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


<> COHETES(PARTE 2 continuación)


                = EUROPA. EUROPA 1.

    La serie de cohetes Europa, primeros internacionales, fue proyectada por el ELDO, organización europea para el desarrollo de un lanzador, y con los mismos se pretendía lanzar satélites europeos de la organización paralela ESRO, todo ello dentro de lo que pretendía ser el génesis o espíritu de unificación europea en 1962, momento en el que se inicia el desarrollo de este modelo de lanzador.
    Los países que colaboraron en la realización fueron principalmente Francia, Gran Bretaña, Alemania Federal e Italia, pero también ayudaron Holanda y Bélgica, así como Australia y algún otro país europeo secundariamente.
    El primer cohete sería el Europa 1 que luego resultaría de poca capacidad para las aspiraciones del ESRO, cuyos satélites debía lanzar, razón por la cual el proyecto fue abandonado. Se le llamó también ELDO‑1.
    El Europa 1 tenía 3 fases, 31,7 m de altura, un peso total de 104,67 Tm y un empuje de 136 Tm iniciales. La 1ª fase era un cohete Blue Streak británico, ya citado, con un empuje de 75 Tm en cada uno de los 2 motores, más 500 Kg de cada uno de los 2 cohetes auxiliares o aceleradores que también llevaba, con lo que el total del empuje ascendía a 151 Tm.
    La 2ª etapa era un Coralie francés de 11,89 Tm de peso, de ellas 2,1 de peso en seco, de 4 motores Vexin A de 175 Kg de peso y 50 cm de diámetro que funcionaban con UDMH y peróxido de nitrógeno como propulsantes y tenían un impulso específico de 240 seg y actuaban durante 1 min 36 seg; tenía 28 Tm de empuje, medía 5,5 m de largo, 2 m de diámetro, y fue ensayada por vez primera en 1966 en la base de Hammaguir.
    La 3ª fase fue un Astris alemán, de 3,37 Tm de peso, 610 Kg de peso en seco, 3,8 m de longitud, 2 m de diámetro, 2,38 Tm de empuje y propulsantes a base de aerocina 50 y peróxido de nitrógeno. Funcionaba durante un total de 5 min 30 seg; el impulso específico del motor era de 260 seg y su peso era de 68 Kg. Disponía de 2 verniers y su fuselaje era de titanio de solo 0,01 mm de espesor. El sistema de guía sobre la 3ª fase se completaba a distancia en dirección por radio sobre la información enviada por las fases. La primera prueba del motor ser realizó en 1968.
    Italia tenía por misión aquí construir el satélite de ensayo con la estructura protectora de proa. Bélgica colaboraba con su estación terrestre de apoyo y Holanda con ensayos aerodinámicos y equipos electrónicos varios, incluido el programador de vuelo de la 3ª fase. Australia aportaba la base de lanzamiento de Woomera.
    El cohete fue planeado para colocar en órbita circular baja satélites de 1 Tm, o de 500 a 600 Kg en órbita de 500 Km de altura.
    Los lanzamientos fueron llevados a cabo en Woomera (Australia) entre el 24 de mayo de 1964 y 1970, con un total de 10 vuelos experimentales, en 3 tiempos, de un total de 11 previstos y de los que los 4 últimos hubieran debido satelizar cargas útiles. Los 2 primeros tiempos consistieron en 6 lanzamientos suborbitales de éxito parcial. Se citan con las fechas: F‑1 el 05.06.1964, prueba del Blue Streak. F‑2 el 20.10.1964. F‑3 el 22.03.1965. F‑4 el 24.05.1966. F‑5 el 14.11.1966. F‑6 el 04.08.1967 y 05.12.1967, en que se ensaya la 2ª fase que falla en ambos casos.
    La fase 3ª del programa se inició con el lanzamiento el 30 de noviembre de 1968 del 7ª ELDO, que debía poner en órbita polar un ingenio italiano pero falló la tercera etapa. El 02 de julio de 1969 se lanzó el ELDO F‑8 fallando otra vez la 3ª fase que llevaba un ingenio destinado a satélite de investigación tecnológica de un sistema de guía.
    La prueba 10ª, F‑9, se hizo el 12 de junio de 1970 y el cohete esta vez respondió a pesar de que la 3ª fase no actuó al cien por cien, pero la cubierta del satélite no se pudo quitar, ni separar aquél, con lo que se cosechó un nuevo y último fracaso.
    En una de las pruebas realizadas en 1966 el cohete se perdió a los 2 minutos de vuelo. Sus restos fueron hallados por aviones militares a principios de agosto de 1993 en el Sur, al límite del desierto de Simpson.

                = EUROPA. EUROPA 2.

    El 2º modelo Europa nació de la conferencia del ELDO en julio de 1966 para sustituir al Europa 1 que se les quedaba corto en capacidad puesto que se aspiraba a satelizaciones geoestacionarias. Así pues, aparece el Europa 2 que viene a ser un Europa 1 más perfecto, dotado de un sistema de guía inercial y un motor cohete más junto a la carga útil, que aquí debía ser de 200 Kg, como máximo, para llevar a órbita geoestacionaria, a unos 36.000 Km de altura. La Gran Bretaña se descolgó del proyecto en 1971.
    Recibiendo apoyo en vuelo, de las estaciones de seguimiento de Fortaleza, en Brasil, de Brazzaville, en el Zaire, y de Gove, en Australia, con centro de control en Darmstadt, RFA, el Europa 2 era lanzado en la base francesa de Kourou, o sea CSG, centro espacial de Guayana, donde se habilitó un complejo de disparo a partir del 8 de mayo de 1971, en que entró en servicio.
    El cohete tenía 4 fases, 42,9 m de longitud, 3,05 m de diámetro máximo y un empuje de 169,6 Tm.
    La 1ª fase, al igual que con el Europa 1, era un Blue Streak de 19 m de largo y del que ya se hizo referencia. La 2ª etapa era también un Coralie francés de 3 motores, 5,5 m de largo, 2 m de diámetro, con un peso de 11 Tm y un empuje de 28 Tm. Los franceses usaban el cohete en sus pruebas de sondeo atmosférico. La etapa era construida por el LRBA y Nord Aviation. La 3ª fase, alemana, de un solo motor, 3,8 m de longitud, 2 m de diámetro, tenía como propulsantes, al igual que la etapa inmediata inferior, metilhidracina y tetróxido de nitrógeno. La 4ª fase era francesa, llamada PAS, de propulsante sólido, con un motor SEP-P6 usado en el cohete Diamant; desarrollada por Matra, SEPR y Sud Aviation, pesaba 790 Kg, 685 Kg de ellas de pólvora que se consumían en 46 seg.
    La carga útil, que además de los aparatos científicos llevaba un motor cohete, era franco‑italiana y junto al escudo protector medía 4 m de longitud, con 2 m de diámetro máximo y acabando en punta chata. Como ya se indicó, la carga útil tenía como destino una órbita geoestacionaria y su peso ascendía a unos 175 Kg.
    Luego de quedar acondicionada la base de Kourou el día 08 de mayo de 1971, como asimismo se ha indicado, el 5 de noviembre siguiente fue lanzado el primer cohete Europa 2 en el ensayo F‑11. Pero la prueba empieza a fracasar al 1 m 45 seg de vuelo, por sexta vez, debido a un deficiente funcionamiento del sistema de guía inercial, según se dijo, por consecuencia de vibraciones del cohete. Luego, a los 2 m 30 seg siguió la contundente explosión de la 1ª etapa para evitar que el rumbo ocasionara mayores daños. Diez segundos después estallaba la 2ª fase y el satélite caía en el Atlántico, a 490 Km de Kourou. La prueba siguiente F‑12 estaba entonces prevista para 1973.
    Pero, a primeros de marzo de 1972, como resultado del fracaso anterior, se decide llevar a cabo un nuevo lanzador pero que no sería el Europa 3 planeado y sin desarrollar y el que ya había sido abandonado hacía más de 3 meses; el nuevo lanzador sería el Ariane.
    A pesar de todo, el Europa 2 aun no fue abandonado hasta la CSE, conferencia espacial europea, de 27 de abril de 1973 y reafirmado tal abandono en las conferencias de 12 y 31 de julio del mismo año.
    Con el Europa 2 se había pensado lanzar los satélites Symphonie 1 y 2 franco‑alemanes, y los ESRO, GEOS y COS B, y posteriormente otros más. Naturalmente, luego hubieron de lanzarse con otros cohetes; americanos para más señas.
    El desarrollo del programa Europa 1 y 2 costó 641 millones de unidades de cuenta europeas, en evaluación de 1973, o sea unos 769 millones de dólares, o 47.000 millones de pesetas, por entonces. Solo el Europa 2 costó 575 millones de dólares.
    En gran medida, el fracaso de este cohete se achacó a su complejidad de integración internacional; la primera fase era británica, la segunda francesa, la tercera alemana, el sistema telemétrico holandés, etc.

                = EUROPA. EUROPA 3.

    Bajo la prevista necesidad de lanzar satélites geoestacionarios de 750 Kg de peso, la organización Europea ELDO estudió otro cohete más cualificado que el Europa 2 anterior y que hubiera venido a ser el Europa 3.
    Los estudios sobre el nuevo Europa se iniciaron tras la decisión tomada en abril de 1970. La fase inicial preparatoria costo ya unos 3,5 millones de unidades de cuenta europea. Entonces, en 1972, se preveía que estaría dispuesto entre 1978 y 1980 si se apoyaba su decisivo desarrollo.
    Según los planes teóricos, el Europa 3 sería capaz de llevar finalmente 5,56 Tm a una órbita de 200 Km de altura o 1,6 Tm a 36.000 Km.
    Las dimensiones del lanzador hubieran debido ser de 43 m de longitud, 3,8 m de diámetro en la 1ª y 2ª fases, y con un máximo de 5 m se incluían las aletas aerodinámicas de la base. El empuje debía alcanzar inicialmente 240 Tm y el número de fases de dos.
    La 1ª etapa debía ser una L‑150 de 18,6 m de longitud que hubiera funcionado con 150 Tm de propulsante UDMH y peróxido de nitrógeno que hubiera quemado en 4 motores Viking de 60 Tm de empuje por unidad.
    La 2ª fase, de 10 m de longitud, llevaría 20 Tm de LOX e LH que hubiera podido quemar en un motor H‑2O de entre 20 y 22 Tm de empuje. La fase era de creación de la empresa alemana Messerschmitt y desarrollada por la Cryorocket franco‑alemana.
    El habitáculo para la carga útil hubiera sido de 8 m de largo y hubiera llevado equipo de control con giroscopios en las dos fases, con capacidad de giro en toberas en la primera fase para la dirección y con pequeños motores correctores en la segunda.
    Del Europa 3 fueron estudiadas varias versiones con diferentes propulsantes, pero el proyecto fue cancelado en la CSE de Bruselas de 20 de diciembre de 1972, luego del fracaso repetido de los anteriores Europa, donde se evidenció la incapacidad del programa para desarrollarse; el costo del programa ascendió a 44.000 millones de pesetas del momento. Por ello, se decide la creación de otro cohete europeo, nuevo y desarrollado en un solo país en vez de en varios como se había venido actuando con los Europa, clave en parte del fracaso. El nuevo cohete sería el L 3‑S o Ariane.
    Por último, cabe señalar que llegó a estar incluso en estudio el Europa 4, o ELDO B‑2, más potente en teoría, y capaz de llevar hasta 2,7 Tm a la órbita de 36.000 Km, y para el que se preveía el uso de 2 o 4 boosters en la primera fase; la tercera etapa hubiera sido de superior empuje.

                = EUROPA. ARIANE 1.

    El L3-S Ariane es el cohete sucesor de los fracasados Europa 1 y 2 y del no llegado a ejecutar Europa 3. El nombre Ariane hace referencia al de Ariadna, la que en la mitología griega dio a Teseo el hilo para salir del laberinto del Minotauro; el nombre fue elegido entre unos 200 mitológicos, siendo la duda final entre el dado y Penélope y Fénix, que no gustaron por las connotaciones respectivas que significaban “retraso” y “renacimiento”.
    Su desarrollo, sobre acuerdo de 31 de julio de 1973, es aprobado en la conferencia europea de primeros de marzo de 1974 y su razón de ser hay que buscarla en las ansias de independencia de Europa que la permitieran desligarse de los americanos, poseyendo un cohete propio de capacidad adecuada a las necesidades proyectadas y entrar competitivamente en el mercado de lanzamiento de satélites. Por entonces, se creía que con el nuevo cohete se podrían lanzar satélites de aplicaciones, principalmente de telecomunicaciones, para el año 1980, en órbitas estacionarias de 36.000 Km de altura, poseyendo los ingenios un peso entre 650 y 800 Kg, e incluso 970 Kg.
    También se planean lanzar cargas de hasta 2,5 Tm en órbitas no muy altas, o bien 1,55 Tm en órbita elíptica de 200 por 36.000 Km. En las sucesivas versiones se aumentaría la carga para una órbita geoestacionaria hasta las 8 Tm.
    El cohete fue diseñado en Francia, país al que se le encomendó su desarrollo por parte de la ESA, sucesora del ESRO y ELDO, pero en colaboración con el resto de países de la organización europea. Su montaje inicial se realizará cerca de París. Su costo se evalúa al principio en 450 millones de unidades de cuenta (ECU), que equivale por unidad al precio inconstante de 0,888 gramos de oro fino, por 8 años, o lo que es igual, unos 2.472 millones de francos; en enero de 1973 se había evaluado tal cifra en 2.060 millones de francos. Un solo L3‑S se calculó que salía por unos 60 millones de francos. En 1979, el costo programático equivale a cerca de los 50.000 millones de pesetas, pero en 1986 el desarrollo de las versiones 1 a 4 del Ariane ascendía a 375.000 millones de pesetas. En la participación financiera, tras Francia concurren Alemania Federal, Italia, Bélgica, Dinamarca, Holanda, Suecia, Suiza y España. Los porcentajes estaba previsto fijarlos en la reunión de París de 18 de mayo de 1973. Se concertó que el 62 % sería aportado por el CNES francés y el 38 % restante por los países restantes del modo que sigue: Alemania, el 2º contribuyente, con un 20 %, Bélgica un 4 %, España un 2 %, Dinamarca un 0,5 %, y el 11,5 % que queda se lo repartían Suecia, Suiza, Holanda, Italia y Gran Bretaña. Esta última, es de destacar, se oponía al proyecto. Para el organizar todo el desarrollo y construcción del Ariane se creó la sociedad Arianespace, primera en su tipo y sometida como sociedad comercial al derecho francés y participada por decenas de empresas y bancos europeos así como el CNES francés.
    En 1981 el reparto reajustado de contribución al Ariane por los distintos países era el siguiente: Francia 63,87 %, Alemania 20,12 %, Bélgica 5 %, Gran Bretaña 2,47 %, España y Holanda un 2 % cada una, Italia 1,74 %, Suiza 1,2 %, Suecia 1,1 %, y Dinamarca 0,5 %.
    Participan, además del CNES citado, principalmente la Aerospatiale que construye los fuselajes de las 3 fases, la Matra Marconi que se encarga de los equipos y sistemas del control y del pilotaje, y la SEP para dotar al cohete en sus 3 fases de los sistemas propulsores. Los trabajos de Matra, iniciados en 1976, se refieren a la integración de los compartimientos de equipos del cohete, tanto en maquetas y ensayo como en los resultan definitivos a emplear en los lanzadores.
    Una empresa española, Sener, de Vizcaya, fue encargada de realizar el diseño y fabricación así como el montaje de un palo de soporte de los cordones umbilicales entre la plataforma y el cohete; con un presupuesto de 135 millones de pesetas. Por su parte CASA realiza estructuras cilíndricas delanteras y entre depósitos y la caja de equipos, cubierta protectora y equipos de control y mando. También realiza válvulas para el paso de propulsante.
    Otras empresas son: Air Liquide, BPD Difesa e Spazio, Pyrospace, Volvo, Avica, SABCA, Dassault, Thompson Valves, Dornier, Thomson Hybr, MBB-Erno, Saab, Alcatel-Kirk, Fokker, Fiat-Ciei, Man, Rellumix, Souriau, etc. En total participan 10 países y 50 empresas europeas. Los trabajos para su desarrollo se iniciaron en el mismo agosto de 1973, tras la CSE de julio anterior. Entre fines de 1978 y mayo de 1979, es efectuado el montaje del lanzador. La presentación a la prensa del Ariane se hizo en Kourou en febrero de 1979, con muestra de una exacta maqueta.
    Las primeras pruebas se efectúan en la base de Kourou en junio de 1979, teniendo entonces previsto usarlo en servicio regular para febrero de 1980, después de cuatro pruebas de lanzamiento a partir de junio de 1979. Luego de estos ensayos, en agosto siguiente se inician más sometiendo a las condiciones generales el montaje del vehículo lanzador y en combinación con la torre y plataforma de disparo. Se prueba también la actuación técnica de todo el complejo de lanzamiento, es decir, bombeo, telemetría, etc. Todo ello realizado por el CNES por encargo de la ESA.
    El cohete fue concebido sobre un modelo francés por el CNES y sería ensayado en la base de este país en Guayana, en Kourou, donde se construye la infraestructura necesaria para el lanzador. Los primeros satélites previstos para lanzar con el Ariane eran los Amsat Firewheel, Meteosat 2, Apple y Marots A.

    El modelo primero, Ariane L3‑S, o Ariane 1, se proyectó con 3 fases fijas y una cuarta posible, una altura total de 41,3 a 47,79 m, 3,8 m de diámetro, un peso de 207,2 a 210,5 Tm, de ellas 190 de propulsantes, y un empuje inicial de 249,46 Tm, sin contar los boosters; tal empuje equivale a más de 2400 kilonewtons.
    La 1ª fase es la L‑140 de 18,4 m de longitud, 3,8 m de diámetro, dotada de 4 motores del tipo Viking 2 de 60,4 Tm de empuje cada uno; el impulso específico era de unos 248 seg, y la velocidad de eyección en 2.500 m/seg quemando por segundo 160 Kg de peróxido de nitrógeno y 87 de UDMH. El peso del escalón se cifra en 153,5 Tm de las que 13,5 Tm son de peso en seco y los 140 restantes suponen el propulsante a base de 90 Tm de peróxido de azoe y 50 Tm de UDMH; los ergoles citados son enviados a las cuatro cámaras de quemado simultáneamente por turbobombas siendo inyectados a través de 1.152 agujeros en cada cámara. La estructura entre los dos depósitos tenía el diámetro de la fase y 2,7 m de altura y 2 mm de grueso con perfiles de refuerzo; por ello, su manejo precisaba que tales tanques estuvieran presurizados. Cada motor Viking pesaba 776 Kg, medía 1 m de diámetro y 2,9 m de altura. El funcionamiento de la etapa dura 2 m 26 seg, pasando los 3,4 primeros seg del lanzamiento en la plataforma de partida y consumiendo por término medio 1,1 Tm de propulsante por segundo en toda su actuación. La fase se derivó de la también 1ª fase del Europa 3 teórico y no realizado. El costo de esta etapa fue de 14,5 millones de dólares.
    La 2ª etapa inicial es una L‑35 de 11,6 m de longitud, 2,6 m de diámetro y un peso total de 39,2 Tm de las que 3,63 corresponden al peso en seco y el resto a los propulsantes que son los mismos que los de la anterior fase, es decir, 23 Tm de peróxido de nitrógeno y 12 Tm de UDMH. Posee un solo motor Viking 4 que funciona durante 2 m 16 seg proporcionando un empuje de 72 Tm; el peso del motor es de 850 Kg y medía 3,7 m de altura y 2,6 de diámetro. El impulso específico es aquí de 285 seg. La dos etapas, primera y segunda, van unidas por un tronco de cono de 4,2 m de longitud y diámetros de 2,60 m, el menor que es en la 2ª fase, y 3,8 m, el mayor en la 1ª fase obviamente. El costo de la fase 2 fue de 5,8 millones de dólares.
    La 3ª etapa, que entraba en órbita sobre unos 200 Km de altura, es la H‑8 de 9,08 m de longitud, 2,6 m de diámetro, y un solo motor HM-7A de 6,29 Tm de empuje que funciona durante 9 m 5 seg, consumiendo las 8 Tm de propulsante que lleva a base de LOX y LH en relación de mezcla 4,4. La turbobomba del HM-7 se concibió sobre la del modelo HM-4 de 1964 y pesa 30 Kg, consume 410 kW y su turbina gira a 60.500 vueltas por minuto. Su peso total es de 9,68 Tm y en seco de 1,45 Tm. El peso del motor es de 149 Kg y medía 1,7 m de alto. El impulso específico logrado aquí se sitúa en los 420 seg. El motor fue concebido por al SEP francesa y desarrollado desde 1973 por la empresa alemana MBB Erno y quedó a punto en 1979; llevaba 90 inyectores y las paredes de la cámara y tobera son de cobre puro y son refrigeradas en doble pared por el LH. La 3ª fase fue dispuesta para llevar además la unidad de control, de 316 Kg de peso, 1,15 m de alto por 2,6 de diámetro, que tiene un ordenador para dirigir al cohete y equipos de telemetría, o comunicaciones, en general. Su costo fue de 11,6 millones de dólares.
    Una cuarta fase optativa fue la Mage 1 de 369 Kg de peso de propulsante sólido, de 1,5 Tm de empuje. Medía 1,1 m de altura, 80 cm de diámetro, podía actuar durante 50 seg y su impulso específico era de 295 seg. Se comenzó a usar en 1981.
    Para alojar satélites, la ojiva típica dispone de un habitáculo SYLDA de 4 m u 8,65 de largo (para 1 o 2 satélites) y 3,2 m de diámetro, construida en fibra de carbono de 180 Kg de peso, conteniendo una carga útil de hasta 1,8 Tm hacia una órbita geoestacionaria. La longitud total, incluida toda la proa en esta fase es de 8,6 m. La velocidad final lograda es de 34.900 Km/hora. El montaje se realizaba en el centro militar de Vernon, a 85 Km de París. El llenado de propulsante se realizaba en 55 min.
    Fue utilizado desde el 24 de diciembre de 1979 hasta julio de 1985 con un total de 11 disparos y 2 fracasos. El primer fracaso se produjo en el segundo disparo, el 23 de mayo de 1980 y se debió a un fallo en el motor llamado D que obligó a la destrucción del cohete; el mismo fue recuperado el 16 de junio siguiente a 5 Km al sur de las Islas de la Salud y tras 4 semanas de análisis se llegó a la conclusión de que el fallo pudo ser debido a algún cuerpo extraño en los inyectores (incluso hubo quien citó la palabra “sabotaje” haciendo alusión a la implicación de competencia comercial en los lanzamientos). Pero también se citó la posibilidad de interferencias en los primeros momentos del lanzamiento y defectos en el motor, sin que la conclusión llegara a ser una definitiva.

                = EUROPA. ARIANE 2.

    El segundo Ariane, también de 3 fases, es un Ariane 1 mejorado en el empuje de la primera y segunda fases, por medio de un aumento de la presión en la cámara de combustión del motor Viking en un 9%; para evitar vibraciones el propulsante UDMH se mezcló con hidrato de hidracina. Además, la tercera fase fue dotada de tanques de propulsante mayores, con capacidad para 10,7 Tm; también la potencia de su motor era algo mayor, teniendo que alargarse la tobera en 20 cm. La altura es de 49,5 m, el peso inicial de 217 a 222 Tm, el empuje de 359,5 Tm y la capacidad de satelización es para llevar 2.175 Kg a una órbita geoestacionaria.
    El peso total del cohete era de 240 Tm, la altura de 43 m, su diámetro de 3,8 m y el empuje inicial de 516 Tm.
    La primera fase L-140B pesaba 160 Tm, de ellas 13,7 Tm de peso en seco, su altura era de 18,4 m, el diámetro 3,8 m, el empuje de 293,6 Tm y actuaba con 4 motores Viking 4B durante 3 min 30 seg. Tal tipo de motor era de 776 Kg de peso, 1 m de diámetro, 2,9 de altura, funcionaba con UDMH y peróxido de nitrógeno, y su impulso específico era de 248 seg.
    La segunda fase era un L-33B de 58,2 Tm de empuje, 37,13 Tm de peso, de las que 3,6 eran de peso en seco, 11,5 m de longitud, 2,6 m de diámetro y funcionaba con iguales propulsantes que la primera. Llevaba solo 1 motor Viking 4B de 210 seg de impulso específico que actuaba durante 2 min 5 seg y pesaba 850 Kg y medía 3,5 m de altura y 2,6 de diámetro.
    La tercera etapa era una H-10 de 11,5 m de altura, 2,7 de diámetro, 12 Tm de peso, 1,6 de las que era de peso en seco, que llevaba un motor HM7B de LOX y LH que aportaba 6,4 Tm de empuje en el vacío funcionando durante12 min 11 seg. Su costo era de 12 millones de dólares.
    También podía llevar una cuarta fase Mage 2 de propulsante sólido, de 530 Kg de peso, de 4,6 Tm de empuje en el vacío, que podía funcionar durante 44 seg. Medía 1,5 m de largo y 80 cm de diámetro.
    Efectuó su primer vuelo el 3 de mayo de 1986 y falló. En total se hicieron 6 lanzamientos entre 1986 y 1989. Su coste fue de 42,5 millones de dólares junto con el Ariane 3.

                = EUROPA. ARIANE 3.

    Se trata de un Ariane 2 que lleva adosados en la primera fase 2 boosters, cada uno de 9,6 Tm de peso, con 7,35 Tm de propulsante sólido, de 9,31 m de longitud y 1,1 m de diámetro; es tal propulsante perclorato de amonio, al 71 %, aluminio, un 16 %, y polibutadino, un 13 %. Los mismos aportan cada uno 68 Tm de empuje añadido funcionando durante 28,5 seg, actuando desde los 32 seg del despegue. El impulso específico de este motor, llamado SPB 7.35, era de 263 seg a nivel de mar. Pero los motores Viking de la primea y segunda fase son un 9 % más potentes que antes.
    El peso total del Ariane 3 asciende a 248 Tm, la altura unos 49 m, y el empuje sube a 473 Tm. La capacidad del lanzador era así suficiente para llevar una carga útil de 2,58 Tm en la proa, llamada SYLDA, a una órbita geoestacionaria.
    Efectuó su primer lanzamiento el 4 de agosto de 1984 en las instalaciones ELA-1 de Kourou. El último tuvo lugar el 12 de julio de 1989 y en total se dispararon 11 de los que falló uno.

                = EUROPA. ARIANE 4.

    La evolución del lanzador Ariane llevó en 1988 al Ariane 4 que se reconfigura en 6 versiones, en todo caso con la misión de poner en órbita geoestacionaria cargas más pesadas. Fue el cohete de más éxito y el más utilizado de la serie hasta entonces.
    La altura del lanzador va de los 47 a los 58,4 m y el peso es de 460 Tm en el modelo 44L, el más potente; en el 44LP el peso es de 418 Tm y en la versión base, sin boosters, de 293 Tm. Su capacidad de satelización es para llevar desde 1,9 hasta 4,2 Tm a una órbita geoestacionaria según versión.
    La primera fase L-220, respecto al Ariane 3, es mayor en unos 7 m de largo, hasta los 24,98 m, con lo que también crecieron los tanques de propulsante hasta 228 Tm, un 55,8% más, siendo de un diámetro de 3,8 m y la envergadura de 8,3; este peso en el modelo 40 es de 60 Tm menos, en el 42L de 27 Tm menos y en el 42 P de 10 Tm menos. El peso total de la fase es de 243,5 Tm y en seco de 17,28 Tm, y el número de motores Viking 2B que lleva es de 4 que aportan un empuje total de unas 270 Tm; los tanques de propulsante son de acero de 2 mm de espesor. Los propulsantes son peróxido de nitrógeno y el derivado de hidracina UH25; los mismos son bombeados a la cámara por turbina de 2.500 kW y un sistema regulador de la mezcla controla el agotamiento simultáneo y proporcional de los propulsantes. La velocidad de eyección de gases de los motores es de entre 2.500 y 3.000 m/seg y cada uno quema una masa de 275 Kg/seg en su actuación; la temperatura en la cámara de combustión es del orden de los 3.000ºC y el inyector, anular, tiene para la pulverización más de 400 pequeños agujeros. El empuje es a nivel de mar de 69 Tm por motor, y 76,7 Tm en el vacío. La altura del motor es de 2,9 m y su peso es de 825 Kg. La tobera, que tiene 1 m de diámetro, está construida en aleación de cobalto y su cuello es de fibra de silicio. Junto con la cámara, la tobera va refrigerada por el propio propulsante criogénico a través de serpentines. El tiempo de funcionamiento de la primera fase es de 3,5 min. La regulación de la potencia del motor se realiza mediante el control de la cantidad de propulsante inyectado. La fase es montada en un edificio de la Aerospatiale en Les Moreaux, en la región parisina, donde también se estudian las vibraciones y otros parámetros de los cohetes.
    Los boosters fueron también alargados, pero además podían ser de propulsante líquido o sólido y el cohete podía llevar 2 o 4, según versión. Los boosters de propulsante sólido, de 12,56 Tm de peso, de ellos 3,06 de peso en seco, contienen 9,4 Tm de tal material y un empuje de 62,5 Tm. Los de propulsante líquido pesan 43,77 Tm, de ellas 4,49 de peso de seco y 38,5 Tm de propulsante que llevan en dos depósitos de 2,15 m de diámetro, y empuje de 69 Tm. Respectivamente, los boosters de ergoles sólidos y líquidos tienen 11,6 m y 18,6 m de longitud, y 1,07 y 2,2 m de diámetro. El tiempo de funcionamiento del sólido, o P9.5, es de 29 seg y su impulso específico es de 240 seg. Las toberas de los aceleradores de propulsante sólido llevan una inclinación de 12º hacia fuera.
    Los boosters de propulsante líquido, que son ensamblados por la MBB-Erno de Bremen, tienen un motor Viking 5C y su tiempo de funcionamiento es de 2 min 15 seg consumiendo 250 Kg por segundo de peróxido de nitrógeno y una mezcla de hidracina, los mismos que la L-220. Su inclinación hacia fuera es de 9º en relación al eje de longitud del cohete. El motor Viking 5C pesa 776 Kg y mide 2,9 m de altura, siendo el diámetro el de la fase, 2,2 m.
    Las fases segundas L-33B, de 11,61 m de longitud, y tercera H-10, de 9,9 m, seguían siendo igual salvo pequeñas modificaciones y el sistema de guía fue cambiado y la estructura era de fibra de carbono. El empuje es de 75,5 Tm en el vacío en la segunda fase con un motor Viking 4B de empuje orientable que tiene una velocidad de eyección de gases de 4.300 m/seg quemando 14 Kg/seg; la fase tiene un peso en seco de 3,26 Tm y 2,6 m de diámetro y almacenan 34 Tm de los mismos ergoles que la primera fase que quema en un tiempo de 2 min 06 seg. El motor tiene una tobera más larga que el modelo de la fase primera, hasta un total de 1,7 m de diámetro, y una altura de 3,5 m; su peso es de 885 Kg.
    La tercera fase tiene un peso en seco de 1,25 Tm y lleva 10,65 Tm de LOX y LH, que lleva en depósitos separados por una panel de resina fenólica como aislante término, y que consume en un motor HM-7B aportando 6,3 Tm de empuje, con un tiempo de funcionamiento de más de 12 min; los referidos LOX y LH van a respectivas temperaturas de -175ºC y -250ºC. El motor HM-7B fue desarrollado sobre el modelo 7A para el Ariane 3 y 4 ganando respecto a citado modelo 4,5 seg más en el impulso específico. El peso de este motor de tradicional flujo derivado es de 170 Kg, la altura es de 1,9 m y el diámetro máximo en la mayor apertura de la tobera de 98,4 cm. El arranque del mismo se realiza con un encendedor de propulsante sólido que arde en 3,5 segundos tras activarse otro pirotécnico en menos de 1 seg.
    Para control y guía del cohete se dispone de un módulo por encima de tal fase tercera y en el mismo van los equipos electrónicos e informáticos y de transmisión telemétrica de los datos para la dirección o pilotaje.
    La proa o carcasa para alojar los satélites puede ser desde 8,6 m de largo hasta 11,12 m, siendo de 3 tipos para lanzamientos simples y de 4 para lanzamientos dobles, pero todas ellas de 3 longitudes, dos las dadas como mínima y máxima y una intermedia de 9,6 m. Tales carcasas son dos conchas complementarias que se separan a una altura para dejar libre la carga útil que envuelven y protegen aerodinámicamente en el disparo. Para los lanzamientos múltiples se crearon las llamadas proas o cofias SYLDA y SPELDA, la primera desarrollada para el Ariane 3; todas son de fibra de carbono que recubre una estructura tipo panal de aleación de aluminio y de un diámetro de 2,63 m la primera y 3,65 m la segunda, con un peso respectivo de 350 y 400 Kg.
    Las distintas versiones del Ariane 4 fueron:
AR 40, que no lleva boosters y puede satelizar 1,9 Tm.
AR 42P, que lleva 2 boosters de propulsante sólido y puede poner en órbita 2,6 Tm.
AR 44P, que tiene 4 boosters de propulsante sólido y puede satelizar 3 Tm.
AR 42L, que lleva 2 booster de propulsante líquido y sateliza 3,15 Tm.
AR 44LP, que lleva 2 boosters de propulsante sólido y otros 2 de líquido para satelizar 3,7 Tm.
AR 44L, dotado de 4 boosters de propulsante líquido y capaz de satelizar 4,2 Tm.
    Su costo unitario era en 1994 de entre 80 y 120 millones de dólares, según la versión utilizada, razón que lo mantenía competitivo en el mercado de lanzamiento de satélites.
    Pese a que la llegada del modelo siguiente Ariane 5 pretendía sustituir en algunos casos al Ariane 4, dada la mejor disponibilidad por entonces de este último, a finales de 1997 se hubieron de encargar 20 nuevas unidades del mismo dado que había una reserva de 42 satélites en espera de disparo.

                        RESUMEN DE LANZAMIENTOS DEL ARIANE 4

Modelo

Desde

Hasta lanzamiento

Total

Fallos

44LP

1988

13.11.1999

22

1

44L

1989

22.12.1999

29

1

40

1990

03.12.1999

8

0

42P

1990

04.09.1999

14

1

44P

1991

25.08.1998

12

0

42L

1993

22.12.1998

9

0

Total…

…….

1988-1999

94

3


    El último Ariane 4 fue lanzado a principios de 2003. En total se dispararon 116 que satelizaron 182 ingenios de 50 países o compañías.

                            - LANZAMIENTO

    El llenado de los tanques del Ariane 4 se realiza en las últimas 30 horas antes del momento previsto para el disparo. A unas 12,7 horas del mismo momento se inicia la disposición del cohete para quitarle la torre de servicio y queda imposibilitado el acceso a cualquier parte de la astronave. A 6 h 45 min del disparo se empieza a retirar la torre de servicio. A las 6 horas antes se pasa helio por la fase tercera para quitar la humedad de todos los circuitos. A 3 h 35 min del momento de disparo se inicia el llenado de LOX y LH de la fase 3, durando 1 h 55 min, y a las otras dos fases se les da la presión límite prevista. En los 6 min últimos, quedando ya quitados los seguros de los dispositivos de pirotécnicos, se realiza la cuenta atrás final sincronizada entre el centro de control y la rampa con el cohete, cambiando sucesivamente los controles exteriores hacia los propios de la astronave. A 4,9 seg antes del momento cero, los brazos umbilicales se retiran uno tras otro en rápida secuencia y el control propio automático del cohete asume su papel. Los ganchos de sujeción del cohete reciben entonces la orden de soltarlo, a la vez que por 3,4 seg actúan ya los motores primeros.
    Entonces, el Ariane 4 parte de la rampa ELA-2 de Kourou. El cohete asciende en vertical por espacio de entre solo 7 a 12 seg para luego empezar a inclinarse ligeramente. La secuencia luego es ligeramente distinta según la versión del Ariane 4. A los 4,4 Km de altura, con 30 o 34 seg de vuelo, se desprenden los boosters de propulsante sólido, cuando la velocidad es de 900 Km/h, y a los 2 min 15 seg de vuelo lo hacen los de propulsante líquido y caen a unos 400 Km del lugar de partida. Aunque se pensó en la posibilidad de que los boosters fueran recuperables por medio de paracaídas, la infraestructura costosa para mantener sobre el océano y su posterior transporte a Europa, donde serían vueltos a montar, desaconsejó tal opción.
    Aproximadamente a los 74 Km de altitud se separa la primera fase y la velocidad es de 2,78 Km/seg; a unos 111 Km de altura es apartada la carcasa de protección aerodinámica de la carga útil; aproximadamente a unos 140 o 145 Km de altura se separa la segunda fase, siendo la velocidad de 5,38 Km/seg; a 210 Km de altitud la tercera fase, que funciona durante un poco más de 12 min y alcanza los 9,74 Km/seg de velocidad, es apartada del resto que se dirige hacia la órbita geoestacionaria a unos 36.000 Km.

                = EUROPA. ARIANE 5.
   
    El Ariane 5 fue decidido en enero de 1985 por los ministros europeos y aprobado en La Haya (Holanda) el 9 y 10 de noviembre 1987 para el lanzamiento del Hermes y en general para cargas de mayor tonelaje que las manejadas hasta entonces con el Ariane 4 con un coste igual o un poco mayor; la proporción teórica era de llevar una carga útil en cambio un 40 % superior al más capaz de la serie Ariane 4. La carga útil pensada para el Ariane 5 es de 6,8 Tm en una órbita geoestacionaria o bien 22 Tm en órbita baja, o 10 Tm en órbita polar de 800 Km de altura. Su diseño se inició en firme a principios de los 90, con previsión inicial de primer vuelo para octubre de 1995. Intervienen para su construcción unas 170 empresas y centros europeos y unos 6.000 técnicos o especialistas en la materia. La comercialización del sistema corre a cargo de Arianespace y las principales empresas participantes con la principal Aerospatiale son la Matra, Dornier, Dassault, Saab, Fokker, SEP, Fiat, BPD, CASA, DASA, Alcatel, Zeppelin, Europropulsion, AMES, Cryospace, SABCA, MBB, Daimler, Aer Lingus, Avica, Fagor, Auxitrol-Ibérico, SPE, Volvo, etc. La participación financiera, que asciende a 900.000 millones de pesetas (1996), por países es la que sigue: Francia con un 46,2 %, Alemania un 22 %, Italia 15 %, Bélgica 6 %, España 3 %, Holanda 2,1 %, Suecia 2%, Suiza 2 %, Noruega 0,6 %, Austria 0,4 %, Dinamarca 0,4% e Irlanda 0,2 %. Gran Bretaña se retiró del proyecto de un principio, pero en 1996 comunicaba su intención de participar en la fase siguiente aportando 533 millones de dólares hasta el año 2.000. El costo unitario de cada cohete en mercado se estimó en 130 millones de dólares.

    El Ariane 5 consta de 3 fases y mide, según la carcasa de proa, entre 45 y 55,4 m, y un ancho máximo de 11,55 m; con el Hermes las fases serían 2. Su peso oscila entre los 745 y 750 Tm, de las que 158 Tm son de propulsante líquido y 474 Tm de propulsante sólido, y el empuje total de 1.100 Tm. Su configuración en proa admite 3 opciones, para uno o varios satélites y el indicado Hermes o similar.
    La primera fase central va reforzada con 2 boosters recuperables construidos en fibra de carbono, cada uno con 268-270 Tm de propulsante sólido perclorato de amonio (68%) y polvo de aluminio (18%) más un polímero que aportan un empuje de 640 Tm cada uno; el aspecto y consistencia de tal propulsante es el de una goma o caucho de color marrón. El impulso específico es de 273 seg. Estos cohetes de ayuda son dos MPS P-230 de 26,5 m de altura y 3 m de diámetro, formados en 3 segmentos, uno de ellos fabricado en Europa y los otros 2 en la misma base de Kourou. Actúan durante 2 min 12 seg, aportando entonces el 92 % del empuje a todo el cohete, hasta los 60 Km de altura aproximadamente. El ruido que producen cada uno en el lanzamiento a 12 Km es de 85 decibelios. El peso de cada uno vacío de propulsante es de 39,3 Tm; los segmentos son construidos por la empresa italiana Regulus del grupo Fiat en talleres de la BPD cerca de Roma. Su costo es del orden de los 22 millones de dólares.
    La primera prueba de un motor de propulsante sólido, con una estructura de refuerzo, se hizo en Kourou en febrero de 1993 y la primera en configuración de vuelo de uno de estos boosters se realizó a las 14 h 05 min, hora local, del 17 de junio de 1994 en el mismo Kourou. El cohete actuó anclado en la rampa, en prueba estática. La nube de gas tóxico resultante salido por las toberas en la prueba tardó en dispersarse 2 horas sobre unos 50 Km de la selva, siendo necesario para el ensayo un tiempo favorable para evitar que la lluvia precipitara las sustancias tóxicas. El ensayo fue un éxito y el cohete fue luego examinado para comprobar el quemado del propulsante y el estado de la estructura. El foso de quemado de este cohete recibe una neutralización de una base para el ácido residual de la combustión; los productos resultantes de la misma son el ácido clorhídrico, aluminio, óxido de carbono, hidrógeno y agua (en forma de vapor). En el vuelo real, tal contaminación no es tan trascendental puesto que el cohete asciende y dispersa los humos en la trayectoria y a gran altura. En el mes de septiembre siguiente se realizaron con los motores de propulsante sólido más pruebas para comprobación de sus distintos aspectos. El 10 de marzo de 1995 se realizaba la sexta prueba de un booster en la primera prueba de calificación final, siendo realizada la segunda el 21 de julio siguiente.
    La fase central mide 30,5 m de altura y 5,4 m de diámetro, pesa en total 170 Tm y lleva un motor Vulcain HM-60 que consume 132,3 Tm de LOX y 25,84 de LH, tiene un impulso específico de 430 seg y proporciona un empuje de 114 a 120 Tm; las toberas son de 3 m de diámetro y todo el Vulcain de 3,18 m de altura, el mismo diámetro de 5,4, y 1.685 Kg de peso. La temperatura generada en la cámara asciende a 3.500ºC; cada cámara se tarda en hacer 2 años por parte de la Daimler Benz. El empuje es de 100 Tm, o 1.114 kN, y la actuación de la fase dura 9 min 30 seg. El desarrollo del Vulcain se inició en 1984 y la primera prueba estática del motor Vulcain, nacido en realidad del proyecto denominado LCE de 1982, se realizó en Vernon, Francia, en julio de 1990, quedando en servicio en 1992; para su alimentación dispone de dos turbobombas fabricadas por Fiat Aviacion de 30.000 caballos de potencia, siendo la más potente la de LH de 12 megavatios, 13.000 revoluciones por minuto, y un peso de 250 Kg que produce una inyección del combustible de 600 litros por segundo, realizando un consumo de 216 Kg de LOX y 36 Kg de LH por segundo. En la parte exterior del motor van unos tanques de helio bajo alta presión, así como un tanque mayor, de aspecto plateado, con aceite también a presión.
    Las primeras pruebas del sistema de control de cohete, así como la prueba de los tanques de propulsante criogénico, se efectuaron a mediados de 1993. Del Vulcain se realizaron 14 prototipos, 350 encendidos de ensayo con un total acumulado de 25 horas de funcionamiento. La primera prueba en cuenta atrás del conjunto del cohete, sin la carga útil, fue realizada en abril y mayo de 1996, cuando el retraso era de 1 año sobre los planes fijados.
    Para fase superior o segunda se optó por tener un motor L7 de propulsante líquido para satelización en órbita baja de 400 Km de altura de hasta 15 Tm, o 5,2 Tm en órbita geoestacionaria, o bien un motor H-10 de LOX y LH de 7 Tm, o 29 kN, de empuje para llevar hasta 8,2 Tm a una órbita geoestacionaria. El propulsor Aestus, realizado por la Daimler-Benz, puesto aquí para maniobras orbitales tiene un diámetro de 3,94 m, una altura de 3,56 m, un peso de 1,15 Tm más 9,7 Tm de propulsante UDMH y tetróxido de nitrógeno, un tiempo de funcionamiento posible de 18 min como máximo. Tal motor se probó por vez primera al completo el 5 de octubre de 1994 funcionando durante casi 18 min y acumulando de tal modo un total de 200 min. En julio de 2001, con motivo del vuelo 142 de Ariane, la fase EPS del Ariane 5 con su motor Aestus falló en el sistema de combustión, funcionando irregularmente, determinándose entonces que la solución sería una secuencia de encendido más lenta y suave.
    El control del cohete se ejerce desde la llamada caja de equipos dispuesta por encima de las primeras fases y debajo de la última y la carga útil. Es un cilindro de 5,4 m de diámetro, el mismo del cohete, y 1,56 de altura, y pesa 1,4 Tm. Contiene el sistema de referencia inercial, con giroscopios láser, que ejerce el control del cohete en el lanzamiento; es de fabricación principalmente francesa.
    La carga útil llevada va en un habitáculo de 5,4 m de diámetro por entre 12,7 y 17 m de altura, 200 m^3 de volumen y 1,75 Tm de peso, o bien para llevar dos satélites con un suplemento llamado SPELTRA, que va entre la anterior y el módulo de control del cohete sobre la fase última, de igual diámetro pero con 7 m más de altura, 138 m^3 más y un peso añadido de 850 Kg. La carcasa de proa que envuelve la carga útil lleva un recubrimiento interior a base de baterías de anillos para la absorción de ruido y vibración generados en el lanzamiento.
    En el lanzamiento, en los últimos 6,5 min de la cuenta atrás, el proceso es controlado totalmente por ordenador; la cuenta atrás dura al menos 6 horas, llenándose los propulsantes desde las últimas 4,5 horas, con inicio a unas 7 h del momento cero. El despegue se produce a los 7,5 seg del encendido del Vulcain; ese tiempo de actuación sin despegue, característica particular de este motor, le permite un tiempo valioso de comprobación extraordinaria y evitar así fracasos posteriores. Los 2 boosters se encienden 5 seg después que la fase de propulsante líquido aportando el 90 % del empuje necesario y se separan a una altura entre los 55 y 70 Km tras funcionar durante 2 min 12 seg; los mismos van a caer colgados de paracaídas a unos 400 Km del punto de partida y son recuperables y reutilizables tras las oportunas operaciones de rehabilitación. Las carcasas de proa son separadas a los 3 min 16 seg. Sobre los 9 min 45 seg de vuelo, entre unos 150 y 170 Km de altura se separa la primera fase; para evitar que pueda ser basura espacial o causar daños, a esta fase se la dotó de un movimiento de rotación transversal una vez separada para que la fricción aerodinámica sea mayor y caiga y se desintegre más rápidamente. Un poco antes, hacia los 105 o 110 Km, es desprendido el escudo protector de proa.

    Tras el primer lanzamiento el 4 de junio de 1996, que fracasó, fueron realizados algunos cambios, como nuevos programas informáticos y se reforzaron los enganches de los boosters. En ese primer fracasado lanzamiento se llevaban 4 sondas Cluster que se perdieron para el estudio de la interacción del viento solar con la magnetosfera terrestre durante 2 años. El lanzamiento fue iniciado a las 14 h 33 min 59 seg, hora española, de tal día 4, quedando encendidos los boosters 7,5 seg más tarde. A los 37 seg de ignición (30 seg de vuelo), sobre 3,7 Km de altura, yendo a 857 Km/h de velocidad, el cohete se desvió de su ruta, y en los siguientes 2 seg se partió y explotó por fracaso de los programas informáticos que controlaban el sistema inercial; los restos del cohete quedaron repartidos en menos de 1 min en un área de 5 por 2,5 Km^2 al rededor de la rampa de disparo, lo que dificultó la recuperación, principalmente de los sistemas inerciales. Se formó una comisión de investigación formada por 9 personas (4 franceses, 2 alemanes, un británico, un sueco y un italiano) y con el asesoramiento de los técnicos de las empresas Matra, Aeroespatiale, BPD, CNES y ESA, para averiguar las causas, especificar si las pruebas previas habían sido las adecuadas y para hacer las recomendaciones consecuentes sobre los defectos encontrados. A partir del día 13 siguiente los mismos iniciaron su labor, examinando la telemetría grabada y de radar, así como las películas tomadas en banda óptica e IR. Se llegó entonces a achacar el fallo al sistema inercial que hizo girar bruscamente la dirección de las toberas de los boosters y luego del Vulcain; al cambiar el rumbo y entrar en fase de descoordinación los dos tipos de motor, que así se separaban, el sistema automático ordenó la autodestrucción. En el proceso informático del programa en lenguaje Ada, los datos facilitados sobre el ángulo de orientación de los motores no fueron los correctos debido a una conversión numérica binaria de una variable, mal planteada por falta de un filtro de seguridad que dio error de operando y que facilitó un valor muy alto no esperado, causando seguidamente un apagado del procesador para el reinicio, razón última del fallo; la rutina tal del programa solo actuaba desde unos 50 seg antes del disparo para marcar la alineación de la plataforma inercial hasta los 40 primeros segundos del vuelo, fallando pues al límite. En las comprobaciones previas, tal función de alineación no había podido ser probada en condiciones de vuelo simulado, pero tras el accidente se evidenció en simulaciones por ordenador todo el proceso del mismo. La empresa implicada fue la francesa Sextant Avionique que habría seguido las especificaciones marcadas por la Matra Marconi y el CNES.
    En la investigación también se evidenció que la combustión en el motor principal había sido anómala, con variaciones de presión, sin que se creyera que ello hubiera influido en el fracaso. Entre las recomendaciones de la comisión sobre el fallo se apuntan las siguientes: desconectar el alineamiento inercial justo al inicio del despegue, ampliar las simulaciones a todos los procesos del modo más realista posible, revisar todo el programa informático, ampliar los datos telemétricos, etc. El costo generado por este primer fracaso del Ariane 5 se estimó en 3.000 millones de francos, unos 75.000 millones de pesetas, siendo el coste unitario del cohete entre 11.000 y 24.000 millones de pesetas, según las operaciones necesarias de tierra.
    El primer disparo con relativo éxito fue el segundo, también de calificación, el 30 de octubre de 1997, iniciándose a las 14 h 43 min 08 seg, hora española, con 43 min de retraso por un pequeño problema eléctrico. El motor Vulcain se apagó antes de tiempo, al rededor de unos 15 seg menos, achacado ello a un movimiento de rotación debido a la forma espiral de la rugosa superficie interior de la tobera o bien a la rotura de un soporte de salida de las turbobombas, extremo que debía ser comprobado en el siguiente lanzamiento. La solución adoptada por lo pronto fue la de ejercer contramedidas para compensar el citado movimiento rotatorio en tanto se estudiaba más a fondo la cuestión.
    Al tiempo de este segundo disparo, Ariane 5 contaba con 15 pedidos, si bien el tercer lanzamiento aun sería todavía de calificación. El plan tenía una previsión de lanzar anualmente 5 de tales cohetes en los años siguientes inmediatos. El tercer vuelo de calificación, el Ariane 503, se llevó a cabo con éxito el 21 de octubre de 1998 con un cohete rectificado en cuanto a los pequeños problemas detectados en el anterior disparo. Por entonces, el tiempo que se tardaba en construir cada Ariane 5 era de 3 años, si bien la tendencia era disminuirlo.

    El 20 de octubre de 1995, en Toulouse, los miembros de la ESA decidieron desarrollar tres programas de evolución y asistencia del Ariane 5 con la idea de disponer de versiones mejoradas a partir del año 2.002 o 2.003, entre otras cosas para llevar cargas de 7,4 Tm a 9 Tm a una órbita geoestacionaria y mejorar el motor Vulcain con un 20 % de mayor empuje, así como disponer de una infraestructura adecuada para el mantenimiento de la operatividad y evolución del cohete. Las previsiones indican entonces el aumento de capacidad de los tanques de propulsante de 158 a 170 Tm, así como aminorar el peso de varias partes. También se prevé el cambio del motor Aestus por otro modelo y la conversión de casi todo el cohete en un sistema reutilizable.
    Mediado 1999, Arianespace decide construir 20 unidades Ariane 5 del modelo llamado Plus, que tenía algunos adelantos respecto a la anterior versión, tal como el motor Vulcain 2 y la posibilidad de 2 fases superiores nuevas para poder llevar a una órbita geoestacionaria cargas de hasta 10 Tm para el año 2005. El Vulcain 2 proyectado entonces es un motor de 1,8 Tm de peso, 2,1 m de diámetro y 3,5 m de altura; el empuje unitario previsto con el mismo es de 95,8 Tm a nivel de mar y es teóricamente un 20% más potente que su modelo precedente. Tal motor soporta mayor presión, una temperatura de hasta 3.000ºC y está alimentado con un 20% más de LOX. Lleva pues un nuevo depósito al respecto. También su tobera está mejorada y en vez de 456 tubos de refrigeración va envuelta en 288 de 50 mm de diámetro; en el primer vuelo, sin embargo, fallaron y dieron al traste con el vuelo.
    Para el año 2001 se prevé entonces lanzar cargas de hasta 6,3 Tm hacia órbitas geoestacionarias con el modelo Ariane 5 Perfo2000. Otros modelos deberían ser el Ariane 5 Evolution y el Ariane 5 Versatile; el primero debería lanzar cargas de hasta 7,4 Tm a partir del 2002. Luego debería llegar el Ariane 5 ESC-A para cargas a igual órbita de hasta 10 Tm y para el 2005 el Ariane 5 ESC-B para cargas de 12 Tm.
    Para aumentar su capacidad de satelización, a principios de 2000 se contempla que la fase superior del Ariane 5 lleve un motor Vinci. Con igual intención, el 16 de mayo de 2000 se procedía a realizar un ensayo estático de uno de los boosters durante 2 min. El renovado cohete llevaba 2,4 Tm más de propulsante sólido y ello permitiría llevar como carga útil 200 Kg más.
    La versión ESC-A en su primera unidad tiene 50,5 m de altura. Sus 2 boosters, renovados y con nueva tobera, llevan un 10% más de propulsante que suponen 2,43 Tm más de peso y 60 Tm de empuje añadido; el empuje inicial total es ahora de 1.400 Tm. En la etapa central el nuevo motor es el citado Vulcain 2. Y la fase última es la nueva ESC-A, de propulsantes líquidos, de los que lleva 14,6 Tm que quema en un motor HM-7B, ya utilizado en la etapa tercera del Ariane 4.
    Hasta el 21 de septiembre de 2000 se llevaban disparados 5 Ariane 5 de los que falló el primero, como se indicó. El pedido de este modelo en tal momento era de 20 unidades para lanzar previsiblemente 40 satélites.
    A finales de 2002, el primer disparo del nuevo modelo Ariane 5, el ESC-A capaz de satelizar 10 Tm en órbita geoestacionaria, acabó en el Atlántico al desviarse de la trayectoria precisa a los 3 min de vuelo, siendo destruido a una orden a los 7 min 36 seg cuando sobrevolaba un punto a 800 Km de Kourou y a 69 Km de altitud, cuando ya había desprendido los boosters e incluso llegado a los 120 Km de altura. Inicialmente el fallo se achacó al nuevo motor Vulcain 2; su turbobomba gira a 36.000 revoluciones por min. A los 96 seg de vuelo se detectó anomalía en el sistema de refrigeración y en torno a los 3 min, durante 8 seg, el empuje también fue anómalo. La comisión de investigación señaló que el sistema de refrigeración del motor, los nuevos tubos que envolvían la tobera, no había soportado el calor y dejaron deformarse a la tobera con lo que la dirección del impulso se hizo incontrolable.
    Solucionar el problema, que ponía en riesgo la continuidad de los lanzamientos comerciales Ariane, exigió 1.478.000.000€. Además, el control de los Ariane pasaría del CNES francés a la ESA que a su vez subcontrataría al consorcio de compañías europeas EADS.Tales decisiones se tomaron en París a finales de mayo de 2003. El primer vuelo con éxito tras este fallido intento del modelo se produjo en febrero de 2005.
    Otra versión del Ariane 5 es la llamada ES, dispuesta hacia 2005 y preparada para el disparo de los módulos ATV con destino a la ISS. Es una versión menos potente que la ECA, cuya diferencia es la última fase, una Aestus capaz de varios encendidos en órbita. Puede llevar más de 20 Tm a una órbita de 300 Km y 51,6º de inclinación.
    También en 2005 se utilizó la versión Ariane 5GS, distinguida por tener los boosters sólidos P240 mejores y la fase superior EPS-L10.
    A finales de 2009 se planteó desarrollar la versión ME de Ariane 5 para aumentar su capacidad de satelización en órbita geoestacionaria en 2 Tm (hasta 12 Tm), opción que ya había sido estudiada años atrás, pero no llevada a cabo por cuestiones económicas. En tal momento de 2009 se encarga a la empresa Astrium  adaptar la última fase para un mayor empuje con un motor Vinci (en sustitución del HM7B), capaz además de ser reencendido en órbita y más seguro que sus antecesores. El ME debía también llevar nuevo carenado y programas informáticos mejorados. Su puesta en servicio se fija entonces para 2017.

                = ARIANE 6

    El proyecto del Ariane 6 se concibe para suceder al Ariane 5, siendo la intención que resulte un 30% más barato que este último. Se le dota inicialmente de 3 fases, una central primera de propulsante líquido con motor Vulcain sobre la que se añaden varias de propulsante sólido o boosters P120 del VEGA, en cantidad de 2 o 4. La tercera de propulsante líquido LH y LOX es la versión adaptada de la fase superior ME del Ariane 5, dotada de motor Vinci, con capacidad de reencendido y un empuje de unas 18 Tm en el vacío. La potencia es de 135 Tm de empuje en cada motor de propulsante sólido de perclorato de amonio, lo cual da un empuje nominal inicial total mínimo de unas 400 Tm. Con capacidad para poner en órbita geoestacionaria una carga de al menos 6,5 Tm, o más a menor altura. Su puesta a punto se prevé para 2020, aunque luego entre la pandemia de la COVID-19 de 2020 y otros factores lo retrasan al menos en un par de años.
    La primera prueba del motor Vinci de la fase superior se lleva a cabo a mediados de mayo de 2016 en el centro alemán de Lampoldshausen con un encendido de 8 min 20 seg de duración; su prueba seguirá durante los 4 meses siguientes.
    El motor principal inicial de la primera etapa es el Vulcain 2.1, de 4 m de altura y 135 Tm de empuje. Para dar presión al oxidante LOX en su funcionamiento, utiliza la expansión del propio gas calentado en vez del habitual gas helio comprimido. El sistema de encendido es electrónico en vez de pirotécnico, lo cual también es nuevo. Luego de ser montado en Vernon, Francia, a finales de 2017 fue llevado para ser probado en ensayos estáticos por vez primera en Lampoldshausen, Alemania.
    El 14 de junio de 2018, el Consejo de la ESA aprueba completar el desarrollo y puesta a punto de este vector para 2020, si bien los primeros estudios del proyecto datan de 2014 que es cuando se aprueba inicialmente. El modelo de cohete auxiliar de propulsante sólido que entonces se contempla sigue siendo el P120 adaptado, ahora llamado P120C y según se añadan 2 o 4 unidades a la fase primera se prevén dos modelos, Ariane 62 y el Ariane 64. Este cohete P120C de propulsante sólido tiene 13,5 m de altura y 3,4 m de diámetro, y está fabricado en fibra de carbono principalmente. El costo de cada P120C se evalúa entonces en unos 6 millones de euros, casi la mitad que cuestan en tal momento los motores equivalentes del Ariane 5. La previsión apunta montar 35 motores de tales motores al año.
    El 16 de julio de 2018 se hizo una prueba estática del motor P120C que duró 2 min 15 seg consumiendo 142 Tm de propulsante; se realiza en Kourou en banco de pruebas inaugurado en 1993, que tiene una estructura con foso de 62 m de altura. Las llamas en la tobera son de gases a 3.000ºC.
    España participa en el programa del Ariane 6 aportando entre 2015 y 2020 un 6% de su propuesto, un montante de 182 millones de euros. El total del proyecto asciende inicialmente a más de 3.000 millones de euros.
    A partir de 2019, mientras se proyecta el motor Prometheus como alternativa para el Ariane 6, Arianspace y MT Aerospace diseñan también una fase superior Phoebus, adaptable a cualquier cohete. Es un cohete de propulsantes LOX y LH, con tanques de fibra de carbono.


          TODOS LOS LANZAMIENTOS DE LA SERIE ARIANE:

    Al momento del 72 disparo el porcentaje de éxitos es del 93 por ciento. En los primeros 100 lanzamiento el promedio de satelización es de 1,5 cargas útiles por operación. En 2001, de un total de 207 satélites en órbita geoestacionaria del mundo, 130 habían sido lanzados con un Ariane, lo cual da idea de la importancia en su momento de este lanzador.

  NRO.               FECHA              VUELO      CARGA ÚTIL                    OBSERVACIONES

24.12.1979

L01

CAT 1

Primer Ariane 1.


23.05.1980

L02

FIREWHEEL

AMSAT P3A

CAT

Ariane 1. Fallo en el lanzamiento.


19.06.1981

L03

METEOSAT-2

APPLE

CAT 3

Ariane 1.


20.12.1981

L04

MARECS-A

CAT 4

CAT 2

Ariane 1. Cualificación final. Primer disparo nocturno.


10.09.1982

L5

MARECS-B

SIRIO-2

Fallo por mala lubricación en una turbobomba del cohete Ariane 1. Se pierden los 2 satélites en el océano.


16.06.1983

L6

EUTELSAT 1F1

AMSAT P3B

Ariane 1.


19.10.1983

L7

INTELSAT 507

Ariane 1.


05.03.1984

L8

INTELSAT 508

Ariane 1.


23.05.1984

V9

SPACENET-1

Ariane 1. Primera operación de Arianespace.


04.08.1984

V10

EUTELSAT 1-F2

TELECOM-1A

Lanzamiento primero del Ariane 3.


10.11.1984

V11

SPACENET-2

MARECS-B2

Ariane 3.


08.02.1985

V12

ARABSAT 1A

BRASILSAT 1

Ariane 3.


07.05.1985

V13

G-STAR

TELECOM 1B

Ariane 3.


02.07.1985

V14

GIOTTO

Ariane 1. Primer sonda interplanetaria de la ESA


12.09.1985

V15

SPACENET-3

EUTELSAT 1F3

Ariane 3. Fallo de lanzamiento.


22.02.1986

V16

SPOT 1

VIKING

Ariane 1. Lanzamiento primero Ariane hacia el norte.


28.03.1986

V17

G-STAR-2

BRASILSAT-2

Ariane 3.


31.05.1986

V18

INTELSAT 514

Ariane 2. Fallo de lanzamiento.


16.09.1987

V19

AUSSAT K-3

EUTELSAT 1F4

Ariane 3.


21.11.1987

V20

TV-SAT 1

Ariane 2.


11.03.1988

V21

SPACENET 3R

TELECOM 1C

Ariane 3.


17.05.1988

V23

INTELSAT 513

Ariane 2.


15.06.1988

V22

METEOSAT 3

AMSAT P4C

PAS 1

Ariane 44LP. Primer lanzamiento Ariane 4.


21.07.1988

V24

INSAT 1C

EUTELSAT 1F5

Ariane 3.


08.09.1988

V25

G-STAR 3

SBS-5

Ariane 3.


28.10.1988

V26

TDF-1

Ariane 2.


11.12.1988

V27

SKYNET 4B

ASTRA 1A

Ariane 44LP.


27.01.1989

V28

INTELSAT 515

Ariane 2.


06.03.1989

V29

JC-SAT 1

METEOSAT 4

Ariane 44LP.


02.04.1989

V30

TELE-X

Ariane 2. Último lanzamiento Ariane 2.


05.06.1989

V31

SUPERBIRD A

DFS KOPERNIKUS 1

Ariane 44L110.


12.07.1989

V32

OLYMPUS-1

Ariane 3. Último disparo desde la instalación ELA-2.


08.08.1989

V33

TV SAT-2

HIPPARCOS

Ariane 44LP.


27.10.1989

V34

INTELSAT 602

Ariane 44L020


22.01.1990

V35

SPOT 2

OSCAR 14 /a/ 19

Ariane 40-020.


23.02.1990

V36

SUPERBIRD B

BS-2X

Ariane 44L120. Fracaso. Explota a los 1 m 40 seg de vuelo.


24.07.1990

V37

TDF 2

DFS KOPERNIKUS 2

Ariane 44L120.


30.08.1990

V38

SKYNET 4C

EUTELSAT 2F1

Ariane 44LP.


12.10.1990

V39

SBS-6

GALAXY 6

Ariane 44L.


20.11.1990

V40

SATCOM C1

G-STAR 4

Ariane 42P.


15.01.1991

V41

ITALSAT 1

EUTELSAT 2F2

Ariane 44L.


02.03.1991

V42

ASTRA 1B

METOSAT 5

Ariane 44LP.


04.04.1991

V43

ANIK-E2

Ariane 44P.


17.07.1991

V44

ERS-1

OSCAR 22

ORBCOMM-X

SARA

TUBSAT

Ariane 40.



14.08.1991

V45

INTELSAT 605

Ariane 44L.


26.09.1991

V46

ANIK E-1

Ariane 44P.


29.10.1991

V47

INTELSAT 6-F1

Ariane 44L.


16.12.1991

V48

TELECOM 2A

INMARSAT 2-F3

Ariane 44L.


26.02.1992

V49

SUPERBIRD B-1

ARABSAT-1C

Ariane 44L.


15.04.1992

V50

TELECOM-2B

INMARSAT-IIF4

Ariane 44L..


09.07.1992

V51

INSAT 2A

EUTELSAT IIF4

Ariane 44L.


10.08.1992

V52

TOPEX/POSEIDON

OSCAR 23

S80/T

Ariane 42P.


10.09.1992

V53

HISPASAT 1-A

SATCOM C-3

Ariane 44LP.


28.10.1992

V54

GALAXY 7

Ariane 42P.


01.12.1992

V55

SUPERBIRD A1

Ariane 42P.


12.05.1993

V56

ASTRA 1C

ARSENE

Ariane 42L.


25.06.1993

V57

GALAXY 4

Ariane 42P.


22.07.1993

V58

HISPASAT 1-B

INSAT 2-B

Ariane 44L.


26.09.1993

V59

SPOT 3

STELLA

KITSAT-B

POSAT-1

HEALTHSAT 1

ITAMSAT

EYESAT-A

Ariane 40.


22.10.1993

V60

INTELSAT 701

Ariane 44LP.


20.11.1993

V61

SOLIDARIDAD 1

METEOSAT 6

Ariane 44LP.


18.12.1993

V62

DBS-1

THAICOM 1

Ariane 44L.


24.01.1994

V63

TURKSAT 1A

EUTELSAT 2F5

Ariane 44LP. Fracaso por fallo en una turbobomba de la fase 3 a los 80 s de funcionamiento.


17.06.1994

V64

INTELSAT 702

STRV 1A

STRV 1B

Ariane 44LP.


08.07.1994

V65

PAS 2

BS-3N

Ariane 44L.


10.08.1994

V66

BRASILSAT B1

TURKSAT 1B

Ariane 44LP.


09.09.1994

V67

TELSTAR 402

Ariane 42L.


08.10.1994

V68

SOLIDARIDAD 2

THAICOM 2

Ariane 44L.


01.11.1994

V69

ASTRA 1D

Ariane 42P.


01.12.1994

V70

PAS 3

Ariane 42P. Fracaso.


29.03.1995

V71

BRASILAT-B2

EUTELSAT 2F6

Ariane 44LP.


21.04.1995

V72

ERS-2

Ariane 40.


17.05.1995

V73

INTELSAT 706-A

Ariane 44LP.


10.06.1995

V74

DBS-3

Ariane 42P.


07.07.1995

V75

HELIOS 1A

CERISE

UPM/SAT 1

Ariane 40.


03.08.1995

V76

PAS 4

Ariane 42L.


29.08.1995

V77

N-STAR-1

Ariane 44P.


24.09.1995

V78

TELSTAR 402R

Ariane 42L.


19.10.1995

V79

ASTRA 1E

Ariane 42L.


17.11.1995

V80

ISO

Ariane 44P.


06.12.1995

V81

TELECOM 2C

INSAT 2C

Ariane 44L.


12.01.1996

V82

PAS 3R

MEASAT 1

Ariane 44L.


05.02.1996

V83

N-STAR B

Ariane 44P.


14.03.1996

V84

INTELSAT 707-A

Ariane 44LP.


20.04.1996

V85

MSAT M1

Ariane 42P.


15.05.1996

V86

PALAPA C2

AMOS-1

Ariane 44L.


04.06.1996

V88

CLUSTER F1 a F4

Ariane 501. Fracaso. Referencia ya dada.


15.06.1996

V87

INTELSAT 709

Ariane 44P.


09.07.1996

V89

ARABSAT 2A

TURKSAT 1C

Ariane 44L.


07.08.1996

V90

ITALSAT 2

TELECOM 2D

Ariane 44L.


10.09.1996

V91

ECHOSTAR 2

Ariane 42P.


13.11.1996

V92

ARABSAT 2B

MEASAT 2

Ariane 44L.


30.01.1997

V93

GE 2

NAHUEL 1A

Ariane 44L.


28.02.1997

V94

INTELSAT 801

Ariane 44P.


15.04.1997

V95

THAICOM 3

BSAT 1A

Ariane 44LP.


03.06.1997

V97

INMASAT 3F4

INSAT 2D

Ariane 44P.


25.06.1997

V96

INTELSAT 802

Ariane 44L.


08.08.1997

V98

PANAMSAT 6

Ariane 44P.


02.09.1997

V99

HOTBIRD 3

METEOSAT 7

Ariane 44LP.


23.09.1997

V100

INTELSAT 803

Ariane 42L.


30.10.1997

V101

TEAMSAT

MAQSAT-B

MAQSAT-H

Ariane 502. Primer lanzamiento Ariane 5 con éxito.


12.11.1997

V102

SIRIUS-2

CAKRAWARTA 1

Ariane 44L.


02.12.1997

V103

JCSAT 5

EQUATOR S

Ariane 44P.


20.12.1997

V104

INTELSAT 804

Ariane 42L.


04.02.1998

V105

BRASILSAT B3

INMARSAT 3F5

Ariane 44LP.


27.02.1998

V106

HOTBIRD 4

Ariane 42P.


23.03.1998

V107

SPOT 4

Ariane 40.


28.04.1998

V108

NILESAT 1

BSAT-1B

Ariane 44P.


25.08.1998

V109

ST-1

Ariane 44P.


16.09.1998

V110

PAS-7

Ariane 44LP.


05.10.1998

V111

W2

SIRIUS 3

Ariane 44L.


21.10.1998

V112

ARD

MAQSAT 3

Ariane 503.


28.10.1998

V113

AFRISTAR

GE-5

Ariane 44L.


05.12.1998

V114

SATMEX 5

Ariane 42L.


21.12.1998

V115

PAS 6-B

Ariane 42L.


26.02.1999

V116

ARABSAT 3A

SKYNET 4E

Ariane 44L.


02.04.1999

V117

INSAT 2E

Ariane 42P.


12.08.1999

V118

TELKOM 1

Ariane 42P.


04.09.1999

V120

KOREASAT 3

Ariane 42P.


25.09.1999

V121

TELSTAR 7

Ariane 44LP.


19.10.1999

V122

ORION 2

Ariane 44LP.


13.11.1999

V123

GE-4

Ariane 44LP.


03.12.1999

V124

HELIOS 1B

CLEMENTINE

Ariane 40.


10.12.1999

V119

XMM.

Ariane 5. Primer vuelo comercial Ariane 5.


21.12.1999

V125

GALAXY XI

Ariane 44L.


24.01.2000

V126

GALAXY XR

Ariane 42L.


17.02.2000

V127

SUPERBIRD-4

Ariane 44LP.


21.03.2000

V128

ASIASTAR

INSAT 3B

Ariane 5.


18.04.2000

V129

GALAXY IVR

Ariane 42L.


17.08.2000

V131

BRASILSAT B4

NILESAT 102

Ariane 44LP.


06.09.2000

V132

EUTELSAT W1

Ariane 44P.


14.09.2000

V130

ASTRA 2B

GE-7

Ariane 5.


06.10.2000

V133

N-SAT-110

Ariane 42L.


29.10.2000

V134

EUROPESTAR 1

Ariane 44LP.


15.11.2000

V135

PAS 1R

AMSAT P3D

STRV 1C

STRV 1D

Ariane 5.


21.11.2000

V136

ANIK F 1

Ariane 44L.


19.12.2000

V138

ASTRA 2D

GE 8

AURORA 3

LDREX

Ariane 5G.


10.01.2001

V137

TURKSAT 2A

EURASIASAT 1

Ariane 44P.


07.02.2001

V139

SKYNET 4F

SICRAL

Ariane 44L.


08.03.2001

V140

EUROBIRD

BSAT-2A

Ariane 5G.


07.06.2001

V141

INTELSAT 901

Ariane 44L.


12.07.2001

V142

ARTEMIS

BSAT 2B

Ariane 5. Dejó en órbita inadecuada a los 2 satélites.


30.08.2001

V143

INTELSAT 902

Ariane 44L.


25.09.2001

V144

ATLANTIC BIRD 2

Ariane 44P.


27.11.2001

V146

DIRECTV-4S

Ariane 44LP.


23.01.2002

V147

INSAT 3C

Ariane 42L.


23.02.2002

V148

INTELSAT 904

Ariane 44L.


28.02.2002

V145

ENVISAT

Ariane 5G.


29.03.2002

V149

ASTRA 3A

JCSAT 8

Ariane 44L.


16.04.2002

V150

NSS-7

Ariane 44L


03.05.2002

V151

SPOT 5

Ariane 42P


05.06.2002

V152

INTELSAT 905

Ariane 44L


05.07.2002

V153

STELLAT 5

N-STAR C

Ariane 5.


06.09.2002

V154

INTELSAT 906

Ariane 44L.


28.08.2002

V155

ATLANTIC BIRD 1

MSG-01

Ariane 5.


11.12.2002

V157

HOT BIRD-7

STENTOR

Ariane 5 ESC-A. Fracaso.


17.12.2002

V156

NSS-6

Ariane 44L.


15.02.2003

V159

INTELSAT 907

Ariane 44L


09.04.2003

V160

GALAXY 12

INSAT 3A

Ariane 5


11.06.2003

V161

BSAT 2C
     AUSSAT B3
     OPTUS C1

Ariane 5G


27.09.2003

V162

E-BIRD 1

INSAT 3E

Ariane 5G


02.03.2004

V158

ROSETTA

Ariane 5G+


18.07.2004

V163

ANIK F2

Ariane 5G+


18.12.2004

V165

HELIOS 2A

ESSAIM 1-4

PARASOL

NANOSAT 1

Ariane 5G+


12.02.2005

V164

XTAR-EUR

MAQSAT-B2

SLOSHSAT-FLEVO

Ariane 5 ECA


11.08.2005

V166

THAICOM 4

Ariane 5


13.10.2005

V168

GALAXY 15

SYRACUSE-3A

Ariane 5GS


16.11.2005

V167

SPACEWAY 2

TELKOM 2

Ariane 5 ECA


21.12.2005

V169

INSAT 4A

MGS-02

Ariane 5GS


11.03.2006

V170

SPAINSAT

HOT BIRD 07A

Ariane 5 ECA


27.05.2006

V171

SATMEX 6

THAICOM 5

Ariane 5 ECA


11.08.2006

V172

JCSAT 10

SYRACUSE-3B

Ariane 5 ECA


13.10.2006

V173

DIRECTV 9S

LDREX 2

OPTUS D1

Ariane 5 ECA


08.12.2006

V174

AMC-18

WILDBLUE 1

Ariane 5 ECA


11.03.2007

V175

SKYNET 5A

INSAT 4B

Ariane 5 ECA


05.05.2007

V176

ASTRA 1L

GALAXY 17

Ariane 5 ECA


14.08.2007

V177

BSAT 3A

SPACEWAY 3

Ariane 5 ECA


05.10.2007

V178

INTELSAT 11

OPTUS D2

Ariane 5GS


14.11.2007

V179

STAR ONE C1

SKYNET 5B

Ariane 5 ECA


21.12.2007

V180

RASCOM 1

HORIZONS 2

Ariane 5GS


09.03.2008

V181

ATV-JULES VERNE

Ariane 5ES


18.04.2008

V182

STAR ONE C2

VINASAT 1

Ariane 5 ECA


12.06.2008

V183

SKYNET 5C

TURKSAT 3A

Ariane 5 ECA


07.07.2008

V184

PROTOSTAR 1

BADR 6

Ariane 5 ECA


14.08.2008

V185

AMC 21

SUPERBIRD 7

Ariane 5 ECA


20.12.2008

V186

EUTELSAT W2M

HOT BIRD 9

Ariane 5 ECA


12.02.2009

V187

NSS-9

HOT BIRD 10

SPIRALE-A

SPIRALE-B

Ariane 5 ECA


14.05.2009

V188

HERSCHEL

PLANCK

Ariane 5 ECA


01.07.2009

V189

TERRASTAR 1

Ariane 5 ECA


21.08.2009

V190

OPTUS D3

JCSAT 12

Ariane 5 ECA


01.10.2009

V191

AMAZONAS-2 
     COMSATBW-1

Ariane 5 ECA


29.10.2009

V192

NSS-12

THOR 6

Ariane 5 ECA


18.12.2009

V193

HELIOS 2B

Ariane 5GS


21.05.2010

V194

ASTRA 3B
     COMSATBW-2

Ariane 5 ECA


26.06.2010

V195

ARABSAT 5A
     COMS 1

Ariane 5 ECA


    04.08.2010

V196

RASCOM-QAF-1R

     NILESAT 2-01

Ariane 5 ECA


28.10.2010

    V197
    EUTELSAT-W3B
     BSAT 3B

Ariane 5 ECA


26.11.2010

    V198
    INTELSAT-IS-17
     HYLAS-1

Ariane 5 ECA


29.12.2010

V199

HISPASAT 1E

KOREASAT 6

Ariane 5 ECA


16.02.2011

V200

ATV-2 JOHANNES KEPLER

Ariane 5 ES

201
     22.04.2011

V201

YAHSAT 1A
    INTELSAT NEW DAWN

     Ariane 5ECA
202
     20.05.2011

V202

ST-2

GSAT 8

    Ariane 5ECA
203
     06.08.2011

V203

     ASTRA 1N

BSAT 3C

    Ariane 5ECA
204
     21.09.2011

V204

     ARABSAT 5C

SES 2

    Ariane 5ECA
205
    23.03.2012
    V205
    ATV-3 EDOARDO AMALDI
     Ariane 5ES
206
    15.05.2012

V206

     JCSAT 13

VINASAT 2

    Ariane 5ECA
207
05.07.2012
V207
   MSG-3
    ECHOSTAR 17

    Ariane 5ECA
208
02.08.2012
V208
    INTELSAT-IS-20
     HYLAS 2

    Ariane 5ECA
209
   28.09.2012     V209    ASTRA 2F
    GSAT 10
    Ariane 5ECA
210
   10.11.2012     V210     EUTELSAT 21B
    STAR ONE C3

     Ariane 5ECA
211
   19.12.2012     V211     SKYNET 5D
    MEXSAT 3

     Ariane 5ECA
212
   07.02.2013     V212     AMAZONAS 3
AZERSPACE/AFRICASAT-1A

     Ariane 5ECA
213
    05.06.2013
    V213
    ATV-4 ALBERT EINSTEIN
     Ariane 5ES
214
    25.07.2013
    V214
    INSAT 3D
    ALPHASAT 1-XLT
     Ariane 5ECA
215
    29.08.2013
    V215
    EUTELSAT 25B
    GSAT 7
     Ariane 5ECA
216
    06.02.2014
    V217
    ABS-2
    ATHENA-FIDUS

     Ariane 5ECA
217
    22.03.2014
    V216
    ASTRA 5B
    AMAZONAS-4A

    Ariane 5ECA
218
    29.07.2014
    V219
    ATV-5 GEORGES LEMAÎTRE
     Ariane 5ES
219
    11.09.2014
    V218
    MEASAT 1B
    OPTUS 10

    Ariane 5ECA
220
    16.10.2014
    V220
    INTELSAT-IS-30
    ARSAT-1

    Ariane 5ECA
221
     06.12.2014
    V221
   DIRECTV 14
   GSAT 16

    Ariane 5ECA
222
     26.04.2015
    V222
    THOR 7
    SICRAL 2

    Ariane 5
223
     27.05.2015
    V223
   SKY MEXICO-1
   DIRECTV 15

    Ariane 5ECA
224
     17.07.2015
    V224
   MSG-4
   STAR ONE C4

    Ariane 5ECA
225
     20.08.2015
    V225
   INTELSAT 34
   EUTELSAT 8 WEST-B
    Ariane 5ECA
226
     30.09.2015
    V226
   SKY MUSTER
   ARSAT-2
    Ariane 5ECA
227
     10.11.2015
    V227
   BADR 7
   GSAT 15

    Ariane 5ECA
228
     27.01.2016
    V228
   INTELSAT 29E     Ariane 5ECA
229
    09.03.2016
    V229
   EUTELSAT 65 WEST-A     Ariane 5ECA
230
    18.06.2016
    V230
   ECHOSTAR 18
   BRISAT
    Ariane 5ECA
231
    24.08.2016
    V232
   INTELSAT-IS-33E
   INTELSAT-IS-36

    Ariane 5ECA
232
    05.10.2016
    V231
   SKY MUSTER-2
   GSAT 18

    Ariane 5ECA
233
    17.11.2016
    V233
   GALILEO 15
   GALILEO 16
   GALILEO 17
   GALILEO 18
    Ariane 5ES
234
    21.12.2016
    V234
   JCSAT 15
   STAR ONE D1

    Ariane 5ECA
235
    14.02.2017
    V235
   TELKOM 3S
   SKY BRASIL-1

    Ariane 5ECA
236
    04.05.2017
    V236
   SGDC-1
   KOREASAT 7

    Ariane 5ECA
237
    01.06.2017
    VA237
  EUTELSAT 172B
  VIASAT 2

    Ariane 5ECA
238
    28.06.2017
    VA238
  HELLASSAT 3 / INMARSAT-S-EAN
  GSAT 17

    Ariane 5ECA
239
    29.09.2017
    VA239
  INTELSAT-37E
  BSAT 4A

    Ariane 5ECA
240
    12.12.2017
    VA240
   GALILEO 19
   GALILEO 20
   GALILEO 21
   GALILEO 22
    Ariane 5ES
241
    25.01.2018
    VA241
  SES-14
  AL YAH 3

    Ariane 5ECA
242
    05.04.2018
    VA242
  SUPERBIRD 8/DSN-1
  HYLAS 4

    Ariane 5ECA
243
   25.07.2018    VA244
 

GALILEO 23

GALILEO 24

GALILEO 25

GALILEO 26

    Ariane 5ECA
244
    25.09.2018
VA243
  HORIZONS 3E
  AZERSPACE-2/IS-38

    Ariane 5ECA
245
   20.10.2018 VA245  BEPI COLOMBO
     Ariane 5ECA
246
   04.10.2018 VA246  GSAT 11
 GEO-KOMPSAT 2A

     Ariane 5ECA
247
   05.02.2019 VA247  HELLAS-SAT-4 /SAUDIGEOSAT-1
 GSAT 7A

     Ariane 5ECA
248
  20.06.2019 VA248  EUTELSAT 7C
 DIRECTV 16

     Ariane 5ECA
249
  06.08.2019 VA249  EDRS-C
 INTELSAT-IS-39

     Ariane 5ECA
250
  26.11.2019 VA250  TIBA-1
 INMARSAT 5F5

     Ariane 5ECA
251
  16.01.2020 VA251  GSAT 30
 EUTELSAT KONNECT

     Ariane 5ECA
252
  18.02.2020 VA252  JCSAT 17
 GEO-KOMPSAT 2B

     Ariane 5ECA
253
  15.08.2020 VA253  GALAXY 30
 MEV-2
 BSAT 4B

     Ariane 5ECA
254
  30.07.2021 VA254  STAR ONE D2
 EUTELSAT QUANTUM

     Ariane 5ECA+
255
  24.10.2021 VA255  SES 17
 SYRACUSE 4A

     Ariane 5ECA+




                = EUROPA. VEGA.

    Programa europeo de cohete para cargas menores, para llevar 1,5 Tm hasta 700 Km de altura orbital, o más a menos altitud, o unos 800 Kg a una órbita de 1.200 Km. Se proyectaron inicialmente 2 modelos de 3 fases de este Vector Europeo de Generación Avanzada, el K0 y el K, para respectivas cargas de 300 y 680 Kg, más tarde aumentada a 2 Tm en el último. El primero se concibió con una altura de unos 19 m, con: una primera fase P80 de 11,7 m de larga y 3 m de diámetro, fundamentada en el booster de 88 Tm propulsante sólido del Ariane 5, con paredes de fibra de carbono (epoxigrafito) enteras y no segmentadas, un tiempo de funcionamiento de 1 min 44 seg proporcionando 190 Tm de empuje medio y consecución de una velocidad de 1.877 m/seg hasta los 44 Km de altura; una segunda Zefiro 23, construida por la italiana Avio, de 23,8 Tm de propulsante sólido, 2 m de diámetro, 7,5 m de longitud, un tiempo de funcionamiento de 1 min 15 seg, un empuje de 100 Tm, una velocidad lograda de 4.275 m/seg y techo de 101 Km; y una tercera Zefiro 9 o P7 de 7 Tm de peso derivada de un misil francés y del mismo Zefiro en proporción reducida. El modelo K, de 27 a 30 m de altura y 128 a 137 Tm de peso al despegue, llevaría una primera fase Castor 120, una segunda Zefiro y una tercera Iris. Ambos serían de 3 m de diámetro. Los sistemas electrónicos para controlar el lanzamiento están contenidos en el módulo llamado AVUM.
    El motor Zefiro, de 4 m de longitud, 1,9 m de diámetro y 16 Tm de peso, fue probado estáticamente con éxito en el centro italiano de Salto di Quirra el 17 de junio de 1999. El primer ensayo se realizó el 18 de junio de 1998. El principal contratista es FiatAvio, correspondiendo el desarrollo a la empresa VEGAspazio.
    El Zefiro 9, tercera fase VEGA, se perfiló a finales de 2005 como un motor de propulsante sólido de 10 Tm de peso, 3,17 m de longitud y 1,92 m de diámetro, con un empuje en el vacío de 205 kilonewtons. Construido por Avio, fue probado en ensayo estático por vez primera en Salto di Quirra el 21 de diciembre de 2005 durante 2 min. El 28 de marzo de 2007, cuando el primer lanzamiento del VEGA se había retrasado ya a 2008, en otra prueba estática se produce un fallo de la presión del mismo motor a los 35 seg de su funcionamiento. El 23 de octubre de 2008 se probó por vez primera en ensayo estático de 2 min el Zefiro 9A, previsto para dotar a la fase 3ª; funcionó con éxito y generó un empuje de 32,6 Tm.
    El Zefiro 23 se probaba en Salto di Quirra en ensayo estático el 26 de junio de 2006 por vez primera, y el 27 de marzo de 2008 en segunda ocasión; en esta última oportunidad actuó 1 min 15 seg con un empuje estimado de 95 Tm.

     Propuesto por franceses e italianos, fue asumido su desarrollo por la ESA para aprovechar la plataforma existente ELA-1 de Kourou, con algunas modificaciones. El costo calculado por vuelo, sin contar la carga útil, con este cohete es de solo unos 20 millones de dólares, evitando de tal modo el uso de lanzadores innecesariamente más potentes para los casos de cargas poco pesadas y mucho más caros. El costo de desarrollo del proyecto sería de 280 o 300 millones de dólares y se debía planificar en el italiano ESRIN en Frascati. Las empresas encargadas de su desarrollo son en principio la francesa Aeroespatiale y la italiana FiatAvio, mediante su participación en la empresa creada al efecto y llamada VEGA Spazio , luego denominada ELV Spa, y en la que la ASI participa con un 30% y el resto la Avio Spa; como subcontratistas hay más de 40 empresas del sector de distintas naciones de Europa. Las empresas españolas participantes son 7: EADS CASA Espacio, INDRA, CRISA, GTD Sistemas de Información, RYMSA, SENER y GMV.
   La financiación inicial estaba a cargo de Italia en un 55 % (luego 65%), Francia en un 30 % (luego 15%) y de España, Bélgica y Holanda, en un 15 % (respectivamente luego de un 5,68%, 5,6% y 3,5%). Pero en septiembre de 1999, Francia anunciaba que no iba a aportar los fondos necesarios. En la segunda mitad de 2000 la financiación se redistribuyó asignando provisionalmente el 70 % a Italia y el resto a Francia, España, Bélgica, Holanda, Suecia y Suiza; estos dos últimos participarían respectivamente con un 1,3% y 0,8%.
    Desarrollado previamente a partir de 1998, a principios de 2001 la ESA aprobaba el proyecto, pendiente sin embargo de la definitiva participación de España y con la decisiva de Italia, Holanda, Bélgica, Suiza y Suecia. El primer lanzamiento se tenía entonces previsto para 2005 o 2006, aunque en 2004 la perspectiva era 2007.
    En noviembre de 2001, Francia opta por participar y se firma un acuerdo entre el CNES, Arianespace, la ESA y la ASI-Fiatavio para readaptar la rampa ELA-1 de Kourou para el cohete VEGA; la misma pasaría a ser denominada ZLV y las obras comenzarían el 20 de octubre de 2004. El 25 de febrero de 2003 la ESA firmaba con la empresa ELV el documento para el desarrollo final del cohete.
    El motor P80 en modelo real final fue probado estáticamente con éxito en Kourou el 4 de diciembre de 2007 durante 1 min 51 seg.
    El montaje en la base de lanzamiento de Kourou del primer VEGA comienza el 7 de noviembre de 2011 con la colocación de la primera fase P80 en la torre de servicio móvil, pensando en realizar el disparo en enero de 2012. Luego se colocaría la segunda etapa, la Zefiro 23, y más tarde la Zefiro 9 y una cuarta el AVUM. Finalmente fue lanzado por vez primera, y con éxito, el 13 de febrero de 2012, llevando en total 9 satélites, 7 de ellos diminutos cubesats.
        En este primer disparo del VEGA, la primera fase actuó hasta los 1 min 55 seg de vuelo. La segunda lo hizo en los 1 min 27 seg siguientes. Y 16 seg más tarde, a los 3 min 38 seg del ascenso, se encendió la fase tercera que funcionó durante 2 min 09 seg, en cuyo tiempo el caparazón de proa que contenía los satélites fue desprendido. A los 5 min 47 seg del vuelo, la tercera fase se apaga y separa. Unos segundos más tarde fue encendida la cuarta y última etapa, AVUM, que ya realizaría posteriormente más encendidos para ajustar la órbita a las necesidades de las trayectorias de los satélites. En esta primera ocasión, esta última fase estuvo encendida durante casi 3 min, hasta los 8 min 45 seg de vuelo. Este primer VEGA tuvo una altura de 30 m y pesó 137 Tm al partir.

    En 2018 se trabaja en un modelo más avanzado, el VEGA-C, dotándolo de una primera fase con un P120C, diseñado para el Ariane 6, para incrementar la carga útil en 700 Kg y poder elevarla a una órbita polar de 700 Km de altura.
    Tras 14 lanzamientos con éxito, el 15 falló el 11 de julio de 2019 por fracaso de su segunda fase, la Zefiro 23.
    El 17 lanzamiento, en noviembre de 2020, llevando dos satélites, uno español y otro francés, también se pierde al fallar la fase superior AVUM a los 8 min de vuelo. El fracaso lo achacará Arianspace a un error humano, a dos “cables mal conectados” en el proceso de integración de la fase.

Lanzamientos VEGA:

Fecha

Vuelo

Carga útil

Observaciones

001

13.02.2012

VV01

LARES

ALMASAT 1

XATCOBEO

ROBUSTA

E-ST@R

PW-SAT

GOLIAT

MASAT 1

UNICUBESAT GG

Primer VEGA.

002

07.05.2013

VV02

PROBA-V
    VNREDSAT 1A
    ESTCUBE-1


003

30.04.2014

VV03

KAZEOSAT 1


004

11.02.2015

VV04

IXV

Vuelo suborbital.

005

23.06.2015

VV05

SENTINEL 2A


006

03.12.2015

VV06

LISA PATHFINDER


007

16.09.2016

VV07

SKYSAT-4
    SKYSAT-5
    SKYSAT-6
    SKYSAT-7
    PERUSAT-1


008

05.12.2016

VV08

GOKTURK-1


009

07.03.2017

VV09

SENTINEL 2B


010

02.08.2017

VV10

SHALOM
     VENµS


011

08.11.2017

VV11

MOHAMMED VI-A


012

22.08.2018

VV12

AEOLUS


013

21.11.2018

VV13

MOHAMMED VI-B


014

21.03.2019

VV14

PRISMA


015

11.07.2019

VV15

FALCON EYE 1

Falla la 2ª fase.

016

03.09.2020

VV16

UPM/SAT-2
  ATHENA
  GHGSAT-C1
  NEMO-HD
  ESAIL
  ION SCV LUCAS
  ÑUSAT-6
  FLOCK 4V-01     a
  FLOCK 4V-26
  SPACEBEE-10
  SPACEBEE-21
  LEMUR 2-112    a
  LEMUR 2-119
  FSSCAT-A
  FSSCAT-B
  DIDO-3
  PICASSO-BE
  SIMBA
  TRISAT
  TTU-100
  AMICAL SAT
  NAPA-1
  TARS-1
  TYVAK-0171
  OSM-1 CICERO


017

17.11.2020

VV17

INGENIO
   TARANIS

Falla la fase superior. Pierde la carga.

018

29.04.2021

VV18

PLEIADES-NEO-3
  NORSAT 3
  AII-BRAVO
  ELO ALPHA
  LEMUR 2-138    
  LEMUR 2-139


019

17.08.2021

VV19

PLEIADES-NEO-4
  BRO 4
  RADCUBE
  SUNSTORM
  LEDSAT


020

16.11.2021

VV20

CERES 1
  CERES 2
  CERES 3




                = INDIA

    La Agencia Espacial India, ISRO, procedió en los años 70 a desarrollar su propio lanzador para convertirse el 18 de julio de 1980, en el que lanzan su primer satélite, en uno de los pocos países que disponen de cohetes astronáuticos propios. Todos los lanzamientos se llevan a efecto en la base de Shriharikota.
    El primer lanzador indio fue el SLV, de 4 fases de propulsante sólido, 20,1 m de altura, 23 m de altura total con la carga útil, 1 m de diámetro, 17,56 Tm de peso, y un empuje al partir de 46,39 Tm. El cohete tenía un costo de 5 millones de dólares y podía satelizar 50 Kg en una órbita de 300 Km de altura. La primera fase tenía 10 m de altura, el citado diámetro máximo, 10,8 Tm de peso, de las que 2,14 Tm eran peso sin propulsante, e impulso específico de 229 seg a nivel de mar. La segunda etapa tenía 6,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 4,9 Tm de peso, de ellas 1,75 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 40 seg, 216 seg de impulso específico a nivel de mar y empuje en el vacío de 27,23 Tm. La tercera fase tenía 2,3 m de altura, 80 cm de diámetro, 1,5 Tm de peso, de ellas 440 Kg de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 45 seg, impulso específico a nivel de mar de 190 seg y un empuje en el vacío de 9,25 Tm. La cuarta fase tenía 1,5 m de altura, 70 cm de diámetro, 360 Kg de peso, de ellos 98 de peso sin propulsante, 33 seg de tiempo de funcionamiento, 60 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje en el vacío de 2,74 Tm. Se lanzaron 4 cohetes de este tipo, fallando el primero y el tercero parcialmente, entre el 19 de agosto de 1979 y el 17 de abril de 1983.

    Luego, los técnicos de este país dieron paso al lanzador ASLV, Vehículo de Empuje Aumentado de lanzamiento de satélites, que es una versión mejorada del anterior con el añadido de 2 boosters, también de propulsante sólido. Tenía 20,2 m de altura, 1 m de diámetro, 41,62 Tm de peso, y un empuje al partir de 92,78 Tm. El cohete tenía un costo de 9 millones de dólares y podía satelizar 150 Kg en una órbita de 400 Km de altura. La primera fase tenía 10 m de altura, el citado diámetro máximo, 11,8 Tm de peso, de las que 2,9 Tm eran peso sin propulsante, e impulso específico de 232 seg a nivel de mar. Cada uno de los 2 boosters tenía iguales medidas con un peso algo menor, de 11,6 Tm, de ellas 2,96 Tm sin propulsante, siendo su tiempo de funcionamiento de 49 seg e impulso específico de 229 seg a nivel de mar y un empuje en el vacío de 51,25 Tm. La segunda etapa tenía 6,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 4,4 Tm de peso, de ellas 0,8 Tm de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 36 seg, 220 seg de impulso específico a nivel de mar y empuje en el vacío de 31 Tm. La tercera fase tenía 2,4 m de altura, 80 cm de diámetro, 1,7 Tm de peso, de ellas 650 Kg de peso sin propulsante, un tiempo de funcionamiento de 45 seg, impulso específico a nivel de mar de 190 seg y un empuje en el vacío de 9,25 Tm. La cuarta fase tenía 1,4 m de altura, 70 cm de diámetro, 512 Kg de peso, de ellos 195 de peso sin propulsante, 33 seg de tiempo de funcionamiento, 110 seg de impulso específico a nivel de mar y un empuje en el vacío de 3,57 Tm. Se lanzaron 4 cohetes de este tipo, fallando 3, entre el 24 de marzo de 1987 y el 04 de mayo de 1994, siendo entonces abandonado el proyecto.

    Ya en los años 90 se propone construir un lanzador para enviar cargas a órbitas polares y otro a órbitas geoestacionarias. El primero sería el PSLV para satelizar en órbita polar cargas de 1 Tm a 900 Km, 2,9 Tm en órbita baja normal, o bien 450 Kg en órbita geosincrónica. El cohete tiene 4 fases y 6 boosters, una altura de 38 m (hasta 44 m con la carga útil), 2,8 m de diámetro máximo, un peso de 279,8 Tm y un empuje inicial de 513,68 Tm. El costo del lanzador es de 17,5 millones de dólares. La primera fase tenía 20,3 m de altura, el citado diámetro máximo, 160,2 Tm de peso, de ellas 31,2 Tm sin el propulsante sólido, que eran 129 Tm de pólvora que se queman en 1 min 37 seg, con impulso específico a nivel de mar de 237 seg y un empuje en el vacío de 495,6 Tm. Cada uno de los 6 boosters es de 10 m de altura, 1 m de diámetro, 10,93 Tm de peso, de ellas 2 Tm sin propulsante sólido; este último se quemaba en 49 seg con impulso específico a nivel de mar de 229 seg y creando un empuje en el vacío de 51,25 Tm. La segunda fase mide 11,5 m de altura, 2,8 m de diámetro, 42,8 Tm de peso, de ellas 37,5 Tm de tetróxido de nitrógeno y UDMH que quemaba durante 2 min 30 seg en un motor Vikas, una versión del Viking del Ariane, con impulso específico de 200 seg a nivel de mar y un empuje en el vacío de 73,93 Tm. La tercera fase es de nuevo un cohete de propulsante sólido de 3,5 m de altura, 2 m de diámetro, y 8,3 Tm de peso, de las que 7,2 Tm son de dicho propulsante que se consume durante 1 min 15 seg con impulso específico de 160 seg a nivel de mar creando un empuje de 33,52 Tm. La cuarta fase mide 2,6 m de altura 1,3 m de diámetro, pesa 2,92 Tm, de ellas 0,92 Tm de peso en seco, con un tiempo de funcionamiento de 7 min 5 seg; los propulsantes son líquidos, los mismos de la segunda fase, tetróxido de nitrógeno y UDMH y el empuje en el vacío es de 1,43 Tm. Entre septiembre de 1993 y mayo de 1999 se lanzaron 5 PSLV, de los que falló el primero. Posteriormente se creó la versión XL, “extra-largo”, para lanzamiento lunar, con un peso de 316 Tm llevando una carga útil de 1,3 Tm. En septiembre de 2012, al tiempo del 22 lanzamiento del PSLV, la India llevaba realizados 100 disparos de cohetes espaciales.
    El 24 de enero de 2019 estrenó una versión del mismo, llamada PSLV-DL, que lleva dos aceleradores únicamente, de 4 fases (sucesivamente PS1/S-139, PS2-L-40/Vikas, PS3/S-7y PS4), de las que la última llevaba carga útil experimental incorporada a modo de satélite.

    El GSLV llegaría a finales de los años 90, y para su tercera fase se decidió utilizar inicialmente una criogénica con motor ruso bajo contrato, en tanto que el ISRO trataba de desarrollar una propia; el 22 de septiembre de 1998, los rusos les entregaban la primera de 7 de tales fases. El cohete tiene inicialmente 3 fases y 2 boosters, 40,6 m de altura (49 en total con la carga), 2,8 m de diámetro, 304,6 Tm (414 más tarde) de peso y un empuje al partir de 573,39 Tm. Su costo es estimó en 4 millones de dólares. Su capacidad de satelización es suficiente para poner en órbita geoestacionaria inicialmente 1,5 Tm y luego cerca de 2,4 Tm (Mk-2), o bien para llevar 5 Tm a una órbita de 400 Km de altura.
    La primera fase S-125 tiene 20,3 m de altura, 2,8 m de diámetro, 156 Tm de peso, 27 Tm de ellas de peso sin el propulsante sólido HTPB, un empuje en el vacío de 495,6 Tm, impulso específico de 237 seg a nivel de mar y un tiempo de funcionamiento de 1 min 45 seg; tal fase fue probada en primera ocasión en 1997.
    Cada uno de los 2 boosters tiene 19,7 m de altura, 2,1 m de diámetro, 45,5 Tm de peso, de las que 40 Tm son de propulsante sólido, un empuje en el vacío de 74,95 Tm, un tiempo de funcionamiento de 2 min 38 seg e impulso específico a nivel de mar de 240 seg.
    Si lleva boosters, hasta 4, de propulsante líquido, L4OH, se encienden en el lanzamiento 4,8 seg antes de la partida y funcionan durante 2 min 28 seg.
    La segunda etapa es la misma segunda del PSLV pero con un motor Viking 4, que hace aumentar en 200 Kg el peso total e incrementa el empuje en 1 Tm aproximadamente. Esta fase comienza su actuación a los 69 Km de altura y con 2 min 20 seg llega a unos 131 Km de altitud.
    La tercera fase es de 8,7 m de altura, 2,8 m de diámetro, 14,6 Tm de peso, de ellas 12,5 Tm de LOX y LH para quemar durante más de 13 min creando un empuje de 7,65 Tm.
    El primer modelo a utilizar (2001) llevaba sin embargo 4 boosters de propulsante líquido L-40 con motor Vikas, creados sobre el Viking 4 francés, con propulsante UDMH y tetróxido de nitrógeno. Tal cohete, con su carga útil media 49 m y pesaba 401 Tm.
    El primer lanzamiento de este cohete se fijó en Shriharikota en principio para 1999, pero luego fue dejado para principios de 2001. Pero el 28 de marzo de tal año, intentado lanzar a las 10 h 17 min, GMT, llevando ya un satélite, uno de los 4 boosters, que debían encenderse 4,6 seg antes de comenzar a elevarse (de encenderse la fase primera), no funcionó al incendiarse, según se creyó al principio, uno de sus 4 motores y el disparo fue interrumpido de inmediato sin inicio del levantamiento; el origen del incidente había sido un defecto en un conducto de oxidante que no permitió un buen flujo del mismo y en realidad el fuego había sido debido a una combustión sin importancia de material aislante. El aplazamiento se declaró entonces sin nueva fecha concreta. Finalmente fue disparado con éxito el 18 de abril siguiente, cerrando así una década de desarrollo de un programa que había costado 300 millones de dólares, unos 56.700 millones de pesetas.
    En esta primera misión, la fase primera actuó hasta los 1 min 40 seg y se separó a los 2 min 45 seg, al agotarse los boosters; entonces la velocidad era de 2,63 Km/seg y el cohete estaba a 75 Km de altura. A los 2 min 44 seg se encendió la fase segunda y actuó durante 2 min 27 seg, hasta alcanzar una velocidad de 5,18 Km/seg y llegar a 126 Km de altitud. La fase tercera actuó entonces durante 11 min 33 seg y llega a una velocidad de 10,17 Km/seg llegando a los 195 Km de altura. Posteriormente actuaría la fase del satélite.
    Por entonces, en el mismo 2001 el ISRO pensó en mejorar el GSLV para elevar un poco su capacidad y hacer posible que llevara 2,6 Tm a una órbita geoestacionaria, sustituyendo el motor de origen ruso de la última fase, el 12KRV, por otro nacional, el C-12. También entonces se esperaba que pudiera satelizar 6 Tm de carga hacia el año 2006 con 2 boosters de propulsante y una fase central renovada, con 2 motores Vikas, y una fase última de propulsantes criogénicos.
    En abril de 2002 la India aprobaba el desarrollo del GSLV-3, modelo de mayor potencia que el GSLV, para elevar cargas de 4,4 Tm hasta una órbita geoestacionaria. El presupuesto inicial se cifra en 520.000.000$. Su puesta en servicio se prevé entonces para 2006. Su primera fase debía ser una L100 de propulsantes líquidos con dos boosters S200 de propulsante sólido. La segunda fase es una C25 de propulsantes líquidos.
    Una versión avanzada del GSLV es la Mk-3 o Mk.3, cuyo desarrollo fue aprobado en agosto de 2002. Llevaría una fase nueva de propulsante líquido y 2 boosters. Su capacidad es suficiente para satelizar cargas de 4 Tm en órbita geoestacionaria a partir del año 2008. En órbita baja podría elevar hasta 10 Tm en una versión propuesta, con lo que podría satelizar una nave espacial tipo Soyuz si bien la India no mostró interés en vuelos tripulados por su elevado coste.
    El 10 de julio de 2006 fallaba el modelo GSLV-F02, perdiendo al satélite que llevaba, cuando a los 55 seg de vuelo se desvió de su ruta y 7 seg más tarde se destruyó. El fallo es debido al fracaso de actuación de unos de los 4 boosters desde el principio (a los 5 seg de vuelo), que descompensó demasiado el empuje en la fase de vuelo más aerodinámica. A su vez, la avería de este cohete auxiliar estuvo en el sistema de control del empuje por un defecto de fabricación.
    En 15 de noviembre de 2007, en el desarrollo de una tercera fase propia para el GSLV, se efectuaba con éxito un ensayo estático en Mahendragiri de 12 min de duración de un motor de propulsante criogénico de LOX y LH, de 69,5 kilonewtons de empuje.
    El 24 de enero de 2010 se prueba con éxito en ensayo estático el motor de propulsante sólido S200 para el Mk-3, que es entonces el tercero mayor tras el americano del Shuttle y el europeo Ariane 5. Mide 22 m de altura con 3 segmentos, 3,2 m de diámetro, y porta unas 200 Tm de propulsante. Su empuje alcanza las 500 Tm; actúa durante 2 min 10 seg.
    El desarrollo de tercera la fase propia de propulsantes líquidos, llamada CUS 12, llegó al 15 de abril de 2010 con el lanzamiento en Sriharikota del primer vector que la portaba, el GSLV Mk-II-D3. Pero la actuación de la fase no fue satisfactoria cuando empezó a girar sobre sí indebidamente por fallo de los pequeños motores verniers posiblemente, yendo luego a caer hacia las aguas del Índico y perdiendo la carga útil que llevaba, un satélite de comunicaciones.
     El 17 de diciembre de 2014 se prueba el GSLV Mk-3 llevando una cápsula CARE para la reentrada en un vuelo suborbital en una comprobación múltiple. Este ejemplar de prueba no lleva la fase superior, siendo solo la primera con dos aceleradores. El disparo tiene lugar en Sriharikota a las 04 h GMT y la carga útil alcanzó un techo de 126 Km, así como una velocidad de 5,3 Km/seg. La cápsula, que cayó luego colgada de paracaídas en aguas oceánicas del Golfo de Bengala, en el Índico, pesaba 3.735 Kg y estaba construida en aluminio recubierto de losas de carbono a modo de escudo térmico.
    El 5 de junio de 2017 es disparado con éxito en Sriharikota el primer el GSLV Mk-3 llevando un satélite de más de 3 Tm, el GSAT 19E, hacia una órbita geoestacionaria.


    Además, en 1998 la India diseñaba un prototipo de cohete recuperable llamada AVATAR que es de la envergadura de un caza no tripulado. El mismo llevaría un motor mixto Ramjet para quemar oxígeno atmosférico y la velocidad tope que alcanzaría se marcó en Mach 7 para luego continuar con cohete hasta una órbita con un satélite, soltarlo y regresar luego para aterrizar.

              = OTROS PAISES.

    Además de los países referenciados, otros han trabajado para disponer de cohetes operativos para lanzamiento de satélites propios y evitar la dependencia del exterior. Así algunos han creado bases propias y lanzadores de menor potencia. Algunos no han logrado sin embargo hacer operativo su cohete…

                            -  ISRAEL.

    Israel dispone de un lanzador espacial de propulsante sólido de tres etapas llamado Shavit (meteoro, o cometa). Desarrollado a principios de los años 60, fue utilizado como cohete sonda y derivado del misil Jericó 2. La capacidad de satelización del Shavit es de 160 Kg para una órbita baja de 185 Km.
    Tiene 12,4 m de altura, 1,3 m de diámetro, 23,24 Tm de peso, y 42 Tm de empuje inicial.
    La primera etapa, llamada también Shavit 1 y NEXT 1 o RSA-3.1 en denominación de origen sudafricana, es de 5,4 m de altura, 1,3 m de diámetro, 2,3 m de envergadura, 10,2 Tm de peso, de las que 1,1 Tm son de peso sin propulsante, y 46,5 Tm de empuje en el vacío; el tiempo de actuación es de 52,5 seg y el impulso específico de 238 seg.
    La segunda fase, llamada también Shavit 2 y NEXT 2 o RSA-3.2 en denominación de origen sudafricana, es de 4,9 m de altura, 1,3 m de diámetro, 10,97 Tm de peso, de las que 1,77 Tm son de peso sin propulsante, y 48,6 Tm de empuje en el vacío; el tiempo de actuación es de 52,5 seg y el impulso específico es de 220 seg.
    La tercera fase, llamada también Shavit 3 y NEXT 3 o RSA-3.3 en denominación de origen sudafricana, es de 2,1 m de altura, 1,3 m de diámetro, 2,05 Tm de peso, de las que 170 Kg son de peso sin propulsante, y 6 Tm de empuje en el vacío; el tiempo de actuación es de 1 min 34 seg y el impulso específico es de 292 seg.
    Entre 1988 y 1998 se hicieron 5 lanzamientos desde Palmachim, fallando en dos ocasiones.
    A principios de 2001 se pensó como lanzador en el misil Black Arrow, de 1.260 Kg de peso, construido por el centro Rafael, que podía ser lanzado desde un F-15. Con una modificación del misil, para dar algo más de potencia a su motor, se creyó que podía disparar minisatélites de hasta 80 Kg para enviar a una órbita baja.

                            -  IRÁN.

    El Irán de la “revolución islámica” pone a punto su primer cohete espacial el 2 de febrero de 2009 con el lanzamiento de su primer satélite artificial, el Omid. El cohete será el Safir 2 (su nombre significa “embajador”) desarrollado por los propios iraníes partiendo de modelos anteriores de misiles Shahab 3, al que a su vez se habían incorporado versiones de motores No Dong, originalmente adquiridos a Corea del Norte. La capacidad del vector le permite satelizar cargas de no mucha masa en órbitas no más allá de los 500 Km de altura; en versión militar el cohete tiene un alcance de 2.000 Km.
    También fue utilizado para ensayos de recuperación de cargas espaciales el cohete sonda Kavoshgar 2.

 Un Kavoshgar 3 fue lanzado el 3 de febrero de 2010 en vuelo suborbital con una carga biológica (dos tortugas, un ratón y gusanos) que fue recuperada. Entonces se anunció que Irán disponía del nuevo vector Simorgh, o Safir 2, con capacidad para elevar hasta 100 Kg a una órbita de 500 Km de altura.
    En abril de 2020 lanza con éxito una versión espacial llamada Ghased o Qased (“mensajero”) de dos fases, la primera de propulsante líquido y otra sólida; otra información cita 3 fases y solo propulsante líquido.

                            - COREA DEL NORTE

    El 4 de septiembre de 1998, Corea del Norte comunicaba que el día 31 de AGOSTO anterior había puesto en órbita su primer satélite con un cohete de varias fases. El comunicado quería además desmentir un anuncio japonés de que se trataba de un misil que había sobrevolado territorio nipón. Sin embargo, los potentes sistemas de detección espacial norteamericanos no apuntaron haber hallado tal satélite, si bien los rusos si lo afirmaron pero no dieron detalle alguno.
    El cohete espacial coreano es el Taepo Dong 1, de 3 fases, y se supone que está desarrollado con una primera fase sobre el misil militar Nodong 2, y una segunda sobre un Scud soviético. El mismo es lanzado desde la base de Musada-ri. En total, el cohete mide 25,8 m de altura (más la carga), 1,8 m de diámetro, pesa 33,4 Tm, y su empuje inicial es de 53,56 Tm. Su capacidad le permite elevar cargas de 6 Kg a una órbita de 220 Km de altura. También es llamado Pekdosan-1.
    La primera fase tiene unos 12 m de altura, el diámetro máximo citado, 25,65 Tm de peso, de ellas 3,7 Tm de peso en seco, y utiliza como propulsantes UDMH y ácido nítrico que quema en 4 motores No Dong durante 1 min 35 seg creando un empuje en el vacío de 58,87 Tm; el impulso específico es de 232 seg a nivel de mar.
    La segunda etapa tiene también 12 m de altura, un diámetro de 1 m, 7,5 Tm de peso, de ellas 1,45 Tm de peso en seco, quema los mismos propulsantes de la primera en 1 motores No Dong durante casi 3 min creando un empuje en el vacío de 14,72 Tm; el impulso específico es también de 232 seg a nivel de mar.
    La tercera fase mide 1,8 m de altura, 30 cm de diámetro, pesa 252 Kg, de ellos 202 de propulsante sólido, tiene un empuje de 1,87 Tm y el tiempo de encendido es de 27 seg; el impulso específico es de 250 seg.
    Un Taepo Dong 2 lanzado el 4 de julio de 2006 falló a los 40 seg de vuelo. Al cohete Taepo Dong 2, se le adjudicó como misil un alcance de 6.700 Km, según fuentes de Occidente. Pero los coreanos anunciaron en febrero de 2009 que el cohete espacial sería un Unha 2, si bien se cree que se trata del anterior citado.
    El 12 de abril de 2012, a las 22 h 38 m, GMT, fue lanzado un Unha 3 (Unha significa “galaxia”), con 91 Tm de masa inicial y 30 m de altura, llevando un satélite de observación terrestre, el Kunmyongsong-3. Pero al finalizar la actuación de la primera fase, el cohete realiza la reentrada y, fragmentado en varias partes, cae a unos 165 Km de las costas coreanas en el mar Amarillo a los 2 min de vuelo aproximadamente. En diciembre siguiente repite el intento y es un éxito. Este modelo de cohete deriva del citado Taepo Dong y lleva en su primera etapa 4 motores similares a los del misil Nodong, copiado a su vez del antiguo misil soviético SS-N-6. Tiene 3 fases y un diámetro máximo de 2,4 m en la primera fase, que mide 17 m de longitud; la segunda etapa tiene 8,5 m de longitud y 1,5 m de diámetro, con 2 motores quizá; y la tercera 3,8 m de larga y 1,25 m de diámetro, y un solo motor. Se cree que su capacidad de satelización está en poco más de los 100 Kg para una órbita baja.
    En septiembre de 2016 probaba con éxito en el Centro Espacial Sohae un nuevo motor cohete, según dijeron los norcoreanos el día 19 de tal mes. Con el mismo, que funcionó durante 3 min 20 seg, se anuncia un cohete capaz de elevar cargas a órbitas geoestacionarias, aunque también significa que podrá lanzar mayores cargas en órbitas bajas que hasta entonces.


                            - BRASIL

    Inició en 1979 su propio programa de satélites, lanzador y base de disparo y planificó la construcción de un cohete llamado VLS-1, vehículo de lanzamiento de satélites, cuyo desarrollo precisaba de una importación de tecnología extranjera que le fue negada por las naciones firmantes del Tratado de No Proliferación Nuclear; el lanzador también podía ser un misil, si bien los verdaderos intereses de tales países, con los Estados Unidos a la cabeza, fueron más bien comerciales. Luego, estableció acuerdos de cooperación con China. La base de lanzamiento es la de Alcántara.
    Anteriormente, desde 1964, Brasil había dispuesto de la base Barreira do Inferno y de los cohetes sonda así llamados, Sonda.
    El cohete brasileño fue desarrollado a partir de 1985 durante 15 años con un costo de 280 millones de dólares, si bien se estima inicialmente un coste unitario del VLS-1 de 16 millones de dólares; en 2003 se decía que el costo unitario era solo de 6,5 millones de dólares.
    El modelo tiene 19,5 m de altura, 1 m de diámetro, un peso de 49,6 Tm, un empuje al partir de 106,96 Tm y capacidad para satelizar 350 Kg de peso en una órbita baja, o 200 Kg a 750 Km de altura o más. Todas sus fases, 3 más boosters, son de propulsante sólido.
    Su primera fase es un S-43TM de 8,1 m de altura, 1 m de diámetro, 8,7 Tm de peso, siendo 1.536 Kg del mismo de peso sin propulsante, que tiene un empuje de 32,7 Tm en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 58 seg e impulso específico de 170 seg.
    Tal fase va ayudada en el lanzamiento por 4 boosters S-43 que tienen cada uno 9 m de altura, igual diámetro, 8,55 Tm de peso, de las que 1.328 Kg son de peso sin propulsante, 30,9 Tm de empuje en el vacío, un tiempo de funcionamiento de 59 seg e impulso específico de 225 seg a nivel de mar.
    La etapa segunda es una S-40TM de toberas orientables de 5,8 m de altura, 1 m de diámetro, 5,66 Tm de peso total, de las que 1.212 Kg son de peso sin propulsante, 21,25 Tm de empuje en el vacío, 56 seg de funcionamiento e impulso específico de 204 seg a nivel de mar.
    La tercera fase es una S-44 que se estabiliza por rotación y tiene 1,8 m de altura, igual diámetro de 1 m, 1.025 Kg de peso, de ellos 190 de peso sin propulsante, 3,39 Tm de empuje, y 1 min 8 seg de funcionamiento.
    Su primera prueba, luego de una prueba suborbital el 28 de abril anterior, fue el 2 de noviembre de 1997. El lanzamiento se produjo a las 12 h 25 min, GMT, y falló a los 65 seg de vuelo, sobre 3,23 Km de altura, precisamente por fallo del detonador de uno de estos cohetes; se perdió el satélite meteorológico llevado SCD-2A al quedar toda la astronave desperdigada por la zona de mar, a 2 Km de la base; el costo del satélite era de 5.000.000 $. Para septiembre de 1998 se fijó la prueba siguiente, pero no ocurrió hasta el 11 de diciembre de 1999 volviendo a fallar al no encenderse la segunda fase.
    Mediado el año 2000, Brasil firmaba un acuerdo de cooperación con Rusia, entre otras cosas, para desarrollar una fase de propulsante líquido para los cohetes VLS, aumentando así su capacidad. A la vez, Brasil dejaría a los rusos lanzar cohetes en su base ecuatorial de Alcántara, de óptima posición geográfica para estas operaciones.
    En 2001 se aumentaba el presupuesto para el desarrollo del VLS-1 hasta los 6,2 millones de dólares, dado el encarecimiento de algunas partes del mismo.
    El 22 de agosto de 2003, a las 13 h 30 min, hora local, cuando se estaba preparando el tercer lanzamiento del VLS-1 para el día 25 siguiente, uno de sus boosters se encendió y el cohete explotó causando de inmediato al menos la muerte a 21 técnicos, 13 de ellos ingenieros, 20 heridos y la destrucción de la rampa de disparo. En la misma, se dijo que había en tal momento trabajando unas 220 personas. Se comentó entonces, anécdota de culpas a un hipotético sabotaje aparte, que el desarrollo espacial brasileño necesitaba en realidad 4 veces más de presupuesto y esa era la causa final del desastre. El fallo fue debido a una chispa eléctrica que descargó sobre el propulsante sólido, provocando la ignición.

    Además de este cohete, a pesar de que aun no era operativo, Brasil tenía en 2005 el proyecto de un VLS-2 y un VLM. El primero debería poner 600 Kg en órbita de 1.000 Km de altitud según los planes iniciales, y el segundo estaría destinado a satelizar pequeñas cargas, de hasta 100 Kg.

                            - ARGENTINA

    El desarrollo de los primeros cohetes propios en Argentina comienza en 1948, en tiempos del general Perón, con ayuda técnica de alemanes, pero sin mayores resultados.
    Después, en 1984, se involucraron en el desarrollo del proyecto de misil Condor II.
    La actividad argentina en cohetería está en manos de la  CONAE, Comisión Nacional de Actividades Espaciales.
    En 1998 presupuestó 70 millones de dólares para el desarrollo de un lanzador de satélites llamado VENG, Vehículo Espacial de Nueva Generación, nombre de la empresa constituida a tales efectos, que se esperaba que costara 300 millones y su puesta en servicio para 2003, cosa que no se cumpliría. De propulsante líquido hidracina, este vector se constituiría en una sola fase de 3,4 m de altura y fue probado con éxito en 2007, alcanzando solo 20 Km de altura. Una versión llamada 1b (Tronador 1b), de 6 m de altura, fue lanzada en 2008 y años posteriores.
    Este proyecto derivaría en una segunda parte en el cohete Tronador 2, en la década primera del nuevo Siglo XXI. Con el mismo se pretenden lanzar a partir de 2015 con bajo costo pequeñas cargas de hasta 400 Kg hacia órbitas bajas de hasta 700 Km de altura y polares. Los planes quieren hacer al menos 5 lanzamientos anuales.
    El lanzamiento del modelo final del Tronador 2 se lleva a la base de Puerto Belgrano, al sur de la provincia de Buenos Aires.
    El 26 de febrero de 2014 se realiza para tal proyecto la primera prueba en Punta Piedras, al lado de Río de la Plata, del VEX1A, pero falló tras elevarse un par de metros, aunque se realizaron en parte comprobaciones diversas de sus dispositivos.
    El 15 de agosto de 2014 tiene lugar la prueba del VEX1B sobre Pipinas, en el departamento de Buenos Aires, y fue un éxito, alcanzado una altitud de 2.200 m en 27 seg. Este modelo Tronador tiene 14,5 m de altura y 2,8 Tm de peso; alcanza una velocidad de 828 Km/h y se prueban los sistemas propulsor y de navegación. Otros ensayos deben seguir hasta completar la media docena para pasar ya al Tronador 2 al completo.
    El Tronador 2 final tiene 33 m de altura y 64 Tm de peso.
    Otra prueba se realiza el 20 de abril de 2017, con un VEX5, pero es un fracaso.


                           - COREA DEL SUR

    A principios de 2001, Corea del Sur estaba decidido a la construcción de un lanzador propio capaz de satelizar 1 Tm en órbita solar, si bien inicialmente solo se aspira a enviar 100 Kg a una órbita baja hacia el 2.005. Se encargó así a la empresa Hyundai Aerospace desarrollar un cohete de unas 100 Tm de peso bajo un presupuesto inicial de 4.260 millones de dólares. También se esperaba crear otro un 50 % más potente para 5 años más tarde.
    El primer cohete probado fue denominado KSR-3 y fue de 3 fases, 14 m de alto, 6 Tm de peso y 12,5 Tm de empuje. Se dispuso su lanzamiento de prueba el 28 de noviembre de 2002 en Anheung en un vuelo suborbital de 42 Km de techo y 4 min 1 seg de vuelo, teniendo éxito en el mismo.
    En 2005 se planificaba el modelo KSLV-1, de dos fases, que estaba basado en el ruso Angara en cuanto a la primera fase, y que debía ser la antesala de vectores más potentes, los KSLV-2 y 3; este último es la misma versión primera con 2 boosters añadidos. La fase 2, denominada KSR-1, es de propulsante sólido y de fabricación propia.
    A finales de 2006 los surcoreanos anunciaban que su vector sería probado en 2008 y que el modelo KSLV-3 podría satelizar hacia 2015 unas 1,5 Tm; también se advirtió entonces de la cancelación del proyecto KSLV-2, que luego se reactivaría.
    En junio de 2009 se daba a conocer la intención coreana de lanzar el siguiente 30 de julio el primer KSLV-1, entonces de 33 m de altura y 3 de diámetro, y 140 Tm de peso. Su primera fase lleva un motor RD-151, modelo de menos empuje que el usado en el Angara (RD-191). La segunda es de propulsante sólido. El funcionamiento de la primera fase es de 232 seg.
    El cohete KSLV-1, también llamado Naro, fue finalmente lanzado el 25 de agosto de 2009. Funcionó aceptablemente la primera fase pero al no abrirse del todo luego la cofia para liberar la carga útil, ésta se perdió con una inmediata reentrada. El segundo intento se realiza el 10 de junio de 2010 y también fracasa al explotar la primera fase. El primer éxito tiene lugar el 30 de enero de 2013 con un satélite propio.

    El siguiente modelo, el KSLV-2, fue llamado Nuri y su primer disparo se realiza el 21 de octubre de 2021 en la base costera de Naro. El Nuri consta de 3 fases, mide 47,2 m de altura, 3,5 m de diámetro, pesa 200 Tm y puede satelizar 2,6 Tm a una órbita de unos 300 Km de altura, o 1,5 Tm a una altitud de 800 Km.
    La primera fase, de 21,6 m de altura y 3,5 m de diámetro, utiliza 4 motores KRE-075 SL de propulsante líquido Jet A y LOX de 75 Tm de empuje (735,5 kilonewtons) cada uno (300 Tm en total); funciona durante 2 min 7 seg y su impulso específico es de 261 seg al partir. La segunda etapa, de igual diámetro, lleva un motor KRE-075 también del mismo propulsante líquido y tiene casi 80 Tm de empuje; funciona durante 2 min 28 seg y su impulso específico es de 315 seg (en el vacío). Y la tercera fase, de 3,5 m de longitud y otros tantos de diámetro, utiliza un motor KRE-007 de propulsantes líquidos Jet A-1 y LOX de 7 Tm de empuje (68,7 kilonewtons) y 325 seg de impulso específico; puede funcionar hasta 8 min 18 seg.
    Se inició su desarrollo en 2010 y al momento de su prueba se habían gastado en el proyecto 1.800 millones de dólares. En tal primera prueba de 2021 no consiguió satelizar una carga simulada por un fallo parcial. En tal momento se estudian varias versiones de este modelo para el futuro.

                                    -
ESPAÑA

    Tras los antecedentes del cohete Capricornio, no desarrollado, citado en el apartado de cohetes-sonda españoles, en 1997 el INTA pensó en el vector Pegasus americano por sus posibilidades al poder ser lanzado con su carga útil desde un avión en vuelo. Ello parece que llevó a no insistir en el desarrollo de un lanzador propio durante un tiempo.

    En 2015, en España, la empresa PLD Space, creada en 2011 y ubicada en Elche (Parque Científico de la Universidad Miguel Hernández), proyecta hacer modelos de cohete recuperables con paracaídas y después un ala de planeamiento de tipo parapente con guía informatizada para volver al punto de partida. Es decir, han de ser reutilizables.
    Trabaja con vistas a disponer en 2018 del cohete Arion 1, el que se quiere lanzar en  Arenosillo, Huelva, en vuelo suborbital con una carga útil de 100 Kg que ha de llevar a 153 Km de altitud. Tal modelo Arion 1 tiene una fase de 2,55 Tm de masa, 12,5 m de altura y 70 cm de diámetro, siendo su techo en vuelo de 150 Km. Posteriormente, este modelo fue renombrado Miura 1. Como propulsantes a quemar en unos 2 min en un motor reutilizable TEPREL-1B lleva 600 Kg de keroseno aeronáutico y 1 Tm de LOX. En la base, junto al motor, lleva un compartimento con paracaídas para la recuperación, y en parte superior, justo debajo de la carga útil, dispone del sistema de control, energía y guía.
    El Miura 1 fue presentado el 12 de noviembre de 2021 en Madrid como el primer cohete suborbital europeo reutilizable. Se prevé entonces su lanzamiento en el año siguiente en Arenosillo. En su disparo, tras alcanzar del apogeo de 150 Km, caerá colgado de paracaídas en aguas atlánticas, a unos 70 Km de Huelva, para su posterior recuperación.
    Un modelo posterior, el Arion 2, será de 2 fases, la primera con 5 motores TEPREL-C, propulsante líquido, LOX y keroseno, 20 m de altura, 1,2 m de diámetro, 16 Tm de peso, y podrá satelizar hasta 150 Kg en órbita de 400 Km de altura, o menos masa hasta 1.200 Km. Este modelo, también reutilizable, se preveia lanzar en 2020, aunque en 2021 se ubica para 2024. La dirección de lanzamiento será hacia el Oeste, hacia el Atlántico. En 2015 se calcula que el costo del lanzamiento podría ser de 1 a 1,5 millones de euros. Posteriormente, este modelo fue renombrado Miura 5. El costo de todo el proyecto de desarrollo se evalúa en 2021 en unos 100 millones de euros.

    Además, en 2016, la empresa española Celestia Aeroespace piensa utilizar el mismo sistema del Pegasus pero con un avión distinto, un caza ruso MiG 29UB, originalmente de de entrenamiento, renombrado Archer 1, y un cohete que es en origen el misil Space Arrow. Aunque la carga útil del mismo sería muy pequeña, podría elevarla a una órbita en torno a los 500 Km de altura. El caza soltaría su carga desde unos 20 Km de altitud.

                                    -
NUEVA ZELANDA

    Electron. Pequeño lanzador de bajo costo, de unos 5 millones de dólares, con el que se pretende satelizar cargas de poca masa, de hasta unos 150 Kg en órbita polar heliosincrónica de unos 500 Km de altura. Tiene dos etapas, mide 17 m de altura y 1,2 m de diámetro, y pesa unas 10 Tm. La primera fase dispone de 9 motores modelo Rutherford que le dan 15 Tm de empuje inicia quemando RP-1 y LOX. La segunda etapa lleva un motor similar mejorado para funcionar en el vacío y su empuje es de 2,2 Tm. Utiliza bombas eléctricas y muchas partes de sus motores son fabricadas con sistemas de impresión en 3D. El cohete tiene sus antecedentes en el cohete sonda Atea 1, probado en 2009. Pertenece a la empresa estadounidense Rocket Lab, que tiene un acuerdo al respecto con Nueva Zelanda.
    Fue probado por vez primera en Nueva Zelanda el 25 de mayo de 2017, pero no logró entrar en órbita por fallo de configuración en equipos de tierra. En diciembre de 2017 hubo otra prueba fallida. Pero el 21 de enero de 2018 el vector, llevando una última fase Still Testing, logró su primer éxito tras partir de Mahia, y llevando a su órbita a varios minisatélites.
    Su segundo disparo con éxito sucede el 11 de noviembre del mismo 2018 con el cohete Electron Curie que lleva también varios satélites. Esta versión Curie es la misma anterior más una tercera fase Curie de monopropulsante para dar maniobrabilidad en el espacio. La carga a satelizar con esta etapa a los 500 Km de altitud es de unos 100 Kg.
    El tercer lanzamiento con éxito ocurre el 16 de diciembre de 2018 con el mismo Electron Curie que vuelve a llevar diversos minisatélites con una masa total de 78 Kg.
    El cuarto disparo ocurre el 28 de marzo de 2019 con el Electron KS (es el mismo modelo anterior) que lleva un satélite experimental del DoD USA de 150 Kg de masa.
    En el quinto lanzamiento, el 5 de mayo del mismo 2019, lleva tres pequeños satélites militares USA el mismo modelo Electron KS.
    Desde finales de 2018 Rocket Lab se estudia la recuperación de las fases del cohete tras su uso y con el fin de reutilizarla. Planea capturar la primera etapa con un helicóptero durante su descenso, cuando baje colgada de un paracaídas; el helicóptero engancharía las cuerdas de este último y lo llevaría a un buque base. Luego, en tierra, es examinado y rehabilitado para otro uso. 
    En diciembre de 2019 se lanzó un Electron KS cuya primera fase, tras su actuación, se intentó controlar en su descenso, aunque se perdería previsiblemente en el océano, pero sirvió para su estudio y la posibilidad de las futuras recuperaciones de las etapas con un paracaídas y posterior captura por su helicóptero.
    En los inicios de marzo de 2020 la mencionada empresa probó con éxito la recuperación de una primera fase soltada desde un helicóptero sobre aguas marinas de Nueva Zelanda. La fase descendió colgada de paracaídas y fue capturada con un gancho a 1.700 m de altitud por otro helicóptero.
    El 4 de julio de 2020, en su 13 lanzamiento, llevando 7 pequeños satélites, falló la segunda etapa a los 5 min 40 seg de vuelo para alcanzar luego a los 6 min una altura máxima de 192,8 Km y comenzar entonces a caer y reentrar, perdiendo la carga útil. Es el primer lanzamiento operativo fallido de este modelo. La primera evaluación menciona un posible fallo en las baterías de las turbobombas eléctricas de tal segunda fase.
    El 20 de noviembre de 2020, llevando 30 pequeños satélites, en el lanzamiento se logra recuperar la primera fase del cohete, que desciende hacia el océano colgada de paracaídas. En tal momento, la empresa Rocket Lab sostiene que el costo del disparo de su cohete es como máximo de 7 millones de dólares, frente a 4 y 7 veces más que cuestan otros lanzadores del mismo tipo (se refiere a el Pegasus y el Minotaur).



Cuadro resumen de cohetes astronáuticos con referencia general hasta 2.004 / 2.005.

    El año figurado como “Hasta” se refiere al último lanzamiento contabilizado, que no es necesariamente el último realizado.
    Los indicados como “sigue operativo” significa que se mantienen en los años de referencia las infraestructuras necesarias para su lanzamiento, a pesar de que hace años que no se dispare ninguno (algunos pudiera ser que no se vuelvan a lanzar).
    Los datos son orientativos; en lo concerniente a fracasos, a veces el fallo del cohete es parcial y la carga útil pudo corregir la órbita con sus propios motores.
    En varios de los modelos no se incluyen los lanzamientos de prueba en desarrollo, ni los suborbitales, salvo en algunos casos.

  Por orden: ALFABÉTICO de NOMBRES DE COHETES


Sugerencia: Se puede copiar la tabla en un editor y ordenar por paises, número de lanzamientos, etc.


Cohete astronáutico

País

Desde

Hasta

Lanza-mientos

Fracasos

Observaciones

Angara

Rusia

2014

2020►

3

0

Sigue operativo

Antares

USA

2013

2021►

15

1

Sigue operativo

Ariane 1

ESA

1979

1985

11

2


Ariane 2

ESA

1986

1989

6

1


Ariane 3

ESA

1984

1989

11

1


Ariane 40

ESA

1990

1999

8

0


Ariane 42L

ESA

1993

2002

13

0


Ariane 42P

ESA

1990

2002

15

1


Ariane 44L

ESA

1989

2003

40

1


Ariane 44LP

ESA

1988

2001

26

1


Ariane 44P

ESA

1991

2001

15

0


Ariane 5

ESA

1996

2018►

35

3

Sigue operativo

Ariane 5 ECA

ESA

2002

2021►

76

1

Sigue operativo

ASLV

India

1987

1994

4

3


Astra Rocket

USA

2018

2021►

6

5

Sigue operativo

Athena 1

USA

1995

2001

4

1


Athena 2

USA

1998

1999

3

1


Atlas Able

USA

1959

1960

3

3


Atlas Agena A

USA

1960

1961

5

2


Atlas Agena B

USA

1961

1966

29

7


Atlas Agena D

USA

1963

1978

75

6


Atlas B

USA

1958

1958

1

0


Atlas Centaur C/D

USA

1962

1983

61

8


Atlas D

USA

1961

1967

14

4


Atlas E/F

USA

1966

1995

50

5


Atlas G/H/I

USA

1983

1997

23

5


Atlas II

USA

1991

1998

10

0


Atlas II-A

USA

1992

2002

23

0


Atlas II-AS

USA

1993

2004

30

0


Atlas III-A

USA

2000

2004

2

0


Atlas III-B

USA

2002

2005

4

0


Atlas V

USA

2002

2021►

89

0

Sigue operativo

Black Arrow

Gran Bretaña

1969

1971

2

1


Ceres 1

China

2020

2020►

1

0

Sigue operativo

Ciclon 1

URSS/Rusia/Ucrania

1967

1969

8

1


Ciclon 2

URSS/Rusia/Ucrania

1969

2006

106

5


Ciclon 3

URSS/Rusia/Ucrania

1977

2009

122

8


Conestoga

USA

1995

1995

1

1


CZ-1

China

1969

1971

3

1


CZ-2

China

1974

1978

4

1


CZ-2C/D/E/F

China

1982

2021►

144

3

Sigue operativo

CZ-3A/B/C

China

1984

2021

138

2

Sigue operativo

CZ-4A/B/C

China

1988

2021

81

3

Sigue operativo

CZ-5

China

2016

2021

7

1

Sigue operativo

CZ-6

China

2015

2021

8

0

Sigue operativo

CZ-7

China

2016

2021

6

1

Sigue operativo

CZ-8

China

2020

2020

1

0

Sigue operativo

CZ-11

China

2015

2020

11

0

Sigue operativo

Delta 100

USA

1972

1973

6

1


Delta 1914

USA

1972

1973

5

0


Delta 2914

USA

1974

1981

44

0


Delta 3914

USA

1975

1988

24

3


Delta 3925

USA

1982

1989

16

0


Delta 4920

USA

1989

1990

2

0


Delta 5920

USA

1989

1989

1

0


Delta 6925

USA

1989

1992

17

0


Delta 7925

USA

1990

2018

104

2


Delta 3

USA

1998

2011

56

2


Delta 4

USA

2002

2021►

42

0

Sigue operativo

Delta A

USA

1962

1962

2

0


Delta B

USA

1962

1964

9

1


Delta C

USA

1963

1969

16

2


Delta D

USA

1964

1965

2

0


Delta E

USA

1965

1971

20

1


Delta G

USA

1966

1967

2

0


Delta J

USA

1968

1968

1

0


Delta L

USA

1969

1972

2

1


Delta M

USA

1968

1971

7

2


Delta N

USA

1968

1972

8

1


Diamant A

Francia

1965

1967

4

1


Diamant B

Francia

1969

1972

5

2


Diamant B-P4

Francia

1975

1975

3

0


Dnepr (R-36M2)

Rusia/Ucrania

1999

2015

19

1


Dolphin

USA

1984

1984

1

0


Electron

USA/Nueva Zelanda

2017

2021►

22

3

Sigue operativo

Energía

URSS

1987

1988

2

1


Epsilon

Japón

2013

2021►

5

0

Sigue operativo

Falcon 1

USA

2006

2009

5

3


Falcon 9

USA

2010

2021►

127

2

Sigue operativo

Falcon Heavy

USA

2018

2019►

3

0

Sigue operativo

FB-1

China

1973

1981

8

4


FOBS

URSS

1966

1971

18

0


GSLV

India

2001

2021►

18

4

Sigue operativo

H-1

Japón

1986

1992

9

0


H-2

Japón

1994

1999

7

2


H-2A

Japón

2001

2021

53

1

Sigue operativo

H-2B

Japón

2009

2020

9

0

Sigue operativo

Hyperbola/OS-M

China

2019

2021

4

3

Sigue operativo

Jielong-1

China

2019

2019

1

0

Sigue operativo

Juno II

USA

1958

1961

10

6


Jupiter C

USA

1956

1958

6

3


Kaituozhe

China

2002

2017

3

2

Sigue operativo

Kosmos 2-I

URSS

1961

1977

146

2


Kosmos 3-I

URSS

1964

2010

445

26


Kosmos 63S1

URSS

1961

1967

38

12


Kuaizhou

China

2012

2021►

15

1

Sigue operativo

Lambda 4S

Japón

1966

1970

5

4


Launcher One

USA

2020

2021►

3

1

Sigue operativo

Minotaur

USA

2000

2021►

12

0

Sigue operativo

Molniya

URSS

1960

1970

20

11


Molniya-L

URSS

1963

1965

5

4


Molniya-M

URSS/Rusia

1964

2010

296

20


My 3C

Japón

1974

1979

4

1


My 3H

Japón

1977

1978

3

0


My 3S

Japón

1981

1984

4

0


My 3SII

Japón

1985

1995

8

1


My 4S

Japón

1970

1972

4

1


My 5

Japón

1997

2006

7

1


N-1

Japón

1975

1982

7

1


N-1

URSS

1969

1972

4

4


N-2

Japón

1981

1987

8

0


Naro (KSLV-1)

Corea del Sur

2009

2013

3

2


Nuri (KSLV-2)

Corea del Sur

2021

2021

1

1

Sigue operativo

Pegasus

USA

1990

2021►

36

5

Sigue operativo

Pegasus XL

USA

1994

2021►

35

2

Sigue operativo

Polyot

URSS

1963

1964

2

0


Proton 2

URSS

1965

1966

4

1


Proton 3 (K)

URSS/Rusia

1968

2021►

31

3

Sigue operativo

Proton 4 (K Block D)

URSS/Rusia

1967

2019

423

23

Sigue operativo

Proton 8K82LB72

URSS

1976

1979

5

2


Proton K-Briz M

Rusia

1999

2003

4

1


Proton M-Briz M

Rusia

2001

2020►

99

3

Sigue operativo

PSLV

India

1993

2021►

53

1

Sigue operativo

Qased

Irán

2020

2020►

1

0

Sigue operativo

R-36 (F-1m)

URSS

1966

1981

47

?

Lanzamientos con éxito

R-36 (F-1x)

URSS

1974

1981

12

?

Lanzamientos con éxito

R-36 (F-1X)

URSS

1977

1981

11

?

Lanzamientos con éxito

R-7

URSS

1957

1961

6

4


Rockot

Rusia

1994

2019

34

2

Sigue operativo

Saturn 1

USA

1961

1965

10

0


Saturn 1B

USA

1966

1975

9

0


Saturn 5

USA

1967

1973

13

0


Scout A1

USA

1965

1973

12

0


Scout B1

USA

1965

1976

30

4


Scout D1

USA

1972

1979

16

1


Scout F1

USA

1975

1975

2

1


Scout G1

USA

1979

1994

18

0


Scout X-1

USA

1960

1962

9

4


Scout X-2

USA

1962

1963

6

4


Scout X-3

USA

1962

1964

10

3


Scout X-4

USA

1963

1968

16

1


Shavit

Israel

1988

2020►

11

2

Sigue operativo

Shtil (R-29)

Rusia

1998

2006

2

0


Shuttle

USA

1981

2004►

113

2


Simorgh/Safir 2

Irán

2016

2021►

6

5

Sigue operativo

SLV

India

1979

1983

4

2


Soyuz

URSS/Rusia

1963

2021

1.290

39

Sigue operativo

Soyuz U

URSS/Rusia

1974

2017

787

22


Sputnik

URSS

1958

1964

4

1


SS-520

Japón

2017

2018

2

1

Sigue operativo

Start

Rusia

1995

1995

1

1


Start 1

Rusia

1993

2006

7

1


Strela

Rusia

2013

2013►

1

0


Super Strypi

USA

2015

2015►

1

1


Taepo Dong 1

Corea del Norte

1998

1998

1

1


Taurus

USA

1994

2011

3

3


Thor

USA

1963

1964

3

0


Thor Able

USA

1958

1960

7

4


Thor Able Star

USA

1960

1965

19

5


Thor Agena A

USA

1959

1960

15

5


Thor Agena B

USA

1960

1966

44

9


Thor Agena D

USA

1962

1972

126

9


Thor Burner

USA

1965

1980

31

3


Thor Delta

USA

1960

1996

27

1


Titán 2

USA

1964

2003

25

1


Titán 34B

USA

1975

1987

11

1


Titán 34D

USA

1982

1992

19

4


Titán 3A

USA

1964

1965

4

1


Titán 3B

USA

1966

1984

57

2


Titán 3C

USA

1965

1982

36

5


Titán 3E Centaur

USA

1974

1977

7

1


Titán 4A

USA

1989

1998

22

2


Titán 4B

USA

1997

2005

17

2


Unha

Corea del Norte

2006

2016

4

2


Vanguard

USA

1957

1959

11

8


VEGA

Europa

2012

2021►

20

3

Sigue operativo

VLS-1

Brasil

1997

2003

3

3


Volna (R-29)

Rusia

1995

2005

5

1


Voskhod

URSS

1964

1965

2

0


Vostok

URSS

1958

1991

153

15


Vysota (R-29)

Rusia

1997

1997

1

0


Zenit 2

URSS/Rusia/Ucrania

1985

2011

38

6


Zenit 3

Rusia

1999

2017►

46

3

Sigue operativo

Zhuque 1

China

2018

2018

1

1





    > OTROS COHETES. COHETES SONDA.

    Anteriormente se hizo constar que por debajo de los 200 Km de altitud, los satélites no pueden circular y que los globos aerostáticos e incluso los reactores, salvo excepcionales ensayos de algún modelo, no son capaces de ir más allá de los 50 o 60 Km de altura.
    Por lo tanto, queda una franja de más de entre 100 y 150 Km que es atravesada solo fugazmente y sin posibilidad de estudio prolongado in situ, a pesar del posible uso de aviones‑cohetes pero igualmente de limitado alcance exploratorio.
    Para esta zona prohibida se ha encontrado, además de los más limitados y también ciertamente más económicos globos sonda, un ingenio idóneo para su exploración en los cohetes sonda. La investigación por globos tuvo su precedente a fines ya del siglo XIX con cometas que lograban alcanzar más de 6.500 metros excepcionalmente.
    El cohete sonda, de mucha menor envergadura que los espaciales, es apto para cruzar esa zona inaccesible de los 50 a 200 Km con una gran capacidad de estudio directo, aunque por breve tiempo, pero con gran economía. El estudio es completado además con satélites adecuados, pues desde la órbita también es lugar de observación que se destaque.
    Los aviones‑cohete no son realmente más interesantes puesto que no van enfocados primordialmente a la investigación científica y su funcionamiento resulta caro.
    Los cohetes sonda son pues ingenios idóneos para tales investigaciones por ser mucho más pequeños que cualquiera de los demás cohetes. Por su tamaño y menor coste, la variedad de modelos que hubo y hay es en realidad casi imposible de narrar.
    Pueden ser transportados en un camión normal y al actuar siempre lo hacen en vuelos suborbitales, aunque alcancen por unos momentos incluso mayor altura que la de una satélite en órbita. Su lanzamiento puede ser efectuado vertical o inclinadamente e incluso desde globos previamente soltados u otros artilugios como aviones.
    Constituidos por norma general por dos etapas y a veces una sola, e incluso otras dotados de aceleradores, la mayoría de los cohetes sonda pueden ser disparados desde cualquier punto del planeta por su manejabilidad, pero evitando siempre, como es natural, las zonas habitadas y el tráfico aéreo y marítimo; si bien hay bases expresamente predispuestas y en gran número; Kiruna, en Suecia, Woomera, en Australia, etc.
    Podemos afirmar que funcionan casi exclusivamente con propulsante sólido que es ciertamente más barato e idóneo.
    Su vuelo es un ascenso bastante vertical hasta una altura que normalmente oscila entre los 100 y 500 Km, para luego caer de inmediato a tierra. El ascenso como tónica general va entre 80 y 90 grados o cerca de los 90.
    Cuando económicamente no se dispone de lanzadores que coloquen en órbita ingenios para estudiar cómodamente esas zonas atmosféricas superiores se emplean estos cohetes sonda, que resultan desde luego más modestos en el propio terreno de los satélites y de aquí que incluso se envíen cohetes sonda a alturas mayores de los 200 Km y del tope normal de unos 500 Km, pudiendo llegar a los 1.000 Km; normalmente no sobrepasan los excepcionales 6.000 Km.
    Ocurre también en ocasiones que con un pequeño cohete lanzador de satélites se pueden efectuar pruebas de sondeo del tipo propio del cohete sonda, en trayectoria siempre suborbital por lo que el cohete, al ser más potente, alcanza fácilmente los 5 o 6.000 Km. Los estudios llevados entonces a cabo se relacionan con el Sol, o el campo magnético de la Tierra, por lo general.
    En estos sondeos con cohetes, la trayectoria, repetimos que de tipo suborbital, es una cerrada curva con retorno a tierra, por lo cual el tiempo de las experiencias se reduce a menos de una hora como mucho, y por lo general la mayoría de las veces es de unos minutos.
    La carga útil que llevan puede estar integrada por aparatos de investigación que registran datos relativos a la zona que atraviesan, como radiación de diverso tipo, temperaturas, etc. Los datos pueden ser enviados telemétricamente a la estación de control de tierra o almacenados para su recuperación al retorno de la carga útil. Pueden llevar también aparatos fotográficos y de otros tipos, e incluso cámaras con seres vivos, como animales o plantas, para su estudio bajo condiciones de radiación en la alta atmósfera, reacciones, etc. Otros cohetes pueden diseminar nubes químicas de, por ejemplo, trimetilaluminio, bario, litio, óxido de cobre, sodio, estroncio, y llevar granadas para explotar a alturas determinadas, o sustancias reflectoras a una distancia, para seguirlas por radar desde tierra, midiendo la velocidad de las corrientes aéreas, etc. La posibilidad de uso se extiende incluso para combatir el granizo.
    Para estudios astronómicos en estas alturas, en que no hay tanta absorción atmosférica, estudios relativos a las radiaciones procedentes del Sol y las estrellas, se dispone en la carga útil de cámaras espectrográficas y fotográficas de tipo diverso. Además, en líneas generales, los cohetes suelen llevar una serie de aparatos científicos de control complementario que luego de alcanzar el nivel previsto y completar los registros se desprenden y caen sostenidos por paracaídas. El resto del cohete también puede ser recuperado del mismo modo.
    Las técnicas son muchas veces idénticas a las de los globos sonda y los sistemas de telemedida son varios. El sistema más empleado de estos es el IRIG, en frecuencias de 400 a 70.000 Hz, y los equipos pueden llevar o constar de antena, receptor, grabadores magnéticos, etc.
    Teóricamente, el lanzamiento y comprobación de la trayectoria o dirección se efectúa como en los grandes cohetes, aunque de un modo más simplificado. Y lo mismo es aplicable a las técnicas investigadoras, excepto las de medios directos, como nubes iónicas por ejemplo, estudio de resultados, etc.
    Los lanzamientos desde globos, llamados por los americanos rockoon, son en parte invención de J. van Allen y fueron empleados por primera vez en 1952 y siguientes en el Ártico. Este tipo de globos‑cohete‑sonda tienen la ventaja de ser bastante más económicos por su menor costo y por necesitar menos personal; también se reducen ciertos problemas técnicos como el de las fricciones y vibraciones aerodinámicas, al ser disparados ya desde gran altura.
    Uno de estos ingenios, lanzado el 20 de octubre de 1957 desde un globo a 30 Km de altura consiguió con sus 4 fases la excepcional altura de 6.400 Km, dentro del proyecto Farside, pues el tipo normalmente no discurría más allá de los 100 Km.
    Fueron un tipo de ingenios muy usado para investigaciones atmosféricas en el AGI y en una época en que los satélites aun no habían aparecido o no daban su medida. Pero más modernamente, y por parte de aficionados norteamericanos con el apoyo del centro Marshall de la NASA, se han hecho algunas pruebas con desigual suerte. El 11 de mayo de 1997 se lanzó el Sky Launch 1 con éxito y en junio de 1998 el segundo, que sin embargo fracasó al ser soltado sobre el globo sobre el Golfo de México.

    La diferencial sustancial entre los cohetes sonda y los satélites es que la carga de los primeros es recuperada tras un corto vuelo y la de los otros, en la inmensa mayoría de los casos, no se recupera y su vuelo es infinitamente más largo. Implícitamente a la segunda consideración, los cohetes sonda alcanzan el espacio por muy poco tiempo en relación a los satélites lo cual significa mucho menos tiempo de investigación. Su ventaja respecto a los satélites es que son más baratos e incluso, para algún tipo determinado de experiencias, más económicos. No obstante, más que establecer competencia a los satélites, se puede afirmar que resultan complementarios a aquéllos.

    Los primeros sondeos atmosféricos con cohetes se llevaron a cabo después de la II Guerra Mundial, principalmente en USA y la URSS, y desde entonces sería realmente imposible señalar los miles y miles de disparos que la mayoría de los países desarrollados e incluso menos desarrollados, han llevado a cabo.
    Señalaremos, no obstante, a continuación algunas pruebas iniciales de sondeo de los americanos, a falta de saber de las soviéticas, entonces bajo el halo de secreto que envolvía todo; al principio, estos dos países se supone que serían los que realizarían la mayoría de las experiencias de este tipo en el planeta.

   OCTUBRE   1946. En USA fotografían el espectro solar desde 88 Km de altura.
   MARZO     1947. Se registran presiones atmosféricas hasta los 100 Km de altitud y
                    temperaturas hasta los 120 Km y se estudia la capa de ozono.
             1947. En un lanzamiento de un cohete se filma la ascensión y se
                    descubre con evidencia fotográfica por fin la curvatura de la
                    Tierra.
             1948. Continúan los sondeos. Se ensaya con la V‑2 alemana capturada.
24 FEBRERO   1949. Se logran 402 Km de altura con un cohete V‑2‑Corporal, de 2
                    fases, lo que es un récord.
03 MAYO      1949. Es lanzado el Viking 1 que logra 80 Km de altura.
07 AGOSTO    1951. Un Viking USA alcanza 200 Km de altura.
15 DICIEMBRE 1952. Otro Viking logra 277 Km de altitud.
20 AGOSTO    1953. Un Redstone alcanza 250 Km, obteniendo fotografías y datos
                    varios.
24 MARZO     1954. El Viking 11 toca una altura de 250 Km.
05 OCTUBRE   1954. Dos cohetes USA logran imágenes de la atmósfera desde gran
                    altura.
29 SETIEMBRE 1955. Un Júpiter C, lanzado como cohete sonda, llega a los 1.000 Km de
                    altura.
   OCTUBRE   1957. Un Farside de 4 fases es lanzado desde un globo a 30 Km de altura
                    y alcanza una altitud luego de 6.200 Km.

                = MODELOS DE COHETES SONDA.

    Se relacionan seguidamente algunos de los más destacados cohetes sonda empleados por los distintos países investigadores a través de sus institutos meteorológicos, universidades, etc.
    Desde luego, existe aquí una gran cooperación internacional por lo que uno u otro modelo han sido ensayados muchas veces tanto fuera como dentro del país de origen, en colaboración o solitariamente, e incluso por otros países.

                            ‑ USA.

    De los cohetes sonda USA, cabe señalar algunos como los vistos Aerobee y Viking empleados bajo modificaciones en cohetes astronáuticos y otros como los siguientes:

AEROBEE
    Proyecto iniciado el 17 de mayo de 1946 mediante contrato encargado a la Aerojet Enginering Corporation. La primera prueba de este cohete sonda se hizo el 14 de noviembre de 1947 en White Sands, elevándose la carga unos 58 Km de altura. El siguiente 6 de marzo de 1948 subió a 125 Km. Se desarrollaron varios modelos, como el Aerobee 150A, el Aerobee Hi, probado el 21 de abril de 1955 por vez primera y el que elevó 89 Kg a 197 Km de altitud; el mismo tocó su techo en altura el 29 de junio de 1956 alcanzando 261 Km. Además de White Sands fueron lanzados en otros lugares, como en Fort Churchill el 15 de noviembre de 1956 y en Wallops Island en diversas ocasiones. Un Aerobee lanzado desde Wallops Island el 26 de marzo de 1961 tocó su techo en los 400 Km de altura.

ARCAS     
    Fue el cohete sonda más empleado, con más de 2.000 por año, en la historia inicial de la astronáutica, para sondeos científicos USA. Fabricado por la ARC, para la NASA y fuerzas armadas así como para centros de investigación. Llevaba una fase de propulsante sólido y alcanzaba hasta los 90 Km de altura, pesando 36 Kg de los que 7 eran la carga útil, normalmente meteorológica. Medía 2,34 m de largo y 11,3 cm de diámetro. En el lanzamiento, subía girando a razón de 23 vueltas por segundo como medio estabilizador. De fácil manejo y no requería gran equipo.
    Se dispusieron versiones mejoradas del Arcas como el Arcas Super de 44 Kg, de ellos 11,5 de carga útil, el HV‑Arcas, con una fase más, el Booster Arcas 2, que alcanzaba 130 Km llevando 14 Kg de carga útil, el Sparrow HV‑Arcas que llegaba a los 175 Km con 5,5 Kg de carga y el Sidewinder HV‑Arcas que ascendía a 120 Km portando 5,5 Kg. El modelo Arcas Robin fue probado el 9 de mayo de 1961 en la base Eglin de la USAF en Florida.

ARCON     
    Era una creación del GSFC; de propulsante sólido.

ARGO       
    Importante familia de cohetes sonda, desarrollados por la ARC, en principio por la ADC, de Virginia, en Alexandría, pero de creación NASA y GSFC; todos ellos de propulsante sólido. Se lanzaron desde Wallops Island y la Base Ramey en Puerto Rico. El primer Argo se lanzó el 1 de agosto de 1958 en la primera de tales bases.
ARGO A‑1 PERCHERON. Medía 6,47 m de largo, 78,7 cm de diámetro, pesaba 4,68 Tm, de ellas 0,18 de carga útil. Tenía techo en los 350 Km de altura y velocidad máxima en 8,7 Mach. Llevaba una fase con 2 boosters, todos de Thiokol.
ARGO B‑1 También denominado NIKE CAJUN, medía 7 m de longitud, 39,6 cm de diámetro, pesaba 700 Kg, de ellos 18 eran de carga útil y tenía 2 fases de las que la primera era un Nike de 22 Tm empuje con motor HPC M‑5 y la 2ª disponía de motor Thiokol Cajun de 4,4 Tm de empuje. Podía alcanzar 140 Km de altura. El primer ejemplar destinado a investigación se lanzaría el 6 de julio de 1956 en Wallops Island, lanzándose luego principalmente aquí a partir de 1961 pero también se disparó en Ford Churchill, en Manitoba, Canadá (21.07.1960) y en Noruega desde el 24 de noviembre de 1961.
ARGO C‑1. De tres fases, medía 12,3 m de largo, 60,9 cm de diámetro, pesaba 2,6 Tm, alcanzaba una altura en apogeo de 480 Km y una velocidad máxima de 9,7 Mach. La 1ª fase era de 39 Tm de empuje con motor HPC M‑6 Honest John, la 2ª de 22 Tm de empuje con HPC M‑5 Nike y la 3ª de 19,2 Tm de empuje con Thiokol TX 77‑2.
ARGO D‑4 JAVELIN. Disponía de 4 fases, 14,4 m de longitud, 60,9 cm de diámetro, pesaba 3,3 Tm, de ellas 14 Kg de carga útil, y tenía un techo en vuelo de 1.930 Km, o 45 Kg a 800 Km. La 1ª etapa llevaba un motor M‑6 Honest John y la 2ª y 3ª un motor M‑5 Nike; la 4ª era un Altair X‑248. La velocidad final lograda era de 18 Mach. Lanzado a partir del 7 de julio de 1959, en que probaba en Wallops Island. Se lanzaron unos 70.
ARGO D‑6 JAVELOT. También de 4 fases, medía 17 m de largo, 60,9 cm de diámetro, pesaba 3,67 Tm en total. Tenía su techo en los 2.400 Km y alcanzaba velocidades de Mach 19,5. Su 1ª fase era un M‑6 Honest John, la 2ª y 3ª llevaban motores M‑5 Nike y la 4ª era un Altair HPC‑X‑248.
ARGO D‑8 JOURNEYMAN. De 4 fases igualmente, medía 18,9 m de largo, 78,7 cm de diámetro, pesaba 6,35 Tm, de cuyo peso total 45 Kg era su carga útil, volaba como máximo hasta una altura de 4.500 Km y alcanzaba una velocidad de Mach 24. La 1ª fase tenía un motor Thiokol XM‑20, de 63 Tm de empuje, la 2ª y 3ª disponían de motor GCR M‑45 Lance y la 4ª un motor HPC X‑248 Altair.
ARGO E‑5 JASON. Disponía de 5 etapas y medía 17,5 m de longitud, 60,9 cm de diámetro, y pesaba 3,3 Tm de las que 23 Kg eran su carga útil. Alcanzaba Mach 12,5 y una altura de unos 1.600 Km. La 1ª fase llevaba motor M‑6 Honest John, la 2ª y 3ª era un M‑5 Nike, la 4ª un Thiokol TX 77‑2, y la 5ª un Thiokol T‑55 de 2,1 Tm de empuje.

ASP   
    Cohete sonda de estudios atmosféricos. Llevaba una carga útil posible de 35 Kg. Se hizo su primer disparo el 27 de diciembre de 1955.

CAJUN
    Cohete sonda disparado por vez primera el 20 de junio de 1956 en Wallops Island por la NACA.

DEACON
    Cohetes sonda utilizados para diversas pruebas desde Wallops Island. El primer Deacon 4 lanzado en grupo tuvo lugar en tal base el 18 de marzo de 1954. Anteriormente, los modelos procedentes se habían probado desde principios de abril de 1947.

IRIS
    De una sola fase, fue realizado por la empresa Atlantic Research Corp. para la USN. Con techo en los 320 Km, portando 45 Kg de carga útil, un empuje de 1,98 Tm, 6 m de longitud, 48 cm de diámetro, y de propulsantes sólidos, sería el sustituto del Aerobee‑Hi. Lanzado por 1ª vez en Wallops Island por la NASA el 22 de julio de 1960. En la segunda prueba, también con disparo en el citado lugar, superó los 225 Km de altitud con una carga útil de 58 Kg.

JAGUAR
    Para lanzar desde aviones, tenía 3 fases y usaba propulsante sólido Thiokol. Del centro GSFC, tenía 8,8 m de largo, 0,4 m de diámetro, 770 Kg de peso, un empuje de 45 Tm en la 1ª fase, y ascendía hasta 965 Km llevando cargas de 16 Kg.

JAVELIN
    Cohete sonda de 4 fases que se disparó por vez primera el 22 de diciembre de 1959 en Wallops Island, construido dentro de un programa de colaboración con Canadá. Alcanzó en tal ocasión primera 896 Km de altitud.

LOKI
    Este modelo realizó el primer vuelo el 22 de junio de 1951. Fueron también utilizados por el Ejército americano en los años 50.
    El modelo Loki Phase II fue un rockoon lanzado desde un barco, soltando el globo que ascendía hasta casi 23 Km desde donde era disparado el cohete, que por cierto se deriva del Halcón militar. Luego, lograba una altura de unos 120 Km. Fueron planeados por la Universidad de Iowa, lanzándose unos 50 en el AGI. Tenían 2,1 m de longitud, 7,5 cm de diámetro y usaban propulsante sólido; la carga útil era de 3,9 Kg y 90 cm de larga. Se utilizaron a partir de julio de 1955.

NIKE APACHE   
    También llamado Argo B13. Pesaba 670 Kg y medía 6,4 m de altura y 39,6 cm de diámetro. De dos fases, portando cargas de 12 Kg tenía su techo en los 250 Km. Construido por la Atlantic Research Corp.

NIKE ARCHER   
    La fase 1ª era un Nike y la 2ª un Archer, de la ARC, de 3,5 m de largo y 19 cm de diámetro; pesaba, esta fase, 152 Kg y lograba 145 Km de altura llevando 18 Kg de carga.

NIKE ASP‑1    
    De 2 etapas, con primera fase Nike, todo él lleva propulsantes sólidos. Probado el 28 de septiembre de 1958 por la Marina cerca de Puka Island, alcanzó entonces 244 Km de altitud. Se efectuó, tras 2 disparos en los días inmediatos anteriores, un lanzamiento en Wallops Island en la fecha del 19 de noviembre de 1959 el segundo experimento de suelta de una nube de vapor de sodio sin éxito.

NIKE CAJUN    
    Ver el cohete ARGO B‑1.

NIKE DEACON
    También llamado Nike Dan. Cohete sonda de 2 fases utilizado por la NACA en lanzamientos desde Wallops Island. Pesaba casi 0,7 Tm y medía 7,7 m de altura y 26,6 cm de diámetro máximo. Tenía techo en los 148 Km con 4,5 Kg de carga útil. El primero de estos cohetes se disparó el 19 de noviembre de 1953 en la citada base.

NIKE NIKE
    También llamado PYTHON. Formado por 2 fases iguales Nike, tenía 8,2 m de altura y 39,6 cm de diámetro, pesaba 843 Kg. Podía llevar 38,5 Kg a 225 Km de altitud.

NIKE ORIÓN
    Uno de estos modelos, lanzado en White Sands, estalló a 2 Km de altura el 25 de abril de 1986 cuando llevaba una carga para el estudio de la contaminación atmosférica.

NIKE RECRUIT
    Cohete destinado a estudios físicos sobre velocidad y precisión en vuelo. Se probó en Wallops Island el 21 de diciembre de 1956. Alcanzó 3,9 Km de altitud y 8,339 Km/h de velocidad.

NIKE TOMAHAUK 
    Dotado de 2 fases, lograba 430 Km de altura, llevando 23 Kg de carga.

RM-10
    Cohete sonda de 2 fases para el estudio de la alta velocidad en vuelo libre. Fueron lanzados por la NACA a partir del 7 de febrero de 1957 en Wallops Island y desarrollados por el Centro Langley.

ROCKSONDE
    Cohete sonda lanzado en Cabo Cañaveral a partir de diciembre de 1961 para la medición de parámetros meteorológicos (temperatura, vientos, etc.) hasta alturas de 600 Km. Construidos por empresa Marquardt para el Ejército americano; fueron probados en White Sands.

ROCKOON
    Cohetes sonda americanos lanzados desde un globo a partir del 29 de julio de 1952 en Groenlandia, tras su concepción en marzo de 1949.

SPARROWBEE
    Probado en vuelo por vez primera el 3 de agosto de 1960 en Wallops Island, logró 415 Km de altitud llevando una carga de 25 Kg de la Universidad de Michigan.

TERRAPIN
    Lanzado por primera vez en Wallops Island el 21 de septiembre de 1956, es un Deacon con un T55. Alcanzó una altitud de unos 122 Km llevando una carga de 3,6 Kg.

TERRIER
    Cohete sonda de la Marina para lanzamiento en Wallops Island para el estudio de formaciones nubosas y tomas fotográficas con techo en los 140 Km y alcance de 1.600 Km. Se hizo el primer disparo el 5 de diciembre de 1958.

TRAILBLAZER
    Cohete de 7 fases para lanzamientos desde Wallops Island que alcanzaba 280 Km de altura para estudios sobre la alta atmósfera y sobre altas velocidades en la reentrada. Ensayado a partir del 22 de abril de 1961.

VIKING
    Ya referenciado, fue utilizado como cohete sonda y tuvo su origen el proyecto en el 1 de octubre de 1946 para la Marina americana. El primer disparo sucedió el 3 de mayo de 1949 en White Sands.

WEDGE         
    Para varios usos, fue dispuesto por el Centro Goddard.

                            ‑URSS/RUSIA.

    Los soviéticos han llegado a disponer cohetes sonda fundamentalmente no muy diferentes a los americanos y han venido utilizándolos paralelamente en el tiempo y con igual destino investigador desde 1949.
    Uno de los más antiguos cohetes sonda de la URSS fue el A‑2 que en 1949 era disparado para realizar investigaciones geofísicas de la alta atmósfera, logrando alturas de más de 200 Km y llevando a bordo compartimientos con cobayas.
    Este tipo de cohetes de la URSS, en los años siguientes 1950, en que fueron lanzados, pesaban alrededor de 1 Tm y tenían 8 m de longitud, funcionando con keroseno y ácido nítrico, y disponiendo de boosters. Alcanzaban una altura entre los 70 y 80 Km, llevando muchas veces seres vivos que luego recuperaban en cápsulas y con los que iniciaron sus estudios preliminares a su luego formidable desarrollo espacial de la década.
    Más tarde, las series A1, A2, A3 y A4, de cohetes sonda soviéticos fueron utilizados en el AGI, también en tal década de los 50. El más capaz fue el V-2A que llevó 2,2 Tm de carga instrumental a 210 Km de altura; tuvo una primera versión en el V-1A y ambos fueron creación de Korolev y su OKB-1, como así los también meteorológicos V-1D, V-1E, V-1V, V-2, V-3A o Vertical-4, y el V-5V. Otros de estudios meteorológicos fueron los M-5RD, MR-12 y MR-20.
    El A-3 disponía de una cápsula de nada menos que 6 m de larga con 5 compartimentos para distintos materiales biológicos, instrumental, paracaídas y baterías. El modelo V-5V llegaba a los 500 Km de altura con una carga de 1,3 Tm.  Más moderno fue el MR-12 utilizado con fines meteorológicos, que realizó su primer vuelo de prueba sobre Volgogrado el 30 de mayo de 1973. Tenía 8,77 m de altura, de ellos 1,55 para la carga útil, 44 cm de diámetro y podía elevarse hasta 170 Km de altura.

                            ‑ FRANCIA.

    El país galo ha llegado a contar con numerosos e importantes cohetes sonda que han sido ensayados principalmente por toda Europa. Son los siguientes con sus caracteres resumidos:

ANTARES       
    Realizado por la ONERA, de 3 o 4 fases, propulsantes sólidos, tenía un alcance en altura de 280 Km con 4 fases, llevando 35 Kg de carga útil, o de 150 Km con 3 etapas, con 85 Kg de carga útil. Se utilizó para estudios ionosféricos y de la reentrada de vehículos. Se lanzaron 8 cohetes, de ellos 6 en el año 1961.

BELIER        
    De una fase, que actúa como la segunda en el Centaure y Dragón, tenía un techo en vuelo de 150 Km, llevando 30 Kg de carga útil. Medía 5,11 m de longitud, 30 cm de diámetro, y pesaba 355 Kg. Apareció en 1961 y de él existieron varias versiones. Utilizaba motor Vega de Isolane con perclorato amónico, poliuretano y aluminio.

BERENICE      
    Basado en el Antares y creado y usado por la ONERA, medía 14 m de largo, pesaba 3 Tm, tenía 4 fases y llevaba 60 Kg de carga útil. Su techo en vuelo se acercaba a los 950 Km y conseguía Mach 12. Apareció en 1961.

CENTAURE      
    De 2 fases, 7,1 m de altura, 0,28 m de diámetro, 465 Kg de peso, de ellos 32 de carga útil, propulsantes sólidos, y 255 Km de alcance en altitud; el modo de control era por rotación. Construido por la Sud Aviation y empleado también por la organización europea ESRO para exploraciones de la alta atmósfera desde 1967 y por espacio de un lustro.

DANIEL
    Cohete sonda de 3 fases, de propulsante sólido, y 8,5 m de altura y 812 Kg de peso. También denominado OPD-220ADX, alcanzo los 127 Km de altitud. Fue lanzado solo en 3 ocasiones (27 de enero de 1959, y 5 y 9 de octubre de 1961). Construido por la ONERA.

DRAGÓN        
    Constituido por 2 fases, pesaba 1,16 Tm, llevaba propulsantes sólidos, y tenía 600 Km de alcance en altura. Creado en 1966 y construido por la empresa SNIAS, fue empleado para la exploración de la atmósfera, siendo lanzados muchos de ellos desde Andoya, en Noruega. La 2ª fase es como la del Centaure, un Belier. En el lanzamiento, la estabilización era por rotación y el guiado balístico. El primer lanzamiento fue llevado a cabo el 6 de octubre de 1970.

EMERAUDE
    Ver el cohete DIAMANT-A.

MONIQUE       
    De 4,83 m de longitud, 1,22 Tm de peso, 105 Km de alcance en altura y 150 Km de alcance en plano, de propulsantes sólidos, este cohete sonda fue usado en el AGI. Lograba Mach 5 y actuaba también como cohete militar.

RUBIS
    Cohete sonda de investigación del SEREB de 2 fases, 9,6 m de altura, 80 cm de diámetro y 3,4 Tm de peso; la primera fase, Agathe, pesaba 1,9 Tm y funcionaba con pólvora durante 18 seg, y la segunda es la 3 del cohete Diamant A. Con una carga de 35 Kg tiene techo en los 2.400 Km de altura.

SAPHIR
    Ver el cohete DIAMANT-A.

VERONIQUE
    Hubo varios modelos, pero en general era de entre 7,3 y 11,45 m de altura (7,6 sin carga útil), 55 cm de diámetro, 1,5 Tm de peso, 250 Km de techo en vuelo y portando una carga útil de 60 Kg, este cohete tenía un empuje de 3,7 Tm y funcionaba durante 1 min, alcanzando una velocidad máxima de 7.400 Km/h, y llevaba como propulsantes ácido nítrico y esencia de trementina. Empleado para sondeos atmosféricos, estudios sobre la radiación UV, etc., fue dispuesto también para actuar como cohete militar, el primero francés. Concebido en 1949 por el Laboratorio de Investigaciones Balísticas y Aerodinámicas de Vernon, fue lanzado por vez primera el 20 de mayo de 1952 y se lanzarían luego 10 más hasta 1954, no logrando entonces más de 70 Km de altura. Más tarde se le perfeccionaron los depósitos de propulsante doblando la altura en vuelo e incluso llegando, dentro del AGI, a triplicar los citados 70 Km de techo. El primer disparo en Colomb Bechar tiene lugar el 7 de marzo de 1959, llegando a una altura de 104 Km. De tal modelo aquí lanzado se dispararon 48 unidades, el último en 1969 en Kourou; el mismo tenía un techo de 210 Km. La última versión, el Verónique 61, apareció en 1964 para ser lanzado en la base argelina de Hammaguir y pesaba 1,93 Tm, elevaba cargas útiles de 60 Kg a 315 Km de altura. Entre el mes de junio de 1964 y diciembre de 1971 se realizaron 19 disparos del modelo Veronique 61, 13 en Hammaguir y 6 en Kourou.

VESTA
    Es una versión mejorada y más potente del Verónique. Al principio se hicieron 10 de estos cohetes que fueron disparados del 15 de octubre de 1965 al 8 de noviembre de 1969. Altura máxima 11,5 m, diámetro 1 m, 5 Tm de peso y techo de 360 Km con 500 Kg de carga útil o bien 215 Km con 1 Tm.

    Otros cohetes sonda franceses son los Topaze, Valois, Titus, Cassiopee, Behsama, Eridam, Dauphin, etc.

                            ‑ GRAN BRETAÑA.

    Los británicos dispusieron en esta cuestión uno de los cohetes más interesantes, el SKYLARK, que significa "pájaro cantante del cielo", pensado inicialmente para el Año Geofísico Internacional en 1957 y 1958, y creado en 1965 sobre un modelo antiguo de 7,62 m de longitud, 44 cm de diámetro, 1,1 Tm de peso, 160 Km de alcance en altura, medio minuto de funcionamiento, 7 Tm de empuje, 470 Kg de carga útil, 6.000 Km/h de velocidad máxima y lanzamiento por vez primera en Woomera, Australia, el 18 de septiembre de 1961. Construido por la BAC, este cohete tendría 2 fases, una altura de 12,4 m, 44 cm de diámetro, un peso de 1.852 Kg, usaría propulsante sólido, y el alcance sería de 240 Km de altura que conseguía en 13 min. Más tarde el techo sería ya 260 Km y el más avanzado logró 800 Km con una carga de 135 Kg. Podía ser lanzado desde una plataforma transportable de solo 5,5 Tm. Podía llevar 2 cohetes auxiliares o boosters llamados Cuco y Goldfinch.
    El Skylark fue empleado para sondeos atmosféricos y posteriormente para la investigación de recursos terrestres desde el 6 de julio de 1964 en que se lanzó el primero en Cerdeña en cooperación dentro de la ESRO. Desde el 18 de septiembre de 1961, en que se disparó el primero, hasta abril de 1975 se habían lanzado desde la base de Woomera 250 Skylark. En total se dispararon más de 400 y se hicieron 12 modelos distintos. En los programas de este cohete sonda también colaboraron americanos y australianos.
    El Skylark fue retirado en 2005 con un último lanzamiento en la base sueca de Esrange.

    El BLACK KNIGHT, "caballero negro", fue usado para los estudios de reentrada en la atmósfera de ingenios espaciales y también para otras experiencias. Construido por la Westland Aircraft y lanzado principalmente desde Woomera, fue usado en el proyecto británico‑australiano‑americano Dazzle de 1963.
    De 1 o 2 fases, este cohete sonda llevaba 4 motores Gamma 201 de agua oxigenada y keroseno que lograban un empuje de 9 Tm. Teledirigido y con control por radar, medía sin la 2ª fase, que cuando la tenía era de propulsante sólido, 10 m de largo, 91,4 cm de diámetro, y alcanzaba un techo en vuelo de unos 800 Km con 110 Kg de carga útil. Con una 3ª etapa podía lograr hasta 3.200 Km de altura llevando solo 45 Kg de carga útil. En la reentrada, alcanzaba una velocidad de 17.000 Km/h. Se construyeron 25, siendo lanzado el primero en la isla de Wight el 7 de septiembre de 1958 y el segundo en Woomera el 12 de marzo de 1959.
    Otro cohete sonda británico fue el Bristol Aerojet Petrel que alcanzaba 130 Km de altura con 30 Kg de peso.
    La Oficina Británica de Meteorología utilizó desde 1964 al cohete sonda meteorológico Skua, fabricado por la empresa Bristol Aerojet Limited, que podía elevar 5,5 Kg de carga útil hasta los 100 Km de altura. Medía 2,41 m de alto, 12,7 cm de diámetro, pesaba 39,5 Kg y se disparaba dentro de un tubo de 10 m de largo. Fue también dotación de otros países, como España, Francia, Alemania y otros.

                             ‑ SUECIA.

    Efectúan los suecos la mayoría de sus lanzamientos de cohetes sonda en la base de Kiruna, principalmente a través del grupo Saab Scania, con cargas útiles a base de aparatos para estudios completos sobre iones, campos eléctricos y micrometeoritos, entre otras cosas.
    Se lanzan los ingenios principalmente para el estudio de las auroras boreales sobre los 200 Km de altura, en este lugar geográfico propicio para ello.

                            ‑ JAPÓN.

    Posee en su momento cohetes sonda L3H5 de estudios astronómicos que han realizado importantes investigaciones con detectores de rayos X y de meteorología y de la alta atmósfera.
    Para los lanzamientos los nipones se dispusieron principalmente en Niijima, Ryorio y Syowa, además del centro de Kagoshima.
    Otro cohete sonda japonés fue el MT‑135P, usado desde 1970, con 60 Km de alcance y destinado a estudios meteorológicos y también atmosféricos.
    De mayor alcance resultó el S‑160, de 16 cm de diámetro, que lograba 90 Km de altura.
    El S‑210, de 21 cm de diámetro, conseguía alturas de 120 Km.
    Otro, el S‑300, de 30 cm de diámetro, lograba ya 160 Km, y el S‑350, de 35 cm de diámetro, rozaba los 225 Km.
    Otros cohetes sonda del Japón, como el Kappa y Lambda, ya han sido referidos en el apartado de cohetes astronáuticos, dado el carácter ambivalente de los referidos lanzadores.
    El modelo TR-1A, posterior y más moderno, se probó en Tanegashima y a finales de 1998 se llevaban lanzadas 7 unidades. Se realizaron con el mismo experimentos sobre microgravedad.
    El TT-500 se lanzó entre 1977 y 1980 y el modelo 500A entre 1981 y 1983. Este último tenía 2 fases y 50 cm de diámetro. Se utilizó para experimentos sobre microgravedad en vuelos parabólicos de 7 min en tal estado, en especial sobre semiconductores.
    Todas las series de modelos nipones de cohetes sonda son o fueron el S-, HT-, JCR, LS-, MT-, NAL, ST, SA-, SB-, SC, TR, TT-.

    En julio de 2017, la empresa Interestellar Technologies prueba su modelo Momo 1 que falla en su disparo en el centro de Taiki, isla de Hokkaido, a los 70 seg de vuelo en que se cortó la telemetría. El 30 de junio de 2018 prueba el Momo 2 que explota sobre la misma rampa, a 4 seg del encendido. Tal modelo mide 9,9 m de altura y 50,2 cm de diámetro, pesando 1 Tm, de la que 700 Kg son de peso en seco. El techo nominal del Momo se estima en 120 Km que debe alcanzar a los 4 min 10 seg de vuelo; la aceleración a lograr es de 5 ges y la carga útil a llevar 20 Kg, recuperable con paracaídas.

          A continuación se relacionan una serie de lanzamientos de cohetes-sonda nipones:

Lanzamiento

Fecha

Base de disparo

Objetivo de la misión

S-A1

S-A2

S-A3

10.08.1963

Niijima

Pruebas de disparo y observaciones meteorológicas.

LS-A

10.08.1963

Niijima

Prueba del cohete.

S-B1

17.07.1964

Niijima

Vuelo de prueba y observación meteorológica.

S-B2

19.07.1964

Niijima

Vuelo de prueba y observación meteorológica.

S-B3

23.07.1964

Niijima

Vuelo de prueba y observación meteorológica.

LS-A1

LS-A2

22.07.1964

Niijima

Pruebas del motor.

S-B4

15.06.1965

Niijima

Prueba del motor.

S-B5

16.06.1965

Niijima

Prueba del motor.

HM-16D

17.06.1965

Niijima

Vuelo de prueba.

HM-16-IT

18.06.1965

Niijima

Prueba del motor y observación meteorológica.

SB-II-F6

18.11.1965

Niijima

Prueba del motor.

SB-II-F7

19.11.1965

Niijima

Prueba del motor.

ST-I-F1

16.11.1965

Niijima

Prueba del motor.

LS-A3

22.11.1965

Niijima

Prueba del motor.

NAL-16 TR

17.11.1965

Niijima

Vuelo de prueba.

SA-II A9

17.09.1968

Tanegashima

Observación meteorológica.

LS-C-D

NAL-16H F1

19.09.1968

Tanegashima

Vuelos de prueba.

NAL-16 31D

30.01.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

NAL-25

01.02.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

LS-CI

06.02.1969

Tanegashima

Prueba del propulsante y del motor.

SC-3

07.02.1969

Tanegashima

Vuelo de prueba y observación meteorológica.

SC-1

SC-4

08.02.1969

Tanegashima

Vuelos de prueba y observación meteorológica.

SB-III F11

09.09.1969

Tanegashima

Observación meteorológica

LS-C2

10.09.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-1

15.09.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-2

16.09.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

NAL-16H F2

NAL-7 F7

20.09.1969

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-3

01.02.1970

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

LS-C3

03.02.1970

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

NAL-7B S9

07.09.1970

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

LS-C4

09.09.1970

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-5

01.02.1971

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

SB-III A12

SB-III A13

03.02.1971

Tanegashima

Observación meteorológica.

SB-III A14

06.09.1971

Tanegashima

Observación meteorológica.

LS-C5

10.09.1971

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

SB-III A15

11.09.1971

Tanegashima

Observación meteorológica.

JCR-6

17.09.1971

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T1

02.02.1972

Tanegashima

Observación meteorológica.

JCR-7

06.02.1972

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T2

07.02.1972

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T3

MT-135P T4

30.08.1972

Tanegashima

Observación meteorológica.

LS-C6

25.09.1972

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-8

07.02.1973

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T5

05.02.1973

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T6

08.02.1973

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T7

MT-135P T8

05.09.1973

Tanegashima

Observación meteorológica.

JCR-9

07.09.1973

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

JCR-10

01.02.1974

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T9

02.02.1974

Tanegashima

Observación meteorológica.

LS-C7

09.02.1974

Tanegashima

Prueba de motores.

MT-135P T10

10.02.1974

Tanegashima

Observación meteorológica.

ETV-1

02.09.1974

Tanegashima

Prueba de motores.

MT-135P T11

MT-135P T12

03.09.1974

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T13

30.01.1975

Tanegashima

Observación meteorológica.

ETV-2

05.02.1975

Tanegashima

Prueba de motores.

MT-135P T14

07.02.1975

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-210 F1

17.08.1975

Tanegashima

Vuelo de prueba.

MT-135P T15

10.09.1975

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-210 F2

27.01.1976

Tanegashima

Vuelo de prueba.

MT-135P T16

23.09.1976

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-210 F3

24.09.1976

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T17

25.09.1976

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F1

25.01.1977

Tanegashima

Vuelo de pruebas de seguimiento.

MT-135P T18

24.02.1977

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T19

23.08.1977

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F2

25.08.1977

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T20

26.08.1977

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F3

16.01.1978

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T21

17.02.1978

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T22

24.08.1978

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F4

25.08.1978

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T23

26.08.1978

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F5

27.01.1979

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T24

07.02.1979

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F6

25.08.1979

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T25

MT-135P T26

27.08.1979

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500 F7

28.01.1980

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T27

23.02.1980

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T28

13.09.1980

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500A F8

14.09.1980

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T29

15.09.1980

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500A F9

15.01.1981

Tanegashima

Vuelo de pruebas y experimentos de microgravedad.

MT-135P T30

12.02.1981

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500A F10

02.08.1981

Tanegashima

Vuelo de pruebas y experimentos de microgravedad.

MT-135P T31

02.02.1982

Tanegashima

Observación meteorológica.

MT-135P T32

03.02.1982

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500A F11

16.08.1982

Tanegashima

Vuelo de pruebas.

MT-135P T33

05.09.1982

Tanegashima

Observación meteorológica.

TT-500A F12

27.01.1983

Tanegashima

Vuelo de pruebas y experimentos de microgravedad.

TT-500A F13

19.08.1983

Tanegashima

Experimentos sobre materiales.

TR-I-1

06.09.1988

Tanegashima

Pruebas telemétricas para el desarrollo del cohete mayor H-II.

TR-I-2

27.01.1988

Tanegashima

Pruebas telemétricas para el desarrollo del cohete mayor H-II.

TR-I-3

20.08.1989

Tanegashima

Pruebas telemétricas para el desarrollo del cohete mayor H-II.

TR-IA-1

16.09.1991

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.

TR-IA-2

20.08.1992

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.

TR-IA-3

17.09.1993

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.

TR-IA-4

25.08.1995

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.

TR-IA-5

25.09.1996

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.

TR-IA-6

25.09.1997

Tanegashima

Experimentos de microgravedad.







                            ‑ ESPAÑA.

    Ha desarrollado diversos cohetes sonda de la serie INTA, nombre que reciben del organismo nacional en cuestiones espaciales.
    Uno de ellos fue el INTA‑100 tenía 120 Kg de empuje y funcionaba durante 30 seg.
    Más interesante era el INTA‑255, creado a partir de 1966 por mandato del CONIE, y con colaboración de la Bristol británica, para el estudio de las capas D, E y F ionosféricas, a la vez que permitía la adquisición de experiencia a los técnicos nacionales. Medía 5 m de longitud, 25,7 cm de diámetro, y pesaba 306 Kg; disponía de cuatro alerones. La 1ª fase eran cuatro cohetes de propulsante sólido de 8 Tm de empuje y que actuaban en muy breve tiempo. La 2ª etapa alcanzaba Mach 6 y tenía 2 Tm de empuje en un único motor de propulsante sólido. El primer lanzamiento de prueba se realizó el 19 de junio de 1969. El primer disparo con una carga útil se hace el 20 de diciembre de 1969 llevando 27,5 Kg de carga útil a 135 Km de altura. El techo del INTA‑255 fue de 150 Km con 25 Kg de carga útil.
    Luego se desarrolló el INTA‑300, de 2 fases, 7,3 m de longitud, 25,7 cm de diámetro, 1,1 m de envergadura con las 4 alas de estabilidad, 503 Kg de peso, que era capaz de llevar 30 Kg de carga a 300 Km de altura. Proyectado desde 1968, fue aprobada su ejecución el 13 de agosto de 1971 y se estableció colaboración para ello del INTA con la firma británica Bristol, la española CASA y Unión de Explosivos Río Tinto, que aportaron respectivamente el sistema propulsor, fuselaje y propulsante. En su 1ª fase posee 10,2 Tm de empuje y un tiempo de acción de 3,3 seg. La 2ª fase, también dotada de alerones, funcionaba 15 seg, proporcionando 2 Tm de empuje, y quemando propulsante sólido igualmente. Así lograba 30 g de aceleración y Mach 8. Era disparado con 85 grados de inclinación.
    En 1978 se ensaya un nuevo motor, el INTA‑430, de 26 Tm de empuje, teniendo un peso total de 590 Kg, de los que 470 eran de propulsante. Este motor da lugar a un nuevo INTA‑300 que a partir de entonces gracias a tal motor puede alcanzar los 500 Km de altura, llevando 100 Kg de carga útil.
    El INTA 300/B tenía 560 Kg de peso, 7,8 m de altura y techo igualmente en los 300 Km de altura. Un lanzamiento INTA 300-B llevado a cabo el 22 de octubre de 1993, a las 2 h 46 min, se llevó correctamente a cabo. La carga útil, llamada NC1-0X, eran 6 fotómetros y el objetivo era la medición de parámetros atmosféricos, como el oxígeno tanto atómico como molecular, y el radical OH. Pero en la adquisición de datos en los experimentos se falló parcialmente por utilizar un radar de seguimiento demasiado anticuado. En el vuelo, en 7 seg llegó a 2 Km de altura con la fase primera, y 28 seg más tarde con la segunda a 25 Km. Al llegar a los 70 Km de altura, con un poco de retraso que causaría problemas, se desprendió la carcasa de proa para dejar al descubierto la carga útil de aparatos; la velocidad es entonces de 1,5 Km/seg. El apogeo estuvo en los 150 Km. El descenso duró 6 min y en 4 de los mismos se retransmitieron datos correctamente; la caída tuvo lugar a unos 130 Km de la costa de Huelva. Por el parcial fracaso de este lanzamiento no se llevó a cabo un segundo un par de horas después.
    El 16 de abril de 1994, a las 03 h 22 min, se pudo al fin lanzar el INTA 330/B aplazado anterior desde Arenosillo con una carga útil de 100 Kg de aparatos científicos; iban 6 fotómetros que actuaron entre los 70 y 130 Km de altura, tanto en el ascenso como en el descenso, así como magnetómetros, acelerómetros y otros sensores. El disparo, retrasado en un día debido a la meteorología, fue posible dentro de una nueva ventana de condiciones atmosféricas, y además sin presencia de la Luna, y sin tráfico aéreo. Alcanzó 156 Km de altura y una velocidad de 1.520 m/seg, durando el vuelo 6,5 min y cayendo en el Atlántico a 65 Km del lugar de partida; la primera fase cayó a 2 Km de las costas de Huelva. Se estudió la composición atmosférica y se probaron los sistemas del cohete cara al proyecto Capricornio. La prueba fue un éxito.
    El Capricornio pretendió ser un pequeño lanzador de 2 fases, 18 Tm de peso, 1 m de diámetro y 18 m de altura, para satelizar cargas de 100 Kg en órbita baja de unos 250 Km de altura, o bien 70 Kg en órbita polar. Pero el proyecto fue cancelado en 1999 por motivos económicos.

                            ‑ OTROS PAÍSES.

ALEMANIA.    Dispone, entre otros, de cohete sonda Maxus para investigaciones en microgravedad.

ARGENTINA. Dispone de las bases para disparo de este tipo de ingenios en Chamical y Mar Chiquita. Utilizó entre otros el Orión 2 de la Fábrica Militar de Aviones, de 4 m de alto, 20,6 cm de diámetro y 140 Kg de peso. Era capaz de llevar 25 Kg de carga útil a 100 Km de altura. Fue probado en Wallops Island.

AUSTRALIA.  Desarrolló en 1961 el Aeolus, de 2 fases, 70 Km de alcance en altura, 13 Kg de carga útil, propulsante sólido, 6,4 m de largo, 0,5 Tm de peso; lanzado desde Woomera. También posee otros cohetes como el Long Tom.

BRASIL.    Dispuso desde 1964 de los cohetes Sonda 1, 2, 3 y 4 que lanzaba en la base Barreira do Inferno. El primero disparado con éxito fue en 1967 con el modelo 1 que tenía 4 m de largo y pesaba 59 Kg; su techo en el lanzamiento estaba en los 65 Km. Con el último modelo, el Sonda 4, desarrollado en 1976, se lanzaban cargas de 300 Kg a 700 Km de altura y de 500 Kg a 1.000 Km (600 Km según otra fuente); tenía 11 m de altura.
    En 2007 también tenía el modelo VSB-30, de 12 m de altura y 2,5 Tm de peso, con lanzamientos en Alcántara y realización en colaboración con Alemania. Su costo se estima en 1.250.000$. Su prueba en julio de tal año no fue del todo satisfactoria, pues si bien el cohete actuó bien su carga útil se perdió.
    En diciembre del  mismo 2007 disparó en Boca do Inferno, Rio Grande do Norte, por primera vez en colaboración con Argentina, un modelo de la misma versión, pero de 1,5 Tm de peso y 8 m de altura. Llevó una carga útil de 350 Kg para experimentos en microgravedad.

CANADÁ.    Tiene en su momento del Black Brant, de investigación de la alta atmósfera lanzado en colaboración con los americanos en Wallops Island a partir de 2 de diciembre de 1961. Podía llevar una carga útil de 70 Kg a 200 Km de altura.

ESA.        La Agencia Espacial Europea también ha desarrollado como conjunto de países programas de cohetes sonda para estudios, por ejemplo, de microgravedad (por breve tiempo, de unos minutos) y otro tipo. Se dispuso del cohete Nike Orion 2, de alcanza una altura de más de 125 Km llevando 128 Kg de carga útil, y que es lanzado en Kiruna, Suecia.
    En este lugar, el 24 de noviembre de 1998 se lanzaba el Maxus 3, derivado del Castro 4B americano. La carga útil, de 489 Kg de peso, llegó a 714 Km de altura, con lo que se lograron 12 min de microgravedad llevando 5 experimentos. La cápsula se recuperó por medio de helicópteros a tan solo 2 Km del punto previsto tras descender en paracaídas al cabo de 20 min de vuelo.
     El 26 de marzo de 2010 se lanzaba también en Kiruna un Maxus 8 con una cápsula italiana SHARK. Este modelo Maxus 8, de 12 Tm de masa y 17 m de longitud, es capaz de llegar a 750 Km de altitud y dejar así a la carga útil 12 min de microgravedad. La cápsula fue recuperada tras se soltada a 150 Km de altura.

GRECIA.     Tiene una base para disparo de cohetes sonda en isla Euba.

INDIA.        Empezó sus pruebas con cohetes sonda en 1967. En 1998 probaba el modelo Rohini para lanzamiento de cargas en colaboración con Alemania. Los disparos se realizan en Shriharikota. El lanzamiento tercero de 29 de septiembre llevaba como carga útil 5 aparatos para el estudio de la ionosfera, logrando una altura de 425 Km.

PERÚ.        Puso a punto su primer cohete sonda, denominado Paulet 1 en memoria del primer peruano precursor de la astronáutica en su país, en 2006. Tal modelo tiene 2,72 m de largo y pesa 99 Kg, siendo su alcance teórico en altitud de 60 Km con una carga útil de 5 Kg; su diseño fue realizado por la denominada Comisión Nacional de Investigación y Desarrollo Aeroespacial. Fue ensayado por vez primera el 26 de diciembre de tal 2006 en Pucusana, junto a Lima; en tal prueba alcanzó un techo de 45 Km y cayó luego en aguas del Pacífico, durando el vuelo 3 min 20 seg.

    Además existen otros países que también han dispuesto de cohetes sondas, prácticamente una infinidad de ellos que haría demasiado extenso este apartado.

    > OTROS COHETES. COHETES MILITARES. MISILES.

Se tienen las armas,
por si un día no se hallan o no se tienen razones.


    Otros cohetes, cuyos caracteres poco tienen que ver con la investigación del espacio o la atmósfera, salvo en la mera cuestión de investigación técnica del cohete o la física de la carga útil, que puede ser válido para todo, son los cohetes militares, cuyo número y variedad resulta mucho más numeroso y casi indescriptible en la amplitud del tema. Los cohetes militares son los lanzadores ya más o menos vistos. Los misiles son cohetes dotados de una carga explosiva con alcance directo al objetivo, en tanto que los lanzadores son los utilizados para satelizar ingenios de reconocimiento o excepcionalmente portadores de carga explosiva o destructiva (del tipo láser, por ejemplo) de acción retardada o a la espera del momento oportuno.
    Nos referimos aquí a los misiles puesto que los lanzadores vienen a ser los mismos ya citados. Los mayores, o de superior capacidad, son más propiamente llamados misiles estratégicos (SM) y que pertenecen a las potencias del planeta y también a países más o menos desarrollados. A su vez puede haber dos tipos de misiles estratégicos: los balísticos y los orbitales. Los primeros describen una curva de caída a tierra, como un obús, y los segundos sitúan su carga explosiva en órbita a la espera de realizar la reentrada en su momento. En el último caso, tanto si llevan carga explosiva como otra de acción militar (química o biológica), son simples satélites.
    Si bien los balísticos no caen en el campo astronáutico, por lo cual tampoco merecen mayor extensión en su cita, mencionaremos como complemento del capítulo de cohetes una serie de ellos, los más conocidos o significativos. Además, algunos de estos cohetes, sobre todo los de mayor capacidad, han servido en los dos campos, astronáutico y militar, unidos desde un principio en la entidad del cohete que así resulta ser muchas veces ambivalente.
    Los cohetes militares son muy variados, y la primera clasificación podría ser entre los de tipo ofensivo y defensivo. Normalmente denominados en singular missile, nombre de procedencia inglesa que se refiere a un cohete dirigido, preferentemente de tipo militar, poseedor de una carga explosiva que puede ser nuclear. Luego, por extensión, también se ha llamado a los estatorreactores, generalmente alados, no tripulados, que cumplen idéntica misión.
    Dado el peligro que los misiles, sobre todo los dotados de carga nuclear y mayor alcance, podían entrañar, en los años 60 fueron dotados de códigos de seguridad para el lanzamiento, al principio con claves secretas de 4 dígitos y posteriormente de 12. Fue lo que se llamó los eslabones de acción permisiva que llevaban un mecanismo de cierre electromecánico y control remoto, de modo que la simple orden de disparo sin disponer de los códigos o claves no puede ser ejecutada. Por supuesto, la prueba repetida de las claves sin resultado de acceso implica la anulación o imposibilidad de lanzamiento.
    Otro sistema de protección de las cargas útiles del misil o cabezas nucleares, para el caso de un asalto físico de tipo terrorista, las proas y carcasas protectoras llevan dispositivos electrónicos de alimentación autónoma que detectan su manipulación ilegal; de tal modo que se produce también una anulación o desactivación irreversible del arma.
    Aunque los sistemas occidentales son conocidos en estos aspectos, se ha dudado de cómo eran los soviéticos pero no se duda que son parecidos, o incluso más obsesivos. En el caso de Israel se sabe que tiene un nivel de ensamblaje del arma no total; es decir, que se mantiene físicamente alguna pieza clave separada, alejada y bajo especial protección, para evitar tanto un uso accidental como manipulación intencionada o robo.
    Sus sistemas de guía fueron evolucionando con su historia y pasaron de ser guiados por radio-control y radar a autoguías por seguimiento IR e inerciales. Los primeros, a necesitar apoyo terrestre, podían ser batidos o anulados con contramedidas. Pero los últimos ya resultan más difíciles de abatir.
    La carga útil llevada por los misiles puede ser explosiva y bioquímica. En el primer caso puede ser explosivo convencional o nuclear. El segundo tipo puede ser químico o biológico, y dentro del biológico puede ser de contagio o no. Las cargas más letales de todas son la nuclear por su poder destructivo y radiactivo, y la carga biológica de contagio. Las cargas biológicas pueden ser virus o bacterias. En el caso de ser entes letales que se propagan por contagio resulta inimaginable un bombardeo masivo semejante, peor aun que la radioactividad nuclear; son virus del tipo Ébola, como el Marburg, y la viruela.

    En razón a su valor máximo, los misiles pueden ser por su alcance catalogados del modo que ahora citaremos; el alcance es la máxima distancia que cubre en vuelo, partiendo del lugar de lanzamiento, hasta el punto de impacto en línea recta, con independencia de que el ingenio haya trazado curva o curvas para llegar, y esa distancia está en proporción directa aproximada a la potencia y tamaño del cohete.

Clasificación de cohetes por su alcance:

SRBM     
    Misil balístico de corto alcance. Es el tipo más pequeño cuyo alcance llega hasta los 100 Km, aproximadamente. Son disparados generalmente desde unas plataformas pequeñas, móviles o en batería. Son dignos de mención, en tanto que algunos, modificados, han servido ocasionalmente para prueba o ensayo de preparación de material espacial.
    Los SRBM de apoyo aéreo reciben el nombre de SRAM, misil aire-tierra de corto alcance.

MRBM     
    Misil balístico de alcance medio. Logra como máximo los 3.000 Km de alcance. Puede estar dispuesto en silos subterráneos y llevar cargas nucleares.

IRBM     
    Misil balístico de alcance intermedio. Consigue una distancia de entre los 3000 y 5.500 Km del punto de disparo. Algunos han servido para ensayar operaciones astronáuticas. Cuando sus rampas de tiro son móviles se les llama además MMRBM y si lo son en submarinos FBM.

ICBM     
    Misil balístico intercontinental. Tiene un alcance superior a los IRBM, entre los 5.500 y 14.000 Km, con ascenso hasta una altura de cerca de 1.000 Km. Bajo determinado enfoque puede llegar a cualquier punto de la Tierra. Muchos de ellos han sido empleados en la astronáutica.
    El llamado sistema FOBS, de bombardeo orbital, fue pensado para los ICBM en trayectoria parcialmente orbital en vez de balística simple. La trayectoria debía cruzar a alturas de solo 160 Km hasta iniciar el descenso sobre el objetivo. Resultaba difícil de detectar por radar pero era impreciso respecto al sistema convencional y su carga útil era menor. Fue descartado por los norteamericanos aunque se cree que la URSS lo desarrolló con el R-36 (SS-9).

URBM     
    Misil balístico de alcance último o máximo. Puede con su alcance de 14.000 llegar a todos los puntos del planeta. Son en realidad ICBM más completos.

    La altura lograda por cualquiera de estos dos últimos, en la trayectoria suborbital, es de un máximo de entre 1.000 y 1.300 Km, aunque normalmente menos; después, a partir de tal techo, caen hacia tierra hacia su objetivo.
    Unos y otros llevan como carga útil, bien cargas explosivas convencionales o bien bombas atómicas o de hidrógeno en cantidad variable. La carga nuclear que lleven se puede expresar en kilotones o megatones; un kilotón equivale a 1.000 Tm de TNT y un megatón a 1 millón de Tm de TNT (1 megatón son pues 1.000 kilotones). Las cargas atómicas de fisión son medidas en kilotones y las de fusión nuclear, las bombas H (de Hidrógeno), dada su infinita potencia, se valoran en megatones. La primera bomba táctica utilizada, que fue la de Hiroshima, lanzada por los americanos contra los japoneses en la II Guerra Mundial, era de “solo” 15 kilotones, y de 22 la de Nagasaki.
    Cuando llevan varias cargas, los misiles se denominan de cabeza múltiple y en tal caso pueden ser llamados de modo diverso, MRV, MIRV y MARV, según las operaciones de final de trayectoria con tales cargas.
    Antes, desde 1962, el disparo más perfecto era el del típico ICBM con una sola cabeza pero entonces aparecen los más mortíferos que indicamos; en segundo lugar el año de aparición:

MRV       1966.
    Vehículo de reentrada maniobrable con cabezas múltiples no dirigidas. Al llegar sobre el objetivo, efectuaba un disparo a modo de perdigonada, o sea soltando las varias cabezas a sorteo sobre los objetivos.

MIRV      1970.
    Vehículo de reentrada múltiple independiente ICBM con cargas múltiples (Mark 12 en denominación USA) que se separan entre si hasta 100 Km. Es más mortífero, desde luego, que el anterior pues sus múltiples cabezas son dirigidas sobre sus posibilidades balísticas antes de llegar sobre sus objetivos; algunas de tales cabezas pueden ser también señuelos para confundir los radares. El sistema de control de las cabezas, luego de la separación del cohete, lo ejecuta el PBCS, sistema de control de ayuda posterior. El PBCS va proyectando en el momento oportuno las cabezas nucleares, una a una y sucesivamente, y luego, en tanto que las cargas van logrando los objetivos, se desintegra por rozamiento atmosférico para lo que no va protegido. Si, en cambio, puede ir dotado de ECM, contramedidas electrónicas. Cada cabeza con su electrónica es denominado bus.
    Los americanos iban por delante de la URSS en este sistema a su desarrollo lo que fue factor de desequilibrio y fuerte carta a jugar en las conversaciones de desarme entre ambos.

MARV      1980.
    Sistema diseñado para un tipo de vehículo de reentrada múltiple y dirigida con cabezas que pueden ser dirigidas totalmente hacia sus objetivos del modo mortífero más refinado.

    Generalmente, todos los grandes cohetes militares son disparados desde silos subterráneos, en bases bajo tierra, provistos de complejos sistemas de seguridad y subsistencia autónomas, y dispuestos geográficamente de modo estratégico. La extracción de un misil de un silo puede ser mediante la acción directa del misil con los motores encendidos, o bien mediante algún sistema de catapulta (hidráulico, de contrapesos, u otros) que lo echa fuera antes de la ignición, como es el caso de los misiles lanzados desde submarinos.
    Otros misiles más pequeños, e incluso algunos de aquéllos anteriores, se transportan en plataformas móviles que pueden ser terrestres, subterráneas, en buques y submarinos. Si son de corto alcance se llevan en camiones u orugas, incluso en batería, o en barcos, aviones, etc.
    Los equipos de apoyo y control, en el último caso, también tienen que ser transportados y su envergadura está en correlación con la del misil. El puesto de lanzamiento puede ser fijo o móvil, y también el blanco lo puede ser por lo que los contra barcos y contra aviones sobre todo reaccionan a los movimientos de estos y los persiguen.
    Otra clasificación de los cohetes militares puede hacerse según el elemento de partida y el de destino, con independencia del alcance que puede ahora ir desde unos pocos kilómetros hasta más de los 10.000 (ICBM) según el cohete que sea. Y pueden ser de los siguientes tipos:

Tierra‑tierra   Lanzamiento desde plataforma terrestre y destinado a aniquilar otra parte de la
        superficie terrestre, sean ciudades, bases, concentraciones de tropa, centro
        industriales, etc.
Tierra‑mar     Disparados desde tierra contra barcos o submarinos.
Tierra‑aire     Lanzados desde plataforma de tierra contra aparatos aéreos.
Mar‑tierra      Disparados desde barco o submarino contra objetivo de tierra.
Mar‑mar        Proyectados desde barco o submarino contra otro buque o submarino.
Mar‑aire        Disparados desde barco o submarino contra aparatos aéreos.
Aire‑tierra      Lanzados desde aparatos aéreos contra objetivos en tierra.
Aire‑mar        Con disparo desde aparatos aéreos contra barcos o submarinos.
Aire‑aire        Lanzamiento desde aparatos aéreos contra otros.

    Muchos de ellos se conciben exclusivamente por los caracteres del objetivo y en consideración a la plataforma desde donde se lanzan, por razones de movilidad. Pero, asimismo, muchos sirven para varias misiones a la vez. Así, un misil lanzado desde el aire contra un barco también puede lanzarse contra una columna de carros o un puente, pongamos por caso. Por ello, básicamente, se consideran los tipos "mar" y "tierra" como superficie, con lo que la clasificación podría quedar reducida, en la mínima expresión, a superficie‑superficie, superficie‑aire, aire‑superficie y aire‑aire.

    De los superficie‑aire se cuenta un tipo especial que son los ABM, misiles antibalísticos o misil contra misil, y son principalmente tierra‑aire.
    Pero los ABM son por si mismos formaron parte de un sistema global mayor, llamado primero Centinela y luego, al tiempo de la administración USA del Presidente Nixon, Salvaguardia. Este sistema incluía la protección de los misiles Minuteman y su costo, en una primera fase, era de 10.800 millones de dólares de entonces. Se pensaba utilizar misiles Spartan y Sprint. Este plan americano fue muy criticado.
    A principios de los años 90 los americanos ensayaban o proyectaban los misiles ERINT, THAAD, Arrow, HEDI y ERIS, como ABMs creados por el programa llamado SDI popularmente conocido como “guerra de las galaxias”. Entonces solo el Patriot estaba operativo como tal ABM, probándose con efectividad en guerra el 18 de enero de 1991 en la Guerra del Golfo contra un Scud. De los sistemas citados, el ERIS es el de mayor alcance proyectado, pudiendo sobre el papel llegar al espacio para interceptar los ICBM. El 2 de octubre de 1999 se probaba con éxito un interceptor capaz cortarle el paso a un ICBM con un lanzamiento simulado de éste desde California hacia el Pacífico, saliendo el antibalístico 20 min más tarde desde Kwajalein, en las Islas Marshall, a 6.800 Km de distancia; la velocidad del ICBM era de 6.400 Km/hora y la del ABM de 22.400 Km/hora y el encuentro tuvo lugar a una altura de 224 Km.

    Hay otras clasificaciones según su soporte y así los estratégicos lanzados desde aviones se denominan ASMS, o sea, aire-superficie estratégico para soltar y lanzar desde un bombardero.
    Los misiles lanzados desde el mar se llaman SLBM si son disparados desde los SSBN, o submarinos lanzamisiles, normalmente de propulsión nuclear. Tales, suelen tener un alcance de 2.500 a 6.000 Km, o sea un IRBM, pero si son de largo alcance se les denomina en conjunto ULMS, sistema de misiles, de submarinos, de largo alcance. En los años 70 los Estados Unidos disponían de 41 submarinos Polaris, dotados 31 de misiles Poseidón y 10 de misiles Polaris. Cada submarino llevaba una carga típica de 16 misiles del mismo nombre, Polaris o Poseidón. Posteriormente a estos tipos de submarino se creó el Trident, de propulsión atómica, capaz de llevar 24 misiles de 9.000 Km de alcance con 17 cabezas cada uno.
    Las ventajas de sistema de misiles en submarinos están en su movilidad, la difícil detectabilidad y por ende el factor sorpresa. Sin embargo, se exige un sistema de navegación que ha de ser muy exacto para poder ajustar el tiro hacia el objetivo. Se utilizan sistemas de giroscopios, acelerómetros y tratamiento informático. También se puede recibir el apoyo de satélites para determinar la posición incluso después del lanzamiento.
    La URSS contaba en paralelo con unos 105 submarinos con misiles de corto alcance, creyendo entonces por parte occidental que también disponían de 8 submarinos del modelo denominado Yankee con misiles equivalentes a los Polaris. Los modelos de submarino soviético SS-N-18 llevaban 16 misiles de 5.100 Km de alcance.

    Los lanzados desde el aire tienen también código propio; SCAD, etc.
    De otro modo, la clasificación completa por siglas sería:
Superficie‑superficie.SSM   Superficie‑aire...SAM   Superficie‑submarino..SUM   
Submarino‑submarino...UUM   Submarino‑aire....UAM   Submarino‑superficie..USM o UGM
Aire‑Aire.............AAM   Aire‑submarino....AUM   Aire‑superficie.......ASM o AGM

    Los SSM incluyen a los principales, o sea a los estratégicos y también a los tácticos y contracarro, y los primeros y segundos pueden estar dotados de carga nuclear. Suelen ser rápidamente disponibles por lo que muchos son de propulsante sólido. Pueden ser lanzados desde un lugar fijo o móvil, aunque los estratégicos de disparo en silos son naturalmente de puesto fijo.
    Los SAM son misiles de corto alcance con el mismo techo que un reactor y son de puesto de tiro fijo o móvil. Alcanzan gran velocidad y su guía es muy sofisticada puesto que muchos son destinados a perseguir y derribar objetivos aéreos móviles. Como SAM se pueden incluir los ABM.
    Los ASM son lanzados en vuelo desde aviones contra objetivos de tierra o mar hasta cientos de kilómetros, e incluso contra satélites (ASM-135 a partir de 1984; cancelado en 1988), con completos sistemas de guía, autónomos en ocasiones, y suelen usar turborreactores ayudados con cohetes; alguna vez pueden ser cohete solo. Pueden ser estratégicos o tácticos y llevar en el primer caso cabeza nuclear.
    Los aire‑aire, o AAM, de guía dirigida por radar, IR, TV, etc., o autodirigidos, son los empleados por ingenios aéreos contra objetivos y son de menor tamaño. Pueden ser pasivos, semiactivos y activos; en el primer caso la guía es de tipo automático del propio misil y en el segundo y tercero lo es por detección del avión lanzador. Los AAM pasivos se autodirigen pues al blanco guiados por emisiones IR u otras radiaciones ETM del propio objetivo.
    Los UGM o USM, por su capacidad para la sorpresa y poder ser lanzados en inmersión desde submarinos, así como estar dotados de carga nuclear, constituyen baza primordial en la estrategia militar.
    Los SUM o UUM son antisubmarinos de hasta 50 Km de alcance con impacto a modo de carga de profundidad o torpedo acústico.
    Merecen asimismo especial mención los llamados misiles crucero, también denominados de navegación, y que están dotados de timón y alas con lo que pueden volar, a más o a menos de Mach 1, a baja altura, salvando radares y otros sistemas detectores; una vez lanzados, alcanzan solo una pequeña altura para navegar horizontalmente sorteando obstáculos o accidentes naturales. Están dotados de reactores atmosféricos y/o cohetes, pueden llevar incluso carga nuclear y tienen una autoguía de gran precisión. Pueden ser, por su alcance, ICCM, equivalente a los ICBM, IRCM, de medio alcance, y SLCM, lanzado desde submarino. La famosa V‑1 alemana era ya de por sí, en modo aun no muy perfecto, uno de estos ingenios, en categoría de IRCM. Pueden llevar sistema de contramedidas electrónicas. Tienen la ventaja de ser más difíciles de detectar por radar al volar bajo y por tanto más difíciles de derribar y pueden ser lanzables tanto desde bombarderos, como submarinos o barcos. Su inconveniente es que son de menor alcance que los IRBM o ICBM, necesitando un relativo acercamiento al objetivo.

    Ya mencionados, y de relativa menor importancia, los misiles antitanque o contracarro (terrestres, puesto que muchos aire-superficie reúnen también esta condición) son de menor tamaño y muy corto alcance. Su guía era por cable en la primera generación y por IR en la segunda.
    Los misiles contracarro pueden ser transportados con todo su equipo y disparados por un solo hombre y son desde luego SSM. Pueden ser de guía por cable, en vuelo libre o con guía por IR o láser.   

    Volviendo a los misiles en general, casi todos ellos se van perfeccionando sobre todo en los cada vez más sofisticados sistemas electrónicos de dirección y control, siendo día a día mucho más refinados en precisión y puntería. El modo de combatir los misiles es de por sí otro capítulo, pero se puede resumir en interceptores y señuelos. La forma de interceptores se refiere a su derribo directo por medio de otro misil o bien de una batería antiaérea o globos. Por su parte los sistemas de señuelos son contramedidas de extensa variedad y su modo de combatir al misil es engañándolo y haciéndolo explotar fuera del objetivo. En este último caso juegan su papel las emisiones electromagnéticas, la suelta de nubes black chaf (nubes de partículas o hilos de carbono, aluminio u otro elemento, que absorben ondas de radar) o de cualquier tipo que equivocan o confunden al sistema de guía por radio, radar, IR, etc., emitiendo señales, produciendo ecos de radar falso, soltando fuentes de calor, etc. Todas estas formas también se clasifican en medidas activas y pasivas. Uno de los sistemas de contramedidas es el naval denominado Sirena que engaña al misil con señales, una vez analizado su sistema de guía; detectado el misil, el instrumental emisor Sirena es lanzado al aire y cae en paracaídas a un lado alejado del buque emitiendo señal que atrae al misil hasta hacerlo explotar lejos del verdadero objetivo.

    Como sistemas antimisiles, además de los propios misiles destinados a este fin, hubo diversos proyectos, ninguno eficazmente desarrollado. Fue el caso del americano SDI (conocido vulgarmente como “la guerra de las galaxias”) de R. Reagan o del propuesto al tiempo de la posterior administración Clinton. En el primer caso, dada la implicación de satélites, es referido en el apartado de estos, y en el segundo poco cabe resaltar, puesto que tampoco se desarrolló. De este último se supo a finales de septiembre de 1997 y consistía en crear una red de aviones Boeing 747 dotados de potentes emisores de rayos láser con los que en teoría se derribarían a cientos de Km los misiles en vuelo. Con un presupuesto de 11.000 millones de dólares, el proyecto tenía sin embargo diversos inconvenientes: en primer lugar el potente rayo láser estaba sin desarrollar y su viabilidad es entonces dudosa; los elementos atmosféricos interpuestos entre el emisor láser y el misil objetivo podrían distorsionar el rayo; si el misil volaba rotando o dotado de pintura reflectante, la eficacia del rayo quedaría anulada.

    La cantidad y variedad que existe de misiles hace difícil que se pueden citar todos, pero aquí solo se pretende dar una idea general por lo que excusamos entrar en mayores detalles.

                = MISILES PRECURSORES.

    Prescindiendo de los primitivos cohetes ya citados, desde los chinos agregados a flechas hasta los hindúes y los de Congreve, y luego los escasamente usados en la primera guerra mundial al principio del Siglo XX, fueron casi exclusivamente los alemanes cuando estaba a punto de caer el III Reich los primeros en emplear los verdaderos misiles, a fin de cuentas por ellos creados, en operaciones importantes por primera ocasión, aunque también los aliados lo llegaron a hacer pero a escala más modesta. Tampoco nos olvidamos de los Katiuska soviéticos.
    Son tales cohetes alemanes los ya vistos V‑1 y V‑2 principalmente; la V‑1 era más que un cohete un reactor o pulsorreactor.
    Nos referiremos ahora a otros cohetes alemanes creados en la II Guerra Mundial, o poco antes de ella, y que marcaron una línea a seguir en materia táctica de guerra a las naciones aliadas después de la tal contienda mundial.
    Cabe citar de estos cohetes alemanes, menos importantes que la V‑2 y V‑1 y sin considerar los también vistos de los proyectos A, a los que siguen:

ENZIAN     
    Este cohete alemán antiaéreo, cuyo nombre significa "genciana", estaba dotado de 4 boosters, o cohetes de ayuda, de propulsante sólido, para el despegue que se hacía sobre rampa, y tenía casi 25 Km de alcance, techo en los 15 Km, 4 m de envergadura, 2,4 m de longitud, 88 cm de diámetro, pesaba 1,8 Tm de las que 0,3 eran su carga útil explosiva, y su velocidad no llegaba a Mach 1; disponía de 2 alas y podía ser dirigido por radio. Diseñado en 1943 por Konrad y desarrollado en 1944 por Herman Wurster, ambos de la Messerschmitt, fueron construidas 25 unidades de las que fallaron 15.

FEUERLILIE    
    De este modelo, cuyo nombre identificamos por "lirio ígneo", se llegan a fabricar dos versiones, la F‑25 y la F‑55, ambos de carácter antiaéreo. El primero medía 4,4 m de largo y tenía 45 cm de diámetro; lograba velocidades de menos de Mach 1 y tenía 5 Km de alcance. El segundo, con una fase de propulsante sólido y las demás de LOX y alcohol, medía también 4,8 m de longitud, 55 cm de diámetro pero tenía 13 Km de alcance. Tras ser probado en 1944, el proyecto quedó parado en el último mes del indicado año. La primera versión fue realizada en 1943 por la Braumschweig de Ardtelwerke.

FRITZ X
    También llamado FX 1.400. Considerado un misil, es en realidad una bomba dirigible por radio, que permitió a los alemanes hundir al acorazado italiano Roma en agosto de 1943 en el Mediterráneo y otras acciones. Su alcance horizontal, una vez lanzado desde más de 5 Km de altura, era de solo 5 Km.

HECHT         
    Cohete antiaéreo de principios de los años 40 de 10 Km de alcance, lanzado en rampa inclinada, que medía 2,48 metros de longitud, 38,1 cm de diámetro, pesaba 140 Kg y estaba dotado de alas y cola, a modo de bomba volante.

HENSCHEL
    Hs 293 A-1. Misil aire-superficie lanzado desde un bombardero Dornier contra buque británico el 27 de agosto de 1943, en una de las primeras acciones de este tipo. Tenía 18 Km de alcance. Era dirigible por radio, pesaba 1 Tm y medía 3,8 m de largo por 47 cm de diámetro.

NEBELWERFER
    Se lanzaba desde carros en 5 o 6 tubos por impulsos eléctricos. De calibre 15 y 21 cm, tenía un alcance de 3 Km y, aunque el ejército alemán disponía del mismo desde 1934, solo fue utilizado en la guerra contra los soviéticos a partir de septiembre de 1944. Fue llamado con el sobrenombre del “arroja humos”.

RHEINBOTE     
    Traducido por "mensajero del Rhin" el nombre de este cohete, el mismo es una derivación del Rheintochter, de 3 y 4 fases de propulsante sólido dinitrato de diglicol, 11,4 m de largo, 53,6 cm de diámetro, 5.900 Km/h de velocidad, 100 Km de alcance efectivo (máximo de 218 Km), de gran precisión para la época, 1,71 Tm de peso, de las que 40 Kg eran de carga útil explosiva. Construido a partir de 1942. De este auténtico tierra‑tierra, ensayado en Polonia, se construyeron dos centenares que fueron parcialmente empleados en noviembre de 1944 contra la ciudad de Amberes.

RHEINTOCHTER  
    En una primera versión de este modelo antiaéreo, cuyo nombre podemos traducir por "hija del Rhin", el mismo medía 6,3 m de longitud, 54,5 cm de diámetro, y disponía de 2 fases; del mismo se construyeron 80 unidades. De una serie del modelo se construyeron 20 unidades con control por radio; la longitud del mismo fue entonces de 5,18 m y era controlado por radio y un sistema parecido al radar. Más tarde se le acoplaron 2 boosters para el despegue, que lo llevaba a cabo en una rampa inclinada, llevando 113 Kg de carga útil explosiva, y alcanzaba 6,1 Km de altura, con un total de 40 Km de alcance. Era construido por la Borsig Rheinmetall y fue ensayado en Leba, Pomerania.

SCHMETTERLING 
    Se trata de una adaptación de la bomba volante Hs‑293, dotada de 4 boosters al despegue. Su nombre significa "mariposa" y también fue llamado Hs‑297 e incluso V‑3. Tenía 4,29 m de largo, 35 cm de diámetro, 2 m de envergadura con las 2 alas, llevaba propulsantes líquidos en una de las versiones, pesaba 450 Kg, de ellos 30 Kg de carga útil, lograba los 1.000 Km/h, tenía un empuje de 159 Kg en la versión de propulsante líquido, y su alcance efectivo estaba cifrado en los 20 Km y con techo en los 8,8 Km. Podía ser dirigido por radio, con control de las aletas en el cohete. Del mismo de hicieron 60 unidades por parte de la Henscherll en Breslau, pero no llegó a usarse tácticamente como antiaéreo debido al próximo fin de la guerra.

TAIFUN        
    Fue un pequeño cohete antiaéreo de 8 Km de alcance, de 21 Kg de peso, 1,8 m de longitud, 10 cm de diámetro, cuyo nombre significa "tifón", nacido del Wasserfall pero capaz de lograr Mach 3. Llegó a ser operativo, siendo fabricado en serie en Peenemunde desde principios de 1945.

WASSERFALL    
    También llamado C‑2, el Wasserfall, que significa "cascada", era una V-2 a escala reducida (con 4 aletas más en su mitad), de 7,83 m de largo, 88 cm de diámetro, 3,5 Tm de peso, que podía llevar 145 Kg de carga útil y funcionaba durante 40 seg con propulsante líquido ácido nítrico y un derivado del petróleo, tenía 25 Km de alcance teórico con techo en los 9,6 Km, alcanzaba una velocidad máxima de 2.860 Km/h, llevaba dirección automática y sofisticada, y estaba previsto usar como un tierra‑aire para la defensa nazi contra los bombarderos enemigos. También llevaba 90 Kg de explosivo para la autodestrucción, pudiendo pues hacerle explotar cerca del objetivo para aprovechar la onda expansiva. Fue creado en Peenemunde y los ensayos, unos 30 a partir del 29 de febrero de 1944, solo lograron éxitos al 25 por ciento. No llegó a ser operativo. De haberse desarrollado antes este modelo, podría haber sido un arma muy importante contra los bombarderos aliados.

X-4
    Misil aire-aire alemán desarrollado desde 1943. Llamado también Ruhrstahl-Kramer, pesaba 60 Kg, medía 2 m de largo, 57,5 cm de envergadura y 22 cm de diámetro, tenía un alcance de 3,5 Km y velocidad máxima de 1.140 Km/h, funcionaba durante 8 seg, era de propulsante sólido y llevaba dos cables para su guía. La carga útil eran 20 Kg de explosivo que estallaban al acabarse el propulsante. Se preveía que cada caza Me-272 debía llevar 4 de estos misiles. Su primera prueba se hizo el 11 de agosto de 1944, pero no llegaría a ser probado en combate.

    Otros cohetes, o semicohetes‑bombas volantes, fueron los BV‑143, BV‑246, Hs‑293, Hs‑294, Hs‑295, etc. Los dos últimos estaba previsto emplearlos contra buques. El Hs‑298 era un auténtico aire‑aire; el Hs‑296, antiaéreo; etc.
    El citado Hs‑298, el primer aire‑aire de la historia, fue probado en 1944 y llevaba cohete de propulsante sólido. Su alcance era de hasta 2,5 Km, medía 2,03 m de longitud, 41,5 cm de diámetro, tenía 8 Km de alcance, era teledirigido, Pesaba 95 Kg, de ellos 25 Kg de carga útil explosiva, y la velocidad máxima era de 680 Km/h. Se fabricaron 300 unidades y no fue operativo.
    La Hs‑293 era una bomba planeadora, para lanzar desde aviones, que al principio del vuelo eran impulsados por un motor de propulsante líquido de 0,6 Tm de empuje. Dotado de alas y radiodirigida, era de gran efectividad, del 50 %, y medía 3,8 m de longitud, 3 m de envergadura, 1 Tm de peso, casi 300 Kg de carga útil explosiva y una velocidad final de casi 900 Km/h. Desde 1940, se construyeron 1900 unidades.
    Además, se aplicaron cohetes a otras bombas lanzadas desde bombarderos para mejor dirigirlas como la Hs‑294, un aire‑mar, de 2 cohetes que no llegó a ser usado operativamente, y que tenía alas de doble peso que el Hs‑293; el Hs‑295 y Hs‑296 eran de parecidas características. Otra aplicación fue hecha en torpedos submarinos.
    En aviones, se usaron también dando lugar a ingenios como el Natter ("víbora"), denominado oficialmente Bachem BA-349A, de 1,96 Tm de peso, dotado de 4 boosters de 11,8 Tm de empuje cada uno, con un motor principal Walter 509‑2A de propulsante líquido de 1,7 Tm de empuje máximo, 800 Km/h de velocidad, 40 Km de alcance y un techo de 9,8 Km, de despegue vertical, tripulado y maniobrable, previsto utilizar contra bombarderos y el que no llegó a emplearse. Voló por vez primera el 28 de febrero de 1945. En la primera prueba tripulada falló, muriendo el piloto.
    Hubo otros aviones cohete alemanes como el Heikel 176, pero que no pasaron del estado de prototipos, salvo el Me‑163 Komet que fue el primer avión cohete operativo en el último año de guerra mundial; tenía un techo de 12 Km que alcanzaba en 3,5 min, logrando una velocidad de 1.000 Km/h pero volando como máximo 12 min. Copiado de éste, por el lado japonés se fabricaron el Shusui y el Ohka 2.
    También desarrollaron un misil antitanque con la idea de combatir a los soviéticos que fue llamado X-7 ROTKÄPPCHEN. Tenía 1,2 Km de alcance. Pesaba 9 Kg y medía 95 cm de largo y 15 cm de diámetro.
   
    Por su parte, los soviéticos emplearon en la guerra los Katiuska o Katyusha que eran disparados en batería de 16 desde cajas de camiones de 2,5 Tm o puestos fijos de 48 cohetes a la vez. Medían 1,8 m de largo, 13 cm de diámetro, pesaban unos 42 Kg y tenían un alcance de entre 5 y 6 Km. La carga útil era de 20 Kg de explosivo en 1945, siendo entonces estabilizado por alerones; su diámetro era aquí de 13,2 cm. Fueron creados sobre modelos anteriores del GDL de Leningrado en 1938 y oficialmente se denominaron BM‑13, que significa "máquina de combate 13". También fueron llamados por los alemanes, contra quienes fue usado por vez primera en julio de 1941, “el órgano de Stalin” por su característico ruido.
    Los ingleses usaron, por entonces también, los Thyphoons, que lanzaban desde los aviones de la RAF, y que eran verdaderos aire‑tierra, de 27,2 Kg de peso; cada caza llevaba 2 pares debajo de las alas.
    Los americanos, a su vez, crearon las bombas planeadoras, misil, Gargoyle, Bat, etc. Entre otros, también usaron el mar‑aire Little Joe, en realidad el primer antiaéreo americano, en 1945 contra los ataques Ohka japoneses; tal misil, de guía por radio y estabilización giroscópica, medía 3,45 m de longitud, 57,7 cm de diámetro, y pesaba 0,55 Tm, de los que 45 Kg eran de carga útil, y lograba 3,2 Km en alcance y 600 Km/h de velocidad. Tuvo dos versiones llamadas KAN 1 y 2.
    Durante tal guerra mundial, también los japoneses habían proyectado y construido algunos misiles de tipo aire-superficie, tal como los I-GO 1A, B y C, de respectivamente 1,4, 3,6 y 3,5 m de largos y de los que el primero, el más pesado, tenía 1,4 Tm; pero los mismos no pasaron de ensayos y no llegaron a ser fabricados en serie. También proyectó los antiaéreos Funryu que no llegaron a ser operativos.

                = USA.

    Además de los primeros y toscos misiles, y los ya citados por su empleo paralelo en la astronáutica, muchos de los cuales junto a otros como los anteriores fueron pronto puestos fuera de servicio, dados los rápidos avances tecnológicos de la época, podemos relacionar los misiles los Estados Unidos siguientes. No se citan los también considerados misiles pero no dotados de cohete, tal como las bombas planeadoras o dirigidas y los reactores no tripulados tipo bomba volante.
    Pertenecientes en algún momento al ejército, marina y fuerza aérea norteamericanas, los ya citados astronáuticos Redstone, Júpiter, Sergeant, Thor, Atlas, Scout, Titán. De los mismos solo el último alcanzará la calificación SSM, misil estratégico, siendo los demás por lo general del tipo táctico.
    Pese a lo que se pudiera pensar en un principio, los más poderosos, que fueron los Saturn, se crearon exclusivamente por y para la NASA y nunca fueron dispuestos para las fuerzas armadas ya que entre otras cosas eran desde el punto de vista militar innecesariamente grandes.
    Excluyendo datos ya citados, y alguno de los de muy pequeña envergadura, los misiles americanos más conocidos, por orden alfabético, son:

AEGIS
    Misil antiaéreo de guía por IR, de propulsante sólido, 2,9 m de longitud, 4,5 Kg de explosivo. Vuela como máximo, en la mejor versión, durante 1 min. Llevado a bordo de buques de la USNavy, se le achacó a uno de esos misiles el derribo accidental de un avión de pasajeros en 1996.

ALCM 
    AGM-86A. Misil crucero, lanzable desde los B-52, inicialmente de 1.200 Km de alcance, dotado de una cabeza nuclear o una carga de 450 Kg de explosivo; un segundo modelo tenía 2.500 Km de alcance. Fabricado por la Boeing, de Seattle, volaba a Mach 0,7. Tenía, según modelo, de 4,27 o 6,32 m de longitud, 2,9 o 3,65 m de envergadura, 63,5 cm de diámetro, pesaba 862 o 1.450 Kg, y su coste inicial fue de 1,5 millones de dólares. Su sistema de navegación inercial lleva altímetro por radar, calculadora, memoria, etc. Realizó sus pruebas iniciales el 5 de marzo de 1976 sobre White Sands en un vuelo de 10 min 40 seg. Utilizaba el mismo motor que el Tomahawk.

AMRAAM
    También llamado FALCON AMRAAM y AIM-120. Misil aire-aire de alcance medio, de 50 Km, destinado a suceder al Sparrow y al Sidewinder, para dotación de los F-15, F-16 y F-18, y fabricado por la Hughes y la Raytheon desde los años 80. Pesaba 136 Kg, de ellos 22 Kg de carga útil, y medía 3,7 m de largo, 17,8 cm de diámetro y 53 cm de envergadura. Volaba a Mach 4.
 
ASALM
    Misil estratégico estatorreactor avanzado de lanzamiento aéreo, crucero supersónico aire‑aire/tierra hecho por la McDonnell Douglas para dotación de bombarderos, tanto en ataque como defensa de los mismos. De guía IR, los primeros vuelos de prueba del mismo fueron realizados en el año 1979, pero el programa fue cancelado entonces.

ASAT
    Misil antisatélite llevado en la panza de los aviones F-15 que lo sueltan y lanzan a 28 Km de altura. Es de dos fases, 1,2 Tm de peso y lleva una carga útil de 15 Kg, desarrollado sobre fases de Boeing y Vought Co.; dispone de un total de 56 pequeños motores, 8 minitelescopios, sensores de guía IR y un microprocesador. Fue probado el 21 de enero de 1983, si bien ya desde 1981 se habían hecho ensayos diversos.

ARROW
    Sistema de misiles ABM desarrollado conjuntamente con Israel a principios de los años 90. La participación es de un 80 % americana y un 20 % israelí. El primer ensayo de lanzamiento se realiza el 9 de agosto de 1991 en un lugar cercano a la capital de Israel; a los 15 seg de vuelo se perdió el contacto y hubo que hacerlo explotar. El 5 de enero de 2003 se probaba en Israel el sistema disparando 4 unidades de este misil.

ASRAAM
    Misil de corto alcance aire-aire de origen británico-alemán.

ASROC 
    Misil antisubmarino de 4,6 m de altura, 32 cm de diámetro, 453 Kg de peso, propulsante sólido, casi 10 Km de alcance y 250 Kg de carga útil explosiva en torpedo; tal carga podía ser incluso nuclear. Se le dispuso guía por sonar para perseguir al objetivo. En denominación de la USN, era el RUR‑5A, y también se le llamó UUM‑44A. Se dispuso en activo en 1960. En 1989 se decidió su sustitución. Fue dotación de varios países (España, Turquía, Italia, Japón, Canadá, etc.).

ATACMS
    Misil de un alcance ligeramente superior a los 300 Km desarrollado en los 80. Se pensó en él para sustituir al Lance.

ATLAS   
    Como misil, este lanzador también astronáutico, se constituyó en un ICBM de más de 13.000 a 14.000 Km de alcance en su versión militar mejor, perteneciendo a la USAF bajo la oficial denominación del SAC de SM‑65. Fue pensado para sustituir a los Snark, teniendo como antecedente el proyecto MX-774 que naciera el 19 de abril de 1946 y fuera cancelado el 1 de julio de 1947. Convertido el proyecto en el MX-1593 el 16 de enero de 1951, y luego de pruebas del motor Convair pensado para el MX-774, el proyecto Atlas fue anunciado el 16 de diciembre de 1954. El primer lanzamiento tuvo lugar el 11 de junio de 1957 y falló. El primer vuelo de prueba del Atlas B ocurre el 5 de abril de 1958. Operativo el 1 de septiembre de 1959, fue sustituido por los militares en 1965, pese a los perfeccionamientos a que se sometió, por el misil Titán.
    Se hicieron varias versiones, el modelo D llevaba una carga de 3 megatones y tenía un alcance de 10.100 Km con una precisión de 2 Km. Se hicieron entre 1960 y 1965 un total de 62 unidades. El modelo D dejó de ser lanzado tras su última singladura el 7 de noviembre de 1967 sobre Vandenberg.
    Del modelo F, probado por vez primera el 1 de agosto de 1962, se hicieron 80 entre 1962 y 1965; este modelo tenía un alcance superior, de 14.500 Km y tenía una carga de 4 megatones.

BOMARC
    Misil SAM de la US Navy de 600 Km de alcance, dotado de cabeza nuclear, construido por la Boeing entre 31 de diciembre de 1957 y 31 de julio de 1962. Alcanzaba casi Mach 3, 18,3 Km de altura, funcionando tanto con propulsante líquido como sólido como con reactores, según diversas versiones. Disparado desde puesto fijo de tiro, el misil tenía 13,8-13,3 m de largo, 89 cm de diámetro, 5,5 m de envergadura y 6,8-7,2 Tm de peso. El alcance era de 370 Km en la primera versión y de 708 en la segunda. Estuvo dispuesto en Vandenberg entre el 25 de agosto de 1966 y el 14 de julio de 1982. La primera prueba del mismo tuvo lugar el 7 de agosto de 1958, siendo realizada por la USAF en Cabo Cañaveral pero a distancia desde Kingston. La primera prueba de la US Navy se realizó en Vandenberg el 25 de agosto de 1966. El último disparo de este misil se llevó a cabo el 14 de julio de 1982 en Vandenberg.

BULLDOG       
    Se trata de un BULLPUP dotado de autoguía electroóptica.

BULLPUP       
    Aire‑superficie táctico de propulsante líquido con posibilidad de llevar carga nuclear. De 16 Km de alcance (modelo C), logra 1,8 Mach. Construido por la Martin Marietta Corp. para la USN, también fue llamado AGM‑12 y de él se hicieron varias versiones. Bullpup significa becerro. Fue desarrollado en los años 50 y puesto en servicio en la década siguiente. Se hicieron varias versiones, siendo el modelo C de 810 Kg de peso, 4,14 m de largo, 30,5 cm de diámetro, y 1,22 m de envergadura. Fue dotación también de Gran Bretaña, Noruega, Dinamarca y Turquía.

CHAPARRAL     
    Superficie‑aire con puesto de tiro móvil y en batería, guía por IR, y basado en el aire‑aire Sidewinder. Su peso es de 84 Kg, de ellos 5 de carga útil y alcanza 2,5 Mach de velocidad. El alcance es de 6 Km y mide 2,9 m de largo y 12,7 cm de diámetro. Es fabricado por la empresa Ford Aerospace. Fue usado por los israelíes contra los MiG 17 de los árabes en 1973, y contra Siria en la invasión del Líbano en 1983. También fue dotación de otros países, tal como Marruecos, Túnez y Taiwán y otros.

CONDOR  
    Aire‑superficie táctico de los años 60 de unas 2,5 Tm