| SS-520-4 | |
|---|---|
| Informatii generale | |
| Țară | Japonia |
| Familie | SS-520 |
| Scop | vehicul de lansare |
| Dezvoltator | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Producător | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Costul de pornire | 3,5 milioane de dolari |
| Principalele caracteristici | |
| Numărul de pași | 3 |
| Lungime (cu MS) | 9,54 m |
| Diametru | 0,52 m |
| greutate de pornire | 2600 kg |
| Masa sarcinii utile | |
| • la LEO | >4 kg |
| Istoricul lansărilor | |
| Stat | rulări de testare |
| Locații de lansare | Centrul spațial Uchinoura |
| Numărul de lansări | 2 |
| • de succes | unu |
| • fără succes | unu |
| Primul start | 15 ianuarie 2017 |
SS-520-4 este un vehicul japonez de lansare cu combustibil solid în trei trepte . Racheta este o evoluție a SS-520 , parte a familiei S-310 de rachete de cercetare de mare altitudine . Racheta este operată de Institutul de Științe Spațiale și Astronautice din Japonia ( Eng. Institute of Space and Astronautical Science , ISAS ), parte a Agenției Japoneze de Explorare Aerospațială (JAXA). Racheta este fabricată de IHI Aerospace [1] . La momentul primei lansări reușite, pe 3 februarie 2018, era cel mai mic vehicul de lansare conceput pentru a lansa o sarcină utilă pe orbita unui satelit artificial Pământesc [2] , care a ajuns pe orbită ( o rachetă de lansare aeriană NOTS era și mai ușoară, dar nu a eșuat niciodată să meargă normal).
Racheta a fost creată prin adăugarea unei a treia etape la racheta de cercetare de mare altitudine SS-520 și prin modificarea sistemelor de bord în consecință. Stabilizarea rachetei în timpul funcționării primei etape se realizează prin rotire de-a lungul axei longitudinale cu ajutorul stabilizatorilor. Stabilizatorii sunt fabricați sub forma unui sandwich cu trei straturi de faguri de aluminiu, acoperit cu înveliș de carbon și fibră de sticlă . Marginea anterioară a stabilizatorilor este realizată din titan [3] [4] . Corpul primei trepte este realizat din oțel de înaltă rezistență HT-140 [3] .
A doua etapă este realizată în întregime din material compozit din fibră de carbon [5] . Toate cele trei etape folosesc propulsor solid pe bază de HTPB . Carena capului este din fibra de sticla [4] .
Înălțimea rachetei este de 9,54 m, greutatea de lansare este de 2,6 tone.Poate aduce o sarcină utilă cu o greutate mai mare de 4 kg la LEO [6] . Tracțiunea motorului din prima treaptă este de 14,6 tone (145-185 kN ), impulsul specific este de 265 s. Masa combustibilului primei trepte este de 1587 kg, a doua - 325, a treia - 78 [7] . Orientarea rachetei după separarea primei etape este asigurată de sistemul japonez ラムライン(Ramurain) - patru motoare cu impuls care funcționează cu azot comprimat. Azotul este depozitat într-un rezervor cu un volum de 5,7 litri la o presiune de 230 bar [8] . Sistemul de control și transmisie prin telemetrie a fost creat de Canon Electronics [9] . A treia etapă nu avea un sistem de telemetrie. Pentru a determina parametrii finali ai orbitei, pe aceasta a fost instalat un senzor GPS care transmite un semnal prin sistemul Iridium [8] .
Una dintre caracteristicile vehiculului de lansare este utilizarea pe scară largă a componentelor de consum disponibile, mai degrabă decât a celor specializate. Acest lucru se face pentru a reduce costul vehiculului de lansare, care afectează costul lansării sarcinii utile [10] .
O lansare experimentală a unei rachete SS-520 modificată cu o a treia etapă adăugată cu combustibil solid a fost planificată pentru a lansa un cubeat TRICOM-1 de 3 kilograme [6] [11] pe orbita joasă a Pământului . Lansarea a fost finanțată de Ministerul Economiei, Comerțului și Industriei; costul de lansare este de aproximativ 400 de milioane de yeni (3,5 milioane de dolari) [12] . La momentul lansării, era cel mai mic vehicul de lansare pentru lansarea unei sarcini utile pe orbita Pământului [7] .
La momentul lansării rachetei, era nevoie de o lansare rapidă și ieftină de sateliți mici - cubesats . De la apariția cubesat-urilor în 2003 și până la începutul anului 2017, au fost lansate peste 300 de astfel de sateliți. În viitorul 2017, au fost anunțate planuri de lansare a aproximativ 200 de cubesats. Până la lansarea lui SS-520-4, toți astfel de sateliți au fost lansati ca sarcină utilă la lansarea unei nave spațiale mult mai mari. Costul unor astfel de lansări este destul de mare, iar lansarea cubesat-ului în sine este strâns legată de lansarea încărcăturii principale. În această situație, pe piață a apărut o nișă economică pentru vehiculele de lansare ultra-mici pentru lansarea sateliților ultra-mici. Pentru a umple această nișă a fost destinat vehiculul de lansare SS-520-4 [8] . Pe 27 mai 2016, Ministerul Economiei, Comerțului și Industriei din Japonia a anunțat finanțarea unui proiect de creare a unui vehicul de lansare ultra-ușoară. Una dintre etapele proiectului a fost crearea unui vehicul de lansare bazat pe racheta de cercetare la mare altitudine SS-520. Scopul principal al lansării este de a demonstra tehnologiile care permit lansarea unui cubesat cu o rachetă de cercetare la mare altitudine îmbunătățită [13] .
Manifestul misiunii, anunțat în mai 2016 de Ministerul Educației, Culturii, Sportului, Științei și Tehnologiei , nu a menționat încărcătura utilă. Dar deja în noiembrie, în manifest a apărut o secțiune despre satelitul TRICOM-1 [14] . TRICOM-1 (ト リコム[15] ) este un 3U-cubesat dezvoltat de Universitatea din Tokyo , echipat cu cinci camere pentru fotografierea suprafeței Pământului și un terminal de comunicație pentru transmiterea unui semnal radio [11] . S-a planificat punerea pe orbită a satelitului cu parametri 180 × 1500 km, înclinare 31° [16] .
Planul de lansare și zbor al vehiculului de lansare a avut o secvență specifică rachetelor de cercetare de mare altitudine cu combustibil solid: mișcare cu accelerații mari și mai multe secțiuni de mișcare de-a lungul unei traiectorii balistice, terminându-se cu începutul secțiunii active a etapei următoare [ 8] .
Racheta a fost lansată de pe o rampă - la etapa inițială, racheta se mișcă de-a lungul unui ghidaj șine, care face parte din instalația de lansare. Această tehnologie de lansare este tradițională pentru lansarea rachetelor geofizice și vă permite să setați unghiurile inițiale de mișcare în azimut etc. Faza activă a primei etape trebuia să dureze 32 de secunde, iar în acest timp racheta trebuia să atingă o înălțime. de 26 km. Din acest moment urma să înceapă prima secțiune de mișcare de-a lungul traiectoriei balistice, cu o durată de 2 minute și 19 secunde. În timpul primului segment balistic, s-a planificat să scadă carenul de cap (la o altitudine de 78 km), să se decupleze prima etapă (la o altitudine de 79 km), să se stabilească rotirea vehiculului de lansare (94 km) și să se clarifice momentul lansării celei de-a doua etape (168 km). După 2 minute și 50 de secunde din momentul lansării la o altitudine de 174 km, motorul din etapa a doua ar fi trebuit să pornească, care ar fi trebuit să funcționeze timp de 24 de secunde și, după ce a ajuns la altitudinea de 186 km, treapta a doua ar fi trebuit să se despartă. La 03:48, a treia treaptă ar trebui să fie pornită, iar după 25 de secunde motorul ar trebui să se oprească. La 7 minute și 30 de secunde de la lansare, racheta trebuia să atingă o înălțime de 201 km, o viteză de 8,1 km/s, o distanță de la locul de lansare de 1818 km, iar în acest moment separarea sarcinii utile de lansare. vehiculul ar trebui să apară [8] .
Lansarea a fost programată pentru 11 ianuarie 2017, la 8:48, ora Tokyo (JST) , de la Centrul Spațial Uchinoura din Centrul KS , care a fost folosit pentru lansarea vehiculelor de lansare Lambda-4S în anii 1960 și 70 . Din cauza condițiilor meteo, lansarea a fost anulată cu trei minute înainte de lansare [12] .
A doua încercare a avut loc pe 15 ianuarie 2017 la 08:33 JST (14 ianuarie 23:33 UTC ). Lucrările pregătitoare au început la ora 05:00 JST și au inclus, pe lângă elemente tehnice, și elemente de securitate - evacuarea populației din zona de securitate. Condițiile meteorologice au îndeplinit cerințele pentru lansarea unei rachete. Rampa de lansare era îndreptată spre un azimut de 125° și o altitudine de 75,1°. Motorul din prima treaptă a fost pornit la ora estimată. Lansarea a fost însoțită de achiziția de date de telemetrie de la sistemele de rachete și de date de la radarele de urmărire la sol [17] .
În momentul de +20,4 secunde, transmisia telemetriei rachetelor a încetat, iar specialiştii centrului de control al zborului au încetat să mai primească informaţii, inclusiv de la sistemele de securitate ale rachetei. Din acest motiv, s-a decis să nu se transmită un semnal obișnuit pentru a porni motorul la a doua etapă a rachetei. În același timp, mijloacele de urmărire de la distanță a rachetei au confirmat mișcarea normală a rachetei - prima etapă a funcționat corect. Înălțimea ascensiunii a fost de 190 km iar viteza maximă la apogeu a fost de 0,918 km/s [12] .
Analiza datelor de urmărire de la distanță a arătat că sistemul de control cu jet de gaz nu a putut orienta racheta în direcția orizontului - asta înseamnă că pornirea motorului din a doua etapă nu ar fi dus la o lansare reușită [12] .
După ce motorul din prima etapă a fost oprit, racheta a căzut în ocean în zona planificată pentru căderea primei etape. Lansarea a fost declarată nereușită [12] .
Ciclograma de zbor| Diagrama secvenței de zbor a SS-520-4 [12] . | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Timp ( m : s ) | Altitudine ( km ) | Viteza ( km/s ) | Distanța ( km ) | Eveniment | Rezultat | Comentarii |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | Prima treaptă aprindere și pornire | da | |
| 00:31.7 | 26 | 2.0 | 9 | Oprire etapă 1 | da | înregistrare prin mijloace optice |
| 00:53 | Deschiderea supapelor piro | ≠ | neconfirmat | |||
| 00:55 | Recepția unui semnal de sistem de orientare | Nu | nici un semnal de întoarcere | |||
| 01:02 | Comanda pentru pornirea mecanismului de separare a sarcinii utile | da | birou obișnuit prin satelit la 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1.7 | 28 | Demontarea carenului | da | confirmate de sistemele de supraveghere la sol |
| 01:08 | 83 | 1.7 | 28 | Departamentul primei etape | ≠ | neconfirmat |
| 01:13.3 | Pornirea sistemului de control al jetului de gaz | Nu | pe baza analizei datelor radar | |||
| 01:57.6 | Oprirea sistemului de control al jetului de gaz | |||||
| 02:01.2 | 94 | 1.6 | 35 | Începe stabilizarea spinării | ||
| 02:25 | Finalizare rotire | |||||
| 02:37 | 168 | 1.1 | 79 | Stabilirea începutului celei de-a doua etape | ≠ | neconfirmat |
| 02:44 | 174 | 1.1 | 86 | Aprinderea motorului a doua etapă | Nu | |
| 03:14 | 182 | 3.6 | 132 | Sfârșitul motorului celei de-a doua etape | ||
| 03:55 | 186 | 3.6 | 229 | A doua etapă de deconectare | ||
| 03:58 | 186 | 3.6 | 238 | Treapta a treia de aprindere a motorului | ||
| 04:23.8 | 185 | 8.1 | 358 | Oprirea motorului din a treia etapă | ||
| 07:30 | 205 | 8.1 | 1818 | Deconectarea TRICOM-1 | da | primirea unui semnal satelit |
O investigație a JAXA a constatat că pierderea telemetriei a fost cauzată de probleme de alimentare. Dificultatea a fost că perioada de defecțiune a fost mai scurtă decât perioada de sondare a senzorului pe vehiculul de lansare, care a fost de 5 ms. Au fost luate în considerare scenariile de defectare a comutatorului, deconectarea conectorilor și scurtcircuite. Au fost investigate variante de defecte ale circuitului de alimentare sau ale unităților de control. Toate opțiunile luate în considerare au fost testate folosind experimente sau simulări. În cadrul anchetei s-a constatat defecțiunea unui grup mare de instrumente și sisteme (sistem de telemetrie, decodor de comandă, supape sistemului de orientare etc.), ceea ce indică deteriorarea rețelei de cabluri și un scurtcircuit în canalul de cablu montat la exterior. suprafața celei de-a doua etape. Ancheta a ajuns la concluzia că scurtcircuitul a fost cauzat de frecarea cablurilor în zona de intrare în corpul rachetei [12] . Pentru a reduce greutatea, capacul din oțel a fost înlocuit cu aluminiu. În zbor, sub influența deformațiilor termice și a presiunii aerului, capacul a presat firele către carcasa treptei a doua în zona în care cablurile au intrat în carcasă. Ca urmare a vibrațiilor, învelișul din fibră de sticlă a firelor a fost uzat, iar firele au scurtcircuitat la corp. Pe parcursul investigației au fost efectuate simulări care au confirmat probabilitatea mare a unui astfel de scenariu. Motivul cercetării în această direcție a fost citirile senzorului de deformare al motorului din a doua etapă. Acest senzor în intervalul de 20.015-20.020 secunde a început brusc să transmită o valoare de tracțiune neconcepțională, deși motorul din etapa a doua era inactiv. Acest eșec l-a determinat pe un profesor asociat în japoneză 羽生宏人(Hiroto Hanyu) să sugereze că firul a fost uzat, ceea ce a fost confirmat de experimente. Unul dintre motivele zdrobirii rapide a învelișului de sârmă a fost utilizarea unor tipuri de sârmă „de consum” mai ușoare, dar mai puțin rezistente la uzură [18] .
Pe baza rezultatelor anchetei, s-a decis luarea de măsuri împotriva frecării cablurilor, dezvoltarea tehnologiilor care să prevină distrugerea împletiturii cablurilor și reproiectarea canalelor de cablu pentru a crește fiabilitatea acestora. În plus, s-a decis reproiectarea sistemului de alimentare de rezervă pentru toate sistemele. [12]
În timpul unei conferințe de presă din 7 aprilie 2017, președintele JAXA, Naoki Okumura, și-a anunțat disponibilitatea de a face o a doua lansare a vehiculului de lansare spațială SS-520 în anul fiscal 2017. În același timp, datele exacte și sarcina utilă nu au fost denumite [19] . Pe 13 noiembrie, JAXA a emis un comunicat de presă în care anunța o nouă încercare de lansare a unui vehicul de lansare în perioada 25 decembrie 2017 – 31 ianuarie 2018 [20] . Anunțul a precizat că scopul lansării a fost de a demonstra posibilitatea utilizării componentelor disponibile pe scară largă pentru dezvoltarea unui vehicul de lansare spațială și a unui satelit Pământ. Pe 26 decembrie, agenția a anunțat amânarea lansării din cauza unei defecțiuni la unul dintre elementele rachetei. Nu a fost specificată data posibilei lansări [21] . Pe 1 februarie 2018, a fost anunțată oficial noua dată de lansare - 3 februarie de la 14:03 la 14:13 JST [ 22] .
Pe 3 februarie, la ora 14:03 JST, a fost lansată cu succes racheta purtătoare SS-520-5 care, după aproximativ 7 minute și 30 de secunde, a lansat pe orbită satelitul TRICOM-1R [23] .
Dezvoltatorii vehiculului de lansare au luat în considerare deficiențele identificate în timpul analizei lansării nereușite din 15 ianuarie 2017. La crearea unui nou model de rachetă, au fost aduse o serie de îmbunătățiri pentru a evita un al doilea accident [24] :
Pe 22 iunie 2018, a treia etapă a rachetei SS-520-5 a deorbitat și a încetat să mai existe, iar pe 21 august a aceluiași an, satelitul a ars și el în atmosferă.
Relansarea a folosit ca sarcină utilă satelitul TRICOM-1R (リ コム-ワン-アール) . Satelitul a fost o copie a lui TRICOM-1, care a murit în timpul unei lansări de urgență pe 15 ianuarie 2017. Satelitul a fost fabricat de Centrul pentru Dezvoltarea Microsateliților de la Universitatea din Tokyo [25] . Satelitul este un cubesat 3U cu dimensiunile de bază de 11,6 pe 11,6 cm și o înălțime (fără antene) de 34,6 cm.Greutatea dispozitivului este de aproximativ 3 kg. Sistemul de alimentare se bazează pe panouri solare amplasate pe corpul satelitului. Satelitul este conceput pentru a demonstra tehnologia de recepție și stocare a pachetelor de date de pe Pământ și transmiterea ulterioară a informațiilor către o stație terestră. În plus, satelitul are o cameră principală și cinci altele suplimentare, care permit diverse opțiuni pentru fotografierea suprafeței planetei [25] . Satelitul a fost proiectat pentru a demonstra o oportunitate cheie - funcționarea unui satelit Pământesc artificial cu drepturi depline, creat pe baza componentelor electronice de consum [26] .