| SS-520-4 | |
|---|---|
| Información general | |
| País | Japón |
| Familia | SS-520 |
| Objetivo | vehículo de lanzamiento |
| Desarrollador | Compañía aeroespacial IHI Limitado. |
| Fabricante | Compañía aeroespacial IHI Limitado. |
| Costes iniciales | $ 3,5 millones |
| Características principales | |
| Numero de pasos | 3 |
| Longitud (con MS) | 9,54 metros |
| Diámetro | 0,52 metros |
| peso inicial | 2600 kg |
| Masa de carga útil | |
| • en LEO | > 4kg |
| Historial de lanzamientos | |
| Estado | ejecuciones de prueba |
| Ubicaciones de lanzamiento | Centro Espacial Uchinoura |
| Número de lanzamientos | 2 |
| • exitoso | una |
| • sin éxito | una |
| primer comienzo | 15 de enero de 2017 |
SS-520-4 es un vehículo de lanzamiento de propulsor sólido japonés de tres etapas . El misil es una evolución del SS-520 , parte de la familia S-310 de misiles de investigación de gran altitud . El cohete es operado por el Instituto de Ciencias Espaciales y Astronáuticas de Japón ( Eng. Institute of Space and Astronautical Science , ISAS ), parte de la Agencia de Exploración Aeroespacial de Japón (JAXA). El cohete es fabricado por IHI Aerospace [1] . En el momento del primer lanzamiento exitoso el 3 de febrero de 2018, era el vehículo de lanzamiento más pequeño diseñado para lanzar una carga útil a la órbita de un satélite terrestre artificial [2] , que alcanzó la órbita ( un cohete NOTS de lanzamiento aéreo era aún más ligero, pero nunca dejó de hacer ejercicio normalmente).
El cohete se creó agregando una tercera etapa al cohete de investigación de gran altitud SS-520 y modificando los sistemas a bordo en consecuencia. La estabilización del cohete durante el funcionamiento de la primera etapa se realiza girando a lo largo del eje longitudinal con la ayuda de estabilizadores. Los estabilizadores están fabricados en forma de sándwich de tres capas de nidos de abeja de aluminio, recubiertos con revestimiento de carbono y fibra de vidrio . El borde de ataque de los estabilizadores está hecho de titanio [3] [4] . El cuerpo de la primera etapa está fabricado en acero de alta resistencia HT-140 [3] .
La segunda etapa está hecha completamente de material compuesto de fibra de carbono [5] . Las tres etapas usan propelente sólido basado en HTPB . El carenado de cabeza está hecho de fibra de vidrio [4] .
La altura del cohete es de 9,54 m, el peso de lanzamiento es de 2,6 toneladas y puede llevar una carga útil de más de 4 kg a LEO [6] . El empuje del motor de primera etapa es de 14,6 toneladas (145-185 kN ), el impulso específico es de 265 s. La masa del combustible de la primera etapa es 1587 kg, la segunda - 325, la tercera - 78 [7] . La orientación del cohete después de la separación de la primera etapa la proporciona el sistema japonés ラ ム ラ イ ン(Ramurain): cuatro motores de impulso que funcionan con nitrógeno comprimido. El nitrógeno se almacena en un tanque con un volumen de 5,7 litros a una presión de 230 bar [8] . El sistema de transmisión y control de telemetría fue creado por Canon Electronics [9] . La tercera etapa no contaba con un sistema de telemetría. Para determinar los parámetros finales de la órbita, se le instaló un sensor GPS, transmitiendo una señal a través del sistema Iridium [8] .
Una de las características del vehículo de lanzamiento es el uso generalizado de componentes de consumo disponibles en lugar de componentes especializados. Esto se hace para reducir el costo del vehículo de lanzamiento, lo que afecta el costo de lanzar la carga útil [10] .
Se planeó un lanzamiento experimental de un cohete SS-520 modificado con una tercera etapa de combustible sólido adicional para lanzar un cubesat TRICOM-1 de 3 kilogramos [6] [11] a la órbita terrestre baja . El lanzamiento fue financiado por el Ministerio de Economía, Comercio e Industria; el costo de lanzamiento es de unos 400 millones de yenes (3,5 millones de dólares) [12] . En el momento del lanzamiento, era el vehículo de lanzamiento más pequeño para lanzar una carga útil a la órbita terrestre [7] .
En el momento del lanzamiento del cohete, existía la necesidad de un lanzamiento rápido y económico de pequeños satélites: cubesats . Desde la aparición de los cubesats en 2003 y hasta principios de 2017, se han lanzado más de 300 satélites de este tipo. En el próximo 2017, se anunciaron planes para lanzar alrededor de 200 cubesats. En el momento del lanzamiento del SS-520-4, todos esos satélites se lanzaron como carga útil al lanzar naves espaciales mucho más grandes. El costo de dichos lanzamientos es bastante alto, y el lanzamiento del cubesat en sí está estrechamente relacionado con el lanzamiento de la carga principal. En esta situación, apareció en el mercado un nicho económico para los vehículos de lanzamiento ultrapequeños para el lanzamiento de satélites ultrapequeños. Fue para llenar este nicho que el vehículo de lanzamiento SS-520-4 fue diseñado [8] . El 27 de mayo de 2016, el Ministerio de Economía, Comercio e Industria de Japón anunció la financiación de un proyecto para crear un vehículo de lanzamiento ultraligero. Una de las etapas del proyecto fue la creación de un vehículo de lanzamiento basado en el cohete de investigación de gran altitud SS-520. El objetivo principal del lanzamiento es demostrar las tecnologías que permiten lanzar un cubesat con un cohete de investigación de gran altitud mejorado [13] .
El manifiesto de la misión, anunciado en mayo de 2016 por el Ministerio de Educación, Cultura, Deportes, Ciencia y Tecnología , no mencionaba la carga útil. Pero ya en noviembre apareció en el manifiesto un apartado sobre el satélite TRICOM-1 [14] . TRICOM-1 (ト リコム[15] ) es un cubesat 3U desarrollado por la Universidad de Tokio , equipado con cinco cámaras para fotografiar la superficie de la Tierra y un terminal de comunicación para transmitir una señal de radio [11] . Se planeó poner en órbita el satélite con parámetros 180 × 1500 km, inclinación 31° [16] .
El plan de lanzamiento y vuelo del vehículo de lanzamiento tenía una secuencia específica para cohetes de investigación de gran altitud de propulsante sólido: movimiento con altas aceleraciones y varias secciones de movimiento a lo largo de una trayectoria balística, finalizando con el comienzo de la sección activa de la siguiente etapa [ 8] .
El cohete se lanzó desde una rampa: en la etapa inicial, el cohete se mueve a lo largo de una guía de riel, que es parte de la instalación de lanzamiento. Esta tecnología de lanzamiento es tradicional para lanzar cohetes geofísicos y te permite establecer los ángulos iniciales de movimiento en azimut, etc. Se suponía que la fase activa de la primera etapa duraba 32 segundos, y durante este tiempo se suponía que el cohete alcanzaba una altura de 26km. A partir de este momento debía comenzar el primer tramo de movimiento por la trayectoria balística, con una duración de 2 minutos 19 segundos. Durante el primer segmento balístico, se planeó dejar caer el carenado (a una altitud de 78 km), desacoplar la primera etapa (a una altitud de 79 km), estabilizar el giro del vehículo de lanzamiento (94 km) y aclarar el momento del lanzamiento de la segunda etapa (168 km). Después de 2 minutos 50 segundos desde el momento del lanzamiento a una altitud de 174 km, debería encenderse el motor de la segunda etapa, que debería haber funcionado durante 24 segundos y, habiendo alcanzado una altitud de 186 km, la segunda etapa debería haberse separado. A las 03:48, la tercera etapa debe encenderse y después de 25 segundos, el motor debe apagarse. 7 minutos 30 segundos después del lanzamiento, se suponía que el cohete alcanzaría una altura de 201 km, una velocidad de 8,1 km/s, una distancia desde el lugar de lanzamiento de 1818 km, y en este momento la separación de la carga útil del lanzamiento vehículo debe ocurrir [8] .
El lanzamiento estaba programado para el 11 de enero de 2017 a las 8:48 hora de Tokio (JST) desde el Centro Espacial Uchinoura desde el Centro KS , que se utilizó para lanzar vehículos de lanzamiento Lambda-4S en las décadas de 1960 y 1970 . Debido a las condiciones climáticas, el lanzamiento fue cancelado tres minutos antes del lanzamiento [12] .
El segundo intento tuvo lugar el 15 de enero de 2017 a las 08:33 JST (14 de enero 23:33 UTC ). Los trabajos preparatorios comenzaron a las 05:00 JST e incluyeron, además de elementos técnicos, elementos de seguridad: la evacuación de la población de la zona de seguridad. Las condiciones meteorológicas cumplieron los requisitos para el lanzamiento de un cohete. La rampa de lanzamiento tenía como objetivo un azimut de 125° y una elevación de 75,1°. El motor de la primera etapa se encendió a la hora estimada. El lanzamiento estuvo acompañado por la adquisición de datos de telemetría de los sistemas de misiles y datos de radares de seguimiento terrestres [17] .
En el momento de +20,4 segundos, se detuvo la transmisión de la telemetría del misil y los especialistas del centro de control de vuelo dejaron de recibir información, incluso de los sistemas de seguridad del misil. Por esta razón, se decidió no transmitir una señal regular para encender el motor a la segunda etapa del cohete. Al mismo tiempo, los medios de seguimiento remoto del cohete confirmaron el movimiento normal del cohete: la primera etapa funcionó correctamente. La altura del ascenso fue de 190 km y la velocidad máxima en el apogeo fue de 0,918 km/s [12] .
El análisis de los datos de seguimiento remoto mostró que el sistema de control de chorro de gas no podía orientar el cohete en la dirección del horizonte; esto significa que encender el motor de la segunda etapa no habría llevado a un lanzamiento exitoso [12] .
Después de que se apagó el motor de la primera etapa, el cohete cayó al océano en el área prevista para la caída de la primera etapa. El lanzamiento fue declarado fallido [12] .
Ciclograma de vuelo| Diagrama de secuencia de vuelo de SS-520-4 [12] . | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Tiempo ( m : s ) | Altitud ( km ) | Velocidad ( km/s ) | Distancia ( km ) | Evento | Resultado | Comentarios |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | Encendido y arranque de 1ra etapa | Sí | |
| 00:31.7 | 26 | 2.0 | 9 | Apagado de la 1ª etapa | Sí | registro por medios ópticos |
| 00:53 | Apertura de las piroválvulas | ≠ | no confirmado | |||
| 00:55 | Recepción de una señal del sistema de orientación | No | sin señal de retorno | |||
| 01:02 | Comando para iniciar el mecanismo de separación de la carga útil | Sí | oficina satélite regular a las 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1.7 | 28 | Desacoplamiento carenado | Sí | confirmado por los sistemas de vigilancia en tierra |
| 01:08 | 83 | 1.7 | 28 | Departamento de la primera etapa | ≠ | no confirmado |
| 01:13.3 | Encendido del sistema de control de chorro de gas | No | basado en el análisis de datos de radar | |||
| 01:57.6 | Apagado del sistema de control de chorro de gas. | |||||
| 02:01.2 | 94 | 1.6 | 35 | Inicio de la estabilización de giro | ||
| 02:25 | finalización de giro | |||||
| 02:37 | 168 | 1.1 | 79 | Determinación del inicio de la segunda etapa | ≠ | no confirmado |
| 02:44 | 174 | 1.1 | 86 | Encendido del motor de segunda etapa | No | |
| 03:14 | 182 | 3.6 | 132 | El final del motor de la segunda etapa. | ||
| 03:55 | 186 | 3.6 | 229 | Desacoplamiento de la segunda etapa | ||
| 03:58 | 186 | 3.6 | 238 | Encendido del motor de tercera etapa | ||
| 04:23.8 | 185 | 8.1 | 358 | Apagado del motor de la tercera etapa | ||
| 07:30 | 205 | 8.1 | 1818 | Desconectando TRICOM-1 | Sí | recibir una señal de satélite |
Una investigación realizada por JAXA encontró que la pérdida de telemetría fue causada por problemas de energía. La dificultad fue que el período de falla fue más corto que el período de sondeo del sensor en el vehículo de lanzamiento, que fue de 5 ms. Se consideraron escenarios de falla de interruptores, desconexión de conectores y cortocircuitos. Se investigaron variantes de defectos del circuito de suministro de energía o unidades de control. Todas las opciones consideradas se probaron mediante experimentos o simulaciones. Durante la investigación se determinó la falla de un gran grupo de instrumentos y sistemas (sistema de telemetría, decodificador de comando, válvulas del sistema de orientación, etc.), lo que indica daños en la red de cable y un cortocircuito en el canal de cable montado en el exterior. superficie de la segunda etapa. La investigación llegó a la conclusión de que el cortocircuito fue causado por el roce de los cables en el área de entrada al cuerpo del misil [12] . Para ahorrar peso, la cubierta de acero se ha sustituido por aluminio. En vuelo, bajo la influencia de las deformaciones térmicas y la presión del aire, la cubierta presionó los cables contra la carcasa de la segunda etapa en el área donde los cables ingresaban a la carcasa. Como resultado de las vibraciones, la cubierta de fibra de vidrio de los cables se deshilachó y los cables hicieron un cortocircuito con el cuerpo. Durante la investigación se realizaron simulacros que confirmaron la alta probabilidad de tal escenario. El motivo de la investigación en esta dirección fueron las lecturas del sensor de deformación del motor de la segunda etapa. Este sensor en el intervalo de 20.015-20.020 segundos de repente comenzó a transmitir un valor de empuje fuera del diseño, aunque el motor de la segunda etapa estaba inactivo. Esta falla llevó a un profesor asociado de japonés 羽生宏人(Hiroto Hanyu) a sugerir que el cable estaba desgastado, lo que fue confirmado por experimentos. Una de las razones del rápido deshilachado de la cubierta del alambre fue el uso de alambres de "consumo" más ligeros, pero menos resistentes al desgaste [18] .
Con base en los resultados de la investigación, se decidió tomar medidas contra el roce de los cables, desarrollar tecnologías que impidan la destrucción de las trenzas de los cables y rediseñar los canales de los cables para aumentar su confiabilidad. Además, se decidió rediseñar el sistema de energía de respaldo para todos los sistemas. [12]
Durante una conferencia de prensa el 7 de abril de 2017, el presidente de JAXA, Naoki Okumura, anunció su disposición a realizar un segundo lanzamiento del vehículo de lanzamiento espacial SS-520 en el año fiscal 2017. Al mismo tiempo, las fechas exactas y la carga útil no fueron nombradas [19] . El 13 de noviembre, JAXA emitió un comunicado de prensa anunciando otro intento de lanzar un vehículo de lanzamiento entre el 25 de diciembre de 2017 y el 31 de enero de 2018 [20] . El anuncio indicó que el propósito del lanzamiento era demostrar la posibilidad de utilizar componentes ampliamente disponibles para el desarrollo de un vehículo de lanzamiento espacial y un satélite terrestre. El 26 de diciembre, la agencia anunció el aplazamiento del lanzamiento debido a un mal funcionamiento en uno de los elementos del cohete. No se indicó la fecha del posible lanzamiento [21] . El 1 de febrero de 2018, se anunció oficialmente la nueva fecha de lanzamiento: 3 de febrero de 14:03 a 14:13 JST [ 22] .
El 3 de febrero, a las 14:03 JST, se lanzó con éxito el cohete portador SS-520-5 que, después de unos 7 minutos y 30 segundos, puso en órbita el satélite TRICOM-1R [23] .
Los desarrolladores del vehículo de lanzamiento tuvieron en cuenta las deficiencias identificadas durante el análisis del lanzamiento fallido el 15 de enero de 2017. Al crear un nuevo modelo del cohete, se realizaron una serie de mejoras para evitar un segundo accidente [24] :
El 22 de junio de 2018, la tercera etapa del cohete SS-520-5 salió de órbita y dejó de existir, y el 21 de agosto del mismo año, el satélite también se quemó en la atmósfera.
El relanzamiento utilizó el satélite TRICOM-1R (リ コム-ワン-アール) como carga útil . El satélite era una copia de TRICOM-1, que murió durante un lanzamiento de emergencia el 15 de enero de 2017. El satélite fue fabricado por el Centro para el Desarrollo de Microsatélites de la Universidad de Tokio [25] . El satélite es un cubesat de 3U con unas dimensiones de base de 11,6 x 11,6 cm y una altura (sin antenas) de 34,6 cm El peso del dispositivo es de unos 3 kg. El sistema de alimentación se basa en paneles solares colocados en el cuerpo del satélite. El satélite está diseñado para demostrar la tecnología para recibir y almacenar paquetes de datos de la Tierra y la posterior transmisión de información a una estación terrestre. Además, el satélite cuenta con una cámara principal y cinco adicionales, que permiten varias opciones para fotografiar la superficie del planeta [25] . El satélite se diseñó para demostrar una oportunidad clave: el funcionamiento de un satélite terrestre artificial completo, creado sobre la base de componentes electrónicos de consumo [26] .