en órbita geoestacionaria).
    El cohete se diseñó en general para tener 62,3 m de altura, 5,4 m de diámetro, 546,7 Tm de peso y 875,9 Tm de empuje inicial o total. En realidad se proyectaron dos modelos, el 400 y el 500, siendo en el segundo caso posible configurar varias versiones (501, 511, 521, 531, 541 y 551, respectivamente capaces de llevar 4,1- 4,9 – 5 – 6,9 – 7,6 y 8,2 Tm a una órbita geoestacionaria).
    La primera fase CCB es de 32,46 m de altura, 3,81 m de diámetro, 306,9 Tm de peso, de ellas 22,46 Tm de peso en seco, siendo el resto de LOX y keroseno, que quema durante 4 min 13 seg en un motor RD-180, ya citado, de origen ruso (fabricado por la empresa Energía) e importado por la Pratt&Whitney que lo adapta a la fase; el empuje es de 423,4 Tm y el impulso específico de 311 seg a nivel de mar.
    El tipo de booster, del que puede llevar hasta 5, es un SRB de 19,5 m de altura, 1,6 m de diámetro, 40,82 Tm de peso, de ellas 4 Tm de peso en seco, y 36,82 Tm de propulsante sólido. El cohete proporciona 130 Tm de empuje durante 1 min 34 seg y su impulso específico es de 245 seg a nivel de mar.
    Su etapa segunda puede admitir un Centaur V1 de 12,7 m de altura, 3 m de diámetro, 22,83 Tm de peso, de ellas 2.026 Kg de peso en seco, siendo el resto propulsante LOX y LH que consume en un motor RL-10A-4.2 durante un tiempo máximo de 14 min 54 seg. El impulso específico es de 451 seg y el empuje de 10,1 Tm en el vacío.
    A principios de 2000 se contempló dotar al Atlas 5 de una fase superior RL-50, desarrollada por Pratt&Whitney para aumentar la capacidad de satelización del cohete, estudiando que la misma pudiera compatibilizar también con el cohete Delta 4.
    El primer Atlas 5 fue probado con éxito el 21 de agosto de 2002. El primer lanzamiento comercial se hizo en julio de 2003 utilizándose la versión 521 con una cofia de 5,4 m para la carga útil, un satélite de comunicaciones; llevó 2 boosters Aerojet de propulsante sólido y una fase última Common Centaur.

                = USA.  SCOUT.

CARACTERÍSTICAS:  Fases...................     4  
                 Altura.................. 20,4-21,5  m
                 Diámetro................     1,13   m
                 Peso total.............. 16,1-20,7  Tm
                 Empuje.................. 40,3-52,35 Tm
                 Propulsantes............ Sólidos.
                 Carga útil a satelizar..   59-210   Kg
                 Programas............... Explorer, TRANSIT, etc.


    Uno de los más pequeños cohetes USA fue el Scout  (Solid Controlled Orbital Utility Test) que, creado para sustituir al Vanguard militar, fue empleado regular y sistemáticamente desde 1961, en los inicios de la era astronáutica, hasta bastantes años después.
    Se utilizó para lanzar satélites meteorológicos y científicos, así como satélites militares secretos. Impulsó algunos satélites del tipo Explorer, así como ingenios extranjeros de Francia, Italia, etc., y se uso ocasionalmente para sondeos de tipo suborbital, es decir como cohete sonda, alcanzando alturas de 8.000 Km.
    Su capacidad astronáutica le define en los siguientes parámetros: número de fases 3 o 4 generalmente, aunque podía poseer entre 3 y 5, dependiendo en todo caso de la misión concreta a realizar; altura de entre 20,4 y 21,5 m; solo 1 m de diámetro en los primeros modelos y 1,13 m de máximo a partir del Scout D; peso de 16 a 20,7 Tm; todas sus fases de propulsante sólido que lo caracterizan por ser uno de los pocos en tal aspecto en la época; capacidad de satelización que fue pasando sucesivamente según los modelos desde 59 a 210 Kg en órbita baja de 185 Km. En una órbita solar podía enviar 34 Kg. El sistema de control es por piloto automático en las 3 primeras fases y por rotación en la cuarta.
    El cohete fue creado por el centro Langley a partir de 1958 y construido por la LTV Aerospace, aprovechando motores de propulsión sólida de otros cohetes ya probados. Fue lanzado tanto desde Vandenberg, como de Wallops Island y en la base italiana de San Marco en el Océano Índico.
    Fue probado por vez primera el 1 de julio de 1960, llevando 3 fases, y lanzado operativamente por vez primera el 16 de febrero de 1961. En 1970, 10 años después, habían sido lanzados 67 Scout, siendo el total de contratados de 97. En octubre de 1984 se llevaban lanzados 104 unidades y su nivel de éxitos era de un 95 %, llegando a lanzarse consecutivamente, entre el 25 de septiembre de 1967 y el 11 de octubre de 1975, 37 unidades sin fallo destacable.
    Existieron entre 1960 y 1979 diversos modelos Scout que se especifican en su configuración a continuación:

    El X-1 estaba integrado por una primera fase Algol 1-C, segunda Castor 1, tercera Antares 1A y cuarta Altair 1A, como ya se indicó, todas de propulsante sólido. La altura total de este cohete era de 20,9 m, el peso de 16,7 Tm y el empuje inicial de 43,54 Tm. El costo del cohete era de unos 8,91 millones de dólares y su capacidad de satelización estaba en los 59 Kg para 185 Km de altura. Se lanzaron entre 1960 y 1962 en total 9 de estos cohetes, fallando 4 de ellos.
    La primera fase Algol 1-C medía 9,12 m de altura, 1 m de diámetro, pesaba 10,7 Tm, de ellas 1,9 Tm de peso sin propulsante y funcionaba durante 40 seg; el impulso específico era de 214 seg a nivel de mar. El costo de la fase era de 2,9 millones de dólares.
    La fase segunda Castor 1 es el mismo usado en el Delta D. Tenía 5,9 m de altura, 80 cm de diámetro, 3.852 Kg de peso, de los que 535 Kg eran peso sin propulsante, y tenía un empuje de 29,16 Tm en el vacío funcionando durante 27 seg; el impulso específico era de 232 seg a nivel de mar.
    La tercera etapa Antares 1A tenía 3,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 1.225 Kg de peso, de los que 294 eran de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 39 seg y un empuje en el vacío de 6,17 Tm; el impulso específico era de 233 seg a nivel de mar. La fase costaba unos 4 millones de dólares.
    La cuarta fase Altair 1A tenía 2,5 m de altura, 50 cm de diámetro, 390 Kg de peso, de ellos 181 de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 40 seg y un empuje en el vacío de 1,4 Tm; el impulso específico era de 232 seg a nivel de mar. Tenía un costo de 1 millón de dólares. La carga útil se alojaba en una proa de 1 m^3 de capacidad y 86 cm de diámetro.

    El X-2 llevaba de sucesivas etapas una Algol 1D, Castor 1, Antares 2 y Altair 1A. En total medía 20,4 m de altura, pesaba 16,35 Tm y tenía un empuje al partir de 43,54 Tm. El costo de este modelo fue en torno al mismo que el anterior. Podía satelizar cargas de 76 Kg en órbita baja de 185 Km de altura. Se hicieron entre 1962 y 1963 en total 6 disparos y falló en 4 de ellos. La primera, segunda y cuarta fases son las mismas ya vistas antes en el X-1. La diferencia estaba en la fase tercera que es un Antares 2 de 2,9 m de altura, 80 cm de diámetro, 1.400 Kg de peso, de los que 300 eran de peso sin propulsante. El tiempo de funcionamiento era de 36 seg y un empuje en el vacío de 9,5 Tm; el impulso específico era de 233 seg a nivel de mar. La fase costaba unos 4 millones de dólares.

    El X-3 llevaba fases Algol 2A, Castor 1, Antares 2 y Altair 1A. En total medía 20,4 m de altura, pesaba 17,24 Tm y tenía un empuje al partir de 52,35 Tm. El costo de este modelo fue el mismo que el anterior. Podía satelizar cargas de 87 Kg en órbita baja de 185 Km de altura. Se hicieron entre 1962 y 1964 en total 10 disparos y falló en 3 de ellos.
    La primera fase Algol 2A, nueva, tenía 9,1 m de altura, pesaba 11,6 Tm, de ellas 1,65 Tm de peso sin propulsante y funcionaba durante 47 seg con un empuje de 57,5 Tm en el vacío; el impulso específico era de 232 seg a nivel de mar. El costo de la fase era de 2,9 millones de dólares.
    La segunda y cuarta fases son las mismas del X-1 y la tercera es la misma del X-2.

    El X-4 se integraba por las sucesivas fases Algol 2B, Castor 1, Antares 2 y Altair 2. En total medía 20,4 m de altura, pesaba 17,13 Tm y tenía un empuje al partir de 52,35 Tm. El costo de este modelo era de 8,61 millones de dólares. Podía satelizar cargas de 103 Kg en órbita baja de 185 Km de altura. Se hicieron entre 1963 y 1968 en total 16 disparos y falló solo uno de ellos. La primera, segunda y tercera fases eran las mismas que el modelo anterior X-3, estando la diferencia del cohete en su cuarta etapa.
    La nueva fase Altair 2 tenía 2,5 m de altura, 60 cm de diámetro, 275 Kg de peso total, siendo 238 Kg el peso del propulsante sólido. El tiempo de funcionamiento era de 28 seg, el impulso específico de 242 seg a nivel de mar, y el empuje de 2.268 Kg en el vacío.

    El Scout A1 llevaba las sucesivas fases Algol 2B, Castor 2, Antares 2 y Altair 2. Tenía 20,6 m de altura, 17,7 Tm de peso y un empuje de 52,35 Tm al partir. El costo del cohete era también de 8,61 millones de dólares. Su capacidad le permitía satelizar cargas de 122 Kg en órbita de 185 Km de altura. Se lanzaron entre 1965 y 1973 un total de 12 unidades sin fallar ninguna. La primera, tercera y cuarta fases eran las mismas del modelo anterior X-4. Era diferente la segunda. La nueva etapa Castor 2 fue vista en el Delta E y era un modelo Sergeant modificado, Thiokol, de 6 m de longitud, 80 cm de diámetro, 4.423 Kg de peso, de ellos 697 Kg sin los propulsantes sólidos y 3.726 Kg de éstos, y 26,4 Tm de empuje en el vacío 22,7 Tm a nivel de mar; el impulso específico era de 232 seg y el tiempo de funcionamiento de 37 seg.

    El Scout B1 llevaba las sucesivas fases Algol 2B, Castor 2A, Antares 2A y Altair 3A. Tenía 20,6 m de altura, 17,72 Tm de peso y un empuje de 52,35 Tm al partir. El costo del cohete era de 8,66 millones de dólares. Su capacidad le permitía satelizar cargas de 143 Kg en órbita de 185 Km de altura. Se lanzaron entre 1965 y 1976 un total de 30 unidades fallando 4 de ellas. La primera, segunda y tercera fases son las mismas del modelo A1 anterior. En esta ocasión es la cuarta etapa la que se cambia y se trata de un Altair 3A, o X-258, de 2,5 m de longitud, 60 cm de diámetro, 301 Kg de peso, de ellos 273 Kg de propulsante sólido, y 2,8 Tm de empuje en el vacío y 1,29 Tm de empuje a nivel de mar; el impulso específico era de 255 seg y el tiempo de funcionamiento de 27 seg. El costo de la nueva fase era de 750.000 $.

    El Scout D1 llevaba las sucesivas fases Algol 3A, Castor 2A, Antares 2A y Altair 3A. Tenía 20,9 m de altura, 20,44 Tm de peso y un empuje de 40,33 Tm al partir. El costo del cohete era de 8,66 millones de dólares. Su capacidad le permitía satelizar cargas de 185 Kg en órbita de 185 Km de altura. Se lanzaron entre 1972 y 1979 un total de 16 unidades fallando 1 de ellas. La segunda, tercera y cuarta fases son las mismas del modelo anterior B1, siendo en esta ocasión la novedad la fase primera. Un modelo particular se denominó E1 en 1974 cuando se lanzó el Explorer 52.
    La Algol 3A tenía 9,4 m de altura, 1,14 m de diámetro, 14,32 Tm de peso, de ellas 1,6 Tm de peso sin propulsante y de éste había 12.712 Kg, y un empuje en el vacío de 48,12 Tm. Funcionaba durante 1 min 15 seg y el impulso específico a nivel de mar era de 238 seg. Su costo se cifró en 2,9 millones de dólares. Tal fase era una versión del misil Polaris, cohete militar diseñado para submarinos.

    El Scout F1 disponía sucesivamente de las fases Algol 3A, Castor 2A, Antares 2B y Altair 3A. Tenía 20,9 m de altura, 20,44 Tm de peso y un empuje de 40,33 Tm al partir. El costo del cohete era de 8,66 millones de dólares. Su capacidad le permitía satelizar cargas de 193 Kg en órbita de 185 Km de altura. Se lanzaron solo en 1975 dos unidades fallando 1 de ellas. Las etapas eran las mismas que el modelo anterior D1, siendo solo ligeramente distinta la tercera. 

    El Scout G1 llevaba las etapas siguientes, de la 1 a la 4: Algol 3A, Castor 2A, Antares 3A y Altair 3A. Tenía 21,5 m de altura, 20,68 Tm de peso y un empuje de 40,33 Tm al partir (48,45 Tm en el vacío). El costo del cohete era de 8,66 millones de dólares. Su capacidad le permitía satelizar cargas de 210 Kg en órbita de 185 Km de altura. La razón de masas se cifra en 40 a 1. Se lanzaron entre 1979 y 1994 un total de 18 de estos cohetes sin un solo fallo. Las etapas eran las mismas que el modelo anterior F1, excepto la tercera. La Antares 3A, o X-259A, tenía 3,5 m de altura, 80 cm de diámetro, 1.638 Kg de peso, de los que 352 eran peso sin propulsante, siendo el peso de éste de 1.286 Kg, resultando un empuje de 8,24 Tm en el vacío (6,2 Tm de empuje a nivel de mar) y un tiempo de funcionamiento de 48 seg. El coste de la fase citada fue de 4 millones de dólares. La etapa Antares 3 también es llamada Star 31 (TEM-762); esta fase era originalmente de 1.393 Kg, 106 Kg sin propulsante, 8,16 Tm de empuje y 46 seg de tiempo de funcionamiento.

    Del Scout, cuyo costo inicial fue de 3 millones de dólares, en 1961, asimismo se realizaron versiones militares. La US Navy dispuso del cohete bajo en nombre de Sea Scout (Informador de Mar) y también la USAF que lo denominó Blue Scout (Informador celeste)  o programa HETS. Respecto al último, es preciso constatar que sirvió para disparar algunos satélites militares secretos y numerosas pruebas suborbitales. El 8 de noviembre de 1960 falló en el lanzamiento desde Cabo Cañaveral de una sonda de radiación y también fracasó en lanzamientos del 1 de noviembre de 1961, 12 de abril de 1962 y 28 de enero de 1965. Pero solo fueron 4 fallos de 29 disparos suborbitales efectuados entre el 21 de septiembre de 1960 y 24 de noviembre de 1970 para investigaciones sobre radiación, campo magnético, astronomía UV, etc. De este cohete se dispusieron varios modelos:
    BLUE SCOUT 1, o XRM‑89, de 3 fases, 22 m de longitud, 1,02 m de diámetro, 16,7 Tm de peso, empuje de la 1ª fase de 52 Tm. Tal fase era un Algol, siendo la 2ª un Castor de motor XM‑33 de 22,7 Tm de empuje, y el 3º escalón un Antares de motor ABL X‑254 Hércules de 6,2 Tm de empuje. El alcance del cohete fue de unos 1.930 Km y su primer vuelo fue realizado el 7 de enero de 1961.
    BLUE SCOUT 2, o XRM‑90, de 4 fases, 22 m de longitud, 1,02 m de diámetro, 16,8 Tm de peso, primera, segunda y tercera fases iguales a las del anterior pero con un 4º escalón Altair con motor ABL X‑248, de 1,36 Tm de empuje. El alcance era de 3.200 Km y voló por ver primera el 3 de marzo de 1961.
    BLUE SCOUT JUNIOR, o XRM‑91, de 4 fases, 12,3 m de largo, 53 cm de diámetro, 5,8 Tm de peso, fase 1ª y 2ª iguales a las de los anteriores, siendo la 3ª un Alcor de 3,63 Tm de empuje. La 4ª etapa tenía un empuje de 0,4 Tm. Estaba dotado en vuelo de rotación para la estabilidad. Fue disparado por vez primera el 21 de septiembre de 1961.
    Otro BLUE SCOUT, el XRM‑92, tenía unas características idénticas al Scout civil de la NASA.
    Hubo otro tipo llamado RAM-B que se usó en 3 disparos del DOD desde Wallops Island con el X-17, entre 1962 y 1964.

    En los años 90 se proyecto un modelo de Scout Advanced para lanzamientos desde la base italiana en la plataforma africana de San Marco. El cohete, que debería satelizar cargas de más de 500 Kg en órbitas de 200 Km de altura, tendría un coste nominal de menos de 8 millones de dólares. Habría medido 19,5 m de altura, 1,14 m de diámetro, y hubiera pesado 38,9 Tm, siendo el empuje al partir de 128,4 Tm. Habría llevado 4 fases y 2 booster Ariane de los europeos. La primera, segunda y cuarta fases serían las mismas ya vistas en el Scout G1; respectivamente, Algol 3A, Castor 2A y Altair 3A. La tercera sería una Mage 2, etapa francesa puesta en servicio en 1983, de 1,5 m de longitud, 80 cm de diámetro, 530 Kg de peso, de ellos 40 sin el propulsante sólido, y con un empuje de 4,64 Tm en el vacío, funcionando durante 44 seg. El modelo de booster Ariane SPB-7, también de propulsante sólido, sería de 8,3 m de altura, 1,1 m de diámetro, 9,66 Tm de peso, de ellas 2,3 Tm sin propulsante, con un empuje de 70,36 Tm en el vacío y un tiempo de funcionamiento de 29 seg; el impulso específico a nivel de mar es de 240 seg.

                = USA.  TITAN.

CARACTERÍSTICAS:Fases..................     2-3
               Altura..................    30-42,4  m
               Diámetro................  3,05-4,3   m
               Peso total.............. 146,8-917   Tm
               Empuje..................   193-1.396 Tm
               Propulsantes............  N2O4-Aerocina 50 y sólidos.
               Carga útil a satelizar..   3,1-21,64 Tm
               Programas............... Gemini, Landsat, KH, Viking, Voyager,
                                           Clementine, Cassini, etc.

    Con el nombre unitario de los mitológicos seres predecesores de los dioses griegos encabezados por Zeus y compañía, fueron bautizados una familia de cohetes USA de lo más notable para su momento por su potencia militar y capacidad astronáutica. También llegó con la necesidad de llevar cargas más pesadas en su momento que las que eran capaces los lanzadores anteriores. Su finalidad original, de 1960, era dotar a la USAF de un gran lanzador, como el Saturn, para sus proyectos de nave espacial y estación orbital. El programa comenzó el 2 de mayo de 1955 requiriendo la presentación de propuestas a empresas privadas.
    Fueron construidos por la empresa Martin en Denver, Colorado (más tarde la Lockheed Martin), y lanzados en Cabo Kennedy, donde se les acondicionó la plataforma número 19, originalmente destinada al primero de la serie. En el programa espacial americano serán de suma importancia varios modelos Titan, uno en el programa Gemini y otro, con varias versiones, el Titan 3, en lanzamiento de algunas sondas interplanetarias. Ambos modelos fueron, desde luego, convenientemente acondicionados a las necesidades astronáuticas.
    La familia Titan en versión militar fue utilizada como vector espacial para satélites de la USAF con lanzamientos desde Vandenberg.

    El Titan 1, de 2 fases, medía 25,8 m de altura, 29,9 con la carga útil y 3,05 m de diámetro, pesaba 105,14 Tm, tenía 2 motores Aerojet LR-87.AJ1, luego sustituidos por los LR-83.3 y LR-87.AJ3, en la base que consumían propulsantes LOX y Keroseno y proporcionaba un empuje de 132,14-136,08 Tm. Cada unidad salía por 14 millones de dólares. La primera fase tenía 16 m de altura, 76,2 Tm de peso, de ellas 4 de peso en seco, un tiempo de funcionamiento 2 min 18 seg y un empuje en el vacío de 149,7 Tm; el impulso específico era de 256 seg. La segunda fase tenía 9,8 m de altura, 2,4 de diámetro, 28,94 Tm de peso, de las que 1,73 eran de peso en seco, y quemaba en un motor LR-91.AJ1, luego LR-91.AJ3, LOX y Keroseno durante 3 min 45 seg proporcionando 36,28 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico era de 210 seg. Inicialmente se precisaban un total de 75.000 horas/hombre para construir una unidad de este primer modelo Titan, pero más tarde la cifra se logró rebajar a 19.000 horas/hombre; la empresa fabricante fue la Martin Co. Su primer disparo ocurrió en Cabo Cañaveral el 6 de febrero de 1959 y se lanzarán en total 47 unidades. En la base de disparos de Vandenberg, el Titan 1 fue disparado por vez primera desde un silo el 3 de mayo de 1961. El último disparo tuvo lugar allí el 5 de marzo de 1965. No fue utilizado astronáuticamente.

                = USA.  TITAN 2 / GEMINI‑TITAN.

CARACTERÍSTICAS:  Fases...................      2
                  Altura..................     32,92   m
                  Diámetro................      3,048  m
                  Peso total..............    136     Tm
                  Empuje..................    195     Tm
                  Propulsantes............  Líquidos
                  Carga útil a satelizar..      3,6   Tm
                  Programas...............  Gemini.



    Fue el Gemini Titan (GT) la astronave desarrollada para lanzar a las naves Gemini tripuladas sobre el cohete originalmente militar Titan 2.
    El Titan 2, creado en 1960, oficialmente denominado SM‑68 y perteneciente a la USAF, se constituyó en un ICBM de más de 10.000 Km de alcance. El Titan 2 fue dispuesto para ser lanzado bien en la base de Florida o desde silos subterráneos en menos de 1,5 min de operaciones, en su empleo militar claro está. Tenía un costo de 5 millones de dólares hacia el año 1958, unas 350 millones de pesetas de entonces, pero tal cifra llegó a los 16,24 millones posteriormente. Como misil, su primer lanzamiento tuvo lugar en 1961 y el último el 27 de junio de 1976.
    El Titan 2 militar se diferenciaba del GT a grandes rasgos en que este último disponía, en vez de una carga explosiva en proa, de una nave Gemini con sus dos tripulantes. Así pues, el Titan para el Gemini se constituyó en el GLV, esto es, el vehículo lanzador Gemini. El misil Titan 2, tras su retirada como misil operativo, se probó astronáuticamente por vez primera en Vandenberg el 6 de SEPTIEMBRE de 1988 lanzando varios satélites militares no especificados. A principios de 1998 se llevaban disparados 6, teniendo en perspectiva en tal año lanzar 2 y otros 3 posteriormente.
    De 2 fases, medía 32,92 m de altura y 36 m con la carga, 3,048 m de diámetro, pesaba 146,8 Tm, y el empuje al partir era de 193 Tm (221,5 Tm en el vacío). Su capacidad de satelización estaba en las 3,4 Tm para una órbita de 180 Km de altura. Constaba de unas 42.000 piezas, de ellas unas 18.000 eléctricas y 24.000 mecánicas, y unos 240 sistemas en total. Para construir uno de estos cohetes se precisaban (en las primeras unidades) 35.000 horas/hombre. Se lanzaba en la LC‑19.
    La primera fase medía 22,3 m de altura, pesaba 117,87 Tm, de las que 6.736 Kg eran de peso en seco. Llevaba 2 motores Aerojet XLR‑87.7 AJ‑5 que consumían propulsante líquido a base de tetróxido de nitrógeno y aerocina 50, de fácil almacenaje y con sistema de encendido hipergólico; la aerocina 50 es una mezcla en igual proporción de hidracina y dimetilhidracina asimétrica (UDMH). Estos propulsantes serían los utilizados en casi todas las fases de los sucesivos modelos Titan. El tipo de motor LR-87.7 pesaba 713 Kg y medía 3,1 m de altura y 1,5 de diámetro. El impulso específico era de 258 seg a nivel de mar. El bombeo de propulsante se realizaba con el sistema, nuevo por entonces, consistente en presionarlo por acción de un gas originado por el propio compuesto. Los conductos de paso del oxidante eran de 25 cm de diámetro en material de aluminio que luego se escindían en 2 tubos de 17 cm de diámetro que ya enlazaban con los motores. El combustible discurría por un tubo de 15 cm de diámetro. Cada fase venía a costar 11,6 millones de dólares.
    La segunda etapa tenía una altura de 7,9 m, igual diámetro, pesaba 28,94 Tm, de las que 2,4 Tm eran de peso en seco. Empleaba los mismos propulsantes que la primera y los quemaba en un solo motor Aerojet XLR‑91.7 AJ‑5, de 45,4 Tm de empuje en el vacío. El tipo de motor LR-91.7 pesaba 565 Kg y su diámetro era el de la fase. El impulso específico era de 160 seg a nivel de mar y el tiempo de funcionamiento de 3 min. Cada una de estas fases salía por 4.640.000 $.
    El sistema de control del GT lo componían giroscopios conectados a acelerómetros de gran precisión para entonces, que detectaban las anormalidades para el sistema de neutralización.
    Como particularidad del GT, cabe señalar el dispositivo MDS, sistema de detección del mal funcionamiento, que controlaba la presión de la cámara y tanques, sistema eléctrico y de dirección y la separación de las fases. Para la seguridad de los astronautas, en caso de algún fallo, el MDS hubiera transmitido una señal a los mismos automáticamente, a la vez que podía detener instantáneamente el motor, una vez hubiera recibido la correspondiente orden.
    Hasta el lanzamiento, se mantenían entre el centro de control de la rampa de Cabo Kennedy y el GT conexiones a través de la torre de apoyo por 15 vías umbilicales que en el caso del disparo del Titan 1 fueron 32.
    Tras el lanzamiento, a los 2 m 19 seg de vuelo se apagaba la primera fase. Por entonces estaba a una altura de 55 Km y entre unos 70 y 75 Km de Cabo Kennedy. Antes de separarse la citada fase, que luego iba a caer a unos 720 Km del lugar de partida, era de inmediato encendido el segundo escalón por el sistema FITH, esto es, encendido en el espacio cerrado. Al momento se separaba pues la 1ª etapa y la 2ª actuaría por el tiempo de los 3 min siguientes.
    A los 5 m 30 seg estaba la 2ª fase a casi 870 Km de Cabo Kennedy y a 156 Km de altura, lista para unos minutos después insertar la carga útil en órbita. Entonces se separaba de dicha carga de la que estaba distanciada por una pequeña sección o anillo intermedio que portaba. Tal división se llevaba a término haciendo estallar una carga en cinta. La capacidad del GT le permitía llevar unas 3,6 Tm a una órbita de hasta casi los 500 Km de altura.
    En total, se lanzarían 12 GT, de los que fueron tripulados 10, entre abril de 1964 y noviembre de 1966. Ahora, he aquí las fechas y misiones de cada GT, de los que los dos primeros no fueron tripulados:
    GT‑1   08.04.64   Gemini 1            GT‑07    04.12.65   Gemini  7
    GT‑2   19.01.65   Gemini 2            GT‑08    16.03.66   Gemini  8
    GT‑3   23.03.65   Gemini 3            GT‑09    03.06.66   Gemini  9
    GT‑4   03.06.65   Gemini 4            GT‑10    18.07.66   Gemini 10
    GT‑5   21.08.65   Gemini 5            GT‑11    12.09.66   Gemini 11
    GT‑6   15.12.65   Gemini 6            GT‑12    11.11.66   Gemini 12
    Además se utilizaría en otros lanzamientos posteriormente. En total, hasta el 12 de diciembre de 1999 se llevaban lanzados un total de 21 de estos cohetes, habiendo fallado en una ocasión.

                = USA.  TITAN 3.

CARACTERÍSTICAS:Fases..................    3
               Altura.................. 34,8-41,5  m
               Diámetro................    3,05    m
               Peso total..............  158-706   Tm
               Empuje..................  197-1.150 Tm
               Propulsantes............ N2O4-Aerocina 50, LOX-LH, y sólidos.
               Carga útil a satelizar..  3,1-15,4  Tm
               Programas............... KH, Viking, Voyager, Helios,
                                        Intelsat, Mars Observer, etc.

    El Titan 3 militar fue desarrollado sobre el modelo anterior Titan 2 a partir del año 1962 para llevar cargas de mayor tonelaje que aquél hacia una órbita baja. Se comenzó a lanzar en 1964 en Cabo Cañaveral y en 1966 en Vandenberg. En los primeros 129 disparos en ambas bases, solo falló en 3 ocasiones. La NASA usó 7 versiones del cohete en ese tiempo y otras los militares.
    En 1990, algunas versiones tuvieron continuidad como lanzador comercial americano de satélites, y es entonces uno de los 3 en activo.
    El Titan 3 se pensó en principio para los proyectos del Dyna Soar, que sería cancelado en 1963, y el MOL, laboratorio orbital tripulado de la USAF, que tampoco se sacó adelante. Construido por la Martin Marietta Co.
    Algunas configuraciones del Titan 3 le catalogan en su tiempo, tras los cohetes de la familia Saturn, como los más poderosos lanzadores americanos de las primeras décadas astronáuticas.

                            - TITAN 3A.

    Capaz de satelizar cargas de 3,1 Tm en órbita de 185 Km de altura, tenía 3 etapas, 158 Tm de peso, medía 34,8 m de altura, 3,05 m de diámetro en todas sus fases, y su costo se cifró en 30,74 millones de dólares. También fue llamado SLV-5A por el DoD. El propulsante común a todas las fases era el tetróxido de nitrógeno y la Aerocina 50.
    Su primera fase era de las siguientes características: Altura 22,25 m, peso 116,57 Tm, peso en seco 5,44 Tm, tiempo de funcionamiento 2 min 27 seg, empuje en el vacío 238,59 Tm y empuje al partir 197,5 Tm. Utilizaba dos motores LR-87.11 de la AeroJet de un impulso específico de 250 seg a nivel de mar que tenían cada uno 1,14 m de diámetro, 3,8 m de altura y un peso de 758 Kg; en el mismo, se inyectaba el oxidante a razón de 540,7 Kg/seg y el combustible a 284 Kg/seg, siendo la presión en la cámara de combustión 58,3 atmósferas. El costo de la fase ascendía a unos 11,6 millones de dólares.
    La segunda etapa tenía las siguientes características: Altura 7,9 m, peso 29,19 Tm, peso en seco 2,65 Tm, tiempo de funcionamiento 3 min 25 seg, y empuje en el vacío 46,27 Tm. Utilizaba un motor LR-91.11 de la AeroJet de un impulso específico de 145 seg a nivel de mar que tenía 1,6 m de diámetro, 2,8 m de altura y un peso de 589 Kg; en el mismo, se inyectaba el oxidante a razón de 97 Kg/seg y el combustible a 54,7 Kg/seg, siendo la presión en la cámara de combustión 58,5 atmósferas. El costo de la fase ascendía a unos 4,64 millones de dólares.
    Su tercera etapa era de las siguientes características: Altura 4,6 m, peso 12,25 Tm, peso en seco 1,95 Tm, tiempo de funcionamiento 7 min 20 seg, y empuje en el vacío 7,26 Tm. Utilizaba dos motores AJ10-138 que tenían cada uno 1,5 m de diámetro y un peso de 110 Kg. El costo de la fase, que fue llamada Transtage, ascendía a unos 14,5 millones de dólares.
    Entre 1964 y 1965 se hicieron con este cohete 4 disparos en Cabo Cañaveral, de los que falló el primero. Fue lanzado por vez primera a las 10 horas del día 2 de septiembre de 1964 y cuya 3ª fase falló y no logró satelizarse. El segundo disparo ocurrió el 10 de diciembre de 1964, esta vez con éxito completo. El tercer Titan 3‑A se lanzó el 11 de febrero de 1965 y el cuarto y último fue disparado el 6 de mayo de 1965.

                            - TITAN 3C.

    El Titan 3C, designado como SLV-5C por el DoD, tenía también 3 fases, y una altura de 34,8 m, un peso de 610,47 Tm y un empuje al partir de 1.079,55 Tm en total. Su costo ascendía a 66,7 millones de dólares. El Titan 3C se planeó lanzar con él al luego cancelado MOL, un laboratorio tripulado.
    Era capaz de poner en órbita de 185 Km de altura una carga de 13,1 Tm, o bien enviar a una órbita geoestacionaria 3 Tm. Se trata del mismo cohete 3A pero al que se añaden 2 boosters envolviendo la primera fase. Los caracteres de la primera, segunda y tercera fases son pues las vistas en el Titan 3A.
    Cada acelerador o booster, UA-1205, de propulsante sólido, con perclorato de amonio como oxidante, tenía 25,91 m de altura, 3,05 m de diámetro, 226,23 Tm de peso y 596,47 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico era de 238 seg a nivel de mar. Actuaban los boosters durante 1 min 55 seg en el lanzamiento. En vuelo, el chorro largado por estos 2 aceleradores llega a alcanzar casi los 100 m de longitud. Sus cohetes para la separación de fases se dispusieron de propulsante sólido, con los componentes perclorato de amonio y acrilonitrilo.
    Se lanzaron entre 1965 y 1982 en total 36 unidades de este cohete, todas en Cabo Cañaveral, y de las mismas fallaron 5. El primer Titan 3‑C fue lanzado el 18 de junio de 1965. El segundo se disparó el 15 de octubre de 1965. El tercero salió de la rampa el 21 de diciembre de 1965, fallando la 3ª fase y dando solo una órbita. El cuarto partió en junio de 1966 llevando a la vez 8 satélites.
    El 26 de agosto de 1966 fallaría otro estallando en el aire a los 82 seg de vuelo, luego de volcar peligrosamente al perder equilibrio. En julio de 1967, el cohete había no obstante lanzado más de 40 satélites, de ellos 19 de comunicaciones militares.

                            - TITAN 3B.

    El Titan 3B, designado por el DoD como SLV-5B, tenía también 3 fases, medía 37,3 m de altura, 3,05 m de diámetro, un peso inicial de 152,58 Tm y su costo ascendía a 24,94 millones de dólares. Era capaz de poner en órbita de 185 Km de altura cargas de 3,3 Tm de peso, pudiendo llevar simultáneamente hasta 8 satélites, siempre militares. El Titan 3B se trata en realidad del Titan 3A al que se le cambia la tercera fase por una Agena D, ya utilizada en el Thor Agena D.
    La tercera fase Agena D tenía 7,1 m de altura, 1,5 m de diámetro, pesaba 6.821 Kg, de ellos 673 Kg de peso en seco, utilizaba UDMH y RFNA como propulsantes que quemaba durante 3 min 25 seg en un motor Bell 8096, proporcionando 7,26 Tm de empuje en el vacío.
    Se lanzaron entre 1966 y 1987 un total de 57 unidades, todas en la base californiana de Vandenberg, fallando solo 2.

                            - TITAN 3D.

    El modelo Titan 3D es igual al 3C sin la etapa Transtage y ocasionalmente con otra en su sustitución. Tenía una altura total de 30,2 m, diámetro de 3,05 m, peso total de 598,23 Tm, un empuje al partir de 1.079,55 Tm, y un costo unitario de 52,2 millones de dólares. Su capacidad de satelización era de 12,3 Tm en órbita de 185 Km de altura. Como se indica, llevaba la primera y segunda etapas del Titan 3C y sus 2 aceleradores, todo ya visto.
    Con este cohete se hicieron a partir de junio del 15 de 1971 y hasta 1982 en Vandenberg en total 22 disparos con otros tantos éxitos para lanzamientos militares, casi todos de la serie KH.

                            - TITAN 3E CENTAUR.

    El Titan 3E es el mismo Titan 3D al que se le añade una fase Centaur D. De otro modo, también se puede decir que es el Titan 3C con la tercera fase Transtage sustituida por una Centaur D. Los caracteres del maniobrable y poderoso Centaur fueron vistos en el cohete Atlas Centaur
    El cohete tenía en total 39,49 m de altura, 3,05 m de diámetro, 614,5 Tm de peso, un empuje al partir de 1.079,55 Tm y un costo de 72,5 millones de dólares. La envergadura, con los 2 boosters, venía a ser de algo más de 9 m. Su capacidad de satelización es de 15,4 Tm en una órbita de 185 Km de altura, o bien 3,7 Tm en órbita geoestacionaria, o enviar 4 Tm a una órbita solar.
    En el vuelo, el Titan 3C, disparado en Cabo Kennedy, actuaba primero con los dos boosters que, desprendidos a los 40 Km sobre el océano, dejaban paso al motor de la fase siguiente y luego a la tercera etapa Centaur con la carga útil en proa, que se colocaba ya en órbita. Luego, una última actuación del Centaur colocaba en la definitiva trayectoria a la carga útil hacia Marte o la órbita solar, en dirección al encuentro posterior con algún planeta.
    Entre 1974 y 1977 se lanzaron, con un solo fallo, 7 unidades de esta versión civil Titan, todas en Cabo Cañaveral, todas, menos la primera, para disparar sondas interplanetarias Helios, Viking y Voyager. 

                            - TITAN 34B

    El Titan 34B es un modelo desarrollado sobre otro pensado para el proyecto cancelado MOL, el Titan 3M, con una etapa superior Agena D, vista en el Titan 3B. Tenía 3 fases, 39,7 m de altura, 3,05 m de diámetro, 184,3 Tm de peso y un costo de 25,81 millones de dólares. Su poder para la satelización le permitía llevar hasta 3,5 Tm a una altura de 185 Km. El propulsante común a la primera y segunda fases era el tetróxido de nitrógeno y la Aerocina 50.
    Su primera fase estaba basada en la del Titan 3B, pero con mayor carga de propulsante. Tenía 24 m de altura, igual diámetro, 139,94 Tm de peso, de ellos 7 Tm de peso en seco, 2 min 41 seg de funcionamiento; el impulso específico era de 250 seg. Los motores que llevaba eran los mismos, es decir, dos LR-87.11, ya vistos. El empuje al partir era de 203,7 Tm (246,08 Tm en el vacío).
    La segunda etapa tenía 8,6 m de altura, 3,05 de diámetro, 37,56 Tm de peso, de ellas 2,9 Tm de peso en seco, y un empuje de 46,94 Tm en el vacío; el impulso específico era de 145 seg a nivel de mar. La fase funcionaba durante 3 min 50 seg y llevaba un motor LR.91.11, utilizado también en la segunda etapa del Titan 3B.
    La tercera fase era un Agena D, ya visto en el repetido Titan 3B.
    El cohete fue utilizado entre 1975 y 1987 en 11 lanzamientos desde Vandenberg, de los que falló uno el 24 de abril de 1981, para lanzamientos de satélites militares.

    El referido Titan 3M, pensado para el MOL, no fue puesto en servicio a pesar de iniciarse su desarrollo a mediados de los años 60. Habría llevado las mismas fases primera y segunda que el Titan 34B de este apartado, sin tercera fase, pero ayudado por 2 boosters UA-1207. Habría tenido en total 32,6 m de altura, 816 Tm de peso, un empuje al partir de 1.307,4 Tm y un coste de 65,83 Tm; su capacidad de satelización en órbita baja sería de 17 Tm. El modelo de booster sería de 34,1 m de altura, 3,05 m de diámetro, 319,33 Tm de peso, de ellas 51,23 Tm de peso sin propulsante, 2 min de funcionamiento, impulso específico de 245 seg y empuje en el vacío de 725,73 Tm.

                            - TITAN 34D

    El Titan 34D aprovecha del modelo anterior 34B su primera y segunda etapas, llevando como complemento sobre la primera 2 booster nuevos UA-1206, mejorados sobre los llevados por el Titan 3C, y se sustituye la tercera fase Agena por una IUS y se añade una cuarta también IUS, distinta a la anterior. El nuevo cohete tenía así 41,5 m de altura, 3,05 m de diámetro, 706,07 Tm de peso total, un empuje al partir de 1.150,15 Tm y un costo de 126,55 millones de dólares. La capacidad de satelización es de 14,5 Tm en órbita de 185 Km de altura, o bien 5 Tm en órbita geoestacionaria.
    El modelo de booster UA-1206 tenía 27,6 m de altura, 3,05 m de diámetro, 251,43 Tm de peso, de ellas 40,83 Tm sin los propulsantes sólidos de que disponía, un tiempo de funcionamiento de 1 min 54 seg, un impulso específico de 240 seg a nivel de mar y un empuje al partir de 634,98 Tm en el vacío. El propulsante de cada booster iba dispuesto en 5 segmentos y medio. El costo de cada booster era de 19,72 millones de dólares.
    La primera y segunda fase, con se indica, son las ya vistas en el Titan 34B.
    La tercera era una IUS de propulsante sólido, de 3,5 m de altura, 2,3 m de diámetro, 10,84 Tm de peso, de ellas 1.134 Kg de peso sin propulsante, 2 min 10 seg de tiempo de funcionamiento, 220 seg de impulso específico a nivel de mar, y un empuje en el vacío de 18,5 Tm.
    La cuarta etapa es otra IUS, o TOS, pero de menor tamaño. Tenía 2,1 m de altura, 1,6 m de diámetro, 3,92 Tm de empuje, de ellas 1,17 Tm de peso sin propulsante sólido, 1 min 43 seg de tiempo de funcionamiento, 200 seg de impulso específico a nivel de mar, y un empuje en el vacío de casi 8 Tm. El coste de esta fase fue de 30 millones de dólares.
    Fue utilizado entre 1982 y 1992 para realizar, tanto desde Vandenberg como Cabo Cañaveral, un total de 19 lanzamientos, de los que falló en 4 ocasiones.

                            - VERSIONES NO DESARROLLADAS

    Hacia 1965 se proyectaron varias versiones Titan, fundamentalmente sobre el modelo Titan 3, que estuvieron en estudio pero no llegaron a ser desarrolladas o estar operativas, además del ya citado Titan 3M. Fueron las siguientes:
    Titan 3 BAS2. Habría sido un cohete de 43 m de altura, 217,7 Tm de peso, un empuje al partir de 308,4 Tm, un costo de unos 47 millones de dólares, y una capacidad de satelización de 6,6 Tm en órbita baja o 1,9 Tm en órbita geoestacionaria. Habría llevado 4 fases y 2 boosters Algol 2. Este último es el visto en el cohete Scout X-3. La primera y segunda fases habrían sido las desarrolladas y puestas en servicio para el Titan 34B y Titan 34D. La tercera habría sido la Centaur D vista en el Titan 3E Centaur. Y la cuarta habría sido una Burner 2, citada en el Atlas Agena.
    Titan 3C7. Variante proyectada del Titan 3C, de 35,5 m de altura, 799,42 Tm de peso, 1.307,4 Tm de empuje al partir, casi 80 millones de dólares de costo, y capacidad de satelización para llevar 15,8 Tm a 185 Km de altura o 4,3 Tm a una órbita geoestacionaria. La primera y segunda fases habrían sido las mismas del Titan 3C, siendo los 2 boosters y tercera fases versiones avanzadas de las originales de aquél. Cada booster habría sido un UA-1207, luego desarrollado para el Titan 4, apartado en el que se cita este modelo de cohete acelerador. La tercera etapa habría sido una Transtage Stretch de 5,3 m de altura, 3,05 m de diámetro, 15 Tm, de ellas 2,2 de peso sin propulsantes, un tiempo de funcionamiento de 8 min 40 seg, y 7,26 Tm de empuje en el vacío; habría llevado los mismos 2 motores que la fase original, es decir dos AJ-10-138, y el mismo propulsante N2O4 y aerocina 50.
    Titan 3L2. Modelo de 3 fases y 2 boosters, de 52,9 m de altura, 4,6 m de diámetro, 1.054,92 Tm de peso, 1.307,4 Tm de empuje al partir, 85,26 millones de dólares de costo y una capacidad de satelización de 35 Tm en órbita de 185 Km de altura, o 12 Tm en órbita geoestacionaria. Los boosters serían los vistos en el modelo anterior, UA-1207, y la cuarta fase, una Centaur D, también vista en el Atlas Centaur. La primera fase habría sido nueva, de 29,9 m de altura, 4,6 m de diámetro, 350 Tm de peso, de ellas 20 Tm de peso sin los habituales propulsantes (N2O4 y aerocina 50), 2 min 30 seg de tiempo de funcionamiento, 258 seg de impulso específico, empuje en el vacío de 443 Tm y habría llevado 4 motores LR-87.7, siendo su costo de cerca de los 12 millones de dólares. La segunda fase, también nueva, habría tenido 13,4 m de altura, 4,6 m de diámetro, 50 Tm de peso, de ellas 3 sin propulsantes (los mismos de la primera etapa), 5 min 20 seg de tiempo de funcionamiento, 160 seg de impulso específico a nivel de mar, y un empuje en el vacío de 45,36 Tm, siendo el motor un LR-91.7 y el coste total de cerca de los 5 millones de dólares. 
    Titan 3L4. Versión avanzada del anterior. Habría tenido 52,9 m de altura, 4,6 m de diámetro, 1.693,58 Tm de peso, 134 millones de dólares de costo y un empuje al partir de 2.614,77 Tm. Su capacidad de satelización habría estado en las 45 Tm para llevar a una órbita baja, de 185 Km de altura, o bien 16 Tm a una órbita de 36.000 Km. Habría llevado las mismas fases que el anterior Titan 3L2, pero en vez de 2 boosters llevaría 4.
   
    Hay además un modelo proyectado sobre el Atlas Centaur, un Titan 34D-7 Centaur D-1T, que llevaría más propulsante en los boosters y en los ampliados depósitos del cuerpo central y con una fase Centaur G Prime. El resultado es una altura total de 62,17 m, midiendo ahora los boosters 34,41 m, llevando 7 segmentos en vez de 5,5, y siendo el peso total de 862 Tm; la proa albergaría entonces un volumen máximo de 12,2 m por 5,08, sobresaliendo así en diámetro del tramo inferior de 3,05 m; otras medidas de la carcasa de proa son en diámetros de 4,25 m, de 3,2 y del mismo 3,05 m.

                = USA.  TITAN 4

CARACTERÍSTICAS:Fases..................    3
               Altura.................. 36,3-42,4  m
               Diámetro................    3,05    m
               Peso total..............  865-917   Tm
               Empuje..................1.307-1.396 Tm
               Propulsantes............ N2O4-Aerocina 50, LOX-LH, y sólidos.
               Carga útil a satelizar.. 17,7-21,6  Tm
               Programas............... USA, DSP, Cassini, etc.

    Siguiendo el desarrollo natural del lanzador, la USAF creó el Titan 4 para lanzar tanto desde Vandenberg como desde Cabo Cañaveral cargas de peso cada vez mayor. Su origen hay que buscarlo en la restricción impuesta tras el accidente del Challenger en 1986 en los vuelos Shuttle, de gran capacidad de carga. La suspensión de los vuelos militares Shuttle, obligó pues a disponer de este lanzador. Se convirtió así en el cohete utilizado mayormente por el Departamento de Defensa norteamericano, pese a su elevado precio (fue el más caro en su tipo). Su costo ascendía en 1993 a unos 200 millones de dólares, incluida la operación de su disparo, y fue en su tiempo el lanzador más potente americano para vuelos no tripulados.

    La versión base, Titan 4, se concibió para tener 42,4 m de altura, 3,05 m de diámetro, 865,18 Tm de peso, 1.307,4 Tm de empuje al partir y 90 millones de dólares de costo. Su capacidad le permite poner en órbita baja, de 185 Km de altura, cargas de 17,7 Tm, o bien para llevar a una órbita geoestacionaria 6,35 Tm de carga útil.
    La primera fase tiene 26,4 m de altura, 163 Tm de peso, de ellas 8 Tm sin propulsantes, 2 min 55 seg de tiempo de funcionamiento, impulso específico de 250 seg y un empuje en el vacío de 247,62 Tm, llevando 2 motores LR-87.11 que consumen de nuevo N2O4 y Aerocina 50. El coste de la fase es de unos 13 millones de dólares.
    La fase va ayudada con 2 booster UA-1207 de 34,1 m de altura, 319,33 Tm de peso, de ellas 51,23 Tm de peso sin los propulsantes sólidos, 2 min de tiempo de funcionamiento, 245 seg de impulso específico y un empuje en el vacío de 725,73 Tm. Sus motores son de construcción de la United Technologies.
    La segunda etapa tiene 9,9 m de longitud, mismo diámetro de 3,05 m, 39,6 Tm de peso, de las que 4,8 Tm son de peso en seco, 6 min 1 seg de tiempo de funcionamiento, 160 seg de impulso específico, un empuje en el vacío de 46,86 Tm, llevando un motor LR-91.11. El coste de la fase es de 4,64 millones de dólares. El tipo de propulsante es el mismo de la primera fase.
    La tercera etapa es una Centaur G, nueva, 6,1 m de longitud, 4,3 m de diámetro, 23.923 Kg de peso, de los que 3,6 Tm son de peso en seco y 20,3 Tm de LOX y LH, 10 min 25 seg de tiempo de funcionamiento y un empuje en el vacío de 14,97 Tm, llevando 2 motores RL-10A.3A. El costo de esta fase es de 23 millones de dólares.
    El 1 de abril de 1991 explotaba el motor del Titan 4 en los primeros segundos de un encendido estático de prueba en la Base Edwards, en California.
    En el 7 lanzamiento, el 2 de agosto de 1993, otro cohete explotó a los 1 min 41 seg de vuelo cuando no se habían aun separado sus boosters, sobre unos 100 Km de la costa californiana, perdiéndose su carga útil, un satélite secreto de reconocimiento; toda la astronave se hizo añicos, cayendo en diminutos trozos sobre el océano. El fallo se cree que tuvo origen en uno de los dos aceleradores de la primera fase.
    El 12 de agosto de 1998 el Titan 401A, con fase Centaur, que llevaba un satélite militar de reconocimiento de la NRO, de 5 Tm de peso y valorado en unos 1.000 millones de dólares, también explotó en el despegue sobre aguas del Atlántico tras partir de la rampa 41, producido a las 07 h 30 min, hora local, luego de un aplazamiento de 1,5 h por problemas con el propulsante. A los 44 seg de elevarse sobre Cabo Cañaveral explotó desmenuzándose principalmente sobre el Atlántico y también sobre la propia costa de Cabo; primero se produjo una explosión en la parte central del cohete que fue seguida inmediatamente por otra mayor. Por entonces el coste de uno de estos modelos asciende a la elevada cifra de 45.000 millones de pesetas y, sin embargo, se afirmaba que su fiabilidad era del 95 %. El fracaso fue debido fallo en el sistema de guía que recibió una repentina bajada de la tensión eléctrica de la batería a los 39,4 seg de vuelo y durante menos de 1 seg; al recuperar instantáneamente la energía, los datos de orientación se habían perdido y el intento de buscar el punto de referencia horizontal hizo desviar al cohete, provocar roturas estructurales, y consecuentemente se autodestruyó; a su vez, la bajada eléctrica se debió a un cortocircuito ocasionado por defecto de material aislante en un cable acrecentado por las vibraciones del despegue. Este fracasó aplazó los siguientes lanzamientos a la espera de aclarar el fallo antes referido.
    Por entonces la USAF contrataba a la Lockheed Martin, bajo presupuesto de 1.327 millones de dólares, para disponer 39 unidades del Titan 4B y del Titan 23G con destino a misiones militares y también civiles por espacio de los siguientes 4 años. Para después se tenía previsto el uso de lanzadores más baratos. El modelo 23G se usó hasta 2003, procediendo de la remodelación de misiles operativos Titan entre finales de los años 60 y mediados de los 80 (unos 14 dispuestos en Kansas).
    Del Titan 4 se lanzaron entre 1989 y el citado 12 de agosto de 1998 un total de 22 cohetes, tanto desde Vandenberg como Cabo Cañaveral, de los que fallaron 2.

    El Titan 4B se desarrolló para incrementar el poder satelizador del Titan 4 con 2 nuevos boosters, más potentes, y con otras mejoras, que le permiten aumentar llevar una carga un 25 % superior que el anterior. Mide 36,3 m de altura, 3,05 m de diámetro, 917,08 Tm de peso total, 1.396,4 Tm de empuje al partir y un costo de 84,3 millones de dólares. Es capaz de poner en órbita de 185 Km de altura cargas de 21,64 Tm, o bien 8,62 Tm hacia una órbita geoestacionaria.
    La primera y segunda fases son las mismas del Titan 4. La tercera etapa puede ser la Centaur o sin ella. Para la separación de fases se utiliza un motor Star 5CB, o TEM-344.16, de 12,1 cm de diámetro, 34,1 cm de longitud, 5 Kg de peso, propulsante sólido y empuje de 203 Kg en el vacío; el mismo actúa solo durante 2,77 seg y fue probado en vuelo por vez primera en 1990.
    El tipo de booster es el USRM de propulsante sólido, de 33,5 m de altura, 3,15 m de diámetro, 357,24 Tm de peso, de los que 52 Tm son sin propulsante, y tiene un tiempo de funcionamiento de 2 min 20 seg, siendo el impulso específico de 259 seg, con un empuje en el vacío de 770,97 Tm. El nuevo booster es de 3 segmentos, que sustituyeron a otros de 7,5 segmentos, pero que tienen mayor potencia y más seguridad.
    En el lanzamiento, los boosters se separan a los 2 min 23 seg de vuelo. Pero antes, a los 2 min 9 seg de vuelo, funciona ya el escalón central que lleva un motor LR87-AJ-11A que dispone de una cámara doble para la combustión de los propulsantes tetróxido de azoe y aerocina 50. A los 3 min 19 seg de vuelo es separada la carcasa de proa para dejar libre la carga útil. A los 5 min 3 seg se enciende la fase segunda con su motor LR91-AJ-11A que consume iguales propulsantes. A los 9 min 3 seg finaliza la actuación de la fase para separarse a los 9 min 13 seg el Centaur con su carga útil. Entonces, 24 seg más tarde, actúa esta tercera fase, que va dotada de 2 motores RL-10A-3-3A que queman durante 2 min 13 seg LOX y LH hasta la satelización. En Centaur realiza luego, una media hora más tarde, un segundo encendido en el caso de una sonda interplanetaria para el relanzamiento hacia una órbita solar; tal encendido puede ser de más de 7 min.
    Se lanzó el primero de estos cohetes el 23 de febrero de 1997 y el segundo el 15 de octubre siguiente con una fase Centaur para lanzar la sonda planetaria Cassini. Entre 1997 y el 22 de mayo de 1999 se lanzaron de este cohete 6 unidades, de las que fallaron 2.
    El siguiente vector de la serie fue el 402B (B-27), que iba dotado de una fase IUS, y se lanzó con fallo parcial de esta última en abril de 1999. El fallo fue debido a un defecto en el programa informático de control.

    Hubo además otro proyecto de cohete Titan planificado sobre el Titan 4, plasmado sobre el papel en la primera mitad de los años 80 con destino al programa SDI, también conocido como “la guerra de las galaxias” del Presidente Reagan. En el proyecto, el cohete se denominó Barbarian MM. Habría estado destinado a la colocación en órbita de 300 Km de altura de cargas militares de 45,4 Tm de peso.
    Hasta 2005 se lanzaron en total 39 Titan 4, de ellos 27 en Cabo Cañaveral y el resto en Vandenberg.

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    Finalmente, cabe citar el proyectado Titan 5, estudiado en 1988, que debería de tener 60 m de altura, 6 m de diámetro, 1.138,66 Tm de peso, un costo cercano a los 50 millones de dólares y un empuje inicial de 1.685,96 Tm. La primera fase habría tenido 60 m de altura, 6 de diámetro, 500 Tm de peso, de ellas 45 Tm de peso sin propulsantes LOX y LH, 7 min de funcionamiento, 354 seg de impulso específico y un empuje en el vacío de 454,5 Tm, llevando un motor único. La fase iría ayudada por 2 aceleradores UA-1207 pensados para los modelos Titan 3C7 y 3L no desarrollados.

                = USA.  SATURN.

    Con el nombre del mitológico dios del tiempo, según los romanos, pues según los griegos sería el dios Cronos, y también dios de la agricultura, padre de Júpiter y otros dioses, Saturno, fue denominada la más famosa e importante serie de cohetes astronáuticos, no solo americana sino del planeta en su momento. Su nombre se le dio porque el proyecto anterior había sido el Júpiter (según orden planetario). A partir de la mitad de la década iniciada en 1960 y por espacio de diez años fueron las más poderosas y complejas máquinas construidas jamás en el planeta. Luego, desaparecieron y fueron sucedidos por nuevos lanzadores, dentro de una natural evolución tecnológica.
    La familia Saturn fue necesario construirla para el proyecto Apollo de vuelos tripulados a la Luna puesto que al lanzar tan fabulosa idea no se disponía de un cohete de suficiente capacidad para la realización de tal ‑entonces‑ sueño. Hubo pues que montarse un nuevo y gigantesco programa de desarrollo de cohetes cuyo producto último y más preciado sería el Saturn 5.
    Estuvieron en servicio para los programas Apollo, Skylab y Apollo-Soyuz, entre 1967 y 1975, y son de los pocos cohetes desarrollados exclusivamente para uso civil.
    Los Saturn fueron creados por el MSFC de Huntsville y construidos en serie por la industria norteamericana por encargo de la NASA. Su principal creador fue el antiguo alemán de Peenemunde W. Von Braun y el primer jefe de la oficina del programa sería Rocco A. Petrone.
    Primero se desarrolló el Saturn 1 o S‑1A y luego se pasó a ejecutar los planes de otro más completo y perfecto que aquél y así apareció el Saturn 1B o S‑1B, para concluir con el cohete culminación del proyecto, el enorme y mastodóntico Saturn 5 o S‑V, al principio también denominado Saturn C‑5. Pero antes, pensando en la misma finalidad, hubo numerosos proyectos que nunca se desarrollaron aunque fueron el antecedente de aquéllos.
    Se inició preliminarmente el proyecto el 15 de agosto de 1958 por iniciativa del ARPA, con una serie de estudios generales para hacer un gran cohete de capacidad que diera acceso lunar, y la dirección del proyecto fue pasada a la NASA el 18 de noviembre de 1959. Más tarde, al lanzar el entonces Presidente USA J. Kennedy el proyecto Apollo para ir a la Luna, es cuando se echó mano de estos antecedentes y se asimila el cohete al citado proyecto.

    El primer estudio se proyectó entre 1959 y 1962 con la serie del Saturn C que comprendió 15 modelos de 3 y 4 etapas para elevar cargas entre 9 y 180 Tm en órbita baja, o bien entre 2,2 y 90 Tm en trayectoria de escape. Todos estaban basados en el uso de motores H-1, F-1, J-2 y LR-115. Tales modelos no se desarrollarían pero los estudios de algunos sirvieron a los proyectos que los sucedieron y si fueron creados los motores.
    De tales sucesivos proyectos se citan en primer lugar al Súper Júpiter, de 3 fases, estudiado en 1957, que habría tenido 49,8 m de altura, 9,2 m de diámetro, casi 560 Tm de peso, un empuje al partir de 689,2 Tm y una capacidad de satelización de 11 Tm en órbita de 185 Km de altura. Su primera fase, de 24 m de altura y 454,5 Tm de peso, habría llevado 4 motores E-1 que habrían quemado 409 Tm de LOX y keroseno durante 2,5 min; el proyecto del citado motor fue cancelado. La segunda fase habría sido una Titan de 16 m de altura, 3,05 m de diámetro, 76,2 Tm de peso, de ellas 72 de LOX y keroseno, con un empuje de 149,7 Tm en el vacío creado con dos motores LR-87.3 durante 2 min 18 seg. La tercera fase habría sido otra Titan con un motor LR-91.3 y habría tenido 9,8 m de altura, 2,3 m de diámetro, 29,94 Tm de peso, de ellas unas 27 de LOX y keroseno, un tiempo de actuación de 3 min 45 seg y empuje en el vacío de 36,3 Tm.
    Renombrado el cohete anterior como Juno V, el Juno V-A lleva la segunda y tercera fases del citado antes con una primera fase nueva. Hubiera medido 50,3 m de altura, 6,5 m de diámetro, pesado 537,8 Tm y hubiera tenido un empuje al partir de 682,2 Tm. Habría podido subir 10 Tm a una órbita de 185 Km de altura. La primera fase sería la Saturn 1 de 24,5 m de altura, 432,7 Tm de peso, de ellas 45,3 de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno, tiempo de funcionamiento 2,5 min; habría llevado 8 motores H-1.
    El Juno V-B habría sido una variante del anterior, sustituyendo la tercera fase por una Centaur C, citado en el cohete Atlas Centaur C. Habría tenido 49,6 m de altura, 6,5 m de diámetro, 524,5 Tm de peso, un empuje inicial de 682,2 Tm y una capacidad de satelización para llevar 12,5 Tm a una órbita de 185 Km de altura, o bien 3,5 Tm a la Luna.
    El Saturn A-1 es la primera versión Saturn y se proyectó hacia 1959 con las mismas características generales que el antes citado Juno V-B.
    El Saturn A-2 habría sido un modelo, también estudiado en 1959, para satelizar cargas de 10 Tm, de 51,9 m de altura, 690,96 Tm de peso, 743,89 Tm de empuje al partir e integrado por: una fase primera Saturn 1B, que si fue desarrollada para el cohete del mismo nombre, citada más adelante; una segunda etapa Júpiter Cluster, de 18,3 m de altura, 5,3 m de diámetro, 226,7 Tm de peso, 41,6 Tm de peso sin los propulsantes LOX y keroseno, 2 min 35 seg de funcionamiento, y 840,4 Tm de empuje conseguidas con 4 motores S-3 de un peso unitario de 725 Kg y 2,7 m de diámetro; la tercera fase habría sido la Centaur C, referida en el Atlas Centaur C.
    Se estudió también en 1959 el modelo Saturn B-1 con el que se pensó en llevar 13 Tm a órbita baja o 4 Tm a la Luna. Habría tenido 61,8 m de altura, 6,5 m de diámetro, 664,8 Tm de peso y un empuje al partir de 743,9 Tm. Su primera fase habría sido la luego desarrollada Saturn 1B, citada más adelante. La segunda etapa habría sido una Titan Cluster de 16 m de altura, 6,1 m de diámetro, 150 Tm de peso, de ellas 140 Tm de LOX y Keroseno que habría quemado durante 2 min 10 seg en 4 motores LR-89.5 proporcionando unas 300 Tm de empuje en el vacío. La fase tercera habría sido una Saturn IV de 12,2 m de altura, 5,5 m de diámetro, 50.576 Kg de peso, de los que 5.217 Kg serían sin el propulsante LOX y LH que habría quemado en 6 motores RL-10 durante 8 min 2 seg  creando un empuje en el vacío de 40.824 Kg. La cuarta fase sería de nuevo la Centaur C, citada en el Atlas Centaur C.
    Hacia 1960 se estudió un nuevo modelo, el Saturn C-2 con el que se pensó entonces llegar una tripulación al suelo lunar. Habría tenido 68,4 m de altura, 6,6 m de diámetro, 598,9 Tm de peso, 682,2 Tm de empuje al partir y habría podido satelizar cargas de 21,5 Tm, o enviar 6,8 Tm a la Luna. Su primera fase habría sido la misma Saturn 1 del Juno V-A. La segunda etapa sería una Saturn S-II de 22,6 m de altura, 6,6 m de diámetro, 100 Tm de peso, de ellas 86 Tm de LOX y LH que se quemarían durante 1 min 40 seg en 4 motores J-2 proporcionando 362,74 Tm de empuje en el vacío. La tercera y cuarta fases habrían sido las mismas citadas en el anterior (Saturn B-1).
    El Saturn C-3 se estudió también en 1960 para elevar cargas de 36,3 Tm en órbita baja o 13,6 Tm hacia la Luna. Habría tenido 68 m de altura, 8,3 m de diámetro, 980,11 Tm de peso, 1.185,8 Tm de empuje al partir y un costo estimado en 44 millones de dólares. La primera fase habría sido una Saturn S1B-2 de 34,5 m de altura, 8,3 m de diámetro, 725,5 Tm de peso, de las que 68 Tm serían de peso sin propulsantes LOX y keroseno que habría quemado durante 2 min 19 seg en 2 motores F-1. La segunda etapa habría sido una Saturn II-C3 de 21,3 m de altura, 8,3 m de diámetro, 204 Tm de peso, de ellas casi 25 Tm de peso en seco, y un tiempo de funcionamiento de 3 min 20 seg en el que 4 motores J-2 habrían consumido LOX y LH creando un empuje en el vacío de 362,75 Tm. La tercera fase habría sido la ya vista Saturn IV del Saturn B-1, antes citado.
    También en 1960 se estudió el Saturn C-4, aun se superior poder que el anterior, con el que se hubiera podido llevar 99 Tm a una órbita baja o 32 Tm hacia la Luna. Habría tenido 63,5 m de altura, 10,1 m de diámetro, 2.228,4 Tm de peso y un empuje al partir de 2.752,25 Tm. Su costo se hubiera acercado en principio a los 60 millones de dólares. Habría utilizado como primera etapa una Saturn S-1B4 de 29 m de altura, 10,1 m de diámetro, y 1.813,73 Tm de peso, de las que 108,8 Tm eran de peso en seco; habría quemado LOX y keroseno durante 5 min 4 seg con 4 motores F-1. La segunda etapa habría sido una Saturn S-II4 de 16,8 m de altura, 10,1 m de diámetro, 294,73 Tm de peso, de ellas casi 25 de peso en seco, un tiempo de funcionamiento de 4 min 56 seg y un empuje en el vacío de 362,75 Tm que lograría quemando también LOX y keroseno en 4 motores J-2. La tercera fase habría sido una Saturn IVB de 17,8 m de altura, 6,6 m de diámetro, 119,92 Tm de peso, 13,31 de ellas de peso en seco, propulsantes LOX y LH, 105,23 Tm de empuje en el vacío y, con un motor J-2, casi 8 min de tiempo de funcionamiento.
    El Saturn C-8, también estudiado en 1960, fue otro modelo más pensado para llegar a la Luna, esta vez con cargas de 74 Tm, o bien situar 210 Tm en órbita baja. Habría tenido 109,3 m de altura, 12,2 m de diámetro máximo, 4.518,3 Tm de peso y un empuje al partir 5.504,5 Tm. Habría dispuesto de una primera fase Saturn S-IC-8, de 48,8 m de altura, 3.627,5 Tm de peso, de ellas 181,4 de peso en seco, dotada de 8 motores F-1 que habrían consumido LOX y Keroseno durante 2 min 37 seg. La segunda etapa habría sido una S-II8 de 42,7 m de altura, 10,1 m de diámetro, 770,84 Tm de peso, de ellas 63,48 de peso en seco, dotada de 8 motores J-2 que habrían quemado LOX y LH durante 5 min 38 seg proporcionando un empuje en el vacío de 842,82 Tm. La tercera fase sería la Saturn IVB vista antes en el Saturn C-4.
    En 1961 se estudió el modelo Saturn C-3B, de 3 fases nuevas, menor que el anterior, capaz de llevar 25 Tm a la Luna, o poner en órbita baja 78 Tm. Habría tenido 71,2 m de altura, 10,1 m de diámetro, 1.597 Tm de peso y un empuje al partir de 2.040,45 Tm. Su primera fase habría sido una Saturn 1C-C3B de 34,4 m de altura, 1.160,8 Tm de peso, de ellas 72,55 Tm de peso en seco, y 5 motores F-1 que habrían quemado durante 2 min 20 seg LOX y Keroseno. La segunda etapa habría sido una Saturn IIC-5A de 21,4 m de altura, 10,1 m de diámetro, 384 Tm de peso, contadas 31,74 Tm de peso en seco, y un empuje en el vacío de 453,43 Tm durante 5 min 20 seg que se lograrían quemando LOX y LH en 5 motores J-2. La tercera fase sería una Saturn IVB-C3B de 15,4 m de altura, 5,6 m de diámetro, 52,14 Tm de peso total, de las que 6,8 Tm son de peso en seco, y un empuje en el vacío de 90,7 Tm logradas durante 3 min 27 seg por 1 motor J-2 que hubiera quemado LOX y LH.
    Otro cohete de la misma familia proyectado hacia el mismo año 1961 y no realizado fue el Saturn C-3BN. Habría medido 72,4 m de altura, 10,1 m de diámetro, con un peso total de 1.577,31 Tm y un empuje al partir de 2.040,45 Tm. Habría podido elevar 38 Tm a la Luna o bien 94 a una órbita baja. Basado en el anterior, del que toma su primera y segunda fases, habría llevado como tercera un Saturn S-NC-3BN de 16,6 m de altura, 10,1 m de diámetro, 32,47 Tm, de ellas 7,7 Tm de peso en seco, y que habría utilizado un motor nuclear Nerva durante 12 min gastando LH como propulsante y proporcionando un empuje en el vacío de 27,2 Tm.
    El Saturn C-4B, también estudiado hacia 1961, habría tenido una altura de 73,8 m, un diámetro de 10,1 m, un peso de 1.937,3 Tm, y un empuje al partir de 2.720,6 Tm. Habría sido capaz de enviar 31 Tm a la Luna y 95 en órbita baja. Su primera fase sería una Saturn IC-C-4B de 33,5 m de altura, 1.450,98 Tm de peso total, de las que 90,68 Tm serían de peso en seco, y habría llevado 5 motores F-1 que habrían quemado durante 2 min 10 seg LOX y keroseno. La segunda etapa era la ya vista en los dos modelos anteriores, Saturn IIC-5A. La tercera en cambio era nueva, una Saturn IVB-C5A que medía 19 m de altura, 5,6 m de diámetro, y pesaba 102,25 Tm, de las que 11.563 Kg eran de peso en seco; hubiera utilizado como propulsantes LOX y LH que habría quemado en un motor J-2 proporcionando 90,7 Tm de empuje en el vacío.
    Igualmente en 1961 se estudió otra versión Saturn C, la Saturn C-5, que habría sido la culminación de la serie y cuyos caracteres sirvieron de base al verdaderamente desarrollado Saturn V. Habría medido 83,3 m de altura, 10,1 m de diámetro, 2.703,6 Tm de peso total y un empuje al partir de 3.400,7 Tm. Habría podido satelizar 120 Tm o enviar hacia la Luna 41 Tm. Su primera fase habría sido una Saturn IC-C5A de 42,9 m de altura, 2.217,3 Tm de peso, de ellas 131,5 Tm de peso en seco, y con LOX y keroseno como propulsantes que habría quemado durante 2 min 40 seg en 5 motores F-1. La segunda etapa habría sido de nuevo el Saturn IIC-5A, la misma de los modelos anteriores. Y la tercera podría haber sido una Saturn IVB-C5A vista en el modelo anterior.
    Un último modelo Saturn C fue el Saturn C-5N, cuya diferencia con el anterior habría estado en llevar una tercera fase de propulsión nuclear Nerva. El cohete habría medido 83,6 m de altura, 10,1 m de diámetro, y pesado 2.655 Tm, siendo el empuje inicial de 3.400 Tm. Habría podido satelizar 155 Tm o enviar 64 Tm a la Luna. Como se dice, la primera y segunda fases son las vistas en el Saturn C-5, y la tercera, Saturn S-NC-5N, habría medido 19,3 m de altura, igual diámetro de 10,1 m, y pesado 53,7 Tm, de ellas 10,43 Tm de peso en seco; habría consumido LH durante unos 20 min 50 seg proporcionando 27,2 Tm de empuje en el vacío.

                = USA.  SATURN 1‑A

CARACTERÍSTICAS: Fases...................       2-3
                 Altura..................      57,91 m
                 Diámetro................       6,5  m
                 Peso total..............     520    Tm
                 Empuje..................     682,2  Tm
                 Propulsantes............ LOX‑Keroseno y LOX‑LH
                 Carga útil a satelizar..       910  Tm
                 Programas...............Pegaso y desarrollo del S-V.

    También denominado Juno V, Saturn C-1 y simplemente Saturn 1, fue el cohete primero puesto a punto en el desarrollo de la serie. En total, fueron lanzados 10 unidades del mismo, todas con éxito, entre 1961 y 1965. Los 4 primeros S‑1A estaban formados por una sola fase, mientras que los 6 restantes llevaban dos, siendo la segunda un Saturn IV. Cuando no había una 2ª fase se colocaba una maqueta similar a tal 2ª etapa y de peso equivalente.
    Con el S‑1A de 2 fases se colocaron en órbita en 2 ocasiones satélites Pegaso. El S‑1A podía satelizar unas 9 Tm; también hubiera podido enviar 2,2 Tm hacia la Luna. El cohete medía con la carga útil 57,91 m de altura máxima y 45,8 m sin ella, 6,5 m de diámetro, tenía un peso de 520 Tm con la carga y de 498,86 Tm solo el cohete, y un empuje inicial de 682,2 Tm. Su costo vino a salir por 107,3 millones de dólares.
    La 1ª fase Saturn 1 medía 24,5 m de longitud, 6,58 m de diámetro máximo, pesaba 432,68 Tm, de ellas 45,27 Tm de peso en seco, y poseía 8 motores H‑1 que consumían durante 2 min 30 seg LOX y keroseno. Los H‑1, de 2,1 m de altura y de diámetro máximo en la tobera de 1 m y 80 cm en su cuerpo, y 635 Kg de peso, poseían cada uno 85,3 Tm de empuje a nivel de mar, con lo que el empuje total de la 1ª de etapa ascendía a 682,2 Tm. El impulso específico era de 255 seg a nivel de mar. Cuatro de estos motores se hallaban en el centro de la base y los cuatro restantes rodeaban simétricamente tal grupo. Estos últimos 4 motores más exteriores eran orientables para poder sostener la estabilidad y dirección del cohete en su vuelo. Tales motores estaban desarrollados sobre los de los cohetes Thor y Júpiter.
    La segunda etapa, S-IV, que más tarde daría lugar a ser la 3ª del Saturn 5 y la 2ª del S‑1B, tenía aquí aun los siguientes caracteres físicos: 12,2 m de largo, 5,49 m de diámetro, y 50,57 Tm de peso, de ellas 5,22 Tm de peso en seco. Funcionalmente estaba dotado de 6 motores Prat & Whitney RL‑10A3S que consumían LOX e LH y lograban un empuje total de 40,86 Tm en el vacío durante 8 min 2 seg. Es el tipo de motor que se le dio a la fase Centaur utilizada con el Atlas y tenía un peso de 131 Kg y medía 90 cm de diámetro; fue puesto en servicio en 1964.
    De llevar una tercera etapa, sería la Centaur C, vista en el Atlas Centaur C.
    El contrato de esta fase, firmado el 27 de julio de 1960 entre la NASA y la Douglas, incluía 10 unidades. Más tarde, deriva de ella la S‑IV B que la sustituiría. La 1ª etapa fue construida en Michoud, New Orleans, por la Chrysler Co. a quien se contrató el 17 de noviembre de 1961 a tal efecto.
    La 1ª prueba estática realizada en el centro de Hunstville se efectuó el 28 de marzo de 1960, y el 6 de agosto de 1961 se inició el ensamblaje del primer modelo. Las pruebas del S‑1A tuvieron lugar entre el 27 de octubre de 1961, su primer lanzamiento (suborbital), y el 30 de julio de 1965.

                = USA.  SATURN 1‑B.

CARACTERÍSTICAS: Fases...................      2 
                 Altura..................     68,27 m
                 Diámetro................      6,58 m
                 Peso total..............    590    Tm
                 Empuje..................    743,9  Tm
                 Propulsantes............ LOX‑Keroseno y LOX‑LH
                 Carga útil a satelizar..     18,6  Tm
                 Programas............... Apollo, Skylab y ASTP.



    El segundo tipo de cohetes Saturn fue empleado inicialmente para las primeras pruebas de naves Apollo. Luego, se usó para lanzar al Apollo 7 tripulado, dentro del programa de igual nombre, y más tarde se empleó en el programa Skylab y en el Apollo‑Soyuz (ASTP). Se utilizó entre 1966 y 1975 en 9 ocasiones sin fallo alguno. Recibió también el nombre de Saturn 2.
    Consta el Saturn 1B, o S‑1B, de 2 fases y tiene una altura total, incluida la nave Apollo y su sistema de emergencia, de 68,275 m, 6,58 m de diámetro máximo y un peso total inicial de 590 Tm aproximadamente. Sin contar la carga útil, el cohete medía 42,3 m y pesaba 567,5 Tm. En principio, fue previsto para satelizar cargas de unas 18 Tm de peso o poco más. Posteriormente, el S‑1B fue capaz de llevar cargas útiles a baja altura orbital de 20 Tm. El costo de esta astronave por unidad, incluidas las operaciones de lanzamiento, ascendió a 43,5 millones de dólares.
    La 1ª etapa fue la misma S‑1A ya vista, pero perfeccionada y ahora llamada S-1B. Tenía igualmente 8 motores H‑1b dispuestos del mismo modo que se mencionó pero de un empuje superior de 92,99 Tm cada uno. Por tanto, el empuje de la fase, que es el del cohete a la partida, fue en total de 743,9 Tm. Medía la etapa 24,45 m de larga, siendo el diámetro igual a 6,58 m, pesaba 448,65 Tm, de las que 41,6 Tm eran de peso en seco, y gastaba también LOX y keroseno, en la respectiva cantidad de 286 y 125 Tm que se consumían en 155 seg; el impulso específico era de 262 seg a nivel de mar. Cada motor H-1b tenía un peso de 988 Kg y media 2,2 m de altura y 80 cm de diámetro. Era construida por la Chrysler Corp.
    La 2ª fase, llamada Saturn IV-B, o S‑IV-B, tenía 17,8 m de longitud, 6,6 m de diámetro, pesaba 118,8 Tm, de ellas 12,9 Tm de peso en seco, y funcionaba con LOX e LH que quemaba durante 7 min 55 seg. Poseía un solo motor J‑2 que proporcionaba un empuje de 92 Tm, 105,2 en el vacío. El impulso específico era de 200 seg a nivel de mar. Realizada por la Douglas Aircraft, disponía en su cima de una Unidad de Instrumentos de la IBM como la del S‑V. El motor J-2, creado a partir de 1960 para los Saturn y entrado en servicio en 1966, tenía 3,4 m de altura, 2 m de diámetro y 1.438 Kg de peso; la relación de mezcla LOX/LH era de 5,5.
    Se construyeron en total 12 S‑1B de los que 5 se lanzaron en el programa Apollo y de cuyo resto solo se usarían 4, estando previsto haber utilizado 5. Los 3 cohetes restantes fueron a parar a la institución Smithsoniana.
    Siempre se usó como carga útil la nave espacial Apollo compuesta por un módulo de mando y otro de servicio y además arriba de todo ello, en la proa, un sistema de escape para emergencia en el lanzamiento. Por ello, la astronave recibió el nombre también de Apollo‑Saturn 2‑00 (AS‑200); el número último correspondía al número de cohete y el marcado del cohete señalaba no obstante las iniciales SA‑200.

    He ahora, a continuación, las fechas de los 9 lanzamientos del Saturn 2 y su misión, y de los que los 4 primeros no fueron tripulados:
        SA‑2 01    26.02.1966     Apollo 1
        SA‑2 02    05.07.1966     Apollo 3
        SA‑2 03    25.08.1966     Apollo 2
        SA‑2 04    22.01.1968     Apollo 5
        SA‑2 05    11.10.1968     Apollo 7
        SA‑2 06    25.05.1973     Skylab 1
        SA‑2 07    28.07.1973     Skylab 2
        SA‑2 08    16.11.1973     Skylab 3
        SA‑2 09    15.07.1975     Apollo‑Soyuz.

    Al finalizar los proyectos Apollo, Skylab y ASTP, aun quedaban 3 cohetes que fueron a parar, para su exhibición, al Centro de Huntsville, en Alabama, al KSC, en Florida, y al centro Johnson de Houston, en Texas.
    También hay que apuntar que sobre un S‑1B, el SA‑204, en 1967 perecieron en Cabo Kennedy tres astronautas en una cápsula Apollo en un accidente en una prueba de simulación por fallo de la nave Apollo.

    También se planearon y no se desarrollaron numerosos modelos Saturn sobre el Saturn 1B, proponiendo hacia 1965 (estudios de la empresa Douglas) varias combinaciones con fases de otros cohetes, principalmente Centaur, Minuteman y Titan. Fueron los siguientes:
    Saturn 1B-CE. Se trata de un Saturn 1B con una tercera fase Centaur D vista en el Atlas Centaur. Habría tenido una altura de 51,9 m, un peso de 583,7 Tm y un empuje al partir de 743,89 Tm. Su capacidad de satelización habría sido de 22 Tm, o bien la potestad de enviar 5,6 Tm hacia la Luna.
    Saturn 1B-A. Versión del anterior con motor H-1 más avanzado y características generales casi iguales, salvo el empuje inicial que sería de 816,5 Tm, unas 82 Tm más, y la segunda fase sería una Saturn IVB-A de un empuje algo menor, de 97,5 Tm en el vacío. Así, la capacidad de satelización sería de 18,6 Tm.
    Saturn 1B-B. Modelo que llevaría la misma primera fase que el anterior, siendo nueva la segunda. Habría tenido en total 47,6 m de altura, diámetro de 6,58 m, peso de 625,2 Tm y empuje al partir de 816,45 Tm. Habría sido capaz de poner en órbita baja 22,7 Tm. La segunda fase hubiera podido ser una Saturn MS-IVB-2 de 23,1 m de altura, igual diámetro, 176,6 Tm de peso, de las que 17,8 Tm serían de peso en seco, y propulsantes LOX y LH que habría quemado en 1 motor HG-3 durante 8 min 9 seg proporcionando un empuje en el vacío de 142,9 Tm; tal motor, de altas prestaciones, tenía 2,3 m de altura y 2 m de diámetro.
    Saturn 1B-C. Basado en el Saturn 1B, llevaría su primera y segunda fases, pero ayudada la primera por 4 boosters Minuteman 1 de propulsante sólido. Habría tenido 42,3 m de altura, 665,45 Tm de peso, y un empuje inicial de 1.008,13 Tm. La capacidad de satelización sería de 20,4 Tm. El tipo de booster Minuteman sería de 7,7 m de altura, 1,8 m de diámetro, 24,5 Tm de peso, de ellas 22,5 Tm de propulsante sólido, con un empuje de 73 Tm en el vacío y un tiempo de funcionamiento de 1 min 20 seg.
    Saturn 1B-D. Se hubiera tratado de otro Saturn 1B al que se añaden 4 boosters, esta vez Titan UA-1205 visto en el Titan 3C. Habría tenido un peso total de 1.472,38 Tm y un empuje al partir de 2.903 Tm. Habría sido capaz de poner en órbita 33 Tm.
    Saturn INT-05. Proyecto de cohete de 36,1 m de altura, 6,58 m de altura, 950,14 Tm de peso y un empuje al partir de 1.632,93 Tm. La capacidad de puesta en órbita sería de 27,2 Tm. La segunda etapa sería la misma del Saturn 1B, y la primera sería un cohete AJ-260.2 de propulsante sólido de 18,3 m de altura, igual diámetro, 831,34 Tm de peso, de ellas 85,32 Tm de peso en seco, y un empuje en el vacío de 1.804,46 Tm; el tiempo de funcionamiento de esta primera fase sería de 1 min 54 seg y el impulso específico serían 238 seg.
    Saturn INT-05A. Versión mejorada del anterior, también con una segunda fase Saturn IVB del Saturn 1B. Mediría 48,3 m de altura, pesaría en total 1.767,15 Tm y el empuje al partir sería de 3.265,86 Tm. La capacidad de satelización sería de 43 Tm en órbita baja. La etapa primera de propulsante sólido seria un motor AJ-260X de 30,5 m de altura, igual diámetro, 1.648,35 Tm de peso total, y 156,13 Tm de peso sin propulsante, y un tiempo de funcionamiento de 1 min 54 seg. Este modelo fue estudiado por la NASA.
    Saturn INT-27. También en 1965 se estudiaron combinaciones de varios cohetes de propulsante sólido como primera fase y la Saturn IVB del Saturn 1B como segunda. Con 4 aceleradores UA-156 habría tenido 55,8 m de altura, registrando un peso de unas 3.000 Tm y un empuje al partir de 6.700 Tm. Habría podido poner en órbita 40 Tm. Tal tipo de booster UA-156 sería de 38 m de altura, 4 m de diámetro, 725,5 Tm de peso, de ellas 49,25 Tm sin el propulsante sólido, con un tiempo de funcionamiento de 1 min 34 seg y un empuje en el vacío de 1.854 Tm.
    En 1966, al tiempo que el modelo Saturn 1 había concluido los vuelos de prueba y el Saturn 1B empezaba los suyos, la empresa Chrysler proyectó aun más modelos basados en este último:
    Saturn INT-11. Habría tenido la misma altura y diámetro que el anterior INT-05A, siendo el peso total 1.902 Tm, y el empuje al partir de 2.614,77 Tm. Habría podido poner en órbita baja 45 Tm. La primera fase habría sido nueva, una Saturn 1B-11 de 30,5 m de altura, mismo diámetro de 6,58 m, 505,95 Tm de peso, de los que 48,54 serían peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado en 8 motores H-1 durante 2 min 33 seg proporcionando un empuje 840,43 Tm en el vacío; el impulso específico sería de 262 seg. La etapa iría ayudada por 4 boosters Titan UA-1207, modelo visto en el apartado de los Titan. La segunda fase sería la misma Saturn IVB ya vista en versiones anteriores.
    Saturn INT-12. Modelo de que podría haber tenido 42,3 m de altura, 1.468,43 Tm de peso y 2.531 Tm de empuje al partir. Sería capaz de satelizar 30 Tm en órbita baja. La primera fase habría sido una Saturn S-1B-4 con 4 motores H-1b, de 24,5 m de altura y el tradicional diámetro de 6,58 m, un peso de 444,7 Tm de peso, de las que 37,6 serían de peso en seco, y un empuje en el vacío de 420,2 Tm; se consumirían LOX y Keroseno durante 4 min 42 seg. La fase iría ayudada por 4 Titan UA-1205, ya vistos en el Titan 3C. La segunda etapa es de nuevo la citada Saturn IVB repetida anteriormente en varias ocasiones.
    Saturn INT-13. Versión del Saturn INT-11, con 2 boosters en vez de 4. El peso total sería de 1.263,41 Tm y el empuje al partir de 2.051,27 Tm. La posibilidad de satelización sería de 36 Tm en órbita baja.
    Saturn INT-14. Versión del anterior y Saturn INT-11, cambiando los boosters Titan por 4 Minuteman vistos en el Saturn 1B-C. Habría tenido una altura de 48,3 m, un peso total de 722,75 Tm y un empuje al partir de 1.008,13 Tm. La capacidad sería suficiente para llevar 23 Tm a una órbita baja.
    Saturn INT-15. Habría sido un modelo basado en el anterior, pero con el doble de boosters y una nueva primera fase. Habría tenido 45,2 m de altura, 6,58 m de diámetro, 792,9 Tm de peso total, y un empuje al partir de 1.272,37 Tm. Podría poner 25 Tm en órbita baja. La primera fase sería una Saturn 1B-15 de 27,4 m de altura, 478,1 Tm de peso, de ellas 45,87 Tm de peso en seco, y un empuje en el vacío de 840,43 Tm, logrado por 8 motores H-1b consumiendo durante 2 min 24 seg LOX y keroseno; el impulso específico habría sido de 262 seg. La segunda etapa sigue siendo la citada los proyectos anteriores Saturn IVB y el tipo de booster es el Minuteman ya citado también antes.
    Saturn INT-16. Versión Saturn integrada por 5 boosters Titan UA-1205, vistos en el Titan 3C, como primera fase y el repetido Saturn IVB como segunda. La altura total sería de 43,7 m, el peso de 1.249,96 Tm y el empuje al partir de 2.698,87 Tm. Podría poner en órbita baja pesos de 28 Tm.
    La Boeing hizo también sus estudios hacia 1967 combinando sobre el Saturn 1B diversos modelos llamados casi todos Saturn LCB. Todos habrían de utilizar como segunda fase la repetida Saturn IVB, segunda del desarrollado Saturn 1B. Tales cohetes fueron los siguientes:
    Saturn LCB Alumizine 140. Características generales: altura 54,1 m, diámetro 6,58 m, peso 1.661 Tm y empuje al partir de 2.136,46 Tm. Capacidad de satelización, 39 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 36,3 m de altura, 1.542,2 Tm de peso, de ellas 154,2 Tm sin propulsantes (tetróxido de nitrógeno y aluminio), con un empuje en el vacío de 2.300,8 Tm y un tiempo de funcionamiento de 2 min 46 seg.
    Saturn LCB Alumizine 250. Características generales: altura 49,2 m, diámetro 6,58 m, peso 1.388,9 Tm y empuje al partir de 1.787,13 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 31,4 m de altura, 1.270,1 Tm de peso, de ellas 95,3 Tm sin propulsantes (tetróxido de nitrógeno y aluminio), con un empuje en el vacío de 1.924,6 Tm y un tiempo de funcionamiento de 2 min 48 seg.
    Saturn LCB LOX/RP-1. Características generales: altura 66,6 m, diámetro 6,58 m, peso 1.479,6 Tm y empuje al partir de 1.905 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 48,8 m de altura, 1.360,8 Tm de peso, de ellas 108,9 Tm sin propulsantes, que habrían sido LOX y RP-1 que habría quemado durante 2 min 43 seg.
    Saturn LCB-SR. Características generales: altura 55,9 m, diámetro 6,58 m, peso 1.797,1 Tm y empuje al partir de 2.494,75 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 38,1 m de altura en total, 1.678,3 Tm de peso, de ellas 136,1 Tm sin propulsantes sólidos, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 24 seg.
    Saturn LCB-Storable 140. Características generales: altura 75 m, diámetro 6,58 m, peso 2.114,6 Tm y empuje al partir de 2.671,7 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 57,2 m de altura en total, 1.995,8 Tm de peso, de ellas 199,6 Tm sin propulsantes, que habrían sido tetróxido de nitrógeno y UDMH, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 42 seg.
    Saturn LCB-Storable 250. Características generales: altura 58,5 m, diámetro 6,58 m, peso 1.570,3 Tm y empuje al partir de 1.986,7 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 40,7 m de altura en total, 1.451,5 Tm de peso, de ellas 108,9 Tm sin propulsantes, que habrían sido tetróxido de nitrógeno y UDMH, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 43 seg.
    Saturn S-IC-TLB. Características generales: altura 54,2 m, diámetro 6,58 m, peso 1.071,3 Tm y empuje al partir de 1.380,7 Tm. La primera fase sería una etapa del mismo nombre que el cohete, de 36,4 m de altura en total, 952,5 Tm de peso, de ellas 68 Tm sin propulsantes, que habrían sido LOX y keroseno que habría quemado en 2 motores F-1, con un tiempo de funcionamiento de 2 min 47 seg.

    También hacia 1966, la empresa North American proyectó otros tres modelos de mayor capacidad que el Saturn 1B y menos que el Saturn V para cubrir el espacio intermedio entre ambos, en cuando a su capacidad. Tales, se basarían en la fase Saturn II y no fueron desarrollados.
    Saturn INT-17. Características generales: altura 42,6 m, diámetro 10,1 m, peso 613,8 Tm y empuje en el vacío de 990,5 Tm. La capacidad de satelización sería de 42 Tm en órbita baja. La primera fase sería una etapa Saturn II-INT-17, de 24,8 m de altura en total, 495 Tm de peso, de ellas 48 Tm sin propulsantes, que habrían sido LOX y LH, que se quemarían en 7 motores HG-3-SL, con un tiempo de funcionamiento de 3 min 20 seg. La segunda fase sería la Saturn IV-B del Saturn 1B, ya vista.
    Saturn INT-18. Características generales: altura 42,6 m, diámetro 10,1 m, peso 1.886,9 Tm y empuje al partir de 2.614,77 Tm. La capacidad de satelización sería de 66,6 Tm en órbita baja. La primera fase sería una etapa Saturn II, vista en el siguiente apartado del Saturn V. La misma iría acompañada de 4 boosters Titan UA-1207, vistos en el apartado de los cohetes Titan. La segunda etapa sería la tradicional Saturn IV-B del Saturn 1B, citada anteriormente.
    Saturn INT-19. Características generales: altura 42,6 m, diámetro 10,1 m y peso 903,75 Tm. La capacidad de satelización sería de 34,32 Tm en órbita baja. La primera fase sería una etapa Saturn II-SL, nueva, de 24,8 m de altura, 490,95 Tm de peso, de ellos 44,24 Tm de peso sin propulsantes y un empuje en el vacío de 560,92 Tm, logrado con 5 motores J-2-SL que habrían consumido LOX y LH durante 5 min 10 seg. Tal fase iría acompañada de 12 boosters Minuteman 1, vistos en el Saturn 1B-C, que tampoco fue desarrollado. La segunda etapa sería de nuevo la Saturn IV-B del Saturn 1B.

                = USA.  SATURN V.

CARACTERÍSTICAS:  Fases...................        3
                  Altura..................      110,6 m
                  Diámetro................       10,1 m
                  Peso total..............    2.896,9 Tm
                  Empuje..................    3.440,3 Tm
                  Propulsantes............ LOX‑Keroseno y LOX‑LH
                  Carga útil a satelizar..      120   Tm
                  Programas............... Apollo y Skylab.



    Fue el Saturn V (S‑V), o Saturn 5, en el momento de su aparición y existencia entre 1967 y 1973, el mayor de todos los cohetes operativos existentes en el planeta, doblando o triplicando en envergadura a cualquiera de los entonces conocidos. Fue el lanzador que llevó al hombre a la Luna, dentro del programa Apollo, y el que lanzó la primera estación espacial americana, el Skylab en 1973.
    Su altura era de 110,642 m, de los que 84,7 correspondían al cohete propiamente considerado, es decir, a las 3 etapas con que contaba, sin el vehículo espacial Apollo; curiosamente, hay que advertir que perdía unos 25 cm de tal altura justo en el momento en que sus tanques quedaban llenos de propulsantes instantes antes del lanzamiento, por el propio efecto de dilatación lateral del incremento de masa. Su diámetro era de 10,1 m. El peso total era de 2.896,89 Tm, en el que se incluían los aproximadamente 2,68 millones de litros de propulsante a base de LOX, RP‑1 e LH, que equivalían a unos 200 camiones cisterna u 80 vagones; el peso de tales ergoles era de unos 2.680 Tm. El S‑V estaba constituido por 5,6 millones de piezas y poseía un total de 95 motores cohete y cientos de motores eléctricos. El número de controles electrónicos era de más de 500. El número de soldaduras pasaba de 2,5 millones, con un peso de toneladas. La seguridad de funcionamiento era sin embargo, a pesar de tal complicado tinglado de piezas, aparatos y sistemas, de un 99,99 % teórico aunque la realidad es que llegó a ser en ocasiones de un 99,9999 0/00, lo cual dice que era casi imposible una tragedia por fallos mecánicos, eléctricos, etc. La cifra dice por sí sola y evita más comentarios, aunque desde luego la valoración era propia; menos mal que no falló.
    Cada S‑V venía a salir por término medio, incluido su tratamiento en la base de disparo que siempre fueron las 2 rampas 39 de la base del KSC, Centro Espacial Kennedy, por unos 185 millones de dólares, unas 12.900 millones de pesetas, en 1970. Esta cifra equivale a decir que el gasto total del programa fue de unos 3.000 millones de dólares, dado que el número de S‑V construidos fue de 15. Pero a tal cifra hay que añadir otros gastos como los preliminares de investigación, etc., por lo que al final cada cohete vino a costar 681,5 millones de dólares.
    Tenía un empuje total a la partida de 3.440,3 Tm. El inicial era de 3.405 Tm, que a partir del SA‑508 fue aumentado sucesivamente mientras el peso total, de 2.920 Tm se reducía a 2.906.688 Kg. El equivalente de potencia era de unos 150 millones de CV. Con todo, el S‑V era capaz de poner en órbita de 190 Km de altura, o más, una carga útil de 120 Tm y enviar a la Luna 47 Tm, y hubiera podido proyectar 20 a Marte o Venus, aunque esto último no lo hizo.
    Aunque ninguno de los 13 cohetes S-5 disparados fracasó significativamente, la NASA consideró un éxito de los mismos al 92 % por el fallo de Apollo 6 en cuyo lanzamiento la primera fase tuvo ciertas oscilaciones.
    Para las fases del Saturn se llegó a proyectar un sistema de recuperación por medio de 3 grandes paracaídas, de 30 m de diámetro y 20 de longitud, para su posterior reutilización, pero no fue llevado a efecto.
    La pintura blanca exterior del cohete era principalmente a base de óxido de titanio.

                            ‑ PRIMERA FASE S‑IC.

CARACTERÍSTICAS: Longitud...............        42,1 m
                 Diámetro...............        10   m
                 Peso total.............     2.286,2 Tm
                 Empuje.................     3.440,3 Tm
                 Oxidante...............LOX  1.300.000 litros
                 Reductor...............RP‑1   830.000 litros
                 Peso de propulsantes...     2.151   Tm
                 Peso en seco...........       135,2 Tm

    Diseñada a partir de la 1ª etapa del S‑1B, la S‑1C, primera fase del S‑V, tenía una longitud de 42,1 m en total, 10,05 m de diámetro y 19,8 m de envergadura en la base con los alerones, un peso total de 2.286,22 Tm, de las que 2.151 era de propulsante y el resto el peso en seco, 135,22 Tm. El costo de la fase fue de 391,5 millones de dólares.
    Los propulsantes empleados era LOX, 1,3 millones de litros, y keroseno, 830.000 litros, que se quemaban en el funcionamiento a razón de 14.200 litros por segundo, o también, 13,6 Tm por segundo. Para ayudar al funcionamiento, se contaba con algunas toneladas de otras sustancias. La fase funcionaba durante 150 seg, en que consumía todo el propulsante.
    Oxígeno líquido y keroseno eran consumidos simultáneamente por 5 motores F‑1, uno en el centro de la base de la etapa y los cuatro restantes a su alrededor. Los cuatro últimos eran orientables, pudiendo moverse en un ángulo tope de 6 grados de arco. Cada F‑1 consumía 2,8 Tm de propulsante por segundo, creando un empuje de 681 Tm. Por tanto, el empuje total de la 1ª fase era inicialmente de 3.405 Tm al despegue. Mejorada a partir del SA‑509, el empuje de la fase ascendió a 3.441.770 Kg. El impulso específico era de 265 seg. A la hora del agotamiento, la etapa proporcionaba un empuje de 3.850 Tm; el empuje era de 774 Tm en el vacío por cada F‑1, o 674,75 Tm a nivel de mar. Cada uno de estos motores pesaba 8,39 Tm y medía más de 5,79 m de altura, con 3,81 m de diámetro como máximo en la tobera; la envergadura de ésta, mayor que la de cualquier otra tobera, era lo suficiente como para que en ella cupiera un automóvil utilitario. Los propulsantes eran enviados desde los tanques a los 5 motores por 5 bombas movidas por otras tantas turbinas cada una de las cuales se hallaba al lado de la cámara de combustión de cada motor y funcionaba por medio de un generador de gas. Cada una de estas máquinas pesaba 1,13 Tm y bombeaba al mismo tiempo oxidante y reductor pues las bombas de ambos se hallaban instaladas en el mismo eje. Las turbinas tenían cada una potencias del orden de los 55.000 CV y sus palas giraban a más de 5.500 revoluciones por minuto.
    El tanque de keroseno pesaba 12 Tm y tenía 10 conductos por los que pasaban 5.533,3 litros por segundo de tal fluido hacia la cámara de combustión. El tanque estaba atravesado por 5 tuberías aisladas de casi medio metro de diámetro por las que circulaba el LOX, cuyo tanque se hallaba encima del de keroseno. El tanque del LOX era el mayor de todos, no solo ya del cohete sino de otros ingenios astronáuticos, pues medía unos 18 m de largo. Los dos tanques se hallaban unidos por una pieza ondulada.
    Parte del propulsante se empleaba antes de ir a la cámara de combustión como complemento del sistema refrigerador, para regar el interior de las dobles paredes de la tobera y motor por conductos espirales; así se evitaba el excesivo recalentamiento de los mismos. Luego, este propulsante pasaba al inyector que lo introducía ya en la cámara de combustión. El cuello de la tobera era de acero templado e iba refrigerado además con gas. Cuando los primeros propulsantes penetraban en la cámara rompían por presión una membrana de pequeños depósitos herméticos de sustancias hipergólicas que al contactar con el propulsante lo inflamaban, produciéndose entonces la ignición del cohete. En la cámara de combustión del F‑1 la temperatura ascendía a 3.200 C, en tanto que la presión era de unas 60 atmósferas, siendo el impulso específico de 260 seg. El motor iba además recubierto de amianto para evitar también los efectos perjudiciales de esa temperatura. La fase se completaba con la estructura aerodinámica, elementos complementarios para la propulsión, como el helio comprimido, equipos de control, etc.
    Retrocohetes, la S‑1C, disponía de 8 de propulsante sólido que funcionaban en medio segundo produciendo 320 Tm de empuje que servía para separarse del resto del cohete en la trayectoria tras el disparo, al agotarse la fase. A partir de Apollo 15 cuatro de estos motores fueron suprimidos. Fue construida por la empresa Boeing y los motores eran Rocketdyne, contratados en 1959, como también los de la 2ª y 3ª fases, resultado de contrato efectuado al efecto en diciembre de 1961.

                            ‑ SEGUNDA FASE S‑II.

CARACTERÍSTICAS: Longitud................        24,8  m
                 Diámetro................        10,05 m
                 Peso total..............       498,78 Tm
                 Empuje..................       526,76 Tm
                 Oxidante................LOX   324.000 litros
                 Reductor................LH    113.000 litros
                 Peso de propulsantes....       451,7  Tm
                 Peso en seco............        39    Tm

    La segunda fase del S‑V fue la S‑II, totalmente nueva entonces. No fue en concreto desarrollada sobre ningún modelo anterior. Fue construida por la North American Rockwell, así llamada más tarde, a quien se contrató al respecto en septiembre de 1961. Cada fase salió por 290 millones de dólares.
    Medía 24,8 m de longitud, 10,05 m de diámetro, y pesaba 498,78 Tm de las que alrededor de 39 eran peso en seco y unos 451,7 eran de propulsante que quemaba en 90 seg a razón de 4,8 Tm/seg aproximadamente. El propulsante lo integraban 324.000 litros de LOX y unos 113.000 litros de LH. El tanque de hidrógeno estaba encima del de oxígeno. El impulso específico era de 200 seg a nivel de mar.
    Las S‑II disponían de 5 motores J‑2 de 3,4 m de altura y casi 2 m de diámetro en la tobera, siendo el peso de cada uno de 1.438 Kg. Cada motor proporcionaba un empuje de 102,04 Tm. El empuje total, tras sucesivas mejoras introducidas, llegaría a ser en la etapa de 526,76 Tm, que en principio solo eran 454 Tm. El primer J‑2 Rocketdyne fue entregado a la NASA el 29 de abril de 1964.
    Entre la S‑II y la S‑1C existía una pieza de acoplamiento que tenía 8 pequeños motores para la separación del resto, luego de hacer lo propio la S‑1C; tales motores funcionaban durante 10 segundos. A partir de Apollo 15, como en la 1ª fase, se quitan 4 de tales motores para aligerar un peso que se aumentó en el Módulo Lunar del vehículo espacial Apollo.

                            ‑ TERCERA FASE S‑IV B.

CARACTERÍSTICAS: Longitud................     17,85 m
                 Diámetro................      6,65 m
                 Peso total..............    119,9  Tm
                 Empuje..................    105,2  Tm
                 Propulsantes............   LOX‑LH
                 Peso de propulsantes....    106,6  Tm
                 Peso en seco............     13,3  Tm

    La 3ª etapa del S‑V fue en realidad el mismo tipo de cohete que constituía la 2ª fase del S‑1B, con ligeras mejoras. Denominada S‑IV-B, medía 17,85 m de longitud, 6,65 m de diámetro, y pesaba 119,9 Tm en total, de las que unas 106,6 Tm era de LOX e LH que usaba como propulsantes. Además, llevaba helio comprimido en pequeños depósitos dispuestos al lado de los del LOX e LH. El impulso específico era de 200 seg a nivel de mar.
    El único gran motor que llevaba la fase era un J‑2 que poseía un empuje total de 105,2 Tm en el vacío y que ya fue citado. Además, disponía de 14 pequeños motores auxiliares, con tanques de ergoles individuales, para maniobras y correcciones de ruta: cuatro retrocohetes eran para la separación de la fase y 8 verniers de 30 Kg de empuje para la orientación del conjunto del escalón. El tiempo total de funcionamiento posible de esta tercera fase era de 7 min 55 seg, con varios encendidos.
    Entre la 2ª y 3ª etapas, también había un anillo troncocónico de ensamblaje de 10 m de diámetro en la base y 6,6 en la parte superior.
    La S‑IV B era construida por la empresa Douglas de California quien al respecto fue contratada en diciembre de 1961.
    Para la dirección de las 3 fases, ejerciendo control térmico, control de paso de propulsantes, suministro de energía eléctrica y transmisión de datos, el S‑V disponía de un ordenador que se constituía en un piloto automático del vehículo lanzador y que se denominaba IU, unidad de control.
    La IU iba alojada por encima de la S‑IV B y su destino final era el de ésta. Se constituía en un cilindro de 91 cm de altura, 6,5 m de diámetro, y tenía un peso entre 1,8 y 2,2 Tm. El piloto automático disponía de sistemas de cálculo que analizaban el más mínimo empuje anormal captado por los giroscopios para transmitir luego las órdenes correctoras, según el programa, al sistema oportuno que inclinaba las toberas de la primera fase en la medida de lo necesario. Podía cada 2 seg repasar el funcionamiento o situación de todos los sistemas del cohete, con los aparatos y piezas. Construido por la IBM, se trataba en realidad de 2 ordenadores.
    Por encima de las 3 fases y la IU se hallaba el vehículo espacial Apollo con el LEM metido en el SLA, formado éste por 4 pétalos troncocónicos unidos a la parte superior del S‑IV B.

                            ‑ FUNCIONAMIENTO.

    Al partir, la primera fase encendida se liberaba de 4 brazos en solo 50 milisegundos cuando la potencia del cohete se manifestaba. En cuestión de segundos los brazos se apartaban. El más mínimo fallo de separación de los brazos umbilicales y de sujeción en la sincronía del despegue habría producido una catástrofe. Es una maniobra de increíble precisión para un cohete de inigualable envergadura.
    La S‑1C funcionaba durante 2 m 41 seg, al cabo de los cuales se agotaba, recorriendo unos 160 Km de curva; exactamente apagaba el motor F‑1 central a los 2 m 15 seg de vuelo y los restantes 25 seg después; en el ascenso, sobre los 12 o 13 Km de altura, al cabo de 90 seg de vuelo, se pasa por una fase crítica llamada Max Q, de máxima presión dinámica. La altura alcanzada aquí era de 61 Km, hallándose a 90 Km de la vertical del punto de partida, y siendo la velocidad lograda de unos 9.700 Km/h. Luego, la S‑1C se separaba del resto y caía hacia tierra, describiendo una trayectoria balística para tocar aguas atlánticas a unos 550 Km aproximadamente del punto de partida, Cabo Kennedy. Los lugares de caída de la primera fase se localizaban entre los 28º y 30º de latitud Norte y entre los 73,65º y 74,24º de longitud Oeste.
    En el lanzamiento, al comenzar a ascender, las llamas o el chorro gaseoso se podía ver hasta casi 100 Km del KSC y el ruido se apercibía a 50 Km, en Orlando y Melbourne. También en el tal inicio del ascenso, la enorme vibración libra al cohete de la placa de hielo que se forma exteriormente sobre los tanques criogénicos; el hielo se rompe y cae en trozos sobre la rampa. Tal chorro de gases expulsados por las 5 toberas del S‑1C alcanzaban una longitud máxima cercana a los 600 m y unos 150 m de ancho, pero ya cuando el cohete estaba a gran altura. Normalmente, entre 15 y 25 seg después de apagarse el motor central lo hacían los 4 restantes. Por ejemplo, exactamente, en el SA‑503, el F‑1 central se apagó a los 2 m 5,9 seg y los F‑1 periféricos 27,9 seg más tarde. Unos 30 seg después, la 2ª fase entraba en funcionamiento para llegar a actuar por espacio de los 6 min 30 seg siguientes, o sea, a unos 9 min de la partida en la base de Florida.
    Cuando la S‑II se agotaba, se separaba del resto que ahora estaba ya entre los 180 y 185 Km de altura, marchando con una velocidad de 24.600 Km/h, y a 1.500 Km de la base; aproximadamente el lugar de la caída estaba en los primeros lanzamientos en los 31,5º de latitud Norte y en los 29º, 27º, 31,7º y 20º Norte en los últimos, y entre los 33º y 39º de longitud Oeste. Al agotarse el propulsante de la S‑II, se había consumido ya el 90 % del total del propulsante de toda la astronave.
    La S‑IV B sucedía a la S‑II en la acción, funcionando durante 2 o 3 min, al cabo de los que se apagaba, habiendo consumido solo un pequeño porcentaje de propulsante de unas 37 Tm, o poco más. Al concluir este funcionamiento, la 3ª fase, portadora del vehículo espacial Apollo, se encontraba ya en órbita, entre 190 y 195 Km de altura y marchando a una velocidad de unos 28.037 Km/h; en los últimos vuelos, la órbita fue reducida en casi 25 Km.
    En los vuelos lunares, luego de recorrer una o dos vueltas en torno a la Tierra, era nuevamente encendida la S‑IV B para actuar ahora unos 5 min, aumentando la velocidad hasta unos 40.000 Km/h y ensartándose por tanto en una premeditada trayectoria de escape en dirección a la Luna. Después, la S‑IV B se separaba del vehículo espacial Apollo y eran encendidos los pequeños motores de la fase al objeto de desviarla de la trayectoria del citado Apollo. Con ello, la S‑IV B pasaba por el lado derecho de la Luna, visto desde la Tierra, bordeándola influenciada por el campo de gravedad lunar para ir a caer finalmente en una órbita solar, como si de un planeta artificial se tratara.

    El total de cohetes Saturn 5 construidos fue de 15, de los que 12 se usaron en el programa Apollo y otro en el lanzamiento del Skylab; los 2 restantes no fueron lanzados, yendo a parar uno de ellos al KSC y el otro quedó expuesto desde 1977 en Houston, en posición tumbada, al aire libre. Este último necesitaba en 2004 para su mantenimiento, debido al deterioro por la erosión atmosférica, 2 millones de dólares. El del KSC está dentro de un hangar turístico con las fases separadas.
    Marcados con las iniciales SA‑500, y de cuyo número el primero indicaba que se trataba del Saturn 5 Apollo y los 2 restantes señalaban el número de cohete de serie, los cohetes lanzados fueron los siguientes, relacionando la fecha de lanzamiento y la misión en que participaron:
    SA‑501   09.11.1967    Apollo  4   No tripulado.
    SA‑502   04.04.1968    Apollo  6   No tripulado.
    SA‑503   21.12.1968    Apollo  8   Tripulado por 1ª vez. 1º vuelo a órbita lunar.
    SA‑504   03.03.1969    Apollo  9   Tripulado.
    SA‑505   18.05.1969    Apollo 10  Tripulado. 2ª vuelo a órbita lunar.
    SA‑506   16.07.1969    Apollo 11  Tripulado. 1º alunizaje humano.
    SA‑507   14.11.1969    Apollo 12  Tripulado. 2º alunizaje humano.
    SA‑508   11.04.1970    Apollo 13  Tripulado. Alunizaje fallido.
    SA‑509   31.01.1971    Apollo 14  Tripulado. 3º alunizaje humano.
    SA‑510   26.07.1971    Apollo 15  Tripulado. 4º alunizaje humano.
    SA‑511   16.04.1972    Apollo 16  Tripulado. 5º alunizaje humano.
    SA‑512   07.12.1972    Apollo 17  Tripulado. 6º alunizaje humano.
    SA‑513   14.05.1973    Skylab       No tripulado. 1ª estación orbital USA.

                            ‑ LOS SATURN POST-APOLLO.

    En pleno desarrollo del Saturn V, los ingenieros de Hunstville planificaron otros modelos derivados del mismo, pensando en proyectos posteriores al programa Apollo, en un laboratorio orbital, más vuelos lunares y hasta vuelos al planeta Marte. Algunos de los cohetes propuestos utilizarían mejoras previstas sobre los Saturn vistos y otros serían nuevos. Estos modelos fueron estudiados por el Centro Marshall en 1965 para mejorar al Saturn 5 en diversas propuestas. Ninguno fue construido o desarrollado en la configuración citada.
    Saturn MLV-V1. De 3 fases, habría tenido 92,1 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.336,65 Tm, un empuje al partir de 4.080,9 Tm y sería capaz de poner en órbita 137,2 Tm o enviar 49,6 Tm hacia la Luna. Su primera fase habría sido una Saturn MS-IC-1 de 48,2 m de altura, 2.694,7 Tm de peso total, 169,72 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado durante 2 min 38 seg en 5 motores F-1A, con impulso específico de 270 seg a nivel de mar. La segunda etapa habría sido una Saturn MS-II-1 de 25,9 m de altura, igual diámetro de 10,05 m, 521,45 Tm de peso total, 49,88 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado durante 6 min 1 seg en 5 motores J-2, con impulso específico de 306 seg a nivel de mar, logrando un empuje en el vacío de 526,76 Tm. La fase tercera sería una Saturn MS-IV-B-1 de 18,1 m de altura, 6,58 m de diámetro, 120,5 Tm de peso total, 13,9 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado durante un total de 7 min 55 seg, con impulso específico de 200 seg, en un motor J-2 logrando un empuje en el vacío de 105,2 Tm.
    Saturn MLV-V1/J-2T-200K. De 2 fases, habría tenido 74 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.216,15 Tm y un empuje al partir de 4.080,9 Tm. Siendo este cohete propuesto una versión del anterior, su primera fase habría sido la misma primera Saturn MS-IC-1 del modelo visto y la segunda sería una del mismo nombre que lleva todo el cohete, basada también en la segunda del modelo anterior. Tal fase segunda sería de las mismas medidas y peso que la citada, pero los motores serían nuevos, cinco J-2 del modelo T-200K de un empuje menor en el vacío, de 453,43 Tm, pero más prolongado con un tiempo de funcionamiento total de 7 min 9 seg. Tal nuevo motor habría tenido 1,3 m de altura y 2,5 m de diámetro.
    Saturn MLV-V1/J-2T-250K. De 2 fases, habría tenido las mismas medidas, peso y empuje inicial que el anterior, siendo otra versión del MLV-V1. La primera fase habría sido la misma primera Saturn MS-IC-1 del modelo visto y la segunda sería una del mismo nombre que lleva todo el cohete, variante de la del modelo anterior. Tal fase segunda sería de las mismas medidas y peso que la citada, pero los motores serían cinco J-2 del modelo T-250K de un empuje superior en el vacío, de 466,79 Tm, pero con menos tiempo de funcionamiento, en total 5 min 48 seg, y un impulso específico un poco mayor que el anterior, de 290 seg a nivel de mar.
    Saturn MLV-V1A. De 3 fases, habría tenido 100,6 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.474,7 Tm, un empuje al partir de 4.128,3 Tm y sería capaz de poner en órbita 145 Tm o enviar 54,4 Tm hacia la Luna. Su primera fase habría sido una Saturn MS-IC-1A de 48,2 m de altura, 2.694,7 Tm de peso total, 160,6 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado durante 2 min 40 seg en 6 motores F-1, con impulso específico de 265 seg a nivel de mar. La segunda etapa habría sido una Saturn MS-II-1A de 29,6 m de altura, igual diámetro de 10,05 m, 600,8 Tm de peso total, 60 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado durante 5 min 45 seg en 7 motores J-2, con impulso específico de 200 seg a nivel de mar, logrando un empuje en el vacío de 650,67 Tm. La fase tercera sería una Saturn MS-IV-B-1A de 22,8 m de altura, 6,58 m de diámetro, 179,2 Tm de peso total, 20,4 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado durante un total de 10 min 25 seg, con impulso específico de 200 seg, en un motor J-2 logrando un empuje en el vacío de 105,2 Tm.
    Saturn MLV-V2. De 3 fases, habría tenido 97,2 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.392,75 Tm, un empuje al partir de 4.080,9 Tm y sería capaz de poner en órbita 137 Tm o enviar 53,5 Tm hacia la Luna. Su primera y segunda fases habrían sido la Saturn MS-IC-1 y Saturn MS-II-1 vistas en el Saturn MLV-V1. La diferencia con éste estaría en la tercera fase, una Saturn MS-IVB-2 de 23,1 m de altura, 6,58 m de diámetro, 176,6 Tm de peso total, 17,8 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que consumiría en un motor HG-3 durante 8 min 9 seg proporcionando un empuje en el vacío de 142,9 Tm; el impulso específico sería de 200 seg a nivel de mar.
    Saturn MLV-V3. De 3 fases, habría tenido 100,9 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.472,09 Tm, un empuje al partir de 4.080,9 Tm y sería capaz de poner en órbita 160,4 Tm o enviar 65,8 Tm hacia la Luna. Su primera y tercera fases habrían sido la Saturn MS-IC-1 y Saturn MS-IVB-2 vistas en el modelo anterior. La diferencia de este modelo respecto al anterior estaría en la segunda fase, una Saturn MS-II-2 de 29,6 m de altura, 10,05 m de diámetro, 600,8 Tm de peso total, 59,8 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que consumiría en 5 motores HG-3 durante 5 min 24 seg proporcionando un empuje en el vacío de 714,16 Tm; el impulso específico sería de 280 seg a nivel de mar.
     Saturn MLV-V4S. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 85 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.805,75 Tm, un empuje al partir de 5.599,4 Tm y sería capaz de poner en órbita 118 Tm o enviar 52,9 Tm hacia la Luna. Su primera fase habría sido la misma Saturn IC, etapa primera del Saturn V desarrollado. En aquí la misma iría ayudada de 4 boosters Titan UA-1205 vistos en el Titan 3C. La segunda etapa habría sido una Saturn MS-II-4SB de 24,8 m de altura, igual diámetro de 10,05 m, 494,1 Tm de peso total, 42,3 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado durante 5 min 55 seg en 5 motores J-2, con impulso específico de 200 seg a nivel de mar, logrando un empuje en el vacío de 527,1 Tm. La fase tercera sería una Saturn MS-IV-B-1 vista antes, en el Saturn MLV-V1.
    Saturn MLV-V4SA. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 94,5 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 4.422,38 Tm, un empuje al partir de 5.600,7 Tm y sería capaz de poner en órbita 160,9 Tm o enviar 57,5 Tm hacia la Luna. Los 4 boosters serían de nuevo los 4 Titan UA-1205 y la tercera fase la Saturn MS-IV-B-1 del modelo anterior. La primera fase habría sido una Saturn MS-IC-4SB de 50,6 m de altura, 2.875,5 Tm de peso total, 154 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado durante 3 min 28 seg en 5 motores F-1, con impulso específico de 265 seg a nivel de mar. La segunda etapa habría sido la Saturn MS-II-1, ya vista en el Saturn MLV-V1.
    Saturn V-ELV. Modelo estudiado por la NASA en 1966. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 103 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 4.932,82 Tm, un empuje al partir de 6.056,37 Tm y sería capaz de poner en órbita 200 Tm o enviar 67 Tm hacia la Luna. Los 4 boosters serían 4 Titan UA-1207, modelo visto en el apartado de los cohetes Titan, y la primera fase es la misma del modelo anterior. La segunda y tercera también ha sido vistas pues son también las correspondientes segunda y tercera del Saturn MLV-V1A.
    Hacia 1967 se estudió la versión Saturn INT-20, que combinó la primera etapa del Saturn V, Saturn IC, con la propia tercera Saturn IV-B. Es decir, se trata de un Saturn V sin segunda etapa. De tal modo, el cohete habría tenido una altura de 59,9 m (sin carga útil), un peso de 2.406,1 Tm y un empuje al partir de 3.440,3 Tm. Habría podido satelizar una carga de 60 Tm o enviar hacia la Luna 18,2 Tm.
    Otra versión estudiada por entonces fue el Saturn INT-21, en el que la fase suprimida respecto al Saturn V es la tercera. El cohete así habría tenido 66,9 m de altura (sin carga útil), un peso de 2.777 Tm en total y un empuje al partir de 3.440,3 Tm. Su capacidad de satelización habría sido de 115,9 Tm. Este modelo fue realmente la última versión del Saturn V que lanzó al Skylab en 1973, pues tal laboratorio sustituyó a la tercera fase, teniendo sus propias medidas aproximadamente.

    También hacia 1967, y los 3 últimos hacia 1968, fueron estudiados los 8 modelos Saturn siguientes por parte de la empresa Boeing.
    Saturn MLV-V4SB. De 2 fases con 4 boosters, habría tenido 74 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 4.493,47 Tm, un empuje al partir de 7.068,4 Tm y sería capaz de poner en órbita 171,99 Tm o enviar 63,2 Tm hacia la Luna. Los 4 boosters serían de nuevo los 4 Titan UA-1207 vistos en los cohetes Titan. La primera fase sería una Saturn MS-IC-1 vista en el Saturn MLV-V1 y la segunda es la misma del Saturn MLV-V1/J-2T-250K.
    Saturn V-23L. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 95,8 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 6.863,7 Tm, un empuje al partir de 8.946,7 Tm y sería capaz de poner en órbita 262,67 Tm o enviar 99,8 Tm hacia la Luna. La primera fase y los boosters son nuevos, en tanto que la segunda etapa y tercera son las correspondientes ya vistas en los modelos Saturn MLV-V4S y Saturn MLV-V1A. La primera fase sería una Saturn MS-IC-23L que tendría 48,2 m de altura, mismo diámetro de 10,05 m, un peso de 2.694 Tm en total, 169 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado durante 3 min 12 seg en 5 motores F-1 proporcionando un empuje en el vacío de 3.946,62 Tm, con impulso específico de 265 seg a nivel de mar. El tipo de booster sería un Saturn MS-LRB-23L de 47,9 m de altura, 6,58 m de diámetro, 874,1 Tm de peso total, 18,1 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habrían sido consumidos durante 2 min 42 seg por 5 motores F-1 proporcionando 1.579,2 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico serían 265 seg a nivel de mar.
    Saturn V-24L. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 95,8 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 6.864,4 Tm, un empuje al partir de 9.587,3 Tm y sería capaz de poner en órbita 435,3 Tm o enviar 185,9 Tm hacia la Luna. Su configuración solo difiere de la del anterior en la primera fase, que aquí utiliza motores F-1A, siendo la segunda, tercera y los boosters los mismos. La primera fase incluida en esta versión es la ya contemplada para utilizar en otro citado antes, el Saturn MLV-V4SB.
    Saturn V-25SB. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 102,4 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 6.074,34 Tm, un empuje al partir de 7.376,46 Tm y sería capaz de poner en órbita 223,5 Tm o enviar 85,6 Tm hacia la Luna. Mientras que la segunda y tercera etapas son las mismas de las dos versiones inmediatas anteriores, la primera y los 4 boosters son nuevos. La primera fase sería una Saturn MS-IC-25S que tendría 54,7 m de altura, un peso total de 3.223,8 Tm, 211,9 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado en 5 motores F-1 durante 3 min 12 seg proporcionando un empuje en el vacío de 4.683,1 Tm; el impulso especifico a nivel de mar sería de 265 seg. Cada booster sería una versión UA-156 de 34 m de altura, 4 m de diámetro, 544,31 Tm de peso total, 37,19 Tm de peso sin el propulsante sólido, un tiempo de funcionamiento de 2 min 37 seg, empuje en el vacío de 910,05 Tm e impulso específico a nivel de mar de 238 seg.
    Saturn V-3B. De 3 fases, habría tenido 100,5 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 3.541,2 Tm, un empuje al partir de 4.082,3 Tm y sería capaz de poner en órbita 166,6 Tm o enviar 72,8 Tm hacia la Luna. Es una versión mejorada del Saturn MLV-V3, ya visto. La primera sería una Saturn MS-IC-3B de 48,2 m de altura, 2.718,8 Tm de peso total, 178,7 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado en 5 motores F-1A durante 2 min 42 seg proporcionando 4.683,1 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico a nivel de mar sería de 265 seg. La segunda etapa sería una Saturn MS-II-3B de 29,6 m de altura, igual diámetro de 10,05 m, 643,2 Tm de peso total, 53,5 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado en 5 motores Toroidal durante 3 min 44 seg proporcionando 1.270,1 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico a nivel de mar sería de 203 seg. La tercera fase sería una Saturn MS-IVB-3B de 22,8 m de altura, 6,58 m de diámetro, 179,2 Tm de peso total, 20,4 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado en 1 motor Toroidal durante 6 min 25 seg proporcionando 181,4 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico a nivel de mar sería de 200 seg.
    Saturn V-4.260. Modelo estudiado en 1967. De 2 fases con 4 boosters, habría tenido 71,6 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 9.915,8 Tm, un empuje al partir de 16.505 Tm y sería capaz de poner en órbita de 500 Km de altura 360 Tm. La primera fase habría sido una Saturn MS-IC-260 de 42,1 m de altura, 2.721,6 Tm de peso total, 181,4 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que habría quemado en 5 motores F-1 durante 3 min 12 seg proporcionando 3.948,1 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico a nivel de mar sería de 265 seg. Cada booster sería un AJ-260X, de propulsante sólido, visto ya en el Saturn INT-05A. La segunda etapa habría sido una Saturn MS-II-2 de 29,6 m de altura, igual diámetro de 10,05 m, 600,79 Tm de peso total, 59,84 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado en 5 motores HG-3 durante 5 min 24 seg proporcionando 714,16 Tm de empuje en el vacío; el impulso específico a nivel de mar sería de 280 seg.
    Saturn V-25SU. Modelo estudiado en 1968. De 3 fases con 4 boosters, habría tenido 127,6 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 6.140,9 Tm, un empuje al partir de 7.376,46 Tm y sería capaz de poner en órbita de 500 Km de altura 240 Tm o enviar hacia la Luna una carga de 160 Tm. Se trata de una versión del Saturn V-25SB, del que lleva las mismas primera y segunda fases, así como los mismos boosters, cambiando solo la tercera etapa. La nueva fase tercera sería una Nerva de propulsión nuclear, aquí denominada Saturn SN-V-25SU, y hubiera podido tener 48,2 m de altura, mismo diámetro de 10,05 m, 245,76 Tm de peso total, 71,19 Tm de peso sin el propulsante LH, un tiempo de funcionamiento de unos 25 min, un impulso específico de 825 seg y un empuje a nivel de mar de 90,7 Tm.
    Saturn V-4XU. Modelo estudiado en 1968. De 2 fases, habría tenido 79,5 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 14.871,6 Tm, un empuje al partir de 16.329,23 Tm y sería capaz de poner en órbita 500 Tm en órbita de 500 Km de altura. Cada fase estaría integrada por 4 cohetes, la primera del modelo Saturn MS-IC-25S, y la segunda del Saturn MS-II-4SB, respectivamente correspondientes a la primera y segunda fases del modelo anterior o del Saturn V-25SB (véase la segunda en el Saturn MLV-V4S).
    En el mismo 1968, el Centro Marshall de la NASA estudió los siguientes modelos Saturn, combinando con nuevas fases en otras posibilidades.
    Saturn V-A. Se trata del modelo ya visto Saturn INT-20, es decir del mismo Saturn V sin su tercera fase, renombrado aquí para integrarlo en una familia renovada de cohetes Saturn.
    Saturn V-B. De 1 fase asistida de un booster, habría tenido 42,1 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 2.286,2 Tm, un empuje al partir de 3.440,3 Tm y sería capaz de poner en órbita baja 22,6 Tm. La fase habría sido una Saturn S-ID de 42,1 m de altura, 2.219,1 Tm de peso total, 68,1 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y keroseno que se habrían quemado en un motor F-1 durante 5 min 15 seg proporcionando un empuje en el vacío de 789,3 Tm, con impulso específico de 265 seg a nivel de mar. El booster sería de 19 m de altura, el mismo diámetro, 67,1 Tm de peso total, propulsantes LOX y keroseno, empuje en el vacío de 3.157,3 Tm logrado con 4 motores F-1 con un tiempo de funcionamiento de 2 min 34 seg.
    Saturn V-C. De 2 fase asistidas de un booster, habría tenido 59,9 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 2.406,1 Tm, un empuje al partir de 3.440,3 Tm y sería capaz de poner en órbita baja 81,6 Tm o enviar hacia la Luna 20,4 Tm. Se trata del mismo cohete anterior, Saturn V-B, al que se añade la tercera fase Saturn IV-B del Saturn V.
    Saturn V-Centaur. De 4 fases, habría tenido 94,3 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 2.913,15 Tm, un empuje al partir de 3.440,3 Tm y sería capaz de poner en órbita baja 118 Tm o enviar 39 Tm hacia una órbita solar. Se trata del Saturn V al que se añade una cuarta fase Centaur D, vista en el Atlas Centaur D.
    Saturn V-D. De 4 fases asistidas de 4 boosters, habría tenido 84,7 m de altura (solo el cohete, sin carga), el mismo diámetro de 10,05 m, un peso total de 9.490,3 Tm, un empuje al partir de 16.503,75 Tm y sería capaz de poner en órbita baja 326,5 Tm o enviar hacia la Luna 112 Tm. Los 4 boosters serían del tipo ya visto AJ-260X visto en el Saturn INT-05A. La primera fase sería el booster del cohete Saturn V-C, y la segunda la fase de este mismo cohete llamada Saturn S-ID. La tercera y cuarta etapas serían respectivamente las mismas segunda y tercera del Saturn V, es decir, la Saturn II y Saturn IV-B.

    Finalmente, cabe añadir que muy tardíamente, en 1985, se estudió sobre los motores del Saturn V, principalmente los F-1 y J-2, el cohete Jarvis para lanzar en el Pacífico; pero el mismo no llegó a ser desarrollado. El cohete habría tenido 3 fases, una altura de unos 48 m, un diámetro de 8,4 m, 1.108 Tm de peso, y un empuje al partir de 1.376 Tm. Podría haber satelizado cargas de 13 Tm en órbita geoestacionaria o 38 Tm en órbita baja. Su primera fase habría sido de 35 m de altura, 950 Tm de peso total, 60 Tm de peso sin propulsantes, que habrían sido LOX y keroseno, un tiempo de funcionamiento de 2 min 50 seg, y un empuje en el vacío de 1.578,6 Tm que habría logrado con 2 motores F-1. La segunda etapa tendría 10 m de altura, igual diámetro, 145 Tm de peso total, 15 Tm de peso en seco, propulsantes LOX y LH que habría quemado en 1 motor J-2 durante 8 min 45 seg proporcionando un empuje en el vacío de 105,23 Tm. La fase tercera habría tenido 3 m de altura, 5,2 m de diámetro, 13,4 Tm de peso total, 11,4 Tm de propulsantes tetróxido de nitrógeno y MMH que habría quemado en 8 motores R-4D. El cohete habría tenido un costo estimado en 260 millones de dólares, siendo el de las fases, respectivamente de 180, 70 y 10 millones de dólares.
    También se concibió una combinación del cohete Saturn IC, primera fase del Saturn V, también como primera fase aquí, en sustitución de los dos aceleradores SRB de la astronave Shuttle, citada a continuación.

                = USA.  SHUTTLE.

CARACTERÍSTICAS: Altura..................    56,14   m
                 Diámetro/envergadura....    23,79   m
                 Peso total..............   2.030  Tm
                 Empuje..................   2.920  Tm
                 Propulsantes............   LOX-LH y sólidos
                 Carga útil a satelizar..    29,5   Tm
                 Programas...............   Shuttle, ISS, Mir.

    Constituido, el Shuttle, en una astronave formada por un particular montaje de cohetes y nave espacial interrelacionados y no separados mayormente como los modelos que la precedieron, supone un ingenio en el que la carga útil en esta ocasión tiene integrados los motores principales de impulsión, yendo el propulsante en un tanque separable adosado a la carga. El conjunto fue dotado de la ayuda de 2 cohetes de propulsante sólido.
    Por ello, a ser la particular constitución de la astronave un nuevo modo en el que la interrelación vehículo espacial‑cohete no es separable se dan los detalles del cohete en el capítulo en que se refiere en general a la astronave y programa Shuttle, en el capítulo de vuelos tripulados.

                = USA. UNA NUEVA ÉPOCA PARA LOS COHETES.

    Como resultado de la evolución tecnológica, la aparición de nuevos materiales y el abaratamiento de la electrónica, así como el aumento de mercado en el lanzamiento de satélites, llegaron en los años 90 varios cohetes nuevos, si bien casi todos de poca potencia, con la peculiaridad que de la mayoría son impulsados por compañías privadas que querían entrar en el negocio indicado. Algunos de los modelos siguientes se citan al momento de hallarse en su fase desarrollo, sin ser aun operativos.
    También existe el caso de algunos que, desde principios de los años 80, como la Private Enterprise, estudió construir cohetes con piezas de segunda mano, y hasta compró entonces motores del Atlas por solo 20.000 pesetas la unidad.

                            - CONESTOGA

    Cohete moderno desarrollado sobre el Minuteman modificado por la Space Services Inc., de 3 o 4 fases. Sus aletas aerodinámicas son las diseñadas para el impulsor Delta. El primero de estos cohetes fue lanzado el 9 de septiembre de 1982 con éxito desde Matagorda Island, Texas, llevando como carga útil de prueba un lastre de agua y en vuelo suborbital en el que llegó a una altitud de 314 Km para luego caer a 418 Km del punto de partida. No obstante, hay que especificar que anteriormente se probó otro tipo de modelo, el Percheron, de propulsante líquido, en agosto de 1981, explotando en el disparo.
    Luego se creó una segunda versión, ya orbital, el Conestoga 2, para llegar 428 Kg de carga útil a 925 Km de altura. El costo calculado del vector es de 20 millones de dólares. Tenía 20,4 m de altura, 1,2 m de diámetro, 83,3 Tm de peso y un empuje de 173,8 Tm al partir. Todas las fases del cohete eran de propulsante sólido a base de modelos Castor 4 y una última PAM-D; del primer tipo de cohete, de 882 ejemplares solo 1 falló y se consideró por ello un modelo fiable. La primera fase, o central, la formaban 2 Castor 4B, motor TX-780B, de 9,2 m de altura, 1 m de diámetro, 11,4 Tm de peso, de ellas 1,4 de peso sin propulsante, y 43,91 Tm de empuje en el vacío; su tiempo de funcionamiento era de 1 min 4 seg, con impulso específico de 220 seg a nivel de mar. El costo de esta fase era de 2,5 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1989. Como boosters llevaba 4 cohetes Castor 4A, ya vistos en el modelo Delta 4920. La segunda etapa es un Castor 4B, antes visto en la primera, y la tercera fase es una PAM-D vista ya en el Delta 3925. Para el Conestoga también se desarrolló para última etapa la Star 48V, o TEM-940.1, de propulsante sólido, que voló por vez primera en 1994.
    La primera fase se separa al 1 min 07 seg de vuelo. A los 2 min 14 seg de actuación se separa la segunda fase. La tercera etapa funciona hasta 3 min 40 y, ya en órbita, si la lleva, la cuarta lo hace a los 16 min 17 seg.
    La prueba primera del modelo Conestoga 1620 el 23 de octubre de 1995, portando un satélite de la NASA recuperable, el Meteor-1 con 14 experimentos, se hizo en la base de Wallops Island. El cohete, luego de 6 aplazamientos de lanzamiento, fracasó a los 45 seg de vuelo, explotando al desviarse de la trayectoria prevista sobre unos 7 Km de altura, a 20 Km de la costa atlántica. El costo del cohete asciende a 75 millones de dólares. A la empresa constructora es la EER System Incorporated el desarrollo le había costado 100 millones de dólares. La empresa Space Services Inc. llevaba gastados al momento del primer disparo con éxito (1982) unos 200 millones de dólares.

                                - PEGASUS.

    Es el primer cohete comercial de lanzamiento de pequeños satélites impulsado desde la panza de un avión en vuelo o bajo un ala. Diseñado por el ingeniero aeronáutico español Antonio L. Elías para la empresa norteamericana OSC, de Virginia; también participa la Hercules Aerospace, creadora de los motores del Pegasus. El hecho de la miniaturización electrónica llevó a la reducción del peso en los satélites, de modo que también fue posible reducirlo en los lanzadores. Su diseño tuvo en cuenta la experiencia adquirida décadas atrás con los modelos aeronáuticos del X-15 y similares.
    Diseñado y desarrollado en 3 años a partir de 1987 para ensayar sobre un B-52 fue probado en 1990 con éxito y resultó operativo en el primer lustro de los 90. Sin embargo, la idea del sistema de lanzamiento data de los primeros tiempos de la astronáutica y ya entonces se realizaron pruebas al respecto de las que, por ser militares y secretas, no se tiene mayor referencia. La presentación del Pegasus tuvo lugar el 10 de agosto de 1989.
    El cohete con su carga útil viaja en la panza de un B-52 o Lockheed L-1011 y tras ser soltado a unos 11 o 12 Km de altura a 0,8 Mach es encendido su motor que se adelanta al avión y eleva luego hasta alcanzar una órbita en su última fase. Ello le da la ventaja de poder ser disparado desde cualquier latitud del planeta. Los primeros lugares de disparo han sido sobrevolando California, Virginia, Florida, las Islas Canarias, el atolón de Kwajalein y las Islas Marshall.
    Con la proporción de peso total y carga útil rentabiliza su precio de manera notable. Su capacidad de satelización es de 375 Kg en órbita de 200 Km de altura. El precio de un disparo fue de unos 13.500.000$, luego bajados a menos de 10 millones por razones de competencia. Los satélites lanzados son tanto científicos como comerciales pero no pueden ser más pesados y en ello está el inconveniente del sistema. De cualquier forma supone una rebaja a la mitad del peso total respecto a un lanzador con igual masa de carga útil. También, al menos en los primeros lanzamientos, tuvo problemas de seguimiento.

    El Pegasus pesa en total unas 18,4 Tm y tiene una longitud de 13,9 m; el diámetro es igual, de 1,27 m, en la primera y segunda fases y de 96 cm en la tercera, siendo la envergadura de 6,71 m en las alas. El empuje en el encendido inicial es de 30,3 Tm. Consta el cohete de 3 o 4 fases de propulsante sólido que usan motor Orion 50 que proporciona impulsos específicos de entre 295,3 y 291,1 seg. Funcionan, la primera durante un tiempo de 1 min 12,3 seg que lleva al cohete con su carga hasta los 44 Km de altura, la segunda 1 min 11,4 seg, actuando entre los 65 y 169 Km de altura y llegando a 5,3 Km/seg de velocidad, y la tercera 1 min 4,6 seg que lleva la carga a la velocidad de satelización y a una altura de 463 Km; la ignición de la primera fase tiene lugar a los 5 seg de la suelta de todo el cohete desde el avión de transporte. La primera, segunda y tercera etapas tienen respectivamente una longitud de 8,9 m, 2,7 m y 2,08 m, un peso de 14.020 Kg, 3.370 Kg y 985 Kg, de los que 12.152 Kg, 3.025 Kg y 782 Kg, son de propulsantes. Los respectivos empujes en el vacío son de 49,45 Tm, 12,05 Tm y 3,53 Tm, y los respectivos costes de 6, 3 y 2 millones de pesetas.
    De disponer de 4 fases, la última HAPS usa hidracina y motor 3XMR-107 de reencendido; tiene 1 m de diámetro, 90 Kg de peso, de ellos 17 Kg sin propulsante, un funcionamiento de 4 min 21 seg y un empuje en el vacío de 68 Kg. El costo de esta fase es de 100.000 $.
    Entre 1990 y octubre de 1998 se lanzaron 9 de estos cohetes de los que fallaron 2. El primer lanzamiento operativo Pegasus tuvo lugar sobre la base Edwards el 5 de abril de 1990, con un día de retraso por problemas meteorológicos, y llevaba el satélite GLOMR-2 y la carga Pegsat.
    Luego se creó un modelo más avanzado, el Pegasus XL, de 3 fases de propulsante sólido, que puede poner en órbita de 200 Km de altura cargas de 460 Kg. Su longitud total es de 14,5 m, diámetro de 1,27 m, y un peso de algo más de 23 Tm. Tenía un tiempo de funcionamiento en las fases de secuencialmente 1 min 4,3 seg (la 1ª fase), 1 min 10,7 seg (la 2ª) y 1 min 6 seg (la 3ª). En el mismo orden, el peso de las fases es aquí de 17.157 Kg, 4.348 Kg y 951,4 Kg, de las que respectivamente son de propulsante 15.051 Kg, 3.914 Kg y 775 Kg. Igualmente del modo respectivo, las longitudes de las etapas son: 8,9 m, 3,6 m y 2,08 m. costes de las fases 1 y 2 fueron 6,6 y 3,4 millones de dólares.
    Este modelo XL se probó el 26 de junio de 1994 desde un Lockheed L-1011 llevando el satélite STEP-1. Pero en esta ocasión hubo problemas de guía del cohete y el mismo se desvió de la ruta, teniendo que ser destruido. Tal fallo se achacó a errores del programa informático de control. Como consecuencia de este fallo, el siguiente lanzamiento se realizó con el modelo anterior y desde el B-52.
    Desde 1994 hasta finales de 1999, de este modelo XL se habían disparado 20 unidades y habían fallado tres.
    La previsión indica dotar al Pegasus de turborreactores añadidos que pueden así permitir llevar el doble de carga útil.

                            - TAURUS

    Cohete de la empresa OSC, de 22,6 m de altura, 2,4 m de diámetro, 71,4 Tm de peso, 131,17 Tm al partir, capaz de satelizar 1.363 Kg en órbita baja o 431 Kg en órbita sincrónica. Su costo es de unos 18 millones de dólares. Utiliza 4 fases de propulsante sólido y es de un diseño flexible que le permite una rápida disposición para el disparo; en teoría se concibió para poder ser lanzado en ocho días una vez llevado a la base de disparo. Sus misiones fueron inicialmente solo del interés del Departamento de Defensa norteamericano.
    La primera fase es la misma del misil MX, el Castor 120 de propulsante sólido, y en las otras fases se utilizan los motores del cohete Pegasus. Tal Castor 120 es citado en el siguiente, el Athena 1. Las fases 2, 3 y 4 se corresponden a la 1, 2 y 3 vistas en el Pegasus, modelo primero. La cuarta es un Orion 38.
    Su primer lanzamiento tuvo lugar el 13 de marzo de 1994 en la base de Vandenberg llevando dos satélites militares. El vuelo duró unos 10 min, contado desde la partida hasta el despliegue de su carga útil. El 10 de febrero de 1998 tuvo lugar el segundo disparo también en Vandenberg, el 3 de octubre siguiente el tercero y el 21 de diciembre de 1999 el cuarto.
    Una versión Taurus T-5, de 4 fases, se utilizó el 12 de marzo de 2000 para lanzar desde Vandenberg un satélite militar hacia una órbita polar.
    El 21 de septiembre de 2001 falló en un lanzamiento por quedar bloqueado el sistema de control al funcionar la segunda etapa. Así, la carga útil quedó destruida. Tal sistema era la última vez que se empleaba porque se tenía pensado utilizar otro en lo sucesivo.
    En mayo de 2004 se probaba con éxito la versión XL con mayor capacidad para llevar peso, estando dotado el cohete de mayor potencia a partir de la segunda fase. Pero su lanzamiento operativo con el satélite OCO en febrero de 2009 falló al no abrirse la cofia. En total, por entonces, se habían lanzado 8 Taurus de los que fallaron 2.

                                - ANTARES

    Cohete de la empresa OSC concebido para el lanzamiento de naves modelo Cygnus en abastecimiento de la Estación Orbital Internacional, según contrato de 19 de febrero de 2008 con la NASA por un importe de 170 millones de dólares (programa COTS). Posteriormente, un nuevo contrato por importe de 1.900 millones de dólares compromete en diciembre del mismo 2008 a la empresa a lanzar 8 naves hasta 2016. El proyecto se inicia en 2007, pensando llamarlo TAURUS 2, y en el mismo participan con los Estados Unidos, Rusia y Ucrania. Se pensaba aprovechar tecnología de otros lanzadores como el Pegasus, Minotaur y el Taurus.
    El cohete tiene 3 fases, mide 40,1 m de altura, 3,9 m de diámetro, pesa en total inicialmente 275 Tm y su empuje es de 307,9 Tm al partir. Su capacidad le permite satelizar 5,2 Tm en órbita baja desde la base de Wallops Island.
    Su primera fase mide 27,6 m de longitud y 3,9 m de diámetro. Pesa 261,2 Tm, de las que 18,8 son de peso en seco; funciona durante 3 min 55 seg. Lleva dos motores que queman RP-1 y LOX, AJ 26-62, tipo de motor que es el antiguo NK-33 soviético del fracasado N-1 probado 40 años atrás. El motor resultaba fiable y era muy barato puesto que habían sido fabricados por los antiguos soviéticos para el anulado proyecto lunar y ahora no tenía destino alguno; el adquirente americano de los motores (36 en un principio) es la empresa AeroJet y de ahí el renombre AJ-26. Pero la fase es diseñada por la ucraniana PO Yuzmash, que construye el cohete Zenit.
    La segunda etapa, un Castor 30A de la compañía ATK, mide 2,36 m de largo, 3,5 m de diámetro, pesa 14,06 Tm, de las que 12,83 Tm son el peso de propulsante sólido polibutadieno hidroxilado, y produce 26,4 Tm de empuje durante 2 min 35 seg; tiene un impulso específico de 303 seg. Es un modelo evolucionado del Castor 120 usado por el Pegasus.
    Se tenía previsto que también se usara alternativamente como fase segunda el Castor 30XL. También se contempla la posibilidad de usar como tercera etapa de una Star 48BV y una BTS japonesa.
    Finalmente, la carcasa o cofia final utilizada inicialmente mide 9,9 m por 3,9 m.
    Al funcionar, la primera fase se apaga al alcanzar los 107 Km de altitud a los 3 min 50 seg de vuelo. A los 113 Km de altitud, 5 seg después de apagarse, la fase primera se desprende. A los 184 Km de altitud, a los 5 min 19 seg de vuelo, se desprende el carenado de proa o cofia.
    El 10 de noviembre de 2010 se realizaba un ensayo estático en el Centro Stennis de la NASA del motor principal de la primera fase, el AJ-26. El referido ensayo estático, para pruebas de encendido y apagado, duró solo 10 seg y fue un éxito. Entonces, el cohete aun se pensaba llamarlo Taurus II, nombre que fue cambiado por Antares en diciembre de 2011.
    El primer lanzamiento se realiza el 21 de abril de 2013 en la base de Wallops Island.
    El 28 de octubre de 2014, llevando la nave de carga Cygnus Orb-3 para el abastecimiento de la ISS, se lanzó también en Wallops Island el primer Antares 130, modelo que se distingue del anterior, denominado Antares 120, en la fase superior. La nueva fase es más potente y eleva la capacidad del cohete para satelizar mayor masa, pasando de las 4,6 Tm del modelo 120 a unas 5,2 Tm del 130 (para una órbita baja, claro).
    Tal fase segunda es una Castor 30XL también de ATK, que usa el mismo propulsante que la Castor 30A, y también es llamada Standard 130.
    Sin embargo, en este primer disparo el cohete falló (un motor de la primera fase perdió el impulso) sobre la misma rampa de disparo, apenas a 15 seg de vuelo, teniendo que ser destruido. La empresa OSC abrió una investigación y ya para entonces había advertido que iba a cambiar los motores AJ-26 de la primera etapa puesto que se estaban agotando. Curiosamente, ya en mayo anterior, en una prueba en el Centro Stennis de la NASA de tal motor AJ-26 el mismo había explotado.

    El 17 de octubre de 2016, tras revisar el lanzador por el fracaso anterior, es disparado con éxito en Wallops Island el nuevo modelo Antares 230; lleva la nave de carga Cygnus CRS-5 para la ISS y 4 pequeños satélites. En el nuevo cohete se cambiaron los motores  AJ-26 por los RD-181 (una versión del RD-191 citado en lanzadores rusos), también de origen ruso y más potentes. El nuevo Antares, de 2 o 3 fases y un peso inicial en torno a las 300 Tm, mide 42,5 m de altura y 3,9 m de diámetro, y puede satelizar 6,4 Tm en órbita baja desde la citada base en la costa de Virginia. Por ello va a sustituir a los anteriores modelos en los que se basa.
    Su primera etapa mide 27,6 m de altura y el referido diámetro de 3,9 m, pesando 261 Tm en total. Su empuje es de 392 Tm a nivel de mar y funciona durante unos 3 min 20 seg. Lleva 2 motores de los citados RD-181 que consumen keroseno y LOX, siendo su impulso específico de 312 seg, y son de factura de la empresa NPO Energomash rusa, pero el resto de la fase es fabricada en Ucrania por la empresa PO Yuzhmash. Sobre tales motores, la empresa americana Orbital ATK firma un acuerdo con los rusos en 2014 para comprar 60 motores por un importe de casi 1.000 millones de dólares.
    La fase dos es la ya citada Castor 30XL de la citada Orbital ATK. Como tercera etapa puede llevar también la BTS nipona (IHI Aerospace) de 3 motores BT-4 de hidracina y tetróxido de nitrógeno, o la Star 48BV de propulsante sólido.


                            - ATHENA

    El Athena, también llamado modelo LMLV, es un cohete de la empresa Lockheed-Martin desarrollado ha partir de enero de 1993. La citada empresa optó a principios de los 90 por el desarrollo de 4 tipos de lanzadores llamados LLV1, 2, 3 y 4. Para el primero de ellos se programó su ensayo inicial para noviembre de 1994 y se pensaba entrar con el mismo en el mercado de los minisatélites. Su prueba con un satélite comercial (GEMStar-1) fracasó el 15 de agosto de 1995 al fallar en el lanzamiento. El vector cuenta con un sistema de orientación y control, llamado OAM, o módulo de ajuste orbital, que consume hidracina y contiene el sistema de control inercial y el informático.

    El modelo Athena 1, correspondiente al LMLV-1, se basa en una fase Castor 120, versión mejorada de los usados por los misiles MX. Su costo aproximado es de 47 millones de dólares en 1997. Su capacidad es para satelizar 800 Kg en una órbita baja de 185 Km. Se le dotó de una altura de 12,5 m, 2,4 m de diámetro, 63,86 Tm de peso y un empuje inicial de 131,2 Tm. La primera fase es un cohete de propulsante sólido Castor 120 de 9 m de altura, 2,4 m de diámetro, 53 Tm de peso, de ellas 4,2 Tm de peso sin ergoles, un empuje en el vacío de 163,8 Tm, un tiempo de funcionamiento de 1 min 23 seg e impulso específico de 229 seg; el costo de esta fase es de 7 millones de dólares. Como segunda etapa llevaba una IUS-1, también llamada Orbus 21D o SRM-1, también de propulsante sólido, puesta en servicio en 1980, de 3,5 m de longitud, 2,3 m de diámetro, 10,84 Tm de peso, de ellas 1,13 Tm sin propulsante, un empuje en el vacío de 18,5 Tm, un tiempo de funcionamiento de 2 min 32 seg e impulso específico de 220 seg; tal motor, que tenía un costo de 40 millones de dólares, fue también usado en el programa Shuttle y en el Titan 34D.
    Tras el fallido disparo citado de 15 de agosto de 1995, se hizo otro con este cohete el 23 de agosto de 1997, ambos en Vandenberg. El tercero se efectuó el 27 de enero de 1999.

    El modelo Athena 2, o LMLV-2, está compuesto por tres etapas, de las que la primera y la segunda son dos Castor-120, modelo antes visto. En el modelo Athena 2 la distinción es pues el añadido del motor Castor 120 como segunda fase. La IUS-1 es vuelta a usar, pero como tercera fase. Su capacidad es para satelizar casi 2 Tm en órbita baja, de 185 Km. Su altura es de 21,6 m, su peso es de 116,88 Tm y el costo de 54 millones de dólares. Por lo demás, sus caracteres son los mismos del Athena 1. El Athena 2 se probó por vez primera el 6 de enero de 1998 con la sonda Lunar Prospector. El segundo lanzamiento se hizo el 27 de abril siguiente y el tercero el 24 de septiembre del mismo año.

    El Athena 3 se concibe también basado en las fases Castor 120 e IUS-1 vistas en el Athena 2 (Castor 120 de primera fase, Castor 120 de segunda e IUS-1 de tercera), pero con la ayuda de 2 booster Castor 4A, visto en el Delta 4920. La capacidad del modelo es para satelizar 3,65 Tm en órbita de 185 Km. Su altura es de 21,6 m, diámetro de 2,4 m, peso de 140,37 Tm, y empuje de 218,1 Tm al partir.


                            - MINOTAUR.

Proyectado en 1998, con previsión de primer lanzamiento para fines de 1999, el Minotaur es un cohete derivado del misil Minuteman 2, del que se quería aprovechar su primera y segunda fases; el Minuteman 2 tenía una altura de 18,3 m, un peso de 31,7 Tm y su primer disparo había sido el 24 de septiembre de 1964. El cohete recibe el nombre del conocido y mitológico ser mediterráneo, pero también será denominado OSPSLV, vehículo de lanzamiento del programa espacial orbital/suborbital. El proyecto es realizado por la USAF y la Universidad del Estado Weber. La transformación se realiza mediante contrato de 206 millones de dólares con la empresa OSC que usa para ellos piezas de los programas Pegasus y Taurus.

Así sobre la primera etapa M5 y segunda fase se dispone la segunda etapa del cohete Pegasus, la Orión 50XL, y una cuarta con motor Orion 38 también del Pegasus. Su capacidad es solo para pequeñas cargas por lo que sería una opción solo para minisatélites, si bien a bajo costo, y su lanzamiento se proyectó para realizar desde el California Spaceport, de carácter privado.

El primer disparo de un Minotaur tuvo lugar en base de Vandenberg, en su área de lanzamiento comercial CLF, a las 03 h 03 min GMT del día 27 de enero de 2000. La prueba fue un éxito y llevó 11 satélites. Para lanzamientos comerciales se dispone para él la base de Wallops Island.


El 22 de abril de 2010 un Minotaur 4 Lite disparado en Vandenberg en vuelo suborbital sirvió para probar el HTV-2A, un modelo hipersónico de la DARPA construido por la Lockheed Martin. Aunque la carga útil citada tuvo problemas, el cohete actuó con éxito.

El 26 de septiembre de 2010 se lanza con éxito un Minotaur 4 que lleva 4 fases de propulsante sólido y es el primero en su versión. Puso en órbita al satélite SBSS.

    El 11 de agosto de 2011, a las 14 h 45 min GMT, un Minotaur 4 fue lanzado en Vandenberg para llevar al avión HTV-2b (o Falcon HTV-2) del DARPA, que debía volar sobre el Pacífico para probar su maniobrabilidad hipersónica a Mach 20. Esta vez a los 9 min de vuelo, 3 de ellos en vuelo libre tras liberarse del cohete, se perdió la señal del avión experimental y el mismo se hunde luego en las aguas oceánicas. En principio se piensa que el problema era informático en el ordenador de a bordo. Junto con la prueba anterior de 22 de abril de 2010, el costo de los dos ensayos HTV ascendió a 308 millones de dólares.


El Minotaur 4 está basado en el antiguo misil MX, retirado en 2005 y el que tenía 3 fases, 21,2 m de longitud, 2,37 m de diámetro y 88,6 Tm de peso. El Minotaur 4 puede satelizar 1,73 Tm en órbita baja con 4 fases, pudiendo dotársele de una 5ª (una Star 48) siendo entonces llamado el modelo Minotaur 4+. Su altura es de 23,88 m y su peso 86,3 Tm.

Su primera fase es un SR-118, o TU-903, de 8,48 m de longitud, diámetro indicado de 2,37 m, y un peso de 48,96 Tm. Fabricado por la ATK Launch Systems Group, la antigua Thiokol, actúa en el lanzamiento durante 58 seg con un empuje de 2.204,5 kilonewtons.

La segunda fase es un motor SR-119 de Aerojet que funciona durante 1 min proporcionando un empuje de 1223 kilonewtons.

La tercera fase es un SR-120 de la Alliant Techsystems, la antigua Hercules Aerospace, que actúa durante 1 min 17 seg proporcionando un empuje de 289 kilonewtons.

La cuarta fase es un motor Orion 38 de la misma Alliant (usado también por el Minotaur 1), que aporta un empuje de 34,31 kilonewtons. Pesa 893 Kg y mide 2,08 m de largo y 97 cm de diámetro. Alternativamente puede llevar una fase Star 48BV.
    En caso de llevar una quinta fase, la misma puede ser la HAPS de 3 motores MR-107K de hidracina de los cohetes Pegasus. También puede ser la Orion 38 antes citada.
    El 26 de agosto de 2017 es probado con el disparo de un satélite y tres minisatélites, esta vez en el complejo 46 de Cabo Cañaveral por vez primera, el modelo Minotaur 4/Castor 38 que lleva una fase Orion 38. La capacidad de este modelo para una órbita geoestacionaria sería para elevar una masa de 678 Kg, llevando como quinta fase otra igual a la cuarta, Orion 38.
    Este es el 26 disparo Minotaur, el 4º orbital. Los disparos Minotaur, además de las citadas Vandenberg, Wallops Island y Cabo Cañaveral, también se efectúan en Alaska, en el Kodiak Launch Complex.

    El Minotaur V es un modelo Minotaur 4 con esa quinta fase. Consta así de 5 fases de propulsante sólido con el que el cohete de la empresa OSC puede enviar hasta 678 Kg a una órbita geoestacionaria o una carga menor hacia la Luna o una órbita interplanetaria.
    Su primer disparo se realiza el 7 de septiembre de 2013 con la sonda lunar LADEE a bordo. En este caso, la cuarta fase es una Star 48BV, construida por la misma empresa de la primera fase, que mide 2,03 m por 1,24 m y tiene un empuje de 93,07 kilonewtons. La añadida quinta fase es una Star 37FM ya usada por el cohete Delta que actúa durante 1 min 4,5 seg.


                            - FALCON

    El Falcon 1 es un cohete destinado a poner en órbita satélites experimentales de la USAF del tipo TACSAT; se dice que su nombre se debe al de la nave “halcón milenario” de la película “La guerra de las galaxias”. Construido por la compañía Space Exploration Technologies Co., o SpaceX, su principal motor, llamado Merlin, fue ensayado con éxito en Vandenberg el 27 de mayo de 2005, con un encendido estático de 3 seg de funcionamiento. Una segunda fase lleva un motor llamado Krestel. La primera fase lleva paracaídas para la recuperación de la misma y su reutilización. El costo de este lanzador fue estimado al tiempo del primer modelo utilizado en lanzamiento real en solo 6.700.000$. 
    El proyecto consideraba varios modelos, pensando disponer del Falcon 5 para 2007 y del Falcon 9 posteriormente; el número 5 y 9 significan el número de motores de la versión. Este Falcon 9 deberá tener pues 9 motores Merlin en la fase primera y una capacidad de satelización de 2,5 Tm (en órbita baja) que luego serían más. Con el Falcon 9 se pensaba lanzar la nave Dragon, conceptualmente tripulable en su versión original de 2005. Los motores Merlin funcionan con keroseno y LOX.
    El primer disparo efectivo, luego de varios retrasos por problemas técnicos, tuvo lugar el 24 de marzo de 2006, partiendo a las 22 h 30 m GMT en la isla de Omelek, Kwajalein (islas Marshall del Pacífico) y llevando al satélite Falconsat 2 de la Fuerza Aérea. Sin embargo, fracasó y a los 41 seg de vuelo se detuvo el encendido debido a un incendio en el propio motor de la primera fase, iniciado a los 25 seg de vuelo, que destruiría el tubo de helio que da presión al propulsante. Cayó a continuación a solo 75 m de la rampa de lanzamiento, pero en aguas del Pacífico. Tuvo antes del encendido una pequeña fuga de LOX en la primera fase que se trató de paliar con un adhesivo, puesto que no se notaba disminución apreciable de presión. Pero tal fuga fue en realidad debida a un fallo humano y la causa del incendio. El posterior análisis señaló el origen de la fuga en la corrosión en una tuerca de la bomba de presión de propulsante.
    El 21 de marzo de 2007 fue lanzado el segundo y también fracasa, esta vez por tocarse las fases segunda y primera tras la separación de ambas. Aunque no tuvieron incidencia directa en el fracaso del disparo, hubo además más fallos en el cohete. 
    El 29 de mayo de 2008 se probaban en McGregor, Texas, de modo simultaneo en encendido los 5 motores Merlin 1C en cruz de la primera fase del Falcon 9. Este modelo de motor 1C se diferencia del motor Merlin anterior en el uso del ciclo regenerativo en su refrigeración, haciendo pasar el frío propulsante en circuito sobre la tobera
    El tercer lanzamiento de un Falcon 1 se realizó el 3 de agosto de 2008 y de nuevo falló, haciéndolo en esta ocasión el nuevo motor Merlin 1C de la primera fase una vez consumida a los 2,5 min de vuelo. Esta etapa probaba los motores antes citados que actuaron bien, pero tras separarse la fase segunda la primera prolongó con el remanente del propulsante el empuje y chocó con la etapa siguiente con cierta suavidad pero desviándola de la trayectoria prevista.
    Otro modelo Falcon de la USAF, llamado FALCON Small Launch Vehicle, se proyectó para lanzar desde un avión en vuelo también pequeños satélites de hasta 400 Kg. Sus principales características son su rápida disponibilidad para el disparo (sobre el papel, en 24 h) y un coste bajo (de unos 5.000.000$). Fue probada su aerodinámica en julio de 2006 en simulación en vuelo con un avión C-17A a casi 10 Km de altitud, volando a 370 Km/h. Tal maqueta pesaba unas 32 Tm.

El primer lanzamiento del Falcon 9 fue realizado en la rampa SLC-40 de Cabo Cañaveral con éxito el 4 de junio de 2010, llevando como carga útil una maqueta simuladora de un satélite Dragon. Este cohete medía 47 m de altura y pesó 334 Tm. Los 9 motores Merlin 1C de la primera fase actuaron durante 3 min y la segunda etapa con un motor Merlin 1C-Vac funcionó durante 6 min hasta llegar a la órbita. Luego se probó el reencendido de esta última, corrigiendo la órbita alcanzada.
    Tras una segunda prueba exitosa seis meses más tarde, el 22 de mayo de 2012 se lanzó tercera vez, ahora con una nave Dragon no tripulada para probar el abastecimiento a la ISS y también fue un éxito al llevar la primera nave orbital de una empresa privada.
    El coste del Falcon 9 es de 54 millones de dólares en 2013 de los que solo unos 200.000 dólares supone el coste del propulsante.


    El 5 de abril de 2011, la empresa SpaceX presentaba otro modelo más de esta familia, desarrollado sobre el Falcon 9, el Falcon Heavy, cuya capacidad de satelización es superior a los anteriores y a todos los cohetes de su época y las anteriores a excepción del Saturn V y el Energia (no contamos al soviético N-1 por fracasado...).
    El Heavy mide 69 m de altura, 11,6 m de diámetro, y su peso inicial asciende a 1.400 Tm.  Tiene una primera fase integrada por una fase central flanqueada por dos aceleradores, con 9 motores Merlin mejorados en cada cohete y 27 en total. El empuje inicial es de 1.700 Tm. El propulsante de la fase central también surte a los dos aceleradores laterales, hecho novedoso en un cohete de este tamaño, con sistemas de seguridad para evitar que posibles problemas en alguno de los cuerpos se traslade a los otros. Su capacidad teórica inicial de carga útil es de 53 Tm.
    Su base de disparo podría ser tanto la base de Cabo Cañaveral como la de Vandenberg. Las pruebas de los motores se hacen en la localidad tejana de McGregor.
    Su puesta en servicio se prevé entonces para no antes del 2013 y sus misiones iniciales se fijan para abastecer a la ISS, con posibilidad posterior de ser un lanzador tripulado. Se puede decir que es un vector nacido al amparo de la desaparición del Shuttle, para ser en gran medida su sustituto. La NASA mostró entonces su interés por el cohete dado que iba a carecer de uno apropiado a medio y largo plazo para su astronáutica tripulada. El costo de satelización teórico, al tiempo de su diseño, es para este cohete de unos 2.000$ por Kg puesto en órbita. El costo total del cohete se estima entonces en unos 125.000.000$ como máximo.

     El desarrollo de Falcon 9 llevó a su versión mejorada o v1.1, según se anunció paladinamente el 14 de mayo de 2012, y se dijo que su capacidad era suficiente para satelizar en órbita baja 13,1 Tm, o bien elevar 4,85 Tm a una órbita geoestacionaria. Igualmente de dos fases de keroseno y LOX, mide 63,3 m de altura, con 3,7 m de diámetro, y su peso total inicial es de 505.846 Kg. La primera fase lleva 9 motores Merlin 1D que proporcionan 5.885 kilonewton de empuje al partir (6.672 en el vacío) y que son más baratos que la versión anterior 1C y más eficaces, con distinta disposición en la base del vector, formando un octógono con el restante en el centro; todos estos motores son capaces de ser reencendidos y funcionan durante 3 minutos. La fase segunda lleva un solo motor Merlin 1D de 801 kilonewton de empuje y actúa durante 6 min 15 seg. La carga útil la aloja en una cofia de fibra de vidrio de 13,1 m de larga por 5,2 m de diámetro. Para la separación de las fases y la cofia usa un sistema neumático en vez de los pernos explosivos tradicionales para tratar de evitar vibraciones. El precio unitario anunciado del cohete y su lanzamiento es de 56.500.000$. Para su lanzamiento se puede utilizar el complejo 40 de Cabo Cañaveral y también la base de Vandenberg.

    El 21 de septiembre de 2012 la empresa Space X comienza las pruebas del modelo experimental primeramente denominado Falcon 9 Grasshopper (saltamontes) que sirve de prototipo del que será el Falcon 9R, versión cuya principal característica es su maniobrabilidad; en la prueba el cohete se elevó 2 m en 3 seg y luego se posó. El concepto es el de un cohete reutilizable de despegue vertical; esto se había probado años atrás con el DC-X, también americano. El cohete está por demás basado en el Falcon 9 v1.1 como se puede deducir y al que se añaden entre otras cosas 4 patas de acero en la base dotadas de sistema hidráulico de amortiguación.
    En una de las pruebas siguientes, el cohete subió a 325 m y luego descendió sin desplazarse horizontalmente.
    El 13 de agosto de 2013 se prueba por sexta vez el citado modelo. En este ensayo, el mismo se elevó solo 250 m, pero luego se desplazó 100 m a un lado para luego regresar a la misma rampa de despegue.
    El 29 de septiembre de 2013 se probaba la versión del Falcon 9R v1.1  con una capacidad de satelización un poco más elevada que el modelo original mediante mejoras en el motor Merlin, ahora llamado 1D, y un ligero incremento de los depósitos de propulsante; también se modificó la estructura del cohete. El nuevo vector puede elevar hasta 13 Tm a una órbita baja.

    El 7 de octubre de 2013 el prototipo realizó su último vuelo de prueba elevándose a 744 m de altitud durante 1 min 19 seg.

    El 18 de abril de 2014, Space X prueba con éxito en Texas el reutilizable Falcon 9R, con sus cuatro aletas-patas en la base, en un lanzamiento vertical hasta los 250 m de altura e inmediato retorno a la misma rampa, a solo unos metros del punto exacto de salida, quedando el vector en la misma posición vertical tras el suave aterrizaje. En junio siguiente, en la tercera prueba, subió a 1 Km.
        El primer disparo espacial operativo del Falcon 9R (el 9º de un Falcon y 4º del v1.1) tiene lugar el mismo día en Cabo Cañaveral para lanzar a la ISS una nave de carga Dragon (CRS-3). Se intenta también por vez primera la recuperación de la primera fase del cohete para su reutilización. Para ello, tras su actuación elevando la carga de la segunda fase y su proa, inició una caída sobre el océano, controlando con sus motores la verticalidad hasta llegar cerca de las aguas, momento en que encendió el motor central Merlin de los principales para amoriguar el choque con tal agua.
    El primer intento de hacer aterrizar la primera fase del Falcon 9-1.1 sobre una plataforma en una barcaza llamada ASDS en el océano, a 360 Km de Cabo Cañaveral, tiene lugar el 10 de enero de 2015 tras el disparo de la nave Dragon CRS-5. Pero la operación falla en su tramo final al agotarse antes de tiempo el liquido hidráulico usado para las aletas de estabilización y no ser la velocidad de caída muy suave. Así que la etapa, al tratar de posarse, cayó a un lado y explotó en la misma plataforma, causando daños en la misma.
    El segundo intento de recuperación tiene lugar el 14 de abril de 2015 con el disparo de la Dragon CRS-6 en Cabo Cañaveral. Pero la fase, a pesar de llegar con la velocidad adecuada esta vez a la plataforma sobre la barcaza situada a tal efecto en el Atlántico, en los últimos metros, una válvula falló y la etapa se inclinó y se destruyó en la caída lateral.
        La siguiente unidad fue el 19º Falcon 9 y llevaba la nave Dragon CRS-7, pero estalló en vuelo antes de separarse la primera etapa el 28 de junio de 2015.  El fallo fue debido a la rotura de un puntal de sujeción de un depósito de helio de unos 60 cm de largo (para dar presión en el depósito de LOX) que al soltarse aumentó la presión del oxígeno hasta hacerlo estallar. La rotura de tal pieza se produjo por defecto de fabricación al no soportar una fuerza de 1 Tm cuando debía aguantar 5 veces más.
       Tras tales fracasos de intento de recuperar el cohete regresando controladamente a la plataforma marina, en diciembre de 2015 se anuncia que se iba a intentar que el cohete volviera a tierra para probar el aterrizaje en el mismo Cabo Cañaveral. Finalmente, el 22 de ese mismo mes diciembre de 2015 fue lanzado con éxito llevando 11 satélites y la fase primera pudo ser recuperada. Tras alcanzar los 80 Km de altitud, apagó motores, liberó el resto del cohete con su carga que prosiguió vuelo, y tras llegar a una distancia de 200 Km, encendió motores para frenar y retornar de forma controlada hacia Cabo Cañaveral. Tras partir a las 01 h 29 m, GMT, luego de abrir los trenes de aterrizaje, diez minutos más tarde, a las 01 h 39 m, se posaba a 10 Km de punto de partida. Luego, la etapa ha de ser revisada para disponerla para otro vuelo, abaratando así el coste de los vuelos.
    Este sistema de retorno, novedoso en primeras fases de cohetes en vuelo real, había sido probado años atrás en cohetes en trayectos cortos por la NASA, como ya se ha indicado. Pero con el Falcon 9 la técnica da un salto destacado. El aterrizaje tiene lugar a una velocidad de unos 22 Km/h luego de alcanzar en vuelo los 5.760 Km/h a menos de 3 min de vuelo (cifras aproximadas). Pero el logro está en llevar al cohete al lugar que se desea, sea la base de partida o, un poco más difícil por su inestabilidad, una plataforma marina, y dejarlo en la posición vertical; el plan de uso de la barcaza es para lanzamientos en Cabo Cañaveral y el de aterrizaje en tierra para disparos desde la costa Oeste. Para la actuación de los motores en el frenado la fase ha de retener un pequeño porcentaje de propulsante, pero dado que la mayor parte del peso ya ha sido consumida en el ascenso no es necesaria gran cantidad. De todos modos, la etapa ha de regresar controladamente hasta el punto de aterrizaje para quedar en posición vertical y poder así los 9 motores actuar al final en la dirección correcta. La reutilización prevista de cada fase se piensa en 2016 que podrá ser de unas 12 veces. El ahorro estimado por el uso del sistema se cifra en un 30%, lo que podría dejar el costo final del cohete reutilizable en unos 42 millones de dólares, que es un poco más de lo esperado.
      En la siguiente prueba, el 17 de enero de 2016, en lanzamiento desde Vandenberg, la fase primera del Falcon 9 v1.1, tras actuar correctamente llevando al satélite Jason-3, regresó con éxito a una plataforma marina en el Pacífico, llamada Droneship. Sin embargo, al posarse en la misma, se inclinó a un lado, cayó y explotó. La primera conjetura sobre el fracaso alude a hielo en una pata.
    El 8 de abril de 2016 se lanza una versión mejorada del anterior, llamada Falcon 9 v1.2, o bien Falcon 9 v1.1 Full Thrust, y en esta ocasión se logra el éxito en la recuperación de la fase primera con su retorno sobre la plataforma marina.
    El 6 de mayo del mismo 2016 el cohete logra el tercer aterrizaje, esta vez de nuevo sobre la plataforma marina tras elevar un nuevo satélite.
    El 1 de septiembre de 2016, en una prueba de motores de la primera fase previa al lanzamiento previsto para dos días más tarde, un cohete Falcon 9 v1.2, que ya tenía integrada su carga útil, explota en la misma rampa de disparo en Cabo Cañaveral. La carga útil era el satélite de telecomunicaciones AMOS 6 de la empresa Spacecom de Israel, que resultó destruido y cuyo costo había sido de 195 millones de dólares (el mismo iba a ser alquilado a Facebook por 5 años); la torre de apoyo de la rampa también resultó dañada. El fallo se produce cuando estaban siendo abastecidos los tanques con LOX y keroseno, afectando la fase superior del lanzador, quizá en su tanque de LOX, y se especula inicialmente sobre su origen en la misma plataforma de disparo.
    El 30 de marzo de 2017 se lanza otro Falcon 9 v1.2 con una primera etapa que es recuperada por segunda vez tras 8 min 32 seg de vuelo total (2 min 41 seg de actuación en lanzamiento) y la que ya había sido usada en abril de 2016. Es la primera vez que esto ocurre.
   La primera fase recuperada, la de diciembre de 2015, no se reutilizaría por considerarla histórica y se iba a exponer en la sede de SpaceX en Hawthorne. Por entonces, el total de fases recuperadas es de 8 con 9 aterrizajes con éxito (6 en el Atlántico y 3 en tierra) de un total de 14 intentos.

                            - SUPER STRYPI

    Cohete de bajo coste para lanzar pequeñas cargas de 250 Kg hasta 400 Km de altura en órbita polar. Construido para la USAF por la empresa Aerojet, los Sandia National Laboratories y la Universidad de Hawai. Basado en un cohete sonda, el Strypi, consta de 3 fases que llevan motores LEO-46, LEO-7 y LEO-1, también denominado Spark-30. Su lanzamiento se realiza en Hawai sobre una rampa dotada de raíl, con estabilización en despegue por medio de aletas y giro.
    Su primer lanzamiento, en el que llevaba 13 satélites, se hizo a las 03 h 45 m GMT del 4 de noviembre de 2015 y fue un fracaso al fallar la primera etapa.     




                = FRANCIA. DIAMANT.

    Tras USA y la URSS, el tercer país que llega a poseer en su momento lanzadores astronáuticos propios es Francia con sus cohetes Diamant, realizados por la sociedad SEREB, que constituirán una serie, de la cual el primero no llegó a tener la suficiente capacidad para lanzar satélites.
    Con la serie Diamant, decidida realizar en mayo de 1960, Francia lanzará sus satélites Diapasón y Diademe.
    Los Diamant se basaron en las pruebas realizadas primero con sus propios cohetes sondas, como los Verónique o Rubis. El nombre de Diamant, o diamante, fue dado como continuidad a la serie de tales primeros cohetes que tuvieron nombres de piedras preciosas. El primero de ellos fue el Agate probado en 1961.

                            ‑ DIAMANT - A.

    Primero de la serie, desarrollado sobre el Saphir, el Diamant A fue ensayado por vez primera en Hammaguir el 23 de enero de 1965. Como cohete único fue probado con éxito por vez primera el 17 de junio de 1964.
    Dotado de 3 fases, tenía 16,3 m de longitud, 1,4 m de diámetro, 18,4 Tm de peso, y era capaz de satelizar 160 Kg en órbita baja de 200 Km de altitud, o menor peso a mayor altura. En lanzamientos espaciales suborbitales podía llevar 200 Kg a 550 Km de altura. Su costo fue de 5,7 millones de dólares.
    El empuje de la 1ª fase, cohete Emeraude, de ácido nítrico y trementina, era de 27 Tm; el Emeraude fue ensayado por vez primera el 17 de junio de 1964 y con el Topaze integraría el cohete Saphir, de 17,93 m de altura y 18,2 Tm de peso, probado por vez primera el 5 de julio de 1965. La 1ª fase VE-121 funcionaba 88 seg y medía 9,8 m de largo, 1,40 m de diámetro, 2,3 m de envergadura, y pesaba 14,7 Tm, de las que 12,6 era de propulsante. La fase tenía 4 motores Vexin B de 221 seg de impulso específico que pesaban 192 Kg cada uno y tenían 30 cm de diámetro, con un empuje unitario de 6,7 Tm.
    La 2ª fase del Diamant A era un Topaze de 2,8 Tm de peso, 540 Kg en vacío, 4,6 m de longitud, 80 cm de diámetro, que actuaba durante 40 seg quemando ácido nítrico y UDMH y proporcionando 12 Tm de empuje; el motor, que pesaba 306 Kg, era de un impulso específico de 225 seg.
    La fase 3ª era un cohete P-6 de 703 Kg de peso, de ellos 645 Kg de pólvora, 70 cm de diámetro, 2 m de longitud y de un empuje cercano a los 3 Tm. El motor tenía un impulso específico de 211 seg y funcionaba durante 39 seg. El diámetro máximo del cono de proa era de 65 cm.
    Como lanzador de satélites solo se hicieron 4 ejemplares. El primer lanzamiento de un satélite fue realizado el 26 de noviembre de 1965 (el primero francés, Asterix 1), el segundo el 17 de febrero de 1966 con el satélite Diapason, el tercero el 8 de febrero de 1967, que falló con el satélite Diademe 1 a bordo, y el 15 de febrero de 1967 con el Diademe 2.

                            ‑ DIAMANT - B.

    El Diamant B podía satelizar cargas de hasta 80 Kg en órbita de 500 Km de altura o 160 Kg de peso a 200 Km de altitud.
    Construido con ayuda de una docena de empresas francesas, constó de 3 fases y tenía una altura total de 18,8 m a 23,2 m, 1,5 m de diámetro, y un empuje de unas 30 Tm. Tuvo un costo de 9 millones de dólares junto al modelo B-P4.
    La primera etapa Amethyste L‑17 funcionaba con ácido nítrico y UDMH, de los que llevaba 18 Tm, siendo el peso total de 21,5 Tm, por lo que el peso en seco era de 3,5 Tm. Medía 1,4 m de diámetro, 14,1 m de altura, funcionaba durante 1 min 50 seg y disponía de 4 motores Vexin C de 8,9 Tm de empuje, 221 seg de impulso específico, que pesaban cada uno 252 Kg y tenían 40 cm de diámetro.
    La segunda fase P2 y la tercera eran de propulsantes sólidos; la segunda llevaba 2,2 Tm de pólvora y la tercera 685 Kg. El diámetro máximo del cono de proa era de aproximadamente 80 cm.
    La primera prueba se hizo el día 8 de octubre de 1969. Del modelo se realizaron 5 disparos, fallando los dos últimos, entre las fechas del 10 de marzo de 1970 y el 21 de mayo de 1972.

                            ‑ DIAMANT  B‑P4.

    Desarrollado desde 1972, el Diamant B‑P4 fue dotado de mayor potencia que aquél y su proyección fue realizada desde 1967 por la SEREB. Medía 21,6 m de altura y pesaba 36,32 Tm.
    La 1ª fase de este cohete, también llamado Super o Hyper Diamant, es la misma que la del Diamant B de 40 Tm de empuje. Tenía 1,5 m de diámetro máximo, siendo en la proa el máximo 1,38 m.
    La segunda fase es nueva, una P4 o Rita 1 de propulsante sólido, que también es entonces la 2ª fase del cohete militar francés mar‑tierra MSBS y que fue desarrollada desde 1971; en la misma se utilizó la fibra de vidrio para su carcasa externa, tenía 1,5 m de diámetro y 2,6 m de longitud. Dotada con un empuje de 18,5 Tm y funcionando durante 55 seg, disponía de 1 motor de propulsante sólido de 4,5 Tm de peso aproximadamente de pólvora que lo configuran diferente a los otros Diamant. Su tobera era fija y el control del vector de empuje se realizaba con el uso de inyección de gas freón presurizado con nitrógeno, ambos en depósitos situados en la base, junto a la tobera. Su impulso específico era de 240 seg y el empuje era de 15,8 Tm.
    La tercera fase es una P-6 que llevaba 685 Kg de pólvora, siendo su peso total de 800 Kg. Tenía 3 Tm de empuje, medía 1,5 m de diámetro, 2,1 m de longitud y el impulso específico de este motor era de 211 seg.
    El cohete fue dispuesto con un nuevo escudo de proa de un volumen útil de 1,2 m^3 derivado del utilizado en el cohete británico Black Arrow.
    El Diamant B‑P4 podía colocar unos 200 Kg en órbita ecuatorial de 300 Km de altura o bien una carga de 153 Kg a 500 Km de altitud, u 87 Kg a 800 Km.
    Se realizaron con éxito en total 3 lanzamientos desde la base francesa de Kourou en 1975 y pusieron en órbita varios satélites.

                = JAPÓN.

    Tras la URSS, USA y Francia, el Japón se cuenta en su momento en un cuarto lugar, en cuanto a la posesión en el tiempo de lanzadores espaciales, si bien por supuesto son de más limitado poder respecto a soviéticos y americanos. Sin embargo, Francia apostó por el Ariane en colaboración europea por lo que se descolgaría como país lanzador propiamente, no así Japón que desarrolla varias series de ellos.
    Los japoneses, luego de liberarse de los requerimientos impuestos como perdedores de la segunda guerra mundial en determinadas materias de armamento, se iniciaron en cohetes en los años 50 con minicohetes de 23 cm tan solo que llamaron Cohete Lápiz y que alcanzaban 600 m de altura. Los ensayos los realiza el Instituto de Ciencia Industrial de la Universidad de Tokio. Entre marzo y abril de 1955 lanzaron 29 de estos diminutos ingenios con éxito en Kokobunki, Tokio. Luego desarrollaron el llamado cohete Bebé de 2 etapas, de solo 8 cm de diámetro, que alcanzaba 6 Km de altura, registrando algunos fallos no obstante. Entonces pasaron al desarrollo de 3 grandes cohetes que bautizan con nombres de letras griegas alfa, beta y kappa, que debían lograr el más avanzado los 100 Km de altura.
    Posteriormente crearon el Lambda y los My, también llamados a los dos últimos, M‑4S al Lambda 4S y series M‑3 y M-4 a los My. Más tarde crearían las series N y H.

                            ‑ KAPPA.

    Es el primer gran cohete japonés pero sin capacidad astronáutica. Fue usado como cohete sonda y proyectado por Hideo Itokawa, de la Universidad de Tokio. Se dio vida a varios modelos de los que el 5ª es el más característico. Funcionando con propulsantes sólidos, alcanzaba 130 Km, con techo inicial en los 80 Km, una velocidad de Mach 3,4, pesaba unos 100 Kg, medía 4,72 m, 22 cm de diámetro, y disponía de guía por radar y óptica.
    El modelo Kappa 6, de 2 fases, pesaba 260 Kg, tenía 5,6 m de altura, 25 cm de diámetro, y podía llevar 12 Kg de carga útil. Participó en 1958 en el Año Geofísico Internacional, obteniendo datos de la atmósfera a 60 Km de altura.
    El Kappa 8 pesaba 1,5 Tm y tenía 11 m de altura. Podía llevar 90 Kg de carga útil a 200 Km de altura. Un Kappa 8S-10 cayó el 24 de mayo de 1962 en un terreno que prendió fuego cerca de casas en Akita.
    El lanzador Kappa 9L, ensayado desde 1961, tenía 3 fases y podía lograr un apogeo de 310 Km. El Kappa 9M lograba 540 Km de altura o bien menos altura con mayor carga.
    También se creó el Kappa 10 hacia 1965, y conseguía unos 700 Km de alcance.

                            ‑ LAMBDA 4S.

    El Lambda 4S‑5 fue el primer cohete astronáutico nipón, aunque fuera usado más bien en general como cohete sonda. Diseñado en 1961 y acabado en 1963, el Lambda se convertiría en el lanzador de los primeros satélites del Japón, desde el 11 de febrero de 1970 en que lanzara al primero. Pertenece al ISAS y su base de disparo se situó en Uchinoura, Kyushu.
    Sin embargo, su capacidad de satelizar era de solo 26 Kg. Disponía de 4 fases, de las que tres eran de propulsante sólido, y el empuje ascendía inicialmente a 40 Tm; la fase 2 tenía un empuje de 12 Tm y la tercera de 7 Tm. El cuarto motor, de 0,8 Tm de empuje, iba alojado en la ojiva y era esférico. Fue perfeccionado y dotado de varios boosters, 8 largos cilindros que eran otros tantos cohetes de propulsante sólido. Medía 16,5 m de altura, 73,5 cm de diámetro en el cuerpo central, 9,3 Tm de peso total y 75,8 Tm de empuje.

    Como caracteres particulares del cohete se destaca que llevaba 4 alerones de tipo aerodinámico no solo en la 1ª fase sino, excepcionalmente para un cohete, también en la segunda. Además, en la base del primer escalón, la tobera quedaba ocultada por una falda sobre la que iban tales alerones. La capacidad proyectada para el cohete hubiera podido permitir al mismo situar cargas útiles de 50 Kg en órbita excéntrica de 500 a 50.000 Km. Un Lambda en combinación con un Kappa en sondeos podía alcanzar, con cargas útiles de 150 Kg, alturas de al rededor de unos 1.000 Km.
    El primer intento de lanzamiento Lambda 4S para satelización ocurre el 26 de septiembre de 1966 sin éxito; siguen otros 3 disparos de satélite fallidos: 19 de diciembre de 1966, 13 de abril de 1967 y 22 de septiembre de 1969. Sería lanzado en 5 ocasiones hasta conseguir satelizar al primero japonés como se ha indicado, cuando se estaba desarrollando con retraso el My 4.

                            - SERIE DE COHETES MY

    La familia My o Mu fue creada por el ISAS y desarrollada por las empresas niponas, principalmente por Nissan Jidosha Kabushiki Kaisha, disponiendo cinco modelos, My 4S, My 3C, My 3H, My 3S y My 3SII. Con la serie de cohetes My se llegarían a lanzar en total 23 satélites japoneses entre 1970 y 1995.

MY 4S.
    Fruto del perfeccionamiento del Lambda, apareció el My 4S, de mayor empuje, igualmente de 4 fases con 2 boosters. Debutó como lanzador espacial colocando en órbita desde Kagoshima a los primeros satélites japoneses, salvo el primero. Podía poner en una órbita circular de 500 Km hasta 120 Kg, 230 Kg en órbita baja, o también 30 Kg a 36.000 Km con lo que admitió la posibilidad de dejar ingenios en órbita geoestacionaria, de 24 horas.
    De 23,56 m de longitud, 1,42 m de diámetro, y un peso, sin los boosters, de 39 Tm y 43,6 con ellos, tenía en su primera, segunda y cuarta fases propulsantes sólidos. El empuje de la primera fase subía a las 85 Tm que se aumentarían a 101,6 posteriormente y luego a 134; la primera prueba estática de la primera fase se hizo en marzo de 1965 en el Centro Experimental Noshiro, dando una potencia de empuje de 73 Tm. La etapa medía 12 m de longitud y funcionaba durante 1 min. La segunda fase tenía 28,5 Tm de empuje. La 3ª etapa usaba propulsantes líquidos, tetróxido de nitrógeno y un compuesto de aerocina; su empuje era de 12,4 Tm. La 4ª fase se caracterizaba especialmente por ser de material plástico y fibra de vidrio, entonces novedosos materiales en este campo, y su empuje era de 1,9 Tm.
    La primera versión My 1D se lanzó por vez primera en octubre de 1966 con la segunda, tercera y cuarta fases simuladas. El 17 de agosto de 1969 se probó la My 3D con éxito, con la 3ª y 4ª fases asimismo simuladas.
    Luego, se pasó a desarrollar la My 4S que se lanzaría por vez primera completa el 25 de septiembre de 1970, fallando la 4ª fase. El segundo disparo, el 16 de febrero de 1971, colocó ya en órbita el segundo satélite japonés. El 28 de septiembre de 1971 lanzaba el tercero y el 19 de agosto de 1972 al cuarto, siendo éste el último lanzamiento del cohete.

MY 3C
    Cohete de 3 fases cuya fase tercera eran una versión más grande de la cuarta del My 4S. Tenía 20,2 m de altura, 1,4 m de diámetro, 41,6 Tm de peso total y llevaba motores en la segunda fase para el control que consumían peróxido de hidrógeno y que funcionaban durante 1 min 9 seg. La primera fase tenía 75 Tm de empuje.
    Se desarrolló desde 1973 y solo se realizaron con éxito 3 disparos con el mismo entre 1974 y 1979, registrando además otro con fracaso.

MY 3H
    Respecto al anterior la primera fase se acrecentó en empuje hasta las 104 Tm y podía llevar si se deseaba una cuarta etapa. Se lanzaron solo con éxito 3 unidades, el 19 de febrero de 1977, 4 de febrero de 1978 y 16 de septiembre de 1978.

MY 3S
    Era un My 3H dotado de 8 boosters de 31 cm de diámetro de propulsante sólido. Medía 23,6 m de altura, 1,4 m de diámetro y pesaba 54 Tm en total. Podía llevar a una órbita baja unos 290 Kg o bien 60 a una geoestacionaria e incluso 40 a una órbita solar.
    Su primer disparo ocurrió el 17 de febrero de 1980 y en 1984 completaba 4 lanzamientos con éxito de satélites científicos.

MY 3SII
    Mide 28,2 m de altura, 1,41 m de diámetro; en la proa el diámetro es de 1,6 m. Su peso es de 61,7 Tm y el empuje inicial de casi 177 Tm. Su sistema de guía es por radio. Tiene 3 fases de propulsante sólido que llevaban sucesivamente 34,7, 13,1 y 3,59 Tm de pólvora. En relación al modelo 3S tiene una segunda y tercera fases mayores; excepcionalmente podía llevar una cuarta fase con 420 Kg de pólvora. Podía satelizar 770 Kg en una órbita de 185 Km de altura y 31º de inclinación, o 520 Kg a órbita geoestacionaria, o bien 140 en una órbita solar.
    La primera fase, o motor M-13, tenía 14,8 m de altura, 1,4 m de diámetro, pesaba 34,8 Tm, de ellas 7,6 Tm sin propulsante, y su empuje era de 128,7 Tm en el vacío. Funcionaba durante 1 min 10 seg con impulso específico de 238 seg. Fue puesta en servicio en 1970 y su costo fue de 430.000 $. Como boosters lleva 2 aceleradores de 8,3 m de altura, un diámetro de 73,5 cm con 4 Tm de pólvora y un peso total de 5,1 Tm, de las que 1,08 Tm eran de peso sin la pólvora; también llamado motor SB-735, tenía un empuje de 33,4 Tm en el vacío, un impulso específico de 238 seg, fue puesta en servicio en 1979 y su costo fue de 220.000 $.
    La segunda etapa, o M-23-My, tenía 6,2 m de altura, 1,4 m de diámetro, 13,1 Tm de peso, de ellas 2,8 de peso sin el propulsante sólido, y un empuje en el vacío de 53,4 Tm (41 Tm a nivel de mar). El tiempo de funcionamiento era de 1 min 10 seg y el impulso específico a nivel de mar era de 220 seg. Se desarrolló en 1971 y tenía un costo de 430.000 $.
    La fase tercera, o M-3B-My, tenía 2,7 m de altura, 1,5 m de diámetro, 3,59 Tm de peso, de las que 0,49 Tm eran de peso sin la pólvora, un empuje en el vacío de 13,47 Tm, un tiempo de funcionamiento de 1 min 25 seg, y un costo de medio millón de dólares. Fue puesta en servicio en 1971.
    El primer disparo de este modelo se realizó el 8 de enero de 1985 para lanzar la sonda cometaria Sakigate y hasta el 15 de enero de 1995 se habían disparado 8 unidades, de las que falló la última.

MY 5
    En el segundo lustro de los 90, cuando se vio que el modelo J-1 resultaba muy caro y poco contratado, se volvió la vista al desarrollo del My 5 o M-V, también de propulsante sólido en sus 4 fases. Su capacidad es para satelizar en órbita de 185 Km de altura 1,8 Tm o bien 1,2 en órbita geoestacionaria. Su costo es de 39 millones de dólares en 1997, al tiempo de su desarrollo y puesta en acción.
    Es de una altura de 25,7 m, de un diámetro de 2,5 m, y tiene 130,46 Tm de peso total y un empuje al partir de 343,6 Tm.
    Su primera fase es una M-14 de 13,8 m de altura, 2,5 m de diámetro, 83,56 Tm de peso, de ellas 12,07 Tm de peso sin propulsante, un empuje en el vacío de 385,5 Tm, un tiempo de funcionamiento de 46 seg e impulso específico de 246 seg a nivel de mar. Su costo es inicialmente de 18 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1995.
    La etapa segunda es una M-24 de 6,8 m de altura, 2,5 m de diámetro, 34,47 Tm de peso, de ellas 3,4 Tm de peso sin propulsante, un empuje en el vacío de 126,98 Tm, un tiempo de funcionamiento de 1 min 11 seg e impulso específico de 203 seg a nivel de mar. Su costo es inicialmente de 12 millones de dólares. Fue puesta en servicio en 1995.
    La fase tercera es una M-34 de 3,6 m de altura, 2,2 m de diámetro, 11 Tm de peso, de ellas 1 Tm de peso sin propulsante, un empuje en el vacío de 30 Tm, y un tiempo de funcionamiento de 1 min 42 seg. Su costo es inicialmente de 6 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1995.
    La cuarta etapa es una M-V4 de 1,51 m de altura, 1,2 m de diámetro, 1,43 Tm de peso, de ellas 118 Kg de peso sin propulsante, un empuje en el vacío de 5,3 Tm, y un tiempo de funcionamiento de 1 min 13 seg. Su costo es inicialmente de 3 millones de dólares y fue puesta en servicio en 1995.
    A finales de 1997 planeaba sustituir el fuselaje de la segunda fase del mismo por otro más ligero y barato, y dotar a la etapa de un sistema de control más económico.
    Fue lanzado por vez primera el 12 de febrero de 1997 en Kagoshima y por vez segunda el 3 de julio de 1998. El 10 de febrero de 2000 falló en lanzamiento de un satélite.
    En 2006 el costo total del cohete ascendía a la elevada cantidad de 50 millones de dólares, aparte de 21 millones más por el lanzamiento, lo que llevaría a su abandono en tal año. En total se lanzaron 7 unidades de las que falló una.

                            - SERIE DE COHETES  N

    Fue el cohete que sucede al My y en el que, sin embargo, no se basa. Se realizaron dos modelos de 2 y 3 fases basados en modelos de lanzadores de propulsante líquido americano Thor Delta, de los que se considera una versión por lo que hay que ver el apartado de tal familia de cohetes americanos.
    Fueron desarrollados por la empresa nipona Mitsubishi Heavy Industries para la NASDA a partir de octubre de 1970. Su misión fue la de satelizar ingenios de aplicaciones desde el centro espacial nipón de Tanegashima.

N-1
    Se trata de un Delta que lleva una primera fase Thor ELTT, con motor RS-27, asistida por 9 boosters Castor 2 de propulsante sólido y una segunda etapa Delta E. Véase el apartado de Delta 1914 y del Delta E. Su capacidad le permitía llevar 1,2 Tm a órbita de 185 Km de altura o una carga de 360 Kg a una órbita geoestacionaria. Su costo fue de 23 millones de dólares. El cohete medía 28,7 m de altura, 2,44 m de diámetro (1,6 en la proa), pesaba 129,9 Tm y tenía un empuje de 233,26 Tm.
    Entre el 9 de septiembre de 1975 y el 3 de septiembre de 1982 se realizaron en total 7 disparos para colocar en órbita geoestacionaria diversos satélites japoneses, adjudicándose un fracaso.

N-2
    Desarrollado a partir de 1976 también con licencia americana. Podía satelizar 1.996 Kg en órbita baja o 730 en órbita geoestacionaria. Medía 29,5 m de altura, 2,44 m de diámetro máximo y 79 cm en la parte superior. Pesaba en total 130,3 Tm, y su empuje era de 233,26 Tm. Su sistema de guía es inercial. Su costo fue de casi 26,5 millones de dólares.
    Llevaba la misma primera fase que el N-1 y también los mismos boosters, construidos estos últimos por la Nissan Motor. La segunda etapa utilizada en la versión Delta F del Delta 100 y la tercera, de propulsantes sólidos, es el Burner 2 del Thor Burner. Véanse los apartados de tales cohetes americanos.
    El primer lanzamiento se realizó el 11 de febrero de 1981 y hasta febrero de 1987 se habían disparado 8 unidades sin fallo alguno. Puso en órbita satélites de tipo meteorológico del Japón y otros.

                            - SERIE DE COHETES H

    Con la idea de conseguir un cohete propio de gran potencia para satelizar en órbita geoestacionaria ingenios más pesados se inició en 1981 el desarrollo del modelo H-1 basado en la tecnología del N-1 y N-2.

H-1
    Desarrollado en la primera mitad de los 80 y puesto en servicio en 1986, este modelo tiene 3 fases, y 9 boosters Castor 2, vistos en el Delta E. Tiene 34,7 m de altura, 2,49 m de diámetro máximo (en la segunda fase) y 94 cm en el cuerpo superior, 138,4 Tm de peso y un empuje inicial de 217,4 Tm. Su costo fue de 79 millones de dólares.
    Salvo la segunda fase, el resto es pura derivación del N-2. La primera fase H-1 tenía una altura de 22 m, 2,4 m de diámetro, 85,5 Tm de peso, de ellas 4,4 de peso en seco, un empuje de 88,4 Tm en el vacío, funcionando durante 4 min 30 seg con un motor de LOX y Keroseno MB-3.3 también visto en los Delta D y otros.
    La segunda fase medía 10,32 m de longitud y 2,5 m de diámetro, pesaba 10,6 Tm, de ellas 1,8 Tm de peso en seco, y utiliza propulsantes líquidos LOX y LH en cantidad de unas 8,5 Tm que consume durante 6 min 10 seg en un motor LE-5, desarrollado por la Mitsubishi, de 10,6 Tm de empuje en el vacío y un impulso específico de 447,8 seg, de gran rendimiento pues; tal motor, empezado a desarrollar en 1977 y puesto en servicio en 1986, tenía 2,7 m de altura, 245 Kg de peso y su relación de mezcla LOX/LH era de 5,5. El costo de esta fase fue de 30 millones de dólares.
    La tercera fase, de 2,3 m de longitud y 1,33 m de diámetro, tenía un peso de 2,2 Tm, de las que 1,9 Tm son de pólvora y actúa durante 1 min 7 seg con impulso específico de 220 seg a nivel de mar proporcionando 7,9 Tm de empuje en el vacío, 5,97 Tm a nivel de mar; también llamada UM-129A. Su costo fue de 10 millones de dólares. El sistema de guía es inercial.
    Su misión en satelizar en órbita geoestacionaria ingenios de hasta 1,1 Tm, o bien 3,2 Tm en órbita baja de 185 Km. Su primera prueba se realiza el 13 de agosto de 1986 con éxito y se lanzaron en total 9 unidades hasta febrero de 1992.

H-2
    El H-2 es el primer cohete totalmente japonés y el impulsor más potente de su país a su llegada. Fue concebido totalmente nuevo, sin utilizar mejoras de versiones ya probadas de otros lanzadores. Su desarrollo costó 2.400 millones de dólares y 10 años de trabajos, llegando a participar unas 70 empresas niponas consorciadas en la corporación llamada Rocket System y unos 400 ingenieros. Fue puesto en servicio en 1994.
    Entre las cargas previstas para lanzar con el mismo se cuenta el pequeño transbordador nipón abordar la estación orbital internacional. Se pretendía además con el mismo que el Japón entrara en la competición comercial por el mercado de lanzamientos de satélites, compitiendo con el Ariane 4 europeo y otros, si bien, dado su coste de 145 millones de dólares la unidad (casi el doble de un Ariane 4) lo hace menos competitivo y rentable; el 2000 el costo era ya de unos 180 millones de dólares. Los técnicos, a este respecto, adujeron que la concepción no era la comercial y que el costo se debía a los costosos motores de LOX y LH. Su capacidad le permite satelizar en órbita baja 10,5 Tm o bien llevar 4 Tm a una órbita geoestacionaria.
    Desarrollado desde 1986, a finales de junio de 1993 se probó en Tanegashima, al Sur del Japón, la primera fase y su motor LE-7 durante 5 min 50 seg. Era el quinto ensayo y fue un éxito. Durante una de las pruebas de presión en el desarrollo de uno de los motores del cohete murió uno de los ingenieros, y hubo además una explosión en 1989 y una fuga de propulsante en 1991 con otra explosión. Por fin, tras tales accidentes y luego de 2 años de retraso sobre el plan previsto, su puesta a punto final llegó el 4 de febrero de 1994 con el primer lanzamiento, con la carga OREX y VEP.
    Originalmente el modelo base H-2 es de 2 fases con 2 boosters, tiene 38,6 m de altura, 4 de diámetro, un peso total de 258,6 Tm y 358,7 Tm de empuje. La primera fase tiene 2 aceleradores SRB de 157,03 Tm de empuje en el vacío que miden cada uno 23,4 m de altura, 1,8 m de diámetro, y pesan 70,4 Tm, de las que 11,25 Tm son de peso sin el propulsante sólido; el tiempo de funcionamiento es de 1 min 34 seg y el impulso específico es de 237 seg a nivel de mar. Su costo unitario es de 20 millones de dólares.
    La primera fase o cuerpo central tiene 28 m de altura, 4 de diámetro, pesa 98,1 Tm, de las que 11,9 son de peso en seco y lleva un motor LE-7 de LOX y LH de 86 Tm de empuje a nivel de mar (109,9 Tm en el vacío). Tal motor funciona durante 5 min 46 seg y tiene 349 seg de impulso específico a nivel de mar; el mismo es de 3,4 m de altura, 4 de diámetro y pesa 1.714 Kg. La presión en la cámara de combustión es de 143 atmósferas teóricamente. El costo de la fase es de 80 millones de dólares aproximadamente.
    La segunda fase tiene un motor LE-5A (también LE-6EC) que aporta 12,39 Tm de empuje en el vacío. Tiene tal fase 10,6 m de longitud, igual diámetro de 4 m, y un peso de 19,7 Tm, de las que 3 Tm son de peso en seco. Utiliza el motor como ergoles LOX y LH actuando durante 10 min 9 seg. El impulso específico es de 452 seg y tiene el motor una altura 2,7 m y un peso de 242 Kg. El costo de la fase es de 30 millones de dólares.

    Cara al HOPE, naveta para tripular con la que los japoneses planificaron su acceso a la ISS, se creo el prototipo HIMES y su lanzador fue el H-2. La configuración del cohete adaptado para este modelo fue de 2 fases con 9 aceleradores LACE con un motor LE-5. En total el cohete así resulta ser de 41,6 m de altura, 4 m de diámetro, 183,7 Tm de peso y un empuje de 153,5 Tm. Su costo salió por los 170 millones de dólares. Los 9 boosters son de 8 m de altura, 2,4 m de diámetro, 8 Tm de peso, de ellas 2 de peso en vacío y un empuje de 15 Tm en el vacío, proporcionadas durante 7 min 50 seg quemando aire líquido y LH con elevado impulso específico de 600 seg; el costo de tal cohete es de 10 millones de dólares (1999). La fase central es de iguales características a la del H-1 y la segunda es el HIMES, concebido con 2 motores de LOX y LH que podían funcionar durante casi 3 min.

    También se diseñó un modelo avanzado H-2A de 3 fases, de 52-53 m de altura y un peso total de 283 Tm más la carga útil. El costo de este modelo debía ser más bajo que su predecesor, de aproximadamente la mitad sobre el papel. Este modelo respecto al H-2 inicial tiene cambiados los dos boosters, ahora más pequeños pero de más diámetro, y el motor de la primera fase LE-7 es ahora uno más moderno, LE-7A; también la estructura y aerodinámica se mejoró. Con 4 aceleradores la capacidad de satelización en órbita geoestacionaria llega a las 5 Tm.
    La primera fase del nuevo H-2A llevaría 2 boosters SRB-A de 230 Tm de empuje en el vacío. La primera fase es el cuerpo central y lleva un mejorado motor LE-X o LE-7A de 110 Tm de empuje en el vacío. La segunda etapa lleva motor LE-5B de LOX y LH, versión mejorada del LE-5A ya utilizado en anteriores modelos japoneses; aporta 14 Tm de empuje en el vacío. La tercera fase también utiliza tales ergoles que gasta en un motor LE-5, ya utilizado en el cohete H-1. Su sistema de guía es inercial y se denomina IMU, estando dotada de 4 giróscopos y un sistema de control por ordenador GCC.
    En 1997 los japoneses, a través de la empresa Mitsubishi, o MHI, importaron motores Castor 4A-XL de la Thiokol americana para incorporar al H-2A; la compra fue de 28 motores. En noviembre del mismo año, en una prueba del nuevo motor LE-7A para el H-2A se detectaron grietas en la cámara de combustión, luego de haberse hallado antes otros fallos, lo cual haría retrasar la puesta a punto de este lanzador.
    En la segunda mitad de la década de los 90 se planificó el modelo mejorado H-2A en la llamada configuración LRB, cuya diferencia estriba en el número de boosters adosados pasa a ser de 3, el nuevo de superior tamaño y propulsante líquido con dos motores LE-7A. Con el mismo se pretendía lanzar a la nave HOPE, el transbordador nipón de acceso a la estación orbital internacional, o llevar 3,3 Tm a una órbita geoestacionaria, 14 a una órbita baja o 5 Tm a una de 800 Km de altura.

    El 16 de mayo de 1997, para prevenir los efectos de una posible explosión de los boosters del H-2A se hizo una simulación, en una explosión controlada, y dio como resultado que en 10 Km a la redonda se produjeron distintos daños y 100 decibelios de ruido, ocasionando incluso la muerte de animales. Por ello, las siguientes se planificaron para llevar a cabo en el desierto australiano, en la base Woomera.
    En febrero de 1998, el cohete falló en su séptimo disparo, y fue el primer fracaso total.
    El primero de junio de 1999 la NASDA probó el motor LE-7A del H-2A en ensayo estático, pero el mismo solo actuó 16 seg por problemas en la presión del LH, no actuando tampoco bien el sistema de orientación. El 3 de agosto siguiente se probó el motor SRB-A para el H-2A en ensayo estático en Tanegashima durante 1 min 42 seg, creando un empuje de 223 Tm.
    En el 8 lanzamiento del H-2, el 15 de noviembre del mismo 1999, tras la actuación de los aceleradores sólidos, el motor de la fase central de propulsante líquido falló y se detuvo; en las imágenes del disparo se apercibe una posible fuga de hidrógeno, quizá origen del fracaso. Tal primera fase se perdió en el Pacífico, a 3 Km de profundidad, a unos 380 Km de las islas Ogasawara, y motivó que la NASDA contratara su localización con el buque oceanográfico Kairei y un minisubmarino, todo ello para tratar de filmarlo y en búsqueda de esclarecer lo ocurrido. Tras su localización, se realizó la recuperación del motor LE-7 con un minisubmarino Remora 6000 el 23 de enero de 2000.
    Como consecuencia de este fracaso, a principios de diciembre de 1999, los japoneses decidieron cancelar el resto de pruebas del siguiente cohete, pese a llevar gastados 156 millones de dólares, y anunciaron que concentrarían su esfuerzo en el modelo siguiente H-2A. Cada disparo de un H-2 salía por 171 millones de dólares, unos 19.000 millones de yenes, casi el doble que un lanzador europeo o americano; los dos lanzamientos anteriores habían salido por 578 millones de dólares y se temía que un nuevo fracaso hiciera a los políticos cancelar el proyecto.
    El 2 de junio de 2000 se probaba estáticamente un nuevo motor SRB-A del H-2A en Takesaki, Tanegashima, evidenciando que el desgaste mayor del previsto en la tobera había sido resuelto. Finalmente, luego de numerosos retrasos, el cohete fue lanzado el 29 de agosto de 2001 en Tanegashima con éxito.
    Las mejoras entonces previstas para el modelo aun aumentaban más su capacidad para satelizar hasta 23 Tm en órbita baja, o 9,5 Tm en geoestacionaria, usando 2 boosters de propulsante líquido o LRB con motores LE-7A.
    El 4 de febrero de 2002, luego de dos aplazamientos, se lanzaba a las 11 h 45 min, hora local, el segundo H-2A, esta vez con éxito.
    En 2002, tras intervención estatal, la NASDA cedió la construcción y gestión de disparos del H-2A al fabricante del mismo la compañía Mitsubishi Heavy Industries.
    A fines de noviembre de 2003, otro H-2A con 2 satélites, fracasaba en el lanzamiento por un fallo de fuga en una tobera de un booster que dañó el sistema de separación del mismo. Obligó ello a la modificación del diseño de tales boosters y el siguiente disparo no fue realizado hasta febrero de 2005, entonces con éxito. Esta versión, 2022, llevaba 2 boosters menores y otro par mayores.

    En el verano de 2005 los japoneses informaban que habían considerado el desarrollo del modelo H-2B para enviar a la ISS cápsulas de carga o abastecimiento HTV. El nuevo cohete es una versión del anterior con empuje aumentado que llega a las 8 Tm de posible carga útil en órbita geoestacionaria (o el doble en órbita baja) llevando 2 motores LE-7A en la primera fase y 4 boosters SRB-A en vez de 2. El diámetro de la primera fase es más de 1 m mayor ahora, de 5,2 m en total. También la altura se incrementa y es ahora en total de 56,6 m. El peso total sin carga útil asciende a 531 Tm.
    El 22 de abril de 2009 se probaba en Tanegashima con éxito durante 2 min 30 seg en ensayo estático por segunda vez la primera fase de este modelo 2B. El primer lanzamiento operativo del H-2B se realizó el 10 de septiembre de 2009 con una nave de carga no tripulada HTV.

Nº cohete H-2B Fecha lanzamiento Carga útil llevada Observaciones
1
10.09.2009
HTV-01
2
22.01.2011
HTV-02
3
21.07.2012
HTV-03
4
03.08.2013
HTV-04
5
19.08.2015 HTV-05
GOMX-3
AAUSAT-5
SERPENS
S-CUBE
FLOCK 2B-01   a
FLOCK 2B-14







H-3
    El modelo H-III, de dos fases de propulsantes LOX y LH, se está desarrollando para tratar de reducir el coste del anterior modelo a la mitad; se espera que su coste no sobrepase los 65 millones de dólares. Se quiere que sea operativo en 2021, pudiendo llevar 6,5 Tm de carga útil. Se concibe con una altura de 63 m, 5,2 m de diámetro, y puede llevar hasta 4 boosters de propulsante sólido.
    El principal contratista en la empresa Mitsubishi Heavy Industries. Con la misma colaboran entre otras Airbus Defence and Space de España para aportar el Adaptador de Carga Útil y Sistemas de Separación del cohete; esta pieza de fibra de carbono para cubrir en el lanzamiento la carga útil tendrá modelos de tres diámetros.


                            - J-1

    Desarrollado a partir de abril de 1993, tiene 3 etapas de propulsante sólido polibutadieno. La primera fase se quería comprar a la empresa americana Lockheed Martin y es la misma del modelo de booster del H-2 de 160 Tm de empuje a nivel del mar, dotada de 3 verniers para control, y la segunda es nueva; para esta última se pensó utilizar metano como combustible. La fase 3 es de estabilización por rotación y sistema de corrección de guía por radio. Para su lanzamiento en Tanegashima se utilizan las instalaciones que en su momento se dispusieron para el modelo H-1.

    Su capacidad es para satelizar 900 Kg en órbita de 185 Km de altura. Su configuración inicial es de una altura de 23,4 m, un diámetro de 1,8 m, un peso de 87,8 Tm, un empuje al partir de 144,2 Tm y sistema de guía inercial.
    La primera fase es una H-2 SRB de 18 m de altura, 1,8 m de diámetro, 71,1 Tm de peso, de ellas 11,9 Tm de peso sin propulsante, un empuje en el vacío de 158,73 Tm, un tiempo de funcionamiento de 1 min 34 seg e impulso específico de 248 seg a nivel de mar.
    La segunda etapa es una M-23 de 2,7 m de altura, 1,4 m de diámetro, 12,8 Tm de peso, de ellas 2,4 Tm de peso sin propulsante, un empuje de 53,5 Tm en el vacío, y un tiempo de funcionamiento de 1 min 13 seg. Tal motor fue puesto en servicio en 1996.
    La fase tercera es una M-3B de 2,7 m de altura, 1,5 m de diámetro, 3,6 Tm de peso, de ellas 0,3 Tm de peso sin propulsante, un empuje de 13,5 Tm en el vacío, y tiempo de funcionamiento 1 min 27 seg. Fue puesto en servicio en 1996.
    Fue ensayado el 12 de febrero de 1996 para probar el prototipo HYFLEX en vuelo suborbital.
    En 1998 la NASDA seleccionaba de forma provisional a las empresas Ishikawajima Harima Heavy Industries y a la Nissan Motor como principales constructores de una nueva versión del cohete J-1, de 2 etapas, pensando en utilizarlo a menor coste a partir del año 2.002 para satelizar cargas de hasta 3 Tm en órbita baja. La necesidad de este lanzador viene dada por la rentabilidad de un pequeño cohete para cargas menores, pues no resulta adecuado entonces utilizar el modelo H-2 sin aprovechar su superior carga útil posible.
    El elevado coste de este lanzador hizo que en 1998, las empresas citadas, Ishikawajima y Nissan, llegaran a un acuerdo con la Lockheed Martin americana para hacer una versión económica del J-1 de 2 etapas y capacidad para satelizar 1 Tm en órbita de 500 Km de altura.

                            - GX

    El proyecto J-2, o J-1U, sucesor del J-1, fue renombrado como GX en 2002, pensando que su desarrollo lo dejaría listo en 2006. Su diseño sería de cuenta de la Ishikawajima-Harima Heavy Industries. Su misión sería la de ser un lanzador comercial y de cuya gestión se encargaría la empresa estadounidense Lockheed Martín. Su capacidad de lanzamiento es para elevar más de 1 Tm a una órbita geoestacionaria. Se pensó en utilizar para el mismo tecnología rusa y americana para su primera fase, resultando elegida la correspondiente primera del Atlas 3 con su motor ruso RD-180. Como fase superior se perfiló una de LOX y metano líquido.
    En 2009 fue cancelado tras acumular un retraso de 4 años en su creación y duplicar ya en 2006 el presupuesto.

                            - EPSILON-1

    El cohete Epsilon-1, o ELV (vehículo lanzador Epsilon), en enmarca en un intento del Japón por abaratar sus lanzadores para el envío al espacio de cargas menores, especialmente satélites científicos. El abaratamiento respecto al cohete M-V o MY 5, retirado en 2006, se estimó en un tercio, quedando entorno a los 54 millones de dólares la unidad disparada inicialmente, aunque se esperaba reducir la cifra a unos 30 millones de dólares. Sus sistemas fueron simplificados para que fuera más sencilla su operatividad en el lanzamiento hasta el punto de poder ser controlado desde solo un ordenador. Su desarrollo se inició bajo la denominación de Advanced Solid Rocket (cohete sólido avanzado) en 2007.
    Enteramente de propulsante sólido, tiene 3 etapas, aunque también podría añadírsele una cuarta: una primera SRB-A de propulsante BP-207J, 11,7 m de altura y 2,6 m de diámetro, y 75 Tm de masa; una segunda fase M-34c de 4,3 m de larga y 2,2 m de diámetro, y 12,3 Tm de peso; y una tercera KM-V2b de 2,3 m de largo y 1,4 m de diámetro, y 3,3 Tm de masa. La carcasa o cofia de proa pesa 1 Tm y mide 11,1 m de largo y 2,6 m de diámetro máximo. La primera etapa procede del cohete H-2A y las otras dos del antiguo My 5. Mide en total 24,4 m de altura, 2,6 m de diámetro y pesa 91 Tm.
    Su capacidad puede elevar 1,2 Tm a una órbita de 500 por 250 Km de apogeo y perigeo, o bien 700 Kg a una circular de 500 Km de altura, o 450 Kg en una órbita heliosincrónica.
    El empuje inicial, el de la primera fase, es de 66,3 Tm con impulso específico de 284 seg; actúa durante 1 min 56 seg, alcanzando una altitud de unos 90 Km. La segunda etapa tiene un empuje de 10,8 Tm, un impulso específico de 300 seg, y funciona durante 1 min 45 seg. La tercera fase tiene un empuje de 2,5 Tm, un impulso específico de 301 seg y actúa durante 1 min 30 seg.
    Su primer lanzamiento, en Kagoshima o Uchinoura, fue pospuesto el 22 y 27 de agosto de 2013; en el primer intento hubo un fallo en el cableado de comunicaciones, y en segundo el cohete no despegó por un problema con la inclinación en el disparo que detuvo la cuenta a solo -19 seg. Finalmente despegó con éxito el 14 de septiembre siguiente llevando al satélite SPRINT-A.
    Su segundo disparo tiene lugar el 20 de diciembre de 2016 y esta vez el vector lleva como segunda etapa una M-35, más grande y potente que en el caso anterior. La tercera etapa también estaba mejorada.

                          - SS-520

    Lanzador orbital de la JAXA basado en un cohete sonda y que es el más pequeño del mundo en su tipo en su momento. Tiene 3 etapas, las dos primeras de propulsante sólido. El primer modelo lanzado mide 9,54 m de altura, 52 cm de diámetro, pesa tan solo 2,6 Tm y puede satelizar una pequeña carga de 4 Kg en órbita baja.
    Tras dos pruebas con éxito realizadas una el 5 de febrero de 1998 y otra el 4 de diciembre de 2000, se procedió a lanzarlo en la base de Tanegashima con destino orbital (vuelo SS-520-4), llevando su primer satélite, el cubesat TRICOM 1, el 14 de enero de 2017, fallando a los 20 seg de vuelo la telemetría, al tiempo de la actuación de la primera fase; se perdió con su carga.

                = CHINA.

    Tras las repetidas citadas 2 grandes potencias espaciales, y junto al grupo secundario de países que como Francia y Japón, aparece como poseedor de lanzadores propios el inmenso país chino. El desarrollo de los cohetes modernos chinos tiene origen en el regreso a su país del especialista en esta materia formado en Norteamérica, Tsien Hsue Shen, en el año 1955.
    China realizó su primera prueba de un cohete, si bien no astronáutico pero con vistas a conseguir uno en tal aspecto, en 1964. Siguió entonces en fase de desarrollo de un lanzador.
    Desde el 24 de abril de 1970, en que lanzó su primer satélite, China posee cohetes espaciales cuyos caracteres y detalles en los primeros tiempos fueron desconocidos, dado el aislamiento que define a este país por entonces. Puesto que eran capaces de colocar en órbita satélites, cabía opinar que la capacidad era la equivalente a un misil entre alcance medio y largo alcance, de unos caracteres de potencia casi equivalente al Thor USA. Cuando una cierta apertura permitió liberar información, luego se vio que eran modelos de cohete basados en mayor o menor medida en los soviéticos. El organismo encargado del desarrollo, la fabricación y lanzamiento de cohetes es la Academia China de Lanzamiento de Vehículos Tecnológicos, perteneciente al Ministerio de Industria Aeroespacial de China. La construcción de sus modelos (CZ-2 y 3), al menos en los años 80, no es realizada en serie, sino unitariamente por encargo y casi de un modo artesanal si se compara con la forma de hacer occidental, de modo que la producción fue pequeña, de unos 2 ejemplares al año.

    En julio de 1979, la prensa china presentaba 4 nuevos modelos de cohete, según ellos "muy efectivos", uno de los cuales es un ICBM de propulsante líquido más pequeño que los modelos URSS o USA pero supuestamente más manejable. Los modelos de lanzadores chinos son llamados Chang Zheng, o Larga Marcha, y también CSL en denominación estadounidense que significa Lanzador Espacial Chino; excusamos decir que el nombre “Larga Marcha” procede de la famosa marcha del mítico líder comunista Mao Tsé-Tung (1893-1976) en tiempos de la revolución. También disponen del modelo denominado FB-1.
    Hasta julio de 1998, China había lanzado 61 cohetes espaciales con un total de 15 modelos distintos, siendo el total de fallos de 7, y 4 más que fracasaron parcialmente.
    Excepto el CZ-2D, el CZ-4 y parcialmente el CZ-3, que son construidos por la Academia de Tecnología de Vuelos Espaciales, los restantes Larga Marcha y también el citado CZ-3 son fabricados por la Academia China de Tecnología de Cohetes.

    Mediado 2000, con vistas a su aplicación en el programa de vuelos espaciales tripulados en que China se había embarcado, probaba con éxito un motor de propulsantes criogénicos (LOX y keroseno, y LOX y LH) en Fengzhou. Hasta entonces, China se había venido inclinando por propulsantes de almacenamiento simple. Se planificaron entonces 3 tipos de cohetes pensados para suceder a los disponibles hasta aquel momento. Los 3 tipos serían de un diámetro de 2,25, de 3,35 y de 5 m y los mismos se podrían combinar para mayor versatilidad. Con el de 5 m de fase principal y 2 aceleradores de 3,35 se calculó que la capacidad de satelización llegaría a las 25 Tm y, con una tercera fase, a las 13 Tm en una órbita geoestacionaria.

                            - LARGA MARCHA I

    El CZ-1 es un cohete de 3 fases creado sobre un misil de alcance medio DF-3, de propulsante líquido las 2 primeras, de UDMH y tetróxido de nitrógeno, y propulsante sólido la tercera, de 29,86 m de altura con la carga y 25,2 m de altura el cohete, 2,25 m de diámetro en las dos primeras fases, y 81,6 Tm de peso. Podía llevar 300 Kg a una órbita de 440 Km de altura con 70º de inclinación o 750 a menor altura. Su coste se estimó en 3,8 millones de dólares.
    La primera fase tenía 17,8 m de altura, 64,1 Tm de peso, de las que 4,1 son de peso en seco, un empuje al partir de 112,29 Tm (124,87 Tm en el vacío) que lograba con 4 motores YF-2A, modelo que tenía 60 cm de diámetro; el tiempo de funcionamiento era de 2 min 10 seg y el impulso específico de 241 seg a nivel de mar.
    La segunda etapa era de 5,4 m de altura, 14,85 Tm de peso, de las que 2,65 Tm eran peso en seco, un empuje en el vacío de 29,98 Tm, un tiempo de funcionamiento de 2 min e impulso específico de 260 seg a nivel de mar. Utilizaba un motor YF-3 del mismo diámetro de la fase.
    La tercera fase, GF-2, tenía 2 m de altura, 80 cm de diámetro, 2 Tm de peso, de las que 200 Kg eran peso sin el propulsante sólido, un empuje de 2,96 Tm, un tiempo de funcionamiento de 2 min 20 seg y un impulso específico de 200 seg a nivel de mar.
    Fue utilizado para el lanzamiento de los dos primeros satélites de China y dejó de ser operativo tras ello. Entre el 1 de noviembre de 1969, en que fracasó en su primer intento de lanzar un satélite, y el 3 de marzo de 1971, se dispararon en total solo 4 cohetes, uno en vuelo suborbital el 10 de enero de 1970.

    Del CZ-1 se planeó la versión CZ-1C, que no se llegó a probar, de 27,7 m de longitud, 85,35 Tm de peso total, con una capacidad teórica de satelización de 0,5 Tm en órbita de 330 Km. Su costo se estimó en unos 4 millones de dólares. Su primera y segunda fases eran la misma del CZ-1 y la tercera medía 4,5 m de altura, 1,8 m de diámetro, 6,4 Tm de peso, de ellas 5,4 Tm de tetróxido de nitrógeno y UDMH que podía quemar durante 2 min 44 seg, con impulso específico de 258 seg a nivel de mar, creando un empuje en el vacío de 11 Tm.

    También se proyectó una versión comercial, la CZ-1D, de 28,22 m de longitud total con la carga y 25,4 m de altura solo el cohete, igual diámetro, 79,83 Tm de peso, y capacidad de satelización de 0,93 Tm en órbita baja o 0,74 Tm en órbita de 300 Km de altura. Su costo se estimó en 3,8 millones de dólares. La primera y segunda fases son las mismas del CZ-1 y la tercera es de 2,2 m de altura, 2,1 m de diámetro, 875 Kg de peso, de los que 725 Kg suponen el peso de propulsante sólido, un tiempo de funcionamiento de 1 min 40 seg, empuje de 2 Tm en el vacío e impulso específico de 200 seg a nivel de mar. Se probó con éxito en Jiuquan en un ensayo de reentrada el 1 de junio de 1995.
    Con vistas al desarrollo el CZ-1D, el 3 de enero de 2002 fue lanzado un CZ-1 en trayectoria suborbital por parte de los militares chinos, si bien fracasó la primera fase y hubo de ser destruido.

    Una versión más del CZ-1 es la CZ-1M, también con la variante de una nueva tercera fase. En total el cohete es de una altura de 25,5 m, igual diámetro y 80,78 Tm de peso. Su costo es cifra en 3,8 millones de dólares. La tercera fase, Iris, es de 2,3 m de altura, 1,3 m de diámetro, 1,83 Tm de peso, de ellas 256 Kg de peso sin el propulsante sólido, 2 min 30 seg de tiempo de funcionamiento, 115 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje en el vacío de 3 Tm.

                            - FB-1

    El modelo FB-1 o Feng Bao-1, que significa “tormenta”, fue el segundo cohete astronáutico chino y se modeló a partir del misil de largo alcance DF-5. De 2 fases, su capacidad le permitía enviar unas 2,5 Tm de carga útil a una órbita baja. Medía 27,5 m de altura, y con la carga útil eran unos 32 m, y el diámetro de 3,35 m. Pesaba en torno a las 188,7 Tm y el empuje al partir era de 273,17 Tm. Su costo se estimó en unos 6 millones de dólares.
    La primera fase tenía 20,1 m de altura, 150,4 Tm de peso, de ellas 140,4 Tm de propulsantes UDMH y tetróxido de nitrógeno, que se quemaban en 4 motores YF-20A durante 2 min 8 seg; el impulso específico era de 258 seg a nivel de mar.
    La segunda etapa era de 7,4 m de altura, igual diámetro, 38,3 Tm de peso, de ellas 34,8 Tm de propulsantes, también UDMH y tetróxido de nitrógeno, que se quemaban en un motor YF-22 durante 2 min 7 seg creando un empuje en el vacío de 77,7 Tm; el impulso específico era de 258 seg a nivel de mar.
    Se lanzaron en Jiuquan 9 unidades entre 1972 y 1981, la primera en vuelo suborbital, de ellos 4 en fracaso.

                            - LARGA MARCHA II.
      
    Cohete de dos etapas, ambas de propulsante líquido a temperatura ambiental, tetróxido de nitrógeno y UDMH. Se trata de una versión creada en 1974 sobre el misil de largo alcance DF-5, inicialmente basado en el cohete soviético C-1, y probado el 18 de mayo de 1980 con un disparo en Jiuquan de 10.000 Km de recorrido sobre el Pacífico. Del Larga Marcha II o CZ-2 se hicieron varias versiones.

    El CZ-2C se configura como un cohete de 28 m de altura (sin la carga útil; 35 m con tal carga), 3,35 m de diámetro máximo en ambas fases, 6 m de envergadura, 192 Tm de peso y un empuje al partir de 278,4 Tm. Su costo fue estimado en 6 millones de dólares. La capacidad de satelización del cohete es de 3,2 Tm en órbita baja o 1 Tm en órbita geoestacionaria.
    La primera fase es una L-140 de 20,5 m de altura, 153 Tm de peso, de ellas 144 Tm de propulsante para quemar en 4 motores YF-20A durante 2 min 11 seg; el impulso específico es de 259 seg a nivel de mar. La segunda etapa es una L-35 de 7,5 m de altura, 39 Tm de peso, de ellas 35 Tm de propulsante para quemar en un motor YF-22A durante 2 min 10 seg y así proporcionar un empuje en el vacío de 77,7 Tm; el impulso específico a nivel de mar es de 270 seg.
En 2001 los chinos desarrollaban una fase última nueva para este cohete, denominada CTS o motor FG-47 de propulsante sólido. Con ello elevaban un poco el peso de la carga útil.
    Una versión de este cohete fue llamada CZ-2C/SD, podía satelizar 2,8 Tm y tenía 39,93 m de altura con la carga útil, igual diámetro, y 213 Tm de peso. Del CZ-2C/SD se usan hasta mediados de 1998 desde septiembre de 1997 cuatro unidades para lanzamientos Iridium desde la base de Taiyuan.
    Entre el 5 de noviembre de 1974 y el 11 de junio de 1999, contando las 4 unidades básicas iniciales (CZ-2), se lanzaron 22 en total, de las que falló la primera.

    Un modelo basado en el anterior fue el CZ-2D, con capacidad de satelización similar; es de una altura entre 37,7 y 41,3 m de altura, igual diámetro y 237 Tm de peso. Se hicieron 3 disparos entre 1992 y 1996, siendo el del 20 de octubre de 1996 en Jiuquan, para llevar la carga FSW-2.

    Dentro del desarrollo del CZ-2C se creó el CZ-2E, versión mejorada y dotada de 4 boosters adosados sobre la primera fase. Características generales: altura 39,2 m (51 m con la carga útil), diámetro 3,35 m, peso total 452 Tm, empuje al partir 596,8 Tm, costo unos 20 millones de dólares, capacidad de satelización 8,8 Tm en órbita baja y 3,37 Tm en órbita geoestacionaria.
    Su primera fase es una L-180 de 23,7 m de altura, 196,5 Tm de peso, de las que 187 Tm son de los mismos propulsantes (UDMH y N2O4) para quemar en 4 motores YF-20B durante 2 min 46 seg creando un empuje de 332,95 Tm en el vacío; el impulso específico es de 259 seg a nivel de mar.
    Cada uno de los 4 boosters es un cohete LB-40, de 16 m de altura, 2,3 m de diámetro, 41 Tm de peso, de las que 38 Tm son también de propulsantes iguales para quemar en un motor YF-20B durante 2 min 8 seg proporcionando un empuje de 83,24 Tm en el vacío; el impulso específico a nivel de mar es también de 259 seg.
    La segunda etapa es una L-90 de 15,5 m de altura, mismo diámetro de 3,35 m, 91,5 Tm de peso, de ellas 86 Tm del repetido propulsante para quemar en un motor YF-25 durante 4 min 55 seg creando un empuje en el vacío de 84,74 Tm; el impulso específico es de 260 seg a nivel de mar.
    Se lanzaron de este modelo entre el 16 de julio de 1990 y el 28 de diciembre de 1995 un total de 7 unidades, de las que fallaron 2. El 25 de enero de 1995, un 2E que llevaba un satélite USA explotó a los 50 seg de vuelo y sus restos mataron a 6 campesinos y hubo 23 heridos.

    Nuevas versiones del 2E, la CZ-2E-A y CZ-2F, se proyectaron para el programa de vuelos tripulados chinos de finales de los noventa.
    El CZ-2E-A es un CZ-2E con los 4 boosters cambiados por otro modelo, de superior capacidad, dotado de un motor YF-20A, con 20,5 m de altura, 3,4 m de diámetro, 153 Tm de peso, de ellas 144 Tm de los mismos propulsantes (UDMH y N2O4), un empuje de 306 Tm en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 2 min 11 seg y un impulso específico a nivel de mar de 259 seg. En total el cohete mide 58 m, pesa 900 Tm y su empuje al partir es de 1.395,33 Tm. Su capacidad de satelización asciende a 12 Tm en órbita baja de 200 Km de altura.
    El modelo CZ-2F viene a ser en realidad el mismo modelo CZ-2E; es decir, lleva las mismas primera y segunda fases del modelo anterior, siendo distintos los 4 boosters, que vuelven a ser los del citado modelo anterior. Pero en su adaptación para llevar naves tripuladas queda reconfigurado y su altura es ahora de 58,3 m y el peso total ligeramente superior, de 480 Tm. Su capacidad de satelización es de 8,4 Tm. Dado que la carga es una nave espacial se le dota de sistema de escape al estilo de los Soyuz soviéticos/rusos.
    El CZ-2F fue lanzado por vez primera el 19 de noviembre de 1999 con una nave Shenzhou no tripulada de prueba. En su disparo, la torre de servicio es retirada 40 min antes del final de la cuenta atrás, que en sus últimos 5 min es automática. El primer disparo del cohete tripulado se realizó el 15 de octubre de 2003 con éxito.

                            - LARGA MARCHA III

    El CZ-3 es un cohete chino de tres etapas para satelización en órbita geoestacionaria de cargas de 1,37 Tm, o bien 4,8 Tm en órbita baja, en su primera versión. Se trata de un modelo derivado del Larga Marcha 2 al que se le añade una tercera fase con capacidad propia de maniobra o reencendido. Su altura es de 37,4 m y con la carga de 43,85 m, diámetro de 3,35 en las 2 primeras fases y 2,25 en la tercera, un peso inicial de 201,5 Tm y un coste estimado en 10 millones de dólares.
    La primera fase es una L-140 de 20,2 m de altura, 151 Tm de peso, de las que 142 son de nuevo tetróxido de nitrógeno y UDMH a temperatura ambiental para quemar en 4 motores YF-20A durante 2 min 12 seg. Los 4 motores aportan un empuje al partir de 274,23 Tm, o de 305,7 Tm en el vacío, a razón pues de casi 70 Tm cada uno.
    La segunda fase, una L-35 de un empuje de 76,4 Tm, es la misma vista en el CZ-2C.
    La tercera fase es una H-8 de 7,5 m de altura, 10,5 Tm de peso y, en cambio respecto a las anteriores, utiliza 8,5 Tm de LOX y LH que quema en un motor YF-73 de 4,6 Tm de empuje en el vacío durante 13 min 20 seg.
    Se lanzaron en Xichang entre el 29 de enero de 1984 y el 10 de junio de 1997 un total de 12 unidades, de las que fallaron 3. En la primera prueba la tercera fase falló, fracasando parcialmente, pero en abril siguiente logró el éxito, considerándolo en servicio comercial a partir de 1986. En general, la fiabilidad del CZ-3 era de un 80 % con referencia a los lanzamientos habidos hasta 1998.

    La versión siguiente CZ-3A es un cohete de 43,8 m de altura y un máximo de 52,3 m con la carga útil, 3,35 m de diámetro en la primera y segunda fases, 233,2 Tm de peso, 25 millones de dólares de costo y una capacidad de satelización de 7,2 Tm en órbita baja y 2,45 Tm en órbita geoestacionaria.
    La primera fase es una L-180 de 23,1 m de altura, 179 Tm de peso, de las que 170 Tm son de los propulsantes habituales para los chinos, tetróxido de nitrógeno y UDMH, para quemar en 4 motores YF-20B durante 2 min 35 seg; el impulso específico es de 259 seg a nivel de mar. El empuje es de 298,4 Tm al partir, equivalentes a 332,95 Tm en el vacío.
    La segunda etapa es una L-35 de 11,5 m de altura, 33,6 Tm de peso, de las que 29,6 Tm son de los mismos propulsantes para quemar en un motor YF-25 durante 1 min 50 seg proporcionando un empuje en el vacío de 84,74 Tm; el impulso específico es de 260 seg a nivel de mar.
    La tercera fase es una H-18 de 8,8 m de altura, 3 m de diámetro, y 20,6 Tm de peso, de las que 17,6 Tm son de LOX y LH que quema en dos motores YF-75 durante 6 min 10 seg proporcionando un empuje de 16 Tm en el vacío.
    Fue probado con éxito por vez primera en febrero de 1994 para satelizar un ingenio de comunicaciones en órbita e investigaciones; en 1994 y 1997 se lanzaron otros dos, también sin fallo.

    Otra versión, la CZ-3B resultaría la más potente a su llegada, estando dotado de 4 boosters de propulsante líquido usados en el CZ-2E. Tiene una altura de 54,84 m, un peso de 425,5 Tm y es capaz de satelizar en órbita geoestacionaria cargas de 4,9 Tm. Fue puesto en servicio para lanzamientos comerciales en 1996, fallando en el primer disparo el 15 de febrero de tal año a los 20 seg de vuelo y explotar. Causó 6 muertos y 57 heridos según la minimizadora versión oficial; según un observador casual israelí, que filmó en video el estado de la pequeña población cercana, la explosión arrasó literalmente la misma al caer sobre ella y el número de muertos y heridos sería de varios cientos. La participación en la investigación del accidente por parte de la empresa americana Loral Space and Communications dio lugar a que el Departamento de Estado americano acusara a aquélla de facilitar información a China por la que se la multó con 14.000.000$.
    Posteriormente, hasta julio de 1998, se habían disparado un total de 5 unidades CZ-3B desde la base de Xichang.

    Luego, desde febrero de 1999, se desarrolló el modelo CZ-3C para llevar cargas de 2,8 Tm a una órbita geoestacionaria. Lleva la primera y tercera fases del modelo CZ-3A, y 2 boosters del modelo utilizado en el CZ-2E, de propulsante líquido. La segunda etapa es la utilizada en el modelo siguiente CZ-4A. Su altura total es de 42,3 m (54,8 m con carga útil en 2009), 3,35 m de diámetro, su peso de 239,15 Tm (345 Tm al partir en 2009) y el empuje al partir es de 298,4 Tm.

    En el segundo lustro de los 90, esperando que fuera operativo para el 2.002, se desarrolla el CZ-3B-A, dotado de boosters más potentes para llevar cargas de hasta 6 Tm a una órbita geoestacionaria.

                            - LARGA MARCHA IV.

    El CZ-4A es un impulsor también de 3 fases, de propulsante líquido a temperatura normal, tetróxido de nitrógeno y UDMH. Su capacidad de puesta en órbita le permite llevar cargas de 1,65 Tm a una órbita solar o 4 Tm a una órbita terrestre baja. Su costo se estima en casi 10 millones de dólares. Tiene entre 44,16 y 45,78 m de altura, 37 m considerado solo el cohete, 3,35 m de diámetro en la primera y segunda fases, pesa 248 Tm y fue puesto en servicio para lanzamientos en Taiyuan de tipo comercial en 1988, disparándose luego, en 1990, solo otro cohete.
    La primera fase es una L-180 de 24,7 m de altura y pesa 192,7 Tm, de ellas 183,2 Tm de propulsantes para quemar en 4 motores YF-20B durante 2 min 50 seg proporcionando un empuje al partir de 298,4 Tm, o bien 332,95 Tm en el vacío.
    La segunda etapa es una L-35 de 10,4 m de altura, 39,55 Tm de peso, de las que 35,5 son de propulsante para quemar en un motor YF-25 durante 2 min 15 seg proporcionando un empuje en el vacío de 84,74 Tm; el impulso específico es similar al de la primera fase, de 259 seg a nivel de mar.
    La tercera fase es una L-14 de 1,9 m de altura, 2,9 m de diámetro, 15,15 Tm de peso, de ellas 14,15 Tm de propulsante que quema en dos motores YF-40, de 1,5 m de diámetro, durante 2 min 15 seg proporcionando un empuje de 31 Tm; el impulso específico a nivel de mar es de 260 seg.

    Se creó también el modelo CZ-4B para enviar a una órbita baja 4 Tm, o 1,1 Tm a una órbita geoestacionaria. De una altura de 44,1 m, 3,4 m de diámetro máximo, un peso total de 249 Tm, tiene un empuje al partir de 300 Tm. Se dispararon entre el 10 de mayo y el 14 de octubre de 1999 dos de estos cohetes en Taiyuan para llevar 4 satélites.
    En 1999 también desarrollaba la versión mejorada, llevando 4 booster, con idea de ponerla en servicio en el año 2001.
    El modelo CZ-4C apareció en 2007 y es una versión con una tercera fase que se puede reencender en órbita.

                            - KAITUOZHE

    En la primavera de 2000 los chinos constituyeron una empresa llamada Space Solid Fuel Rocket Carrier para lanzamientos comerciales de pequeñas cargas, de hasta 300 Kg, en órbita baja con un nuevo cohete, con todas sus fases de propulsante sólido, que sería llamado inicialmente SLV-1; también fue denominado KT-1. El nombre final Kaituozhe significa “explorador” y se aseguró que estaba basado en el misil intercontinental DF-31. A finales de 2000 estaba previsto que entrara en servicio en 2002.
    Fue probado por vez primera el 15 de septiembre de 2002 pero fue un fracaso al fallar su segunda etapa. El segundo ensayo se realizó casi justo un año después, el 16 de septiembre de 2003, en Taiyuan y en el mismo se probó el sistema de guía y la separación de la carcasa de proa y de un satélite; pero falló y no logró la satelización.
    El 2 de marzo de 2017 se lanza con éxito el nuevo modelo KT-2, o Kaituozhe-2, de 3 fases, también de propulsante sólido, con un posible modelo KT-2A al que se le añaden 2 boosters. Construido por la Academia CASIC, se cree que puede elevar unos 350 Kg de carga útil a una órbita baja.

                                - KUAIZHOU

   También llamado KZ, su nombre “kuai zhou” significa “barco veloz”. Pequeño lanzador de propulsante sólido, derivado del misil de alcance medio DF-21. Puede elevar unos 400 Kg a una órbita baja. Construido por la China Aerospace Science and Industry Corporation a partir de 2010. Su primer disparo se realiza el 25 de septiembre de 2013 en la base de Jiuquan.
    El segundo tiene lugar el 9 de enero de 2017 en la misma base y el cohete, en versión llamada 1A, lleva 3 satélites.
    El modelo Kuaizhou-1A, o KZ-1A, es imás potente que la primera versión. Es de 3 fases, propulsante sólido, 20 m de altura, 1,4 m de diámetro y peso de 30 Tm. Es capaz de elevar 200 Kg a una órbita de 700 Km de altura; el total de satélites que puede llevar es inicialmente de 6 unidades. La primera fase pesa 16,62 Tm y actúa durante 1 min 5 seg, la segunda pesa 8,69 Tm y funciona durante 1 min 2 seg, en tanto que la tercera, de 1,2 m de diámetr

                            - LARGA MARCHA V.

    El CZ-5 (en chino 长征五号) fue proyectado para satelizar en órbita baja 23 Tm de carga útil desde una base a construir en Tianjin a partir de finales de 2007; o bien poner igualmente en órbita geoestacionaria 14 Tm. Su proa o cofia para la carga útil debía ser de 5 m de diámetro aproximadamente.
    Tiene 3 fases (2 en el modelo CZ-5B), una altura máxima de 62 m (56,97 m en el primer modelo), un diámetro de 5 m, una masa de 867 Tm y es a su llegada el cohete más potente chino de la historia y con el mismo se tienen previsto lanzar los módulos más pesados de la futura estación orbital tripulada china.
    Su primera fase central es una H5-1 de 31,02 m de altura y 5 m de diámetro que pesa 175,8 Tm, de las que 158 son de propulsante LOX y LH que quema en 2 motores YF-77; estos tiene un impulso específico mejor de 430 seg. Tiene un empuje inicial de 208 Tm y funciona durante 8 min 03 seg.
    Tal etapa va rodeada de 4 boosters K3-1 de 26,28 m de altura y 3,25 m de diámetro que pesan 147 Tm, de las que 135 son de propulsante keroseno y LOX que queman en 2 motores YF-100 de hasta 335 seg de impulso específico. Estos cohetes auxiliares actúan durante 3 min.
    La segunda fase es una H5-2 de 12 m de largo y 5 m de diámetro que pesa 26 Tm, de las que 22,9 Tm son de propulsante líquido que quema en un motor YF-75D de 442 seg de impulso específico. Su empuje 88,26 kN y actúa durante 2 min en total, pudiendo ser apagada y reencendida.
    Como fase superior comienza usando una YZ-2 de propulsantes hipergólicos que puede elevar 4,5 Tm de carga útil a una órbita geoestacionaria.
    Equiparable al Ariane-5 ECA europeo o al Delta-4 Heavy de los americanos, fue lanzado por vez primera el 3 de noviembre de 2016 en la rampa 101 de la nueva base de Wenchang llevando con éxito un satélite sobre una fase superior YZ-2.
    El segundo disparo falló el 2 de julio de 2017, perdiendo su satélite SJ-18.

                            - LARGA MARCHA VI.

    El CZ-6, de propulsantes líquidos, fue dispuesto en 2015 para el lanzamiento de cargas de poca masa y para utilizar como acelerador del CZ-5. Su capacidad de satelización es de 1,5 Tm en órbita baja o 1 Tm en órbita polar.
    Mide unos 29 m de altura y su masa total inicial asciende a 103 Tm.
    Su primera fase mide 3,35 m de diámetro y lleva un motor YF-100 de LOX y keroseno.
    La segunda etapa lleva motor YF-115 y la tercera un motor YF-85 con propulsantes peróxido de hidrógeno y keroseno. La fase última puede apagarse y volver a encenderse.
    Su primer lanzamiento se realizó a las 23 h 01 m GMT del 19 de septiembre de 2015 en la base de Taiyuan con el objetivo de comprobar todos sus sistemas, aprovechando para poner en órbita 20 minisatélites.

                              - LARGA MARCHA VII.

    Cohete también llamado CZ-7 340, o Chang Zheng 7, que es destinado a misiones principalmente del programa tripulado y misiones militares. Similar en apariencia al CZ-2F, su capacidad de satelización en órbita baja de unos 400 Km de altura es de 13,5 Tm; en órbita polar heliosincrónica puede satelizar unas 7 Tm y la geoestacionaria 5,5 Tm.
    Consta de dos fases más cuatro aceleradores K2-1 de propulsante líquido con opción usar una fase tercera o superior. Mide 53,1 m de altura y su peso total es de 597 Tm. El empuje teórico inicial es de unas 715 Tm. Utiliza en sus fases como propulsantes keroseno y LOX.
    Cada uno de los 4 booster mide 26 m de altura y 2,25 m de diámetro, carga 75,5 Tm de propulsante, tiene un peso en seco de unas 6 Tm, y lleva un motor YF-100 de un impulso específico de 300 seg; el empuje es de 122,5 Tm iniciales. Tal motor fue desarrollado desde 2000 a partir del antiguo RD-120 de los Zenit soviéticos, puesto en servicio en 2012, y es uno de los más potentes chinos.
    La fase principal o central K3-1 mide 26 m de altura, 3,35 m de diámetro, y lleva dos de los citados motores YF-100 con posibilidad de graduar el empuje hasta el 65% del máximo teórico. Lleva 174 Tm de propulsante y su peso en seco es de 12 Tm.
    La segunda etapa es la K3-2 que mide 11,5 m de longitud y 3,35 m de diámetro, y porta 65 Tm de propulsante, siendo el peso en seco de 6 Tm. Funciona con 4 motores YF-115 de 335 seg de impulso específico. Su empuje total máximo es de 72 Tm.
    La fase superior inicial es la YZ-1A que tiene capacidad para el reencendido en órbita con un motor YF-85 que funciona con keroseno y peróxido de hidrógeno, siendo el empuje de 408 Kg fuerza. Dispone además de 8 pequeños motores de 100 newtons para control de orientación.
    En el lanzamiento, a los 2 min 55 seg se separan los 4 boosters y actúa entonces la fase central. Alcanza la órbita a los 10 min de vuelo. En el primer vuelo, la cofia medía 12,7 m de alto y 4,2 m de diámetro.
    Fue desarrollado por la academia CALT, e inicialmente fue llamado CZ-2F/H. Se desarrollan en principio 3 versiones, 340 o 734, que llevan los 4 boosters, el 320 o 732, con dos boosters, y el 300 o 720 sin ningún acelerador.
    Su primer lanzamiento se produce con éxito el 25 de junio de 2016, inaugurando además la base de Wenchang. El segundo, en el mismo lugar, también con éxito, ocurre el 20 de abril de 2017 llevando la primer nave de carga china, la Tianzhou 1.


                           - LARGA MARCHA XI.

    El CZ-11 es un pequeño lanzador de propulsantes solidos en las tres primeras fases y de propulsante liquido en una cuarta etapa maniobrable (inicialmente con motor YF-50). Fue dispuesto en 2015 para el lanzamiento de pequeñas cargas de hasta 700 Kg en órbita baja o bien la mitad en una polar heliosincrónica de unos 600 o 700 Km de altitud.
    Pesa en total unas 58 Tm, mide 20,8 m de altura, y tiene un diámetro máximo de 2 m. Se cree basado en el misil intercontinental DF-31A. Su empuje al partir, el que le da la primera fase, es de unas 120 Tm. Es lanzado en sus primero modelos desde una plataforma móvil cercana al complejo de disparo de los CZ-2F en la base de Jiuquan.
    Su primer lanzamiento se realizó a las 01 h 41 m GMT del 25 de septiembre de 2015 en la base de Jiuquan llevando 4 pequeños satélites.
    El segundo se disparó con éxito el 9 de noviembre de 2016.


    TODOS LOS LANZAMIENTOS CHINOS (FB, CZ-Larga Marcha y Kuaizhou) HASTA 2013.

    Se cita la fecha de lanzamiento, el modelo de cohete, la carga útil llevada y la base de disparo.

Fecha

Cohete

Satélite

Base

Observaciones

1

24.04.1970

CZ-1

DFH-1

Jiuquan


2

03.03.1971

CZ-1

SJ 1

Jiuquan


3

18.09.1973

FB-1

JSSW

Jiuquan

Fracaso.

4

14.07.1974

FB-1

JSSW

Jiuquan

Fracaso. Pérdida de empuje en fase 2ª.

5

05.11.1974

CZ-2

FSW

Jiuquan

Fracaso.

6

26.07.1975

FB-1

JSSW-1

Jiuquan


7

26.11.1975

CZ-2

FSW-1

Jiuquan


8

16.12.1975

FB-1

JSSW-2

Jiuquan


9

30.08.1976

FB-1

JSSW-3

Jiuquan


11

10.11.1976

FB-1

JSSW

Jiuquan

Fracaso.

10

07.12.1976

CZ-2

FSW-2

Jiuquan


12

26.01.1978

CZ-2

FSW-3

Jiuquan


13

27.07.1979

FB-1

SJ

Jiuquan

Fracaso.

14

19.09.1981

FB-1

SJ 2

SJ 2A

SJ 2B

Jiuquan


15

09.09.1982

CZ-2C

FSW-4

Jiuquan


16

19.08.1983

CZ-2C

FSW-5

Jiuquan


17

29.01.1984

CZ-3

DFH-2-0

Xichang

Fracaso.

18

08.04.1984

CZ-3

DFH-2-1

Xichang


19

12.09.1984

CZ-2C

FSW-6

Jiuquan


20

21.10.1985

CZ-2C

FSW-7

Jiuquan


21

01.02.1986

CZ-3

DFH-2-2

Xichang


22

06.10.1986

CZ-2C

FSW-8

Jiuquan


23

05.08.1987

CZ-2C

FSW-9

Jiuquan


24

09.09.1987

CZ-2C

FSW-10

Jiuquan


25

03.07.1988

CZ-3

DFH-2-3

Xichang


26

05.08.1988

CZ-2C

FSW-11

Jiuquan


27

06.09.1988

CZ-4A

FY-1A

Taiyuan


28

22.12.1988

CZ-3

DFH-2-4

Xichang


29

04.02.1990

CZ-3

DFH-2-5

Xichang


30

07.04.1990

CZ-3

Asiasat 1

Xichang

Primer disparo comercial chino.

31

16.07.1990

CZ-2E

Optus Model

Badr A

Xichang


32

03.09.1990

CZ-4A

FY-1B

DQ-1A

DQ-1B

Taiyuan


33

05.10.1990

CZ-2C

FSW-12

Jiuquan


34

28.12.1991

CZ-3

DFH-2-6

Xichang

Fracaso. Fase 3 apagada prematuramente.

35

09.08.1992

CZ-2D

FSW-13

Jiuquan


36

13.08.1992

CZ-2E

Optus B1

Xichang


37

06.10.1992

CZ-2C

FSW-14

Freja

Jiuquan


38

21.12.1992

CZ-2E

Optus B2

Xichang

Fracaso. Fallo de la carga útil.

39

08.10.1993

CZ-2C

FSW-15

Jiuquan


40

08.02.1994

CZ-3A

DHF-3 Model

SJ-4

Xichang


41

03.07.1994

CZ-2D

FSW-16

Jiuquan


42

21.07.1994

CZ-3

Apstar 1

Xichang


43

27.08.1994

CZ-2E

Optus B3

Xichang


44

29.11.1994

CZ-3A

DFH-3-1

Xichang


45

25.01.1995

CZ-2E

Apstar 2

Xichang

Fracaso. Destruido.

46

28.11.1995

CZ-2E

Asiastar 2

Xichang


47

28.12.1995

CZ-2E

Echostar 1

Xichang


48

14.02.1996

CZ-3B

Intelsat 708

Xichang

Fracaso. Perdió el control.

49

03.07.1996

CZ-3

Apstar 1A

Xichang


50

18.08.1996

CZ-3

Chinasat 7

Xichang

Fracaso. Fase 3 apagada prematuramente.

51

20.10.1996

CZ-2D

FSW-17

Jiuquan


52

11.05.1997

CZ-3A

DFH-3-2

Xichang


53

10.06.1997

CZ-3

FY-2B

Xichang


54

19.08.1997

CZ-3B

Agila 2

Xichang


55

01.09.1997

CZ-2C/SD

Iridium MFS 1

Iridium MFS 2

Taiyuan


56

16.10.1997

CZ-3B

Apstar 2R

Xichang


57

08.12.1997

CZ-2C/SD

Iridium 42

Iridium 44

Taiyuan


58

25.03.1998

CZ-2C/SD

Iridium 51

Iridium 61

Taiyuan


59

02.05.1998

CZ-2C/SD

Iridium 69

Iridium 71

Taiyuan


60

30.05.1998

CZ-3B

Chinastar-1

Xichang


61

18.07.1998

CZ-3B

Sinosat-1

Xichang


62

19.08.1998

CZ-2C

Iridium 03

Iridium 76

Taiyuan


63

19.12.1998

CZ-2C

Iridium 11A

Iridium 20A

Taiyuan


64

10.05.1999

CZ-4B

FY-1C

Taiyuan


65

11.06.1999

CZ-2C

Iridium SV 14A

Iridium SV 21A

Taiyuan


66

14.10.1999

CZ-4B

ZY 1

Taiyuan


67

19.11.1999

CZ-2F

Shenzhou 1

Jiuquan


68

25.01.2000

CZ-3A

ZHONGXING 22

Xichang


69

25.06.2000

CZ-3

FY-2

Xichang


70

01.09.2000

CZ-4B

ZY 2

Taiyuan


71

30.10.2000

CZ-3A

BEIDOU 1A

Xichang


72

20.12.2000

CZ-3A

BEIDOU 1B

Xichang


73

09.01.2001

CZ-2F

Shenzhou 2

Jiuquan


74

25.03.2002

CZ-2F

Shenzhou 3

Jiuquan


75

15.05.2002

CZ-4B

FY-1D

Taiyuan


76

15.09.2002

KT-1

HTSTL-1

Taiyuan

Fallo la segunda fase.

77

27.10.2002

CZ-4B

ZY 2B

Taiyuan


78

29.12.2002

CZ-2F

Shenzhou 4

Jiuquan


79

24.05.2003

CZ-3A

BEIDOU 2

Xichang


80

16.09.2003

KT-1

PS-2

Taiyuan

Fallo el lanzamiento.

81

15.10.2003

CZ-2F

Shenzhou 5

Jiuquan


82

21.10.2003

CZ-4B

CX-1

Taiyuan


83

03.11.2003

CZ-2D

FSW 18

Jiuquan


84

14.11.2003

CZ-3A

ZHONGXING 20

Xichang


85

29.12.2003

CZ-2C

TC-1

Xichang


86

18.04.2004

CZ-2C

TANSUO-1

Xichang


87

25.07.2004

CZ-2C

TC-2

Taiyuan


88

29.08.2004

CZ-2C

FSW 19

Jiuquan


89

08.09.2004

CZ-4B

SJ-6A

Taiyuan


90

27.09.2004

CZ-2D

FSW 20

Jiuquan


91

19.10.2004

CZ-3A

FY-2C

Xichang


92

06.11.2004

CZ-4B

ZY-2C

Taiyuan


93

18.11.2004

CZ-2C

SW-2

Xichang


94

12.04.2005

CZ-3B

APSTAR 6

Xichang


95

05.07.2005

CZ-2D

SJ-7

Jiuquan


96

02.08.2005

CZ-2C

FSW 21

Jiuquan


97

29.08.2005

CZ-2D

FSW 22

Jiuquan


98

12.10.2005

CZ-2F

Shenzhou 6

Jiuquan


99

26.04.2006

CZ-4C

YAOGAN 1

Taiyuan


100

09.09.2006

CZ-2C

SJ-8

Jiuquan


101

12.09.2006

CZ-3A

ZHONGXING 22A

Xichang


102

23.10.2006

CZ-4B

SJ-6-2A

SJ-6-2A

Taiyuan


103

28.10.2006

CZ-3B

SINOSAT-2

Xichang


104

08.12.2006

CZ-3A

FY-2D

Xichang


105

02.02.2007

CZ-3A

BEIDOU 1D

Xichang


106

11.04.2007

CZ-2C

HY-1B

Taiyuan


107

13.04.2007

CZ-3A

BEIDOU 2A

Xichang


108

13.05.2007

CZ-3B

NIGCOMSAT 1

Xichang


109

25.05.2007

CZ-2D

YAOGAN 2

Jiuquan


110

31.05.2007

CZ-3A

SINOSAT-3

Xichang


111

04.07.2007

CZ-3B

ZHONGXING 6B

Xichang


112

19.09.2007

CZ-4B

ZY 1-2B

Taiyuan


113

24.10.2007

CZ-3A

Chang'e-1

Xichang


114

11.11.2007

CZ-4C

YAOGAN 3

Taiyuan


115

25.04.2008

CZ-3C

TIAN LIAN 1

Xichang


116

27.05.2008

CZ-4C

FY-3A

Taiyuan


117

09.06.2008

CZ-3B

ZHONGXING 9

Xichang


118

06.09.2008

CZ-2C

HJ-1A

HJ-1B

Taiyuan


119

25.09.2008

CZ-2F

Shenzhou 7

Jiuquan


120

25.10.2008

CZ-4B

SJ-6A-3

SJ-6B-3

Taiyuan


121

29.10.2008

CZ-3B

VENESAT 1

Xichang


122

05.11.2008

CZ-2D

CHUANXIN 1-02

SW-3

Jiuquan


123

01.12.2008

CZ-2D

YAOWAN WEIXING-4

Jiuquan


124

15.12.2008

CZ-4B

YAOGAN 5

Taiyuan


125

23.12.2008

CZ-3A

FY-2E

Xichang


126

14.04.2009

CZ-3C

COMPASS G2

Xichang


127

22.04.2009

CZ-2C

YAOWAN 6

Taiyuan


128

31.08.2009

CZ-3B

PALAPA D1

Xichang

Falló la tercera fase.

129

12.11.2009

CZ-2C

SJ-11-01

Jiuquan


130

09.12.2009

CZ-2D

YAOGAN 7

Jiuquan


131

15.12.2009

CZ-4C

YAOGAN 8

XI WANG 1

Taiyuan


132

16.01.2010

CZ-3C

BEIDOU DW3

Xichang


133

05.03.2010

CZ-4C

YAOGAN 9


Jiuquan


134

02.06.2010

CZ-3C

BEIDOU DW4

Xichang


135

15.01.2010

CZ-2D

SJ-12

Jiuquan


136

31.07.2010

CZ-3A

BEIDOU DW5

Xichang


137

09.08.2010

CZ-4C

YAOGAN 10

Taiyuan


138

24.08.2010

CZ-2D

TIANHUI-1

Jiuquan


139

04.09.2010

CZ-3B

XINNUO-6

Xichang


140

22.09.2010

CZ-2D

YAOGAN 11

ZHEDA PIXING-2

ZHEDA PIXING-3

Jiuquan


141

01.10.2010

CZ-3C

Chang'e-2

Xichang


142

06.10.2010

CZ-4B

SJ-6-04A

SJ-6-04B

Taiyuan


143

31.10.2010

CZ-3C

BEIDOU DW6

Xichang


144

04.11.2010

CZ-4C

FY-3B

Taiyuan


145

09.04.2011

CZ-3A

BEIDOU DW8

Xichang


146

20.06.2011

CZ-3B

ZHONGXING 10

Xichang


147

06.07.2011

CZ-2C

SJ-11-03

Jiuquan


148

11.07.2011

CZ-3C

TIAN LIAN 1B

Xichang


149

26.07.2011

CZ-3A

BEIDOU 2 I4

Xichang


150

29.07.2011

CZ-2C

SJ-11-02

Jiuquan


151

10.08.2011

CZ-3B-E

PAKSAT 1R

Xichang


152

15.08.2011

CZ-4B

HAIYANG-2A

Taiyuan


153

18.08.2011

CZ-2C

SJ-11-04

Jiuquan


154

18.09.2011

CZ-3B-E

ZHONGXING 1A

Xichang


155

29.09.2011

CZ-2FT1

TIANGONG 1

Jiuquan


156

07.10.2011

CZ-3B-E

EUTELSAT W3C

Xichang


157

31.10.2011

CZ-2F

Shenzhou 8

Jiuquan


158

09.11.2011

   CZ-4B

YAOGAN 12

TX-1

Taiyuan


159

20.11.2011

CZ-2D

SHIYAN 4

CHUANXIN 1-03

Jiuquan


160

29.11.2011

CZ-2C

YAOGAN 13

Taiyuan


161

01.12.2011

CZ-3A

BEIDOU 2 I5

Xichang


162

19.12.2011

CZ-3B-E

NIGCOMSAT-1R

Xichang


163

22.12.2011

   CZ-4B

ZIYUAN 1-02C

Taiyuan


164

09.01.2012

CZ-4B

ZIYUAN 3A