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

<> COHETES.  (PARTE 2)

Índice de este Apartado:

        - 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. 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

         - FIREFLY ALPHA

         - LAUNCHER ONE

         - ASTRA ROCKET

         - TERRAN

         - RS1

   = USA. SLS.

   = USA. SUPER HEAVY-STARSHIP

   = USA. VULCAN-CENTAUR

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

    = 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

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.

    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 casi 69 Tm y un empuje en el lanzamiento de 148,15 Tm. Con los boosters el diámetro es de 4,11 m.
    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.
    Su último vuelo, el 45, se realiza el 9 de abril de 2024 y con el mismo se cierra todo el programa de cohetes Delta. Sería sustituido por el modelo Vulcan.

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.

El 31 de octubre de 2017 se lanza con éxito el Minotaur C-XL (C de comercial), que es un Taurus XL ya citado con varias mejoras, como la del sistema de guía del Minotaur anterior. Este modelo de 3 o 4 fases pesa 77 Tm al partir, mide 32 m de altura, y es capaz de satelizar casi 1,5 Tm en órbita baja o 912 Kg en órbita polar heliosincrónica. Utiliza propulsante sólido y se diseñan dos versiones, la 3210 y la 3220.

 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. En 2020 su costo es de unos 62 millones, de los que la primera fase, recuperable, supone el 60%. El carenado, o cofia de protección de la carga útil, supone unos 6 millones de dólares (en dos piezas) y también es recuperable.

    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 70 m de altura, 12,2 de diámetro, y su peso inicial asciende a 1.400 Tm (1.420.788 Kg el primero lanzado). Tiene una primera fase integrada por una fase central flanqueada por dos aceleradores, con 9 motores Merlin 1D (Merlin mejorados) en cada cohete y 27 en total. El empuje inicial es de 1.700 Tm. El propulsante de cada acelerador son 287,4 Tm de LOX y 123,5 Tm de keroseno. Su capacidad teórica inicial de carga útil es de 53 Tm, si bien al anuncio del primer disparo en diciembre de 2017 se citan 63,8 Tm. A Marte podría enviar cerca de 16,8 Tm. Como ya ocurre con el Falcon 9, la primera fase, triple aquí, es recuperable y reutilizable.
    Su base de disparo podría ser tanto la base del KSC en Florida como la de Vandenberg. Las pruebas de los motores se hacen en la localidad tejana de McGregor. El cohete se lleva tumbado hasta la rampa y allí es elevado por una grúa, al modo de los Soyuz y otros cohetes. En el disparo la torre de apoyo cae a un lado, retirando los cordones umbilicales del cohete, justo en el momento de la partida en la rampa 39A del KSC. Las primera triple fase funciona durante 2 min 30 seg, dejando luego a la segunda actuar para llevar la carga a su órbita. Los 3 cohetes de la primera etapa pueden regresar a tierra para aterrizar dos en Cabo Cañaveral y la central en una plataforma marina, como hacen las fases únicas del Falcon 9.
    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; a su primer lanzamiento se habla de 90 millones, casi la cuarta parte del cohete estadounidense más parecido por capacidad, el Delta IV Heavy, que cuesta unos 350 millones de dólares.
    En el segundo disparo del Falcon Heavy, primero operativo en que lleva un satélite, tiene lugar un año después y su primera fase retorna para ser recuperada sobre la plataforma marina a 645 Km de la costa de Florida. Pero además, por vez primera, los dos aceleradores del cohete también regresaron, haciéndolo sobre Cabo Cañaveral. En este vuelo, los dos aceleradores se separaron a los 2 min 40 seg de vuelo sobre una altura de 60 Km, cuando la velocidad alcanzada era de unos 5.800 Km/h; su aterrizaje con éxito en Cabo Cañaveral ocurre a los 7 min 50 seg del inicio del vuelo (5 min 10 seg más tarde de la separación). La etapa central de esta primera fase se separa un 1 min después, a los 3 min 40 seg de vuelo, sobre una altitud de 95 Km y cuando el cohete ha alcanzado una velocidad de 10.500 Km/h aproximadamente; su retorno sobre la plataforma marina atlántica tiene lugar a los 10 min de vuelo (más de 6 min tras la separación).
    En el tercer lanzamiento, el 25 de junio de 2019, los dos cohetes laterales regresaron a tierra, a Cabo Cañaveral, sin problema, pero el cohete central de la primera fase se perdió al caer al agua atlántica, cerca de la plataforma de recuperación, luego que el sistema de orientación fallara, según se cree porque el motor se calentó demasiado. Por otra parte, una de las dos partes del carenado de la carga útil fue recuperado en las aguas marinas por un barco por vez primera.
   

Lanzamientos del Falcon Heavy
Nº	Fecha	Carga	Observaciones
1	06.02.2018	TESLA ROADSTER	KSC
2	11.04.2019	ARABSAT 6A	KSC
3	25.06.2019	24 satélites	KSC
4	01.11.2022	6 satélites	KSC
5	15.01.2023	CBAS-2 LDPE-3A	KSC
6	01.05.2023	VIASAT 3 AMERICAS ARCTURUS GS-1	KSC
7	29.07.2023	ECHOSTAR 24	KSC
8	13.10.2023	PSYCHE	KSC
9	29.12.2023	OTV-7	KSC

     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, la rampa 39A del KSC 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; el puntal es de 60 cm de largo y 2,5 de ancho máximo. La rotura de tal pieza se produjo por defecto de fabricación al no soportar una fuerza de 2 Tm cuando debía aguantar 4,5 Tm.
      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. El coste del Falcon 9 supone en un 70% el de la primera fase y sus 9 motores; de ahí lo importante de la recuperación de la misma.
    La base del sistema de control del vuelo del Falcon 9 son 3 ordenadores de funcionamiento simultaneo con 3 procesadores dual-core x86 PowerPCcon sistema basado en Linux, lenguaje C/C++. Los datos se comparan de continuo para garantizar la veracidad de datos en el funcionamiento; la variable no coincidente con las otras dos no es tomada en cuenta o no se envía en comando correspondiente al sistema ejecutor.
   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. En enero de 2017 se confirmó que el fallo fue producido por una válvula de presión del mencionado tanque de LOX de la segunda etapa que hizo que las paredes del mismo se curvaran y otros efectos.
    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.
    El 8 de octubre de 2018 se recupera una primera fase Falcon 9 v1.2 por vez primera tras un lanzamiento en la rampa SLC-4E de la base californiana de Vandenberg. Tal etapa regresa a la misma base.
    El 3 de diciembre de 2018, en el lanzamiento del mismo modelo en Vandenberg, se utiliza una primera fase por tercera vez. La misma regresa a una plataforma marina frente a las costas al sur de California. En esta ocasión también se intentó recuperar las partes de la cofia que protegía a los satélites en el lanzamiento con una red sobre un buque pero ello  no se logró y cayeron al mar, recuperándose no obstante igualmente pues flotan.
    El 30 de mayo de 2020 el Falcon 9 añadió otro hito a su historia al convertirse en un lanzador de naves tripuladas, llevando al espacio la primera nave Crew Dragon con dos astronautas, y ser el conjunto la primera astronave privada de la historia espacial, además del primer vuelo estadounidense tripulado desde 2011 en que se había cerrado el programa Shuttle de la NASA.
    El 20 de julio siguiente, solo 51 días más tarde del disparo anterior, la primera fase vuelve a ser lanzada (satélite ANASIS 2) y vuelve a ser recuperada en la plataforma atlántica. El tiempo intermedio es récord en la disposición del cohete y además se recuperan las dos partes del carenado que desciende colgado de paracaídas hasta ser recogido, cada parte por su red en dos buques, los llamados Ms. Tee y Ms. Chief. El coste total de tal cofia asciende a unos 6 millones de euros cada una de las dos partes; para su recuperación, además de los paracaídas, tales partes llevan pequeños motores para corregir en lo posible su caída. Por entonces el costo total del cohete Falcon 9 v1.2 y su lanzamiento se estima en 62 millones de dólares.
    El 24 de octubre de 2020 un Falcon 9 v1.2 Block 5 lanzado en Cabo Cañaveral llevando 60 satélites Starlink fue el número 100 del modelo disparado con éxito. En tal época, según el dueño de SpaceX, las primeras fases recuperables del Falcon 9 deberían poder volar sin una revisión importante hasta 10 veces, y con inspecciones y mantenimiento regulares hasta 100 veces.

                            - 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. 

                              - FIREFLY ALPHA

    Lanzador espacial en desarrollo de la empresa Firefly Aerospace del ucraniano Max Polyakov, buscando también un vehículo de bajo costo para lanzar satélites de peso medio y pequeño a precios muy competitivos (10.000$/Kg). El costo por cohete (2018) se ha cifrado unos 100 millones de dólares. Pretende en 2018 su operatividad para 2020 y prevé fabricar nada menos que dos unidades por mes al año siguiente.
    También llamado Firefly α, es un cohete de 2 fases, con 1 Tm de capacidad de satelización en órbita baja de unos 200 Km; o 600 Kg a unos 500 Km de altura orbital. Mide 29 m de altura y 1,82 m de diámetro, y pesa 54 Tm. La primera fase, construida principalmente en la liviana fibra de carbono, se quiere que lleve 4 motores Reaver 1 y usan como propulsante LOX y RP-1 (un keroseno). El empuje nominal máximo es de 736 kilonewtons. La segunda fase, de igual diámetro, lleva un motor Firefly Lightning, también de LOX y RP-1, que tiene 70 kilonewtons de empuje.
    Realiza en 2018 pruebas estáticas del motor Firefly Lightning en Briggs, Texas, en instalaciones de propia empresa. Este motor tiene una décima parte de empuje que el Reaver.
    La base de lanzamientos elegida es la californiana de Vandenberg, donde antes se lanzaran los cohetes Thor-Agena y Delta 2, pero también la de Cabo Cañaveral y el complejo 20.

    Un segundo modelo será bautizado Firefly Beta y ha de tener 2 fases, 31 m de altura, 2,5 m de diámetro y 110 Tm de peso. Puede elevar 3 Tm a una órbita de 200 Km de altura, o 1.750 Kg a 500 Km de altitud. Ha de usar los mismos propulsantes del modelo que lo precede, LOX y RP-1. El empuje nominal es de 1.500 kilonewtons. A vista de 2018 se prevé su operatividad para no antes de 2021.

                            - LAUNCHER ONE

  Primer lanzador de la empresa Virgin Orbit, antes llamada Virgin Galactic. Es un cohete de dos fases para lanzar desde el aire unos 4 segundos tras su suelta bajo el ala de un Boeing 747-400 a unos 15 Km de altitud, que en este caso fue bautizado Cosmic Girl y despega del aeropuerto de Mojave (California), al estilo ya conocido del Pegasus; el sistema permite, no obstante, el despegue de tierra en otros sitios, como en el Reino Unido (Newquay, Cornwall) o la isla Guam, Hawai o Puerto Rico.
    El proyecto fue presentado por la citada empresa en julio de 2012 y modificado en 2014 para aumentar la capacidad del vector lo que hizo a fines de 2015 tener que cambiar el avión pensado para llevar al cohete en su disparo; los planes iniciales datan no obstante de 2007. El cohete fue desarrollado por la empresa TSC de Mojave, perteneciente a Scaled Composites, subsidiaria a su vez de la Northrop Grumman.
    Mide 21 m de longitud total y 1,6 m de diámetro máximo. Tiene 2 fases, aunque se piensa para poder dotarlo más adelante de una tercera etapa llevando una carga útil de menor masa. Su capacidad le pone en condiciones de elevar cargas útiles de unos 300 Kg a una órbita baja, pero geosincrónica, de unos 500 Km de altura. El costo por unidad calculado al tiempo de su desarrollo se pretende que sea de menos de los 12 millones de dólares.
    Su primera etapa, de 1,6 m de diámetro, lleva un motor NewtonThree (o Newton 3) que funciona durante 3 min y genera 330 kN de empuje, unas 33,7 Tm. La segunda fase, de 1,3 m de diámetro, dispone de un motor NewtonFour de 22 kN, unos 2.220 Kg. Ambas funcionan con propulsantes RP-1 y LOX. El habitáculo de proa para la carga útil inicialmente se configura en un cilindro de 1 m de diámetro y 77 cm de largo con un cono en el extremo de avance.
    Al principio se pensaba en un primer lanzamiento en 2017, pero el desarrollo se fue retrasando hasta 2020. Su primera prueba de disparo, llevando una carga simulada, se realiza el 25 de mayo de 2020 y fracasó por fallo de la primera fase.
    Pero el 17 de enero de 2021 es lanzado por fin con éxito llevando 10 minisatelites de tipo cubesats. El cohete, tras partir de Mojave bajo el ala de un avión 747-400 llamado Cosmic Girl, vuela sobre el Pacífico y es liberado a unos 75 Km al sur de las Islas del Canal, frente a California, para ir luego al espacio. Es el primer cohete de propulsantes líquidos lanzado de este modo.
   
                             - ASTRA ROCKET

    Familia de pequeños lanzadores de la empresa Astra Space Inc., antes llamada Ventions Inc.; la empresa se funda en 2016 en Alameda, California. El tercer modelo se propone para satelizar en órbita baja unos 100 Kg, en principio, desde la isla Kodiak en Alaska como base de disparo.
    En general, la primera fase de los primeros modelos utiliza 5 motores Delphin de 28 kN de empuje cada uno que consumen LOX y keroseno. La segunda fase lleva un motor Aether de iguales propulsantes.
    En su desarrollo se usa como punto de pruebas entre otros la Estación Aérea Naval Alameda, California. El primer disparo del cohete fue suborbital el 21 de julio de 2018, pero fracasó durante el vuelo. El segundo intento, también suborbital, tiene lugar en noviembre de 2018 y fallan los 5 motores de la primera fase, cayendo cerca del punto de partida.
    Después se pasó a construir el primero de 3 modelos espaciales previstos, el Astra Rocket-3.0, de 2 fases, 11,6 m de altura y 1,32 m de diámetro; se hicieron 3 unidades del mismo para pruebas. La primera versión, que debía llevar 5 pequeños satélites del DARPA (un Prometheus, el SOARS y 3 ARCE 1) debía ser lanzada en marzo de 2020, pero no pudo estar a punto a tiempo y los satélites fueron retirados. En preparativos de otro intento de lanzamiento en el mismo mes acabó con la destrucción del cohete en la rampa. El disparo de la siguiente unidad, Rocket-3.1, el 12 de septiembre del mismo 2020 en la LP-3B de Kodiak logró que el cohete despegara sin carga útil, pero empezó a balancearse y salirse de la ruta prevista de modo que a los 30 seg de vuelo fueron apagados sus motores, y cayó no lejos de la base de disparo. En este caso se achaca el fallo al programa informático de control del vuelo.
    El cuarto ensayo, Astra Rocket-3.2, el 15 de diciembre de 2020, llega más alto, pero también fracasa y no entra en órbita por falta de un poco de velocidad de la fase superior.
    El quinto fallará en agosto de 2021, pero el sexto consigue por fin poner una carga en órbita en noviembre del mismo 2021.

                              - TERRAN

TERRAN 1. Cohete perteneciente a la empresa Relativity Space desarrollado a partir de 2017. Consta de 2 fases, mide 35,2 m de altura, 2,28 m de ancho, 3 m en el carenado de carga útil. Sin propulsante su masa inicialmente es de 9,28 Tm. Puede satelizar a baja altura 1,25 Tm, o 900 Kg en órbita heliosincrónica. Es el primer cohete construido en un 85% con tecnología 3D, si bien se quiere elevar tal cifra en las unidades posteriores al 95%. Su máquina de impresión de metal en 3D es llamada Stargate, la cual puede realizar piezas de hasta 36 m de longitud o altura y 7 m de anchura; tal máquina fue construida por la propia empresa. El material trabajado es una aleación de aluminio. Su costo unitario, o por lanzamiento, se anuncia de 12 millones de dólares solo (2021).
    La primera fase utiliza metano y LOX en 9 motores Aeon 1; su empuje es de 920 kilonewtons. Pero la previsión es sustituirlos tras el tercer vuelo por un solo motor Aeon R de mayor empuje. Mide 24,3 m de alto y 2,3 m de diámetro.
    La segunda fase, de iguales propulsantes, lleva un solo motor, aquí denominado  AeonVac, de 126 kilonewtons de empuje en el vacío. Mide 8,1 m de longitud y 2,3 m de diámetro.
    El 8 de marzo de 2023 en una prueba previa al primer lanzamiento en el LC-16 de Cabo Cañaveral, previsto para 3 días más tarde, se halló un problema térmico en la fase 2 y el disparo se aplazó. Tras 2 intentos, por fin es disparado el 23 de marzo de 2023, pero la segunda etapa falla al apagarse inesperadamente y la carga simulada de prueba no llega a entrar en órbita. Pero la prueba no fracasó del todo al superar la estructura del cohete el momento de máxima presión aerodinámica Max-Q.
    Se proyecta en tal tiempo un vector mejor para disponer del mismo en 2025 y que es denominado Terran R, de 66 m de altura, con capacidad para satelizar 20 Tm.

                               - RS1

    Cohete de 2 etapas y 27 m de altura de la empresa ABL Space Systems de El Segundo, California, para enviar a una órbita baja cargas máximas de 1,35 Tm. La empresa cuenta en el proyecto con la colaboración de la Lockheed Martin, y recibió financiación privada (49 millones de dólares) y de la USAF (44,5 millones de dólares).
    De bajo costo, la primera fase lleva 9 motores E2 de RP-1 o  Jet-A y LOX, y la segunda 1, también E2, pero que admite varios encendidos. Se prevé una versión RS1A de iguales motores en la primera etapa pero con motores de tecnología Aerospike.
    En teoría no necesita mucha infraestructura para su disparo, lo que le permite se utilizado en cualquier base de los EE.UU. (Vandenberg, Wallops Island, Cabo Cañaveral o Kodiak) o incluso desde el norte del Reino Unido, en el Centro Espacial SaxaVord en la isla de Unst. Para el transporte, el cohete puede llevarse en contenedores estándar de 16 m de largo. Para su lanzamiento solo necesita una plataforma nivelada de hormigón de 46 m por 15 m. El costo teórico por lanzamiento es inicialmente de solo 12 millones de dólares.
    Fue estrenado el 10 de enero de 2023 con lanzamiento en la isla de Kodiak, Alaska, llevando dos minisatélites, pero fracasa y no logra satelizarlos.

                = USA. SLS

               Altura..................      110 m
                 Diámetro fase central...        8,38 m
                 Peso total cohete solo..    2.445 Tm
                 Empuje..................    4.167 Tm
                 Propulsantes............ LOX‑LH y sólidos
                 Carga útil a satelizar..      130 Tm
                 Programas............... Artemis y Gateway.

    La astronave SLS-Orion está constituida por el cohete SLS y la nave espacial Orion. Ambos se detallan en el programa Artemis y su desarrollo fue consecuencia, al contrario que el Apollo, concebido inicialmente como un todo, de la evolución de otros proyectos, algunos no conseguidos, como el Constellation y el Ares, que al final confluyeron en el Artemis. Véase pues el programa Artemis.
    El SLS está constituido a grandes rasgos por una fase central de propulsantes LOX y LH que son consumidos en 4 motores RS-25. Va acompañado de 2 boosters, como el Shuttle, de propulsante sólido, de 3,66 m de diámetro. Y lleva encima una segunda fase de propulsión criogénica para maniobras en el espacio, o inserción en trayectoria lunar u otra. Esta fase va unida al resto del cohete por una pieza trococónica.
    La nave Orion consta de un módulo de mando o cabina de tripulantes de la NASA y un módulo de servicio de la ESA. Sobre la nave va un sistema de escape para aborto en el lanzamiento que se separa tras alcanzar en el lanzamiento la altura.
    Entre la última fase del cohete y la nave van dos anillos adaptadores y unos escudos protectores para el lanzamiento sobre las paredes del módulo de servicio.
    Su desarrollo, según estimación de 2021, tiene un costo hasta entonces cercano a los 20.000 millones de dólares, evaluando el coste añadido de cada lanzamiento en unos 2.000 millones de dólares.

                = USA. SUPER HEAVY-STARSHIP

La astronave Super Heavy-StarShip está constituida por una primera fase Booster y una segunda que es la nave espacial Starship. Ambos cuerpos son recuperables y reutilizables. Son detallados en los programas Starship de SpaceX y Artemis de la NASA. Véanse los mismos en los programas tripulados lunares.

Primera etapa Booster: altura 69 m, diámetro 9 m. Lleva 33 motores Raptor, dispuestos 3 en el centro y el resto en dos anillos sobre éstos. Consumen LOX y CH4. Masa, 3.600 Tm, 200 de peso en seco y 3.400 Tm de propulsantes. Empuje, 74,5 millones de newtons.

Segunda fase StarShip: altura 50 m, diámetro 9 m. Capaz de ser reabastecida de propulsante en el espacio. Lleva 6 motores Raptor, también de LOX y metano. Masa, 1.300 Tm, de ellas 100 de peso en seco y 1.200 de propulsantes. Empuje, 14,7 millones de newtons.

Lugar de lanzamiento: Starbase, centro de SpaceX en Boca Chica, Texas.

Las primeras pruebas de encendido se realizan a partir de 2019.

El cohete es calificado al tiempo de su primer lanzamiento, el 20 de abril de 2023, como el mayor y más potente de la historia. En tal primera prueba (B7/S24) falló a casi los 4 min de vuelo, al perder el control, y explotó. Las dos parte, primera fase y nave, habían sido probadas por separado, pero no en conjunto como ahora.
  La segunda astronave también se destruyó en vuelo el 18 de noviembre de 2023, aunque avanzó más allá que la anterior, logrando la separación. Y la tercera, el 14 de marzo de 2024, hizo un trayecto mayor, logrando más cosas, pero la reentrada no la superó.

             = USA. VULCAN-CENTAUR

           
     Cohete de la ULA para sustituir a los modelos Atlas V y Delta IV Heavy. Se comienza a desarrollar en 2014 y es el primer cohete de ULA como tal empresa conjunta.
    Tiene dos fases, mide 61,6 m de altura, 5,4 m de diámetro máximo, y 663,4 Tm de masa, de las que 454 Tm son de propulsante. Su costo se cifra en unos 200 millones de dólares por unidad como máximo. Puede llevar 2, 4 o 6 boosters, para ser así los modelos Vulcan Centaur VC0, VC2, VC4, VC6; de este último se añade una versión llamada Vulcan Centaur Upgrade, que se diferencia por llevar un Centaur algo más potente. Puede utilizar 2 carenados en proa para alojar las cargas útiles: uno de 15,5 m de largo y otro de 21,3 m; son fabricados por Beyond Gravity. Su capacidad le permite satelizar hasta 27,2 Tm en órbita baja, o 7 Tm en órbita geoestacionaria; también puede enviar 12,1 Tm hacia la Luna.
    La primera etapa utiliza 2 motores BE-4 de Blue Origin con 450 Tm de propulsantes LOX y metano líquido (llamados a veces metaLOX), y son reutilizables, como en el cohete New Glenn de Blue Origin; los propulsantes van en tanques de aluminio. Su empuje es de 4.900 kiloNewtons (2,45 megaNewtons por motor).
    El tipo de booster es el GEM-63XL de la Northrop Grumman Space Systems. Son de propulsante sólido HTPB, aluminio y perclorato de amonio, de 2.040 kiloNewtons de empuje. Construidos en grafito y epoxi, miden 21,8 m de altura cada uno. Se pueden utilizar, o no, a pares: 0, 2, 4 o 6.
    El modelo de fase superior Centaur V, también de 5,4 m de diámetro, es una versión mejorada del Centaur III del Atlas V, con 2 motores Aerojet Rocketdyne RL-10C, de propulsantes LOX y LH, en un modelo de algo más de impulso específico (453,8 seg) y empuje 213,5 kiloNewtons (10,7 Tm por motor). El total de su propulsante son 54 Tm. Mide 12,6 m de largo y también 5,4 m de diámetro.
    La fase Centaur sufrió el 29 de marzo de 2023 una explosión en una prueba de carga de propulsante y presurización en el Centro Marshall por una fuga del LH en la parte superior del tanque. Ello obligó a desmontar otra unidad preparada sobre el Vulcan y llevarla a revisión a Decatur, Alabama, y para su refuerzo en la parte de la fuga con una pieza anular de acero inoxidable. Otras unidades en construcción también recibirían la modificación.

    En lanzamiento, la primera etapa enciende los 2 motores BE-4 en T-5 seg. Despega en T+1 para luego iniciar la inclinación.
    En los 1 min 16 seg es el momento max-Q, o de máxima tensión aerodinámica.
    A los 1 min 50 seg se separan los boosters o SRB.
    A los 4 min 59 seg finaliza la actuación del Vulcan. Los motores se apagan. Unos 5 seg más tarde se separa la fase.
    A los 5 min 15 seg del despegue se enciende la fase Centaur.
    A los 5 min 23 seg, las conchas del carenado de proa se separan y dejan al descubierto la carga útil.
    A los 15 min 45 seg se apaga (en el primer vuelo) la fase Centaur.

    Sus primeras pruebas estáticas en rampas se inician a principios de 2023 en Cabo Cañaveral en el complejo SLC-41, rampa que se piensa usar luego para los disparos. También se piensa utilizar la rampa SLC-3 de Vandenberg para su lanzamiento.
    El 29 de marzo de 2023, en el Marshall Space Flight Center, durante un ensayo, el 15º, de carga de un tanque para la fase Centaur V hubo una fuga de LH durante 4,5 min y se encendió y explotó. Ello llevó a varias modificaciones tanto estructurales como de procedimiento en soldaduras.
    El 30 de junio siguiente inmediato hubo otra explosión en un motor BE-4 de la primera fase en Texas, por apurar demasiado los límites a probar. Para entonces estos motores llevan acumuladas en su prueba un total de más de 7 horas. 

    El primer lanzamiento, de prueba, se anuncia el 24 de octubre para el 24 de diciembre de 2023 (adelantando la fecha prevista antes del 4 de de mayo 2024 tras quitar la fase superior Centaur cuando una de tales etapas explotó en una prueba en el Centro Marshall el 29 de marzo) y es denominada misión Cert-1 (de Certification-1) y lleva una configuración VC2S (Vulcan Centaur con 2 aceleradores y carenado S, o corto). Luego la fecha se llevó al 8 de enero de 2024 por falta de tiempo para una prueba y reforzar al Centaur en su fábrica en Alabama en algunas de sus partes. Como carga útil lleva la sonda lunar Peregrine y otras pequeñas cargas. La Peregrine es un módulo de alunizaje de Astrobotic, de Pittsburgh. El lanzamiento fue un éxito, si bien su carga útil, la sonda lunar, fracasó luego.

                = 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.