| SS-520-4 | |
|---|---|
| Obecná informace | |
| Země | Japonsko |
| Rodina | SS-520 |
| Účel | nosná raketa |
| Vývojář | Společnost IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Výrobce | Společnost IHI Aerospace Co. Ltd. |
| Startovací náklady | 3,5 milionu dolarů |
| Hlavní charakteristiky | |
| Počet kroků | 3 |
| Délka (s MS) | 9,54 m |
| Průměr | 0,52 m |
| počáteční hmotnost | 2600 kg |
| Hmotnost užitečného zatížení | |
| • ve společnosti LEO | > 4 kg |
| Historie spouštění | |
| Stát | zkušební jízdy |
| Spouštěcí místa | Vesmírné středisko Uchinoura |
| Počet spuštění | 2 |
| • úspěšný | jeden |
| • neúspěšné | jeden |
| První start | 15. ledna 2017 |
SS-520-4 je japonská třístupňová nosná raketa na tuhá paliva . Střela je evolucí SS-520 , která je součástí rodiny S-310 výzkumných střel pro velké výšky . Raketu provozuje Institute of Space and Astronautical Science of Japan ( Eng. Institute of Space and Astronautical Science , ISAS ), který je součástí Japan Aerospace Exploration Agency (JAXA). Raketu vyrábí společnost IHI Aerospace [1] . V době prvního úspěšného startu 3. února 2018 se jednalo o nejmenší nosnou raketu určenou k vynesení užitečného nákladu na oběžnou dráhu umělé družice Země [2] , která se na oběžnou dráhu dostala ( letecká raketa NOTS byla ještě lehčí, ale nikdy se nepodařilo normálně cvičit).
Raketa vznikla přidáním třetího stupně k výškové výzkumné raketě SS-520 a odpovídající úpravou palubních systémů. Stabilizace rakety při provozu prvního stupně se provádí otáčením podél podélné osy pomocí stabilizátorů. Stabilizátory jsou vyrobeny ve formě třívrstvého sendviče z hliníkových voštin, potažených uhlíkovým a sklolaminátovým pláštěm . Náběžná hrana stabilizátorů je vyrobena z titanu [3] [4] . Tělo prvního stupně je vyrobeno z vysokopevnostní oceli HT-140 [3] .
Druhý stupeň je celý vyroben z kompozitního materiálu z uhlíkových vláken [5] . Všechny tři stupně používají tuhou pohonnou látku na bázi HTPB . Kapota hlavy je vyrobena ze sklolaminátu [4] .
Výška rakety je 9,54 m, startovací hmotnost 2,6 t. Na LEO dokáže vynést náklad o hmotnosti více než 4 kg [6] . Tah motoru prvního stupně je 14,6 tuny (145-185 kN ), měrný impuls je 265 s. Hmotnost paliva prvního stupně je 1587 kg, druhého - 325, třetího - 78 [7] . Orientaci rakety po oddělení prvního stupně zajišťuje japonský ラムライン(Ramurain) - čtyři impulsní motory běžící na stlačený dusík. Dusík je skladován v nádrži o objemu 5,7 litrů při tlaku 230 barů [8] . Systém řízení a přenosu telemetrie byl vytvořen společností Canon Electronics [9] . Třetí stupeň neměl telemetrický systém. Pro určení finálních parametrů oběžné dráhy byl na ni instalován GPS senzor vysílající signál systémem Iridium [8] .
Jednou z vlastností nosné rakety je široké použití dostupných spotřebních komponent spíše než specializovaných. To se provádí za účelem snížení nákladů na nosnou raketu, což ovlivňuje náklady na vypuštění užitečného zatížení [10] .
Byl plánován experimentální start upravené rakety SS-520 s přidaným třetím stupněm na tuhé palivo, který měl vynést 3kilogramový TRICOM -1 cubesat [6] [11] na nízkou oběžnou dráhu Země . Spuštění bylo financováno Ministerstvem hospodářství, obchodu a průmyslu; startovací cena je asi 400 milionů jenů (3,5 milionu $) [12] . V době startu se jednalo o nejmenší nosnou raketu pro vynesení užitečného nákladu na oběžnou dráhu Země [7] .
V době startu rakety byla potřeba rychlého a levného startu malých satelitů - cubesatů . Od objevení cubesatů v roce 2003 a do začátku roku 2017 bylo vypuštěno více než 300 takových satelitů. V nadcházejícím roce 2017 byly oznámeny plány na spuštění asi 200 cubesatů. V době vypuštění SS-520-4 byly všechny takové satelity vypuštěny jako náklad při vypouštění mnohem větších kosmických lodí. Náklady na takové starty jsou poměrně vysoké a spuštění samotného cubesatu je úzce svázáno se spuštěním hlavního nákladu. V této situaci se na trhu pro vypouštění ultramalých satelitů objevila ekonomická mezera pro ultramalé nosné rakety. Právě k vyplnění tohoto výklenku byla určena nosná raketa SS-520-4 [8] . 27. května 2016 Ministerstvo hospodářství, obchodu a průmyslu Japonska oznámilo financování projektu vytvoření ultralehké nosné rakety. Jednou z fází projektu bylo vytvoření nosné rakety na bázi vysokohorské výzkumné rakety SS-520. Hlavním cílem startu je demonstrovat technologie, které umožňují start cubesatu s modernizovanou vysokohorskou výzkumnou raketou [13] .
Manifest mise, vyhlášený v květnu 2016 ministerstvem školství, kultury, sportu, vědy a techniky , se o užitečném zatížení nezmiňoval. Ale již v listopadu se v manifestu objevila část o satelitu TRICOM-1 [14] . TRICOM-1 (ト リコム[15] ) je 3U-cubesat vyvinutý Tokijskou univerzitou , vybavený pěti kamerami pro snímání zemského povrchu a komunikačním terminálem pro přenos rádiového signálu [11] . Plánovalo se vynesení družice na oběžnou dráhu s parametry 180 × 1500 km, sklon 31° [16] .
Start a letový plán nosné rakety měl sekvenci specifickou pro vysokohorské výzkumné rakety na tuhá paliva: pohyb s vysokými zrychleními a několika úseky pohybu po balistické trajektorii, končící začátkem aktivní části další fáze [ 8] .
Raketa byla vypuštěna z rampy - v počáteční fázi se raketa pohybuje po kolejnicovém vedení, které je součástí odpalovacího zařízení. Tato startovací technologie je tradiční pro odpalování geofyzikálních raket a umožňuje nastavit počáteční úhly pohybu v azimutu atd. Aktivní fáze prvního stupně měla trvat 32 sekund a během této doby měla raketa dosáhnout výšky 26 km. Od tohoto okamžiku měl začít první úsek pohybu po balistické dráze, který trval 2 minuty 19 sekund. Během prvního balistického segmentu bylo plánováno odhození kapotáže hlavy (ve výšce 78 km), odstavení prvního stupně (ve výšce 79 km), stabilizace rotace nosné rakety (94 km) a vyjasnění okamžik zahájení druhé etapy (168 km). Po 2 minutách 50 sekundách od okamžiku startu ve výšce 174 km by se měl zapnout motor druhého stupně, který měl pracovat 24 sekund a po dosažení výšky 186 km by se měl druhý stupeň oddělit. Ve 03:48 by se měl zapnout třetí stupeň a po 25 sekundách by se měl motor vypnout. 7 minut 30 sekund po startu měla raketa dosáhnout výšky 201 km, rychlosti 8,1 km/s, vzdálenosti od místa startu 1818 km a v tuto chvíli oddělení nákladu od startu vozidlo by mělo nastat [8] .
Start byl naplánován na 11. ledna 2017 v 8:48 tokijského času (JST) z vesmírného střediska Uchinoura z KS Center , které sloužilo k vypouštění nosných raket Lambda-4S v 60. a 70. letech 20. století . Kvůli povětrnostním podmínkám byl start tři minuty před startem zrušen [12] .
Druhý pokus proběhl 15. ledna 2017 v 08:33 JST (14. ledna 23:33 UTC ). Přípravné práce začaly v 05:00 JST a zahrnovaly kromě technických prvků i bezpečnostní prvky - evakuaci obyvatelstva z bezpečnostní zóny. Meteorologické podmínky splnily požadavky pro odpálení rakety. Odpalovací rampa byla namířena v azimutu 125° a elevaci 75,1°. Motor prvního stupně byl zapnut v předpokládaný čas. Start byl doprovázen pořízením telemetrických dat z raketových systémů a dat z pozemních sledovacích radarů [17] .
V okamžiku +20,4 sekundy se zastavil přenos telemetrie rakety a specialisté letového řídícího střediska přestali přijímat informace, včetně informací z bezpečnostních systémů rakety. Z tohoto důvodu bylo rozhodnuto nevysílat běžný signál k zapnutí motoru do druhého stupně rakety. Prostředky dálkového sledování rakety přitom potvrdily normální pohyb rakety – první stupeň fungoval správně. Výška stoupání byla 190 km a maximální rychlost v apogeu byla 0,918 km/s [12] .
Analýza dat dálkového sledování ukázala, že systém řízení plynových trysek nedokázal nasměrovat raketu ve směru k horizontu – to znamená, že zapnutí motoru druhého stupně by nevedlo k úspěšnému startu [12] .
Po vypnutí motoru prvního stupně spadla raketa do oceánu v oblasti plánované pro pád prvního stupně. Start byl prohlášen za neúspěšný [12] .
Letový cyklogram| Sekvenční schéma letu SS-520-4 [12] . | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| čas ( m : s ) | nadmořská výška ( km ) | Rychlost ( km/s ) | Vzdálenost ( km ) | událost | Výsledek | Komentáře |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | 1. stupeň zapalování a start | Ano | |
| 00:31,7 | 26 | 2,0 | 9 | Vypnutí 1. stupně | Ano | registrace optickými prostředky |
| 00:53 | Otevření pyroventilů | ≠ | nepotvrzeno | |||
| 00:55 | Příjem signálu orientačního systému | Ne | žádný zpětný signál | |||
| 01:02 | Příkaz ke spuštění mechanismu oddělení užitečného zatížení | Ano | pravidelná satelitní kancelář v 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1.7 | 28 | Odpojení kapotáže | Ano | potvrzeno pozemními sledovacími systémy |
| 01:08 | 83 | 1.7 | 28 | Oddělení I. stupně | ≠ | nepotvrzeno |
| 01:13,3 | Zapnutí systému ovládání plynového proudu | Ne | na základě analýzy radarových dat | |||
| 01:57,6 | Vypnutí systému řízení proudu plynu | |||||
| 02:01.2 | 94 | 1.6 | 35 | Začátek stabilizace rotace | ||
| 02:25 | Dokončení otáčení | |||||
| 02:37 | 168 | 1.1 | 79 | Určení začátku druhé etapy | ≠ | nepotvrzeno |
| 02:44 | 174 | 1.1 | 86 | Druhý stupeň zapalování motoru | Ne | |
| 03:14 | 182 | 3.6 | 132 | Konec motoru druhého stupně | ||
| 03:55 | 186 | 3.6 | 229 | Druhá fáze odpojení | ||
| 03:58 | 186 | 3.6 | 238 | Třetí stupeň zapalování motoru | ||
| 04:23.8 | 185 | 8.1 | 358 | Třetí stupeň vypnutí motoru | ||
| 07:30 | 205 | 8.1 | 1818 | Odpojení TRICOM-1 | Ano | příjem satelitního signálu |
Vyšetřování JAXA zjistilo, že ztráta telemetrie byla způsobena problémy s napájením. Potíž byla v tom, že doba selhání byla kratší než perioda dotazování senzoru na nosné raketě, která byla 5 ms. Byly zváženy scénáře selhání spínačů, rozpojení konektorů a zkraty. Byly zkoumány varianty vadnosti napájecího obvodu nebo řídicích jednotek. Všechny uvažované možnosti byly testovány pomocí experimentů nebo simulací. Během šetření byla zjištěna porucha velké skupiny přístrojů a systémů (telemetrický systém, povelový dekodér, ventily orientačních systémů atd.), což svědčí o poškození kabelové sítě a zkratu v kabelovém kanálu namontovaném na vnějším povrch druhého stupně. Vyšetřování dospělo k závěru, že zkrat byl způsoben třením kabelů v oblasti vstupu do těla střely [12] . Pro úsporu hmotnosti byl ocelový kryt nahrazen hliníkovým. Kryt za letu vlivem tepelných deformací a tlaku vzduchu přitlačil dráty k pouzdru druhého stupně v oblasti vstupu kabelů do pouzdra. V důsledku vibrací se sklolaminátový plášť drátů roztřepil a dráty zkratovaly k tělu. Během vyšetřování byly provedeny simulace, které potvrdily vysokou pravděpodobnost takového scénáře. Důvodem výzkumu v tomto směru byly odečty deformačního senzoru motoru druhého stupně. Tento senzor v intervalu 20,015-20,020 sekund náhle začal vysílat mimoprojektovou hodnotu tahu, ačkoliv motor druhého stupně byl neaktivní. Toto selhání přimělo docenta v japonštině 羽生宏人(Hiroto Hanyu), aby navrhl, že drát byl odřený, což bylo potvrzeno experimenty. Jedním z důvodů rychlého roztřepení drátěného pláště bylo použití lehčích, ale méně odolných proti opotřebení „spotřebitelských“ druhů drátu [18] .
Na základě výsledků šetření bylo rozhodnuto přijmout opatření proti tření kabelů, vyvinout technologie zabraňující zničení opletení kabelů a přepracovat kabelové kanály za účelem zvýšení jejich spolehlivosti. Kromě toho bylo rozhodnuto o přepracování systému záložního napájení pro všechny systémy. [12]
Během tiskové konference dne 7. dubna 2017 prezident JAXA Naoki Okumura oznámil svou připravenost uskutečnit druhý start kosmické nosné rakety SS-520 ve fiskálním roce 2017. Zároveň nebyla pojmenována přesná data a užitečné zatížení [19] . 13. listopadu vydala společnost JAXA tiskovou zprávu oznamující další pokus o vypuštění nosné rakety mezi 25. prosincem 2017 a 31. lednem 2018 [20] . Oznámení uvádělo, že účelem startu bylo demonstrovat možnost využití široce dostupných komponentů pro vývoj kosmické nosné rakety a družice Země. 26. prosince agentura oznámila odložení startu kvůli poruše jednoho z prvků rakety. Datum možného spuštění nebylo uvedeno [21] . 1. února 2018 bylo oficiálně oznámeno nové datum spuštění - 3. února od 14:03 do 14:13 JST [ 22] .
3. února ve 14:03 JST byla úspěšně vypuštěna nosná raketa SS-520-5, která po cca 7 minutách 30 sekundách vynesla na oběžnou dráhu družici TRICOM-1R [23] .
Vývojáři nosné rakety vzali v úvahu nedostatky zjištěné při rozboru neúspěšného startu 15. ledna 2017. Při vytváření nového modelu rakety byla provedena řada vylepšení, aby se předešlo druhé nehodě [24] :
22. června 2018 se třetí stupeň rakety SS-520-5 deorbitoval a zanikl a 21. srpna téhož roku shořel v atmosféře i satelit.
Při opětovném spuštění byl jako náklad použit satelit TRICOM-1R (リ コム-ワン-アール) . Družice byla kopií TRICOM-1, který zahynul při nouzovém startu 15. ledna 2017. Družici vyrobilo Centrum pro vývoj mikrosatelitů na Tokijské univerzitě [25] . Satelit je 3U cubesat s rozměry základny 11,6 x 11,6 cm a výškou (bez antén) 34,6 cm, hmotnost zařízení je cca 3 kg. Systém napájení je založen na solárních panelech umístěných na těle satelitu. Družice má demonstrovat technologii příjmu a ukládání datových paketů ze Země a následného přenosu informací na pozemní stanici. Satelit má navíc jednu hlavní kameru a pět doplňkových, které umožňují různé možnosti snímání povrchu planety [25] . Družice byla navržena tak, aby demonstrovala klíčovou příležitost – provoz plnohodnotné umělé družice Země, vytvořené na bázi součástek spotřební elektroniky [26] .