Loading AI tools
SS-520-4 — японская трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель. Ракета является развитием SS-520, входящей в семейство высотных исследовательских ракет S-310. Оператором ракеты является Институт космических исследований и астронавтики Японии (англ. Institute of Space and Astronautical Science, ISAS[англ.]), входящий в Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA). Ракета изготавливается компанией IHI Aerospace[1]. На момент первого успешного запуска 3 февраля 2018 года являлась самой маленькой ракетой-носителем, предназначенной для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли[2], достигшей орбиты (ракета NOTS воздушного запуска была ещё легче, но ни разу не смогла отработать нормально).
| SS-520-4 | |
|---|---|
| Общие сведения | |
| Страна |
 Япония |
| Семейство | SS-520 |
| Назначение | Ракета-носитель |
| Разработчик | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Изготовитель | IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Стоимость запуска | 3,5 млн $ |
| Основные характеристики | |
| Количество ступеней | 3 |
| Длина (с ГЧ) | 9,54 м |
| Диаметр | 0,52 м |
| Стартовая масса | 2600 кг |
| Масса полезной нагрузки | |
| • на НОО | >4 кг |
| История запусков | |
| Состояние | тестовые запуски |
| Места запуска | Космический центр Утиноура |
| Число запусков | 2 |
| • успешных | 1 |
| • неудачных | 1 |
| Первый запуск | 15 января 2017 |
Ракета создана путём добавления третьей ступени к высотной исследовательской ракете SS-520 и соответствующей доработки бортовых систем. Стабилизация ракеты во время работы первой ступени осуществляется закруткой вдоль продольной оси с помощью стабилизаторов. Стабилизаторы выполнены в виде трёхслойного сэндвича из алюминиевых сот, покрытых обшивкой из угле- и стеклопластика. Передняя кромка стабилизаторов изготовлена из титана[3][4]. Корпус первой ступени выполнен из высокопрочной стали HT-140[3].
Вторая ступень выполнена полностью из углепластикового композиционного материала[5]. Все три ступени используют твёрдое ракетное топливо на основе HTPB. Головной обтекатель выполнен из стеклотекстолита[4].
Высота ракеты — 9,54 м, стартовая масса — 2,6 т. Может вывести на НОО полезную нагрузку весом более 4 кг[6]. Тяга двигателя первой ступени составляет 14,6 тонн (145—185 кН), удельный импульс — 265 с. Масса топлива первой ступени — 1587 кг, второй — 325, третьей — 78[7]. Ориентацию ракеты после отделения первой ступени обеспечивают система яп. ラムライン (Ramurain) — четыре импульсных двигателя, работающих на сжатом азоте. Азот хранится в баке объёмом 5,7 л при давлении 230 бар[8]. Система управления и передачи телеметрии создана компанией Canon Electronics[9]. Третья ступень не имела телеметрической системы. Для определения окончательных параметров орбиты на ней был установлен GPS-датчик, передававший сигнал через систему Иридиум[8].
Одной из особенностей ракеты-носителя является широкое использование не специализированных, а доступных потребительских компонентов. Это сделано для снижения стоимости ракеты-носителя, что влияет на стоимость запуска полезной нагрузки[10].
Экспериментальный запуск модифицированной ракеты SS-520 с добавленной третьей твердотопливной ступенью был запланирован для вывода на низкую околоземную орбиту 3-килограммового кубсата TRICOM-1[6][11]. Пуск был профинансирован Министерством экономики, торговли и промышленности; стоимость запуска около 400 млн иен (3,5 млн $)[12]. На момент запуска это была самая маленькая ракета-носитель для запуска полезной нагрузки на околоземную орбиту[7].
Цели запуска
На момент запуска ракеты сформировалась потребность в быстром и недорогом запуске спутников малых размерностей — кубсатов. С момента появления в 2003 году кубсатов и до начала 2017 года было запущено более 300 таких спутников. В наступающем 2017 году было заявлено о планах запустить около 200 кубсатов. К моменту запуска SS-520-4 все подобные спутники запускались в качестве попутной нагрузки при запуске значительно более крупных космических аппаратов. Стоимость таких запусков довольно велика, а сам запуск кубсата жёстко привязан к запуску основной нагрузки. В этой ситуации на рынке запуска сверх-малых спутников появилась экономическая ниша для сверхмалых ракет-носителей. Именно для заполнения этой ниши и предназначалась ракета-носитель SS-520-4[8]. 27 мая 2016 года Министерство экономики, торговли и промышленности Японии объявило о финансировании проекта создания сверхлёгкой ракеты-носителя. Одним из этапов проекта было заявлено создание ракеты-носителя на основе высотной исследовательской ракеты SS-520. Основная цель запуска — продемонстрировать технологии, позволяющие запустить кубсат модернизированной высотной исследовательской ракетой[13].
Полезная нагрузка
Манифест миссии, объявленный в мае 2016 года Министерством образования, культуры, спорта, науки и технологий, не содержал упоминания о полезной нагрузке. Но уже в ноябре в манифесте появился раздел о спутнике TRICOM-1[14]. TRICOM-1 (яп. トリコム[15]) — 3U-кубсат, разработанный Университетом Токио, оборудован пятью камерами для съёмки поверхности Земли и коммуникационным терминалом для ретрансляции радиосигнала[11]. Планировалось вывести спутник на орбиту с параметрами 180 × 1500 км, наклонение 31°[16].
План полёта
План запуска и полёта ракеты-носителя имел последовательность специфическую именно для твердотопливных высотных исследовательских ракет: движение с большими ускорениями и несколько участков движения по баллистической траектории, заканчивающихся началом активного участка следующей ступени[8].
Запуск ракеты производился с рампы — на начальном участке ракета движется по рельсовой направляющей, которая является частью стартового сооружения. Такая технология старта традиционна для запуска геофизических ракет и позволяет задать ракете начальные углы движения по азимуту и т. д. Активный участок работы первой ступени должен был длиться 32 секунды и за это время ракета должна была достигнуть высоты 26 км. С этого момента должен был начаться первый участок движения по баллистической траектории, длительностью 2 минуты 19 секунд. Во время первого баллистического участка планировался сброс головного обтекателя (на высоте 78 км), отстыковка первой ступени (на высоте 79 км), стабилизация закруткой ракеты-носителя (94 км), уточнение момента запуска второй ступени (168 км). Через 2 минуты 50 секунд с момента старта на высоте 174 км должен включиться двигатель второй ступени, который должен был отработать 24 секунды и, достигнув высоты 186 км, вторая ступень должна была отделиться. В 3:48 должно произойти включение третьей ступени, и через 25 секунд двигатель должен выключиться. Через 7 минут 30 секунд после старта ракета должна была достичь высоты 201 км, скорости 8,1 км/с, расстояния от места старта 1818 км, и в это время должно произойти отделение полезной нагрузки от ракеты-носителя[8].
Запуск
Запуск был запланирован на 11 января 2017 года в 8:48 по токийскому времени (JST) с Космического центра Утиноура со стартовой позиции KS Centre, которая в 1960—70-е годы использовалась для запуска ракет-носителей Ламбда-4S. По метеоусловиям запуск был отменён за три минуты до старта[12].
Вторая попытка состоялась 15 января 2017 года в 8:33 JST (14 января 23:33 UTC). Подготовительные работы начались в 5:00 JST и включали, кроме технических элементов, элементы безопасности — эвакуацию населения из зоны безопасности. Метеорологические условия соответствовали требованиям для запуска ракеты. Пусковая рампа была нацелена на азимут 125° и угол подъёма 75,1°. Включение двигателя первой ступени произошло в расчётное время. Запуск сопровождался получением телеметрических данных от систем ракеты и данных наземных радаров сопровождения[17].
В момент +20,4 секунд прекратилась передача телеметрии ракеты и специалисты центра управления полётом перестали получать информацию в том числе и от систем безопасности ракеты. По этой причине было принято решение не передавать на вторую ступень ракеты штатный сигнал о включении двигателя. При этом средства дистанционного сопровождения ракеты подтверждали нормальное движение ракеты — первая ступень работала корректно. Высота подъёма составила 190 км и максимальная скорость в апогее 0,918 км/с[12].
Анализ данных дистанционного слежения показал, что газореактивная система управления не смогла сориентировать ракету в направлении горизонта — это значит, что включение двигателя второй ступени не привело бы к успеху запуска[12].
После отключения двигателя первой ступени ракета упала в океане в районе, запланированном для падения первой ступени. Запуск был объявлен неудачным[12].
Циклограмма полёта
| Циклограмма полёта SS-520-4[12]. | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Время (м:с) | Высота (км) | Скорость (км/с) | Дистанция (км) | Событие | Результат | Комментарии |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | Зажигание 1 ступени и старт | да | |
| 00:31,7 | 26 | 2,0 | 9 | Выключение 1 ступени | да | регистрация оптическими средствами |
| 00:53 | Открытие пироклапанов | ≠ | не подтверждено | |||
| 00:55 | Приём сигнала системы ориентации | нет | отсутствие обратного сигнала | |||
| 01:02 | Команда на запуск механизма отделения полезной нагрузки | да | штатное отделение спутника на 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1,7 | 28 | Отстыковка обтекателя | да | подтверждено наземными системами наблюдения |
| 01:08 | 83 | 1,7 | 28 | Отделение первой ступени | ≠ | не подтверждено |
| 01:13,3 | Включения газореактивной системы управления | нет | по результатам анализа радиолокационных данных | |||
| 01:57,6 | Выключение газореактивной системы управления | |||||
| 02:01,2 | 94 | 1,6 | 35 | Начало стабилизации закруткой | ||
| 02:25 | Завершение закрутки | |||||
| 02:37 | 168 | 1,1 | 79 | Определение момента запуска второй ступени | ≠ | не подтверждено |
| 02:44 | 174 | 1,1 | 86 | Зажигание двигателя второй ступени | нет | |
| 03:14 | 182 | 3,6 | 132 | Окончание работы двигателя второй ступени | ||
| 03:55 | 186 | 3,6 | 229 | Отстыковка второй ступени | ||
| 03:58 | 186 | 3,6 | 238 | Зажигание двигателя третей ступени | ||
| 04:23,8 | 185 | 8,1 | 358 | Выключение двигателя третей ступени | ||
| 07:30 | 205 | 8,1 | 1818 | Отсоединение TRICOM-1 | да | получение сигнала спутника |
Расследование аварии и его результаты
Расследование, проведённое JAXA, показало, что потеря телеметрии вызвана проблемами с электропитанием. Сложность заключалась в том, что период возникновение сбоя оказался короче периода опроса датчиков на ракете-носителе, составлявшем 5 мс. Рассматривались сценарии выхода из строя переключателей, расстыковка разъёмов и короткое замыкание. Исследовались варианты дефектности схемы электропитания или блоков управления. Все рассматриваемые варианты проверялись с помощью экспериментов или моделирования. В ходе расследования был определён отказ большой группы приборов и систем (телеметрическая система, декодер команд, клапаны системы ориентации и др.), что свидетельствует о повреждении кабельной сети и возникновении короткого замыкания в кабельном канале, смонтированном на внешней поверхности второй ступени. Следствие пришло к выводу, что короткое замыкание вызвано перетиранием кабелей в зоне входа внутрь корпуса ракеты[12]. Для экономии веса стальная крышка была заменена алюминиевой. В полёте под действием термических деформаций и воздушного напора крышка прижала провода к корпусу второй ступени в районе входа кабелей внутрь корпуса. В результате вибраций оболочка проводов, сделанная из стекловолокна, перетёрлась и провода замкнули на корпус. В ходе расследования было проведено моделирование, которое подтвердило высокую вероятность такого сценария развития событий. Поводом к исследованиям в этом направлении послужили показания датчика деформации двигателя второй ступени. Данный датчик в промежутке 20,015—20,020 секунд неожиданно стал транслировать нерасчётное значение тяги, хотя двигатель второй ступени был неактивен. Этот сбой натолкнул доцента яп. 羽生宏人 (Hiroto Hanyu) на предположение о перетирании провода, что было подтверждено экспериментами. Одной из причин быстрого перетирания оболочки провода послужило использование более лёгких, но менее износоустойчивых «потребительских» марок провода[18].
По результатам расследования было решено принять меры против перетирания кабелей, разработать технологии, предотвращающие разрушение оплёток кабелей, перепроектировать кабельные каналы с целью повышения их надёжности. Кроме этого решено перепроектировать систему резервного питания всех систем.[12]
Во время пресс-конференции 7 апреля 2017 года президент JAXA Наоки Окумура заявил о готовности совершить второй запуск космической ракеты-носителя SS-520 в 2017 финансовом году. При этом точные даты и полезная нагрузка названы не были[19]. 13 ноября JAXA выпустило пресс-релиз в котором анонсировало очередную попытку запуска ракеты-носителя в период с 25 декабря 2017 по 31 января 2018 года[20]. В анонсе указывалось, что целью запуска является демонстрация возможности использования широко доступных компонентов для разработки космической ракеты-носителя и спутника Земли. 26 декабря агентство объявило о переносе запуска в связи с выявленной неисправностью в одном из элементов ракеты. Дата возможного запуска не указывалась[21]. 1 февраля 2018 года было официально объявлено о новой дате запуска — 3 февраля с 14:03 по 14:13 по стандартному японскому времени[22].
3 февраля в 14:03 по японскому стандартному времени был произведён успешный запуск ракеты-носителя SS-520-5, которая примерно через 7 минут 30 секунд вывела на орбиту спутник TRICOM-1R[23].
Разработчики ракеты-носителя учли недостатки, выявленные при анализе неудачного запуска 15 января 2017 года. При создании нового образца ракеты был произведён ряд доработок, призванных избежать повторной аварии[24]:
- отверстие в корпусе ракеты-носителя, через которое выводится кабель питания и снятия информации с датчиков, было сделано больше, края отверстия получили специальную защиту, а сам кабель был дополнительно зафиксирован, что бы избежать перетирания при вибронагрузках;
- была изменена форма кабель-канала, в котором проложен кабель, а датчик деформации, размещённый в этом канале, был смонтирован в другом месте;
22 июня 2018 года третья ступень ракеты SS-520-5 сошла с орбиты и прекратила существование, а 21 августа этого же года сгорел в атмосфере и спутник.
Полезная нагрузка
В качестве полезной нагрузки в повторном запуске использовался спутник TRICOM-1R (яп. リコム-ワン-アール). Спутник являлся копией TRICOM-1, погибшего при аварийном запуске 15 января 2017 года. Спутник изготовлен Центром по разработке микроспутников при Токийским университете[25]. Спутник является 3U кубсатом с габаритами основания 11,6 на 11,6 см и высотой (без антенн) 34,6 см. Вес аппарата около 3 кг. Система электропитания основывается на солнечных батареях размещённых на корпусе спутника. Спутник предназначен для демонстрации технологии получения и сохранение пакетов данных с Земли и последующая передача информации на наземную станцию. Кроме этого, на спутнике размещена одна основная камера и пять дополнительных, которые позволяют осуществлять различные варианты съёмки поверхности планеты[25]. Спутник разработан для демонстрации ключевой возможности — эксплуатация полноценного искусственного спутника Земли, созданного на основе потребительских электронных компонентов[26].
Wikiwand in your browser!
Seamless Wikipedia browsing. On steroids.
Every time you click a link to Wikipedia, Wiktionary or Wikiquote in your browser's search results, it will show the modern Wikiwand interface.
Wikiwand extension is a five stars, simple, with minimum permission required to keep your browsing private, safe and transparent.
