Atlas II

La primera etapa del Atlas II tenía 3,05 m (10,0 pies) de diámetro y 24,90 m (81,7 pies) de longitud. Estaba propulsada por tres motores cohete RS-56 (derivados del motor principal RS-27 del cohete Delta II ) que consumían 156 t (344 000 lb) de RP-1 y oxígeno líquido . Los dos motores propulsores eran variantes RS-56-OBA (el conjunto completo de ambos motores y la falda trasera se denominaba MA-5A), con un alto empuje pero una eficiencia moderada. El motor de sustentación (central) era la variante RS-56-OSA, que ofrecía mucho menos empuje pero mayor eficiencia a gran altitud que los motores propulsores.      

Los motores vernier utilizados en la primera etapa del Atlas  I (y en todos los modelos Atlas anteriores) fueron reemplazados por un sistema de control de balanceo alimentado con hidracina en el Atlas II. Este sistema, montado en la sección intermedia entre la primera y la segunda etapa, utilizaba pequeños propulsores para controlar el balanceo del vehículo. ^{[ 1 ] [ 7 ] [ 8 ]} En comparación con el Atlas I , la  primera etapa del Atlas II era 2,7 m (8 pies 10 pulgadas) más alta. ^{[ 9 ]}   

El Atlas II fue el último cohete Atlas en utilizar la técnica de "etapa y media", en la que encendía los tres motores RS-56 en el despegue y luego desechaba los dos motores laterales RS-56-OBA y su estructura de soporte durante el ascenso. Los dos motores RS-56-OBA estaban integrados en una sola unidad llamada MA-5A y compartían un generador de gas común . Ardían durante aproximadamente 164 segundos antes de ser desechados, cuando la aceleración alcanzaba aproximadamente 5,0–5,5 g . El motor central de sustentación de la primera etapa, un RS-56-OSA, ardía durante 125 segundos adicionales después de su desprendimiento. Presentaba una mayor eficiencia a grandes altitudes que los RS-56-OBA. ^{[ 10 ] [ 7 ]} 

La primera etapa también tenía la opción de equiparse con 4 propulsores de cohete sólido Castor 4A como parte de la versión IIAS, cada uno proporcionando 478,3 kN (107 500 lb _f ) de empuje adicional durante 56 segundos. Los dos primeros propulsores se encendieron en el despegue, y los otros dos se encendieron después de que los dos primeros se agotaran. Ambos pares de propulsores se desecharon poco después de sus respectivas combustiones. ^{[ 11 ]}  

La segunda etapa del Atlas II, el Centaur II, fue el resultado de más de tres décadas de vuelos y mejoras de la etapa superior Centaur. El Centaur II contaba con dos motores RL-10A -3-3A que quemaban hidrógeno líquido y oxígeno líquido. Presentaba tanques de propulsor 0,9 metros más largos que su predecesor, el Centaur I, lo que le proporcionaba mayor capacidad de propulsor y, por lo tanto, un mayor rendimiento. Debido a la temperatura extremadamente baja de los propelentes en el interior del Centaur, se instaló aislamiento de espuma en la cubierta metálica exterior de la etapa para mitigar la evaporación del propulsor dentro del tanque. El aislamiento de espuma del Centaur II estaba fijado permanentemente al lateral de la etapa, mientras que las versiones anteriores (incluido el Centaur I) desprendían sus paneles de aislamiento durante el vuelo. ^{[ 1 ]}

La etapa superior del Centaur II (junto con todas las demás variantes del Centaur) utilizaba un diseño de tanque de propulsor con presión estabilizada y propulsores criogénicos . Los dos tanques de propulsor de acero inoxidable estaban separados por un mamparo común, lo que ayudaba a mantener la masa baja. El Centaur II medía 10,1 m (33 pies) de largo y transportaba casi 17 t (37 000 lb) de combustible. La etapa también contaba con 12 propulsores de hidracina de 27 N (6,1 lbf) para orientar la etapa y estabilizar los propulsores antes del encendido del motor. ^{[ 7 ]}      

Para las versiones IIA e IIAS, Atlas utilizó la variante Centaur IIA, que contaba con dos motores RL-10A -4, lo que proporcionaba mayor empuje y eficiencia que el RL-10A-3-3A. Ambos motores podían equiparse con toberas extensibles, lo que aumentaba la eficiencia y, por lo tanto, el rendimiento. ^{[ 12 ]}

El Centaur II se perfeccionó aún más para crear el Centaur III, que voló en el Atlas III y continúa volando hoy en día en el Atlas V. El Atlas II fue el último cohete Atlas que solo disponía de un Centaur de dos motores; los cohetes posteriores ofrecían la opción de uno o dos motores RL-10 en el Centaur. ^{[ 13 ]} Sin embargo, el Centaur V que vuela en el cohete Vulcan solo utilizará dos motores RL-10. ^{[ 14 ]}

• Imágenes del Centauro 2A:
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  El Centaur IIA llega al Complejo de Lanzamiento 36A para el lanzamiento de GOES-L .
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  El Centauro IIA antes de acoplarse con el cohete propulsor Atlas II.
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  Vista de cerca de los motores RL-10 del Centaur IIA.
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  El Centaur IIA, que se utilizará para lanzar el TDRS-I, está siendo elevado para su integración.
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  El cohete Centaur IIA destinado a la misión TDRS-I es inspeccionado en el hangar J de Cabo Cañaveral.

La etapa de impulso apogeo integrada era una etapa superior opcional, utilizada únicamente como etapa de impulso apogeo al lanzar satélites del Sistema de Comunicaciones por Satélite de Defensa III (diseñados para ser entregados directamente a la órbita geoestacionaria mediante la etapa superior inercial o de transferencia , y por lo tanto no eran capaces de realizar su propia maniobra de circularización en el apogeo de su órbita de transferencia geoestacionaria ) a bordo del Atlas II y, posteriormente, del Delta IV . Estaba propulsada por dos motores R-4D y podía operar en órbita hasta doce días antes de desplegar su carga útil, lo que permitía una mayor flexibilidad en la planificación de la misión. La IABS medía 2,9 m de diámetro y 0,68 m de longitud, transportando 1303 kg de propelente con una masa en seco de 275 kg.  

Para el Atlas II había tres modelos de carenado disponibles: ^{[ 7 ]}

• De tamaño mediano , con un diámetro de 3,3 m (11 pies) , una altura de 10,4 m (34 pies) y una masa de 1.409 kg (3.106 libras).      
• Grande , con un diámetro de 4,2 m (14 pies) , una altura de 12,2 m (40 pies) y una masa de 2087 kg (4601 libras).      
• Extendido , con un diámetro de 4,2 m (14 pies) , una altura de 13,1 m (43 pies) y una masa de 2255 kg (4971 lb).      

La variante mediana no se usaba comúnmente para el Atlas II, pero sí se usaba con frecuencia en los cohetes Atlas anteriores. Las opciones de carenado grande y extendido también se usaron posteriormente en los cohetes Atlas III y Atlas V. Para el Atlas V, estos carenados formaban parte de la serie 400 de ese cohete, y estaba disponible una opción aún más extendida ("Extra Extendido"). ^{[ 15 ]} El carenado Atlas de 4 metros voló por última vez en 2022. ^{[ 16 ]}

Los cohetes Atlas II que volaban con una cofia mediana podían transportar la mayor cantidad de carga útil a órbita, ya que esa cofia era la más ligera. De manera similar, los cohetes con cofias grandes o extendidas sufrieron una ligera reducción en su capacidad de carga útil.

El Atlas II original se basó en el Atlas I y sus predecesores . Sus tanques de propulsor alargados y su electrónica mejorada con respecto al Atlas I ofrecían un mejor rendimiento. Fue diseñado para formar parte del programa Vehículo de Lanzamiento Medio II de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos. Esta versión voló entre 1991 y 1998. ^{[ 1 ]}

El Atlas IIA fue una variante del Atlas II diseñada para el mercado de lanzamientos comerciales. La principal mejora fue el cambio del motor RL10 A-4 en la etapa superior Centaur, lo que aumentó el rendimiento de la etapa y la capacidad de carga útil del vehículo. ^{[ 7 ]} La versión IIA voló entre 1992 y 2002. ^{[ 12 ]}

El Atlas IIAS era prácticamente idéntico al IIA, pero incorporaba cuatro cohetes propulsores sólidos Castor 4A para aumentar su rendimiento. Estos propulsores se encendían en pares: un par se encendía en tierra y el segundo en el aire poco después de la separación del primero. La sección del propulsor de media etapa se desprendía entonces como de costumbre. ^{[ 7 ]} El IIAS se utilizó entre 1993 y 2004, simultáneamente con el IIA. ^{[ 11 ]}