| SS-520-4 | |
|---|---|
| Generel information | |
| Land | Japan |
| Familie | SS-520 |
| Formål | løfteraket |
| Udvikler | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Fabrikant | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Startomkostninger | $3,5 mio |
| Hovedkarakteristika | |
| Antal trin | 3 |
| Længde (med MS) | 9,54 m |
| Diameter | 0,52 m |
| startvægt | 2600 kg |
| Nyttelast masse | |
| • hos LEO | >4 kg |
| Starthistorik | |
| Stat | testkørsler |
| Startsteder | Uchinoura Space Center |
| Antal lanceringer | 2 |
| • vellykket | en |
| • mislykkedes | en |
| Første start | 15. januar 2017 |
SS-520-4 er en japansk tre -trins løfteraket med fast drivmiddel . Missilet er en udvikling af SS-520 , en del af S-310- familien af højhøjdeforskningsmissiler . Raketten drives af Institute of Space and Astronautical Science of Japan ( Eng. Institute of Space and Astronautical Science , ISAS ), en del af Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA). Raketten er fremstillet af IHI Aerospace [1] . På tidspunktet for den første vellykkede opsendelse den 3. februar 2018 var det det mindste løfteraket designet til at opsende en nyttelast i kredsløb om en kunstig jordsatellit [2] , som nåede kredsløb ( en NOTS -raket med luftopsendelse var endnu lettere, men aldrig lykkedes med at fungere normalt).
Raketten blev skabt ved at tilføje en tredje fase til SS-520 højhøjdeforskningsraketten og modificere de indbyggede systemer i overensstemmelse hermed. Stabiliseringen af raketten under driften af det første trin udføres ved at dreje langs længdeaksen ved hjælp af stabilisatorer. Stabilisatorerne er lavet i form af en tre-lags sandwich af aluminium honeycombs, dækket med kulstof og glasfiber beklædning . Forkanten af stabilisatorerne er lavet af titanium [3] [4] . Det første trins krop er lavet af højstyrkestål HT-140 [3] .
Det andet trin er udelukkende lavet af kulfiberkompositmateriale [ 5] . Alle tre trin anvender fast drivmiddel baseret på HTPB . Hovedbeklædningen er lavet af glasfiber [4] .
Rakettens højde er 9,54 m, affyringsvægten er 2,6 tons. Den kan bringe en nyttelast på mere end 4 kg til LEO [6] . Drivkraften af førstetrinsmotoren er 14,6 tons (145-185 kN ), den specifikke impuls er 265 s. Massen af brændstoffet i det første trin er 1587 kg, det andet - 325, det tredje - 78 [7] . Orienteringen af raketten efter adskillelse af det første trin er leveret af det japanske ラムライン(Ramurain) system - fire impulsmotorer, der kører på komprimeret nitrogen. Nitrogen opbevares i en tank med et volumen på 5,7 liter ved et tryk på 230 bar [8] . Telemetrikontrol- og transmissionssystemet blev skabt af Canon Electronics [9] . Den tredje fase havde ikke et telemetrisystem. For at bestemme de endelige parametre for kredsløbet blev der installeret en GPS-sensor på den, der transmitterede et signal gennem Iridium -systemet [8] .
En af løfterakettens funktioner er den udbredte brug af tilgængelige forbrugerkomponenter frem for specialiserede. Dette gøres for at reducere omkostningerne til løfteraketten, hvilket påvirker omkostningerne ved at affyre nyttelasten [10] .
En eksperimentel opsendelse af en modificeret SS-520 raket med et tredje trin tilsat fastbrændsel var planlagt til at opsende en 3-kilos TRICOM-1 cubesat [6] [11] i lav kredsløb om Jorden . Lanceringen blev finansieret af ministeriet for økonomi, handel og industri; lanceringen koster omkring 400 millioner yen ($3,5 millioner) [12] . På tidspunktet for opsendelsen var det den mindste løfteraket til at opsende en nyttelast i kredsløb om Jorden [7] .
På tidspunktet for opsendelsen af raketten var der behov for en hurtig og billig opsendelse af små satellitter - cubesats . Siden fremkomsten af cubesats i 2003 og indtil begyndelsen af 2017 er mere end 300 sådanne satellitter blevet opsendt. I det kommende 2017 blev der annonceret planer om at lancere omkring 200 cubesats. På tidspunktet for opsendelsen af SS-520-4 blev alle sådanne satellitter opsendt som en nyttelast ved opsendelse af meget større rumfartøjer. Omkostningerne ved sådanne lanceringer er ret høje, og selve lanceringen af cubesat er tæt knyttet til lanceringen af hovedbelastningen. I denne situation opstod en økonomisk niche for ultrasmå løfteraketter på markedet for opsendelse af ultrasmå satellitter. Det var for at udfylde denne niche, at løfteraketten SS-520-4 var beregnet til [8] . Den 27. maj 2016 annoncerede Japans økonomi-, handels- og industriministerium finansieringen af et projekt til at skabe en ultralet løfteraket. Et af faserne af projektet var oprettelsen af en løfteraket baseret på højhøjdeforskningsraketten SS-520. Hovedmålet med opsendelsen er at demonstrere de teknologier, der tillader opsendelse af en cubesat med en opgraderet forskningsraket i høj højde [13] .
Missionsmanifestet, der blev annonceret i maj 2016 af Ministeriet for Undervisning, Kultur, Sport, Videnskab og Teknologi , nævnte ikke nyttelasten. Men allerede i november dukkede et afsnit om TRICOM-1-satellitten [14] op i manifestet . TRICOM-1 (ト リコム[15] ) er en 3U-kubesat udviklet af University of Tokyo , udstyret med fem kameraer til at optage jordens overflade og en kommunikationsterminal til at videresende et radiosignal [11] . Det var planlagt at sætte satellitten i kredsløb med parametrene 180 × 1500 km, hældning 31° [16] .
Affyrings- og flyveplanen for løftefartøjet havde en sekvens, der var specifik for højhøjdeforskningsraketter med faste drivmidler: bevægelse med høje accelerationer og flere bevægelsessektioner langs en ballistisk bane, der sluttede med begyndelsen af den aktive sektion af næste etape [ 8] .
Raketten blev affyret fra en rampe - i den indledende fase bevæger raketten sig langs en skinneføring, som er en del af opsendelsesanlægget. Denne affyringsteknologi er traditionel til opsendelse af geofysiske raketter og giver dig mulighed for at indstille de indledende bevægelsesvinkler i azimut osv. Den aktive fase af første etape skulle vare 32 sekunder, og i løbet af denne tid skulle raketten nå en højde på 26 km. Fra dette øjeblik skulle den første sektion af bevægelse langs den ballistiske bane begynde, som varede 2 minutter og 19 sekunder. Under det første ballistiske segment var det planlagt at droppe hovedbeklædningen (i en højde af 78 km), løsne første etape (i en højde af 79 km), stabilisere løfterakettens spin (94 km) og afklare tidspunktet for lanceringen af anden etape (168 km). Efter 2 minutter og 50 sekunder fra opsendelsesøjeblikket i en højde på 174 km, skulle anden etape-motoren starte, som skulle have virket i 24 sekunder, og efter at have nået en højde på 186 km, skulle anden etape være adskilt. 03:48 skal det tredje trin være tændt, og efter 25 sekunder skal motoren slukke. 7 minutter 30 sekunder efter opsendelsen skulle raketten nå en højde på 201 km, en hastighed på 8,1 km/s, en afstand fra opsendelsesstedet på 1818 km, og på dette tidspunkt adskillelsen af nyttelasten fra opsendelsen køretøj bør forekomme [8] .
Opsendelsen var planlagt til 11. januar 2017 kl. 8:48 Tokyo-tid (JST) fra Uchinoura Space Center fra KS Center , som blev brugt til at opsende Lambda-4S løfteraketter i 1960'erne og 70'erne . På grund af vejrforholdene blev opsendelsen aflyst tre minutter før opsendelsen [12] .
Det andet forsøg fandt sted den 15. januar 2017 kl. 08:33 JST (14. januar 23:33 UTC ). Det forberedende arbejde begyndte kl. 05:00 JST og omfattede, udover tekniske elementer, sikkerhedselementer - evakuering af befolkningen fra sikkerhedszonen. Meteorologiske forhold opfyldte kravene til at affyre en raket. Affyringsrampen var rettet mod en azimut på 125° og en højde på 75,1°. Førstetrinsmotoren blev tændt på det anslåede tidspunkt. Opsendelsen blev ledsaget af indsamling af telemetridata fra missilsystemerne og data fra jordbaserede sporingsradarer [17] .
I øjeblikket på +20,4 sekunder stoppede transmissionen af missiltelemetrien, og flyvekontrolcentrets specialister holdt op med at modtage information, herunder fra missilets sikkerhedssystemer. Af denne grund blev det besluttet ikke at sende et regulært signal for at tænde motoren til anden fase af raketten. Samtidig bekræftede midlerne til fjernsporing af raketten den normale bevægelse af raketten - det første trin fungerede korrekt. Højden af stigningen var 190 km og den maksimale hastighed ved højdepunktet var 0,918 km/s [12] .
Analyse af fjernsporingsdata viste, at gas-jet-kontrolsystemet ikke kunne orientere raketten i horisontens retning - det betyder, at tænding af anden trins motor ikke ville have ført til en vellykket opsendelse [12] .
Efter at første trins motor blev slukket, faldt raketten i havet i det område, der var planlagt til første trins fald. Opsendelsen blev erklæret mislykket [12] .
Flyvecyklogram| Flyvesekvensdiagram af SS-520-4 [12] . | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Tid ( m : s ) | Højde ( km ) | Hastighed ( km/s ) | Afstand ( km ) | Begivenhed | Resultat | Kommentarer |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | 1. trins tænding og start | Ja | |
| 00:31,7 | 26 | 2.0 | 9 | Slukning af 1. trin | Ja | registrering ved hjælp af optiske midler |
| 00:53 | Åbning af pyroventiler | ≠ | ikke bekræftet | |||
| 00:55 | Modtagelse af et orienteringssystemsignal | Ingen | intet retursignal | |||
| 01:02 | Kommando til at starte nyttelastadskillelsesmekanismen | Ja | almindeligt satellitkontor kl. 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1.7 | 28 | Fairing afdocking | Ja | bekræftet af jordovervågningssystemer |
| 01:08 | 83 | 1.7 | 28 | Afdeling for første etape | ≠ | ikke bekræftet |
| 01:13.3 | Tænd for gasstrålekontrolsystemet | Ingen | baseret på analyse af radardata | |||
| 01:57,6 | Nedlukning af gasstrålekontrolsystemet | |||||
| 02:01.2 | 94 | 1.6 | 35 | Start af spinstabilisering | ||
| 02:25 | Spin afslutning | |||||
| 02:37 | 168 | 1.1 | 79 | Bestemmelse af starten på anden fase | ≠ | ikke bekræftet |
| 02:44 | 174 | 1.1 | 86 | Andet trins motortænding | Ingen | |
| 03:14 | 182 | 3.6 | 132 | Slutningen af motoren i anden fase | ||
| 03:55 | 186 | 3.6 | 229 | Andet trin frigørelse | ||
| 03:58 | 186 | 3.6 | 238 | Tredje trins motortænding | ||
| 04:23,8 | 185 | 8.1 | 358 | Motorstop i tredje trin | ||
| 07:30 | 205 | 8.1 | 1818 | Frakobling af TRICOM-1 | Ja | modtagelse af et satellitsignal |
En undersøgelse foretaget af JAXA viste, at tabet af telemetri var forårsaget af strømproblemer. Vanskeligheden var, at fejlperioden var kortere end sensorpollingsperioden på løfteraketten, som var 5 ms. Switchfejlsscenarier, frakobling af stik og kortslutninger blev overvejet. Varianter af defekter i strømforsyningskredsløbet eller styreenhederne blev undersøgt. Alle overvejede muligheder blev testet ved hjælp af eksperimenter eller simuleringer. Under undersøgelsen blev der konstateret svigt af en stor gruppe instrumenter og systemer (telemetrisystem, kommandodekoder, orienteringssystemventiler osv.), hvilket tyder på skader på kabelnettet og en kortslutning i kabelkanalen monteret på den ydre. overflade af anden fase. Undersøgelsen kom til den konklusion, at kortslutningen var forårsaget af gnidninger i kabler i området for indføring i missillegemet [12] . For at spare vægt er ståldækslet udskiftet med aluminium. Under flyvning, under påvirkning af termiske deformationer og lufttryk, pressede dækslet ledningerne til det andet trins hus i det område, hvor kablerne kom ind i huset. Som et resultat af vibrationer blev ledningernes glasfiberkappe flosset og ledningerne kortsluttet til kroppen. Under undersøgelsen blev der udført simuleringer, som bekræftede den høje sandsynlighed for et sådant scenario. Årsagen til forskning i denne retning var aflæsningerne af deformationssensoren på motoren i anden fase. Denne sensor i intervallet 20.015-20.020 sekunder begyndte pludselig at udsende en off-design trykværdi, selv om anden trins motor var inaktiv. Denne fejl fik en lektor i japansk 羽生宏人(Hiroto Hanyu) til at foreslå, at ledningen var slidt, hvilket blev bekræftet af eksperimenter. En af årsagerne til den hurtige flossning af trådkappen var brugen af lettere, men mindre slidstærke "forbruger" kvaliteter af tråd [18] .
På baggrund af resultaterne af undersøgelsen blev det besluttet at træffe foranstaltninger mod gnidning af kabler, udvikle teknologier, der forhindrer ødelæggelse af kabelfletninger, og redesigne kabelkanaler for at øge deres pålidelighed. Derudover blev det besluttet at redesigne backup-strømsystemet til alle systemer. [12]
Under en pressekonference den 7. april 2017 annoncerede JAXA-præsident Naoki Okumura, at han var parat til at foretage en anden opsendelse af SS-520-rumfartøjet i regnskabsåret 2017. Samtidig blev de nøjagtige datoer og nyttelast ikke navngivet [19] . Den 13. november udsendte JAXA en pressemeddelelse, der annoncerede endnu et forsøg på at affyre en løfteraket mellem 25. december 2017 og 31. januar 2018 [20] . I meddelelsen fremgik det, at formålet med opsendelsen var at demonstrere muligheden for at anvende bredt tilgængelige komponenter til udvikling af et løftefartøj til rummet og en jordsatellit. Den 26. december meddelte agenturet udsættelsen af opsendelsen på grund af en funktionsfejl i et af rakettens elementer. Datoen for den mulige lancering blev ikke specificeret [21] . Den 1. februar 2018 blev den nye lanceringsdato officielt annonceret - 3. februar fra 14:03 til 14:13 JST [ 22] .
Den 3. februar, kl. 14:03 JST, blev SS-520-5 bæreraketten opsendt med succes, som efter omkring 7 minutter og 30 sekunder sendte TRICOM-1R satellitten i kredsløb [23] .
Udviklerne af løfteraketten tog højde for de mangler, der blev identificeret under analysen af den mislykkede opsendelse den 15. januar 2017. Ved oprettelsen af en ny model af raketten blev der foretaget en række forbedringer for at undgå en anden ulykke [24] :
Den 22. juni 2018 gik tredje fase af SS-520-5-raketten ud af kredsløbet og ophørte med at eksistere, og den 21. august samme år brændte satellitten også op i atmosfæren.
Genlanceringen brugte TRICOM-1R (リ コム-ワン-アール) satellitten som nyttelast . Satellitten var en kopi af TRICOM-1, som døde under en nødopsendelse den 15. januar 2017. Satellitten blev fremstillet af Center for Microsatellite Development ved University of Tokyo [25] . Satellitten er en 3U cubesat med basismål på 11,6 x 11,6 cm og en højde (uden antenner) på 34,6 cm.. Enhedens vægt er omkring 3 kg. Strømforsyningssystemet er baseret på solpaneler placeret på satellitkroppen. Satellitten er designet til at demonstrere teknologien til modtagelse og lagring af datapakker fra Jorden og efterfølgende transmission af information til en jordstation. Derudover har satellitten et hovedkamera og fem yderligere, som giver mulighed for forskellige muligheder for at optage planetens overflade [25] . Satellitten blev designet til at demonstrere en nøglemulighed - driften af en fuldgyldig kunstig jordsatellit, skabt på basis af forbrugerelektronikkomponenter [26] .