Delta Cryogenic Second Stage

Delta Cryogenic Second Stage
Estágio de foguete nipo-americano
Um DCSS de 4 metros de um Delta IV Medium
Fabricantes	Boeing United Launch Alliance Mitsubishi, para o Delta III NASDA, responsável pelo projeto
Países de origem	Estados Unidos Japão, para o Delta III
Foguetes	Delta III Delta IV Space Launch System
Lançamentos
Situação	Em atividade
Total de lançamentos	45
Sucessos do estágio	42
Falhas	2, no Delta III
Falhas do estágio inferior	1, no Delta III
Primeiro voo	27 de agosto de 1998
Segundo estágio do Delta III
Comprimento	8,8 m
Diâmetro	4 m no tanque de LH2 3,2 m no tanque de LOX
Massa a seco	2.480 kg
Massa com propelentes	19.300 kg
Motor	1 × RL10B-2
Empuxo máximo	110,1 kN
Impulso específico	462 s
Tempo de queima	700 segundos
Propelentes	LH2/LOX
Segundo estágio de 4 metros do Delta IV
Comprimento	12,2 m
Diâmetro	4 m no tanque de LH2 3,2 m no tanque de LOX
Massa a seco	2.850 kg
Massa com propelentes	24.170 kg
Motor	1 × RL10B-2
Empuxo máximo	110,1 kN
Impulso específico	462 s
Tempo de queima	850 segundos
Propelentes	LH2/LOX
Segundo estágio de 5 metros do Delta IV
Comprimento	13,7 m
Diâmetro	5 m no tanque de LH2 3,2 m no tanque de LOX
Massa a seco	3.490 kg
Massa com propelentes	30.710 kg
Motor	1 × RL10B-2
Empuxo máximo	110,1 kN
Impulso específico	462 s
Tempo de queima	1.125 segundos
Propelentes	LH2/LOX
Estágio Provisório de Propulsão Criogênica
Comprimento	13,7 m
Diâmetro	5 m no tanque de LH2 3,2 m no tanque de LOX
Massa a seco	3.800 kg
Massa com propelentes	32.748 kg
Motor	1 × RL10B-2 ou RL10C-2
Empuxo máximo	110,1 kN
Impulso específico	462 s
Tempo de queima	1.125 segundos
Propelentes	LH2/LOX

O Delta Cryogenic Second Stage, ou DCSS, é uma família de estágios de foguete movidos a combustíveis criogênicos, usados nos veículos lançadores Delta III, Delta IV e Space Launch System na configuração Bloco 1. O DCSS tem uma configuração particular de dois tanques. O tanque cilíndrico de hidrogênio líquido, ou LH₂, forma a parte superior e suporta os esforços da carga útil durante o lançamento. Um tanque em forma de esferoide oblato, que contém oxigênio líquido, ou LOX, e o motor são sustentados pelo tanque de LH₂ e ficam cobertos pela estrutura de união entre os estágios na fase inicial do lançamento.

O DCSS é equipado com um único motor RL10B-2, fabricado pela Aerojet Rocketdyne, com uma tubeira extensível de compósito carbono-carbono para aumentar o impulso específico.

O DCSS foi projetado pela Agência Nacional de Desenvolvimento Espacial do Japão, a NASDA, com base no segundo estágio que a agência desenvolveu para o foguete H-IIA. As primeiras versões, destinadas ao Delta III, foram fabricadas pela Mitsubishi Heavy Industries no Japão. Para o Delta IV, a produção foi transferida para a Boeing Integrated Defense Systems e depois para a United Launch Alliance.

Delta III

Os primeiros voos do DCSS ocorreram em três missões do Delta III, nenhuma delas bem-sucedida. No voo inaugural, um foguete auxiliar falhou e o foguete foi destruído pela equipe de segurança de voo, o que causou a perda do DCSS antes da ignição. Na segunda missão, uma falha no próprio DCSS fez o estágio girar sem controle, deixando a carga útil em uma órbita inadequada para sua missão. No terceiro voo, o DCSS executou a queima prevista, mas não atingiu a órbita desejada porque o propelente se esgotou antes do previsto, e a missão fracassou. Um exemplar que nunca voou está exposto na área externa do Discovery Cube Orange County.

Delta IV

O veículo lançador Delta IV utilizava duas versões do DCSS para atender às necessidades de cada lançamento. A versão original, de 4 m de diâmetro, era quase idêntica à usada no Delta III. A versão maior, de 5 m de diâmetro, permitia transportar cargas úteis maiores.

Essas versões exigiam estruturas de união feitas de materiais compósitos para conectar o primeiro e o segundo estágio. Na configuração Delta IV Medium, essa estrutura se estreitava dos 5 m de diâmetro do primeiro estágio para os 4 m do DCSS. O Delta IV Heavy e algumas configurações do Delta IV Medium+, com maior capacidade de carga útil, utilizavam uma estrutura cilíndrica de mesmo diâmetro que o DCSS de 5 m.

A família de foguetes Delta IV foi retirada de serviço após seu último lançamento, em 9 de abril de 2024.

Estágio Provisório de Propulsão Criogênica

O Estágio Provisório de Propulsão Criogênica, em inglês Interim Cryogenic Propulsion Stage e abreviado como ICPS, é o estágio superior da configuração inicial do Space Launch System, ou SLS, da NASA. Deriva do DCSS de 5 m, com alterações mínimas para sua integração ao SLS. Como o DCSS anterior, o ICPS é equipado com um motor RL10 da Aerojet Rocketdyne e produz um empuxo máximo de 110,1 quilonewtons. A missão Artemis I usou o motor RL10B-2, como todas as unidades anteriores do DCSS. A Artemis II usou o RL10C-2, e a Artemis IV também usará esse motor. Já a Artemis III usará um modelo inerte do ICPS, sem motor RL10B-2 ou RL10C-2.

O ICPS da missão Artemis I foi acoplado ao conjunto do SLS em 6 de julho de 2021. O estágio funcionou como previsto e forneceu o empuxo necessário durante o lançamento bem-sucedido de 16 de novembro de 2022.

O ICPS foi concebido como uma solução temporária. Até fevereiro de 2026, previa-se sua substituição pelo Exploration Upper Stage, um estágio de nova geração, a partir da missão Artemis IV. O plano passou a ser substituí-lo por uma alternativa comercial, o Centaur V.

Ver também

• Delta K, estágio superior usado em outros foguetes da família Delta
• Centaur (estágio de foguete), família de estágios superiores criogênicos

Referências

Ligações externas

• Álbum oficial da ULA com fotografias do ICPS

• Portal da exploração espacial