Эпсилон | |
---|---|
Первый запуск ракеты-носителя «Эпсилон» | |
Общие сведения | |
Страна |
|
Назначение |
ракета-носитель лёгкого класса |
Разработчик | JAXA, IHI Corporation |
Изготовитель | IHI Corporation |
Основные характеристики | |
Количество ступеней | 3 |
Длина (с ГЧ) |
Эпсилон: 24,4 м Эпсилон-2: 26 м |
Диаметр | 2,6 м |
Стартовая масса |
Эпсилон: 91 т Эпсилон-2: 95,1 т |
Масса полезной нагрузки | |
• на НОО |
Эпсилон: 1200 кг Эпсилон-2: 1500 кг |
• на ССО (с CLPS) |
Эпсилон: 450 кг Эпсилон-2: 590 кг |
История запусков | |
Состояние | действующая |
Места запуска | Утиноура |
Число запусков | 4 |
• успешных | 4 |
Первый запуск | 14 сентября 2013 года |
Последний запуск | 18 января 2019 года |
Первая ступень (Эпсилон-2) — SRB-A3 | |
Длина | 11,7 м |
Диаметр | 2,6 м |
Стартовая масса | 75,3 т |
Маршевый двигатель | РДТТ |
Тяга | 2150 кН (уровень моря) 2350 кН (вакуум) |
Удельный импульс | 283,6 сек |
Время работы | 109 сек |
Вторая ступень (Эпсилон-2) — M-35 | |
Длина | 5,16 м |
Диаметр | 2,6 м |
Стартовая масса | 17,2 т |
Маршевый двигатель | РДТТ |
Тяга | 445 кН (вакуум) |
Удельный импульс | 295 сек |
Время работы | 129 сек |
Третья ступень (Эпсилон-2) — KM-V2c | |
Длина | 2,25 м |
Диаметр | 1,45 м |
Стартовая масса | 2,9 т |
Маршевый двигатель | РДТТ |
Тяга | 99,8 кН (вакуум) |
Удельный импульс | 301 сек |
Время работы | 89 сек |
Топливо | HTPB |
Четвёртая ступень — CLPS (опционально) | |
Стартовая масса | ~300 кг |
Маршевый двигатель | ЖРД |
Тяга | 0,4 кН (вакуум) |
Удельный импульс | 215 сек |
Время работы | до 1300 сек |
Топливо | гидразин |
|
«Эпсилон» — японская трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель лёгкого класса, ранее известная как ASR (от англ. Advanced Solid Rocket — передовая твердотопливная ракета), разработанная и сконструированная Японским аэрокосмическим агентством (JAXA) и IHI Corporation для запуска лёгких научных космических аппаратов. Её разработка началась в 2007 году, как замена четырёхступенчатой твердотопливной ракеты-носителя «Мю-5», использование которой было прекращено в 2006 году.
Главной целью создания новой ракеты-носителя было снижение высокой стоимости запуска ракеты «Мю-5», составлявшей 75-90 млн долларов США. Внедрение новых технологий и оптимизация производства позволили вдвое снизить цену ракеты, а также значительно сократить время, необходимое на её создание и обслуживание, по сравнению с «Мю-5». Так, время от подписания контракта на запуск спутника до старта сократилось с трёх лет до одного года, процесс сборки ракеты-носителя на стартовой площадке уменьшен с 42 до 7 дней, предстартовый отсчёт сокращен с 9 до 3 часов[1]. Ракета оснащена современными компьютерами, благодаря чему проверка и контроль готовности ракеты к запуску происходят автоматически и почти не требуют участия человека. Для обеспечения пуска ракеты-носителя «Эпсилон» требуется всего 8 человек, для запуска прежних ракет было необходимо около 150 человек персонала.
Первоначальная версия ракеты-носителя использовалась только для одного запуска. Программа по разработке ракеты-носителя «Эпсилон» стоила около 200 млн долларов.[источник не указан 734 дня]
Общая масса ракеты-носителя «Эпсилон» составляла 91 т, при длине 24,4 м. Ракета позволяла вывести на низкую околоземную орбиту до 1200 кг, а при добавлении жидкостной четвёртой ступени — до 450 кг на солнечно-синхронную орбиту высотой 500 км[2].
В качестве первой ступени установлен модифицированный твердотопливный боковой ускоритель SRB-A3[ja], используемый на ракетах-носителях H-IIA и H-IIB. Вместо конусовидного колпака-обтекателя, наверху ступени закреплена промежуточная секция длиной 1,58 м, вмещающая сопло двигателя второй ступени[1].
Высота ступени составляет 11,68 м (без промежуточной секции), диаметр — 2,6 м, стартовая масса — 75 500 кг. Ступень развивает среднюю тягу 2271 кН в вакууме с удельным импульсом 284 с. Время работы ступени — 116 секунд[2].
На второй ступени используется твердотопливный двигатель M-34c, модифицированная версия третьей ступени ракеты-носителя «Мю-5».
Диаметр ступени 2,2 м, высота — 4,3 м, стартовая масса — 12 300 кг. Тяга ступени в вакууме составляет 371,5 кН, удельный импульс 300 с. Время работы — 105 секунд[2].
Особенностью ступени является выдвижной сопловой насадок, раскладывающийся после отстыковки первой ступени и перед зажиганием второй, для повышения эффективности работы двигателя[1].
Для третьей ступени используется твердотопливный двигатель KM-V2b, модифицированная версия четвёртой ступени ракеты-носителя «Мю-5».
Высота ступени — 2,3 м, диаметр 1,4 м, стартовая масса — 2,9 т. Средняя тяга ступени в вакууме составляет 99,8 кН с удельным импульсом 301 с. Ступень также оборудована выдвижным сопловым насадком и работает в течение 90 секунд[2].
Сверху ступени находится цилиндрическая секция для монтажа оборудования EMS (англ. Equipment Mounting Structure), на внешней стороне которой размещаются полётные компьютеры, системы управления, навигации и телеметрии ракеты-носителя. К EMS присоединяется адаптер полезной нагрузки, а внутри секции могут быть интегрированы элементы дополнительной, четвёртой ступени[1].
При необходимости более точного вывода полезной нагрузки на необходимую круговую орбиту может быть установлена компактная жидкостная ступень CLPS (англ. Compact Liquid Propulsion Stage), использующая в качестве топлива гидразин. Другое название ступени — PBS (англ. Post Boost Stage)[3].
3 топливных бака диаметром 42 см располагаются внутри секции EMS и вмещают около 120 кг топлива. Тяга жидкостного ракетного двигателя составляет 0,4 кН. Двигатель может быть перезапущен многократно, общее время работы достигает 1100 секунд. В качестве системы ориентации используется набор маленьких гидразиновых двигателей[3][4].
Обтекатель крепится на промежуточную секцию первой ступени и скрывает полезную нагрузку, четвёртую, третью и вторую ступени. Длина обтекателя составляет 9,19 м, диаметр — 2,5 м, вес — около 800 кг[3].
После первого полета ракета подверглась модификации: общая масса выросла до 95,1 т, длина — до 26 м[4]. Также выросли показатели выводимой полезной нагрузки. Улучшенная версия ракеты-носителя может вывести на НОО до 1500 кг, а на ССО — до 590 кг (с использованием четвёртой ступени CLPS)[3].
Первая ступень практически не претерпела изменений, была лишь увеличена высота промежуточной секции до 2,32 м, чтобы уместить увеличившееся сопло двигателя второй ступени[3].
Основные изменения коснулись второй ступени, диаметр увеличился до 2,6 м, общая масса выросла до 17 200 кг. Тяга нового двигателя M-35 увеличилась до 445 кН, время работы ступени возросло до 129 с. Выдвижной сопловой насадок заменён стационарным, увеличив общую высоту ступени до 5,16 м. В отличие от предыдущей версии, вторая ступень имеет собственную внешнюю оболочку и не прикрыта головным обтекателем[3][4].
В третьей ступени используется обновлённый двигатель KM-V2c, также получивший стационарное сопло вместо выдвижного, увеличив за счёт этого высоту ступени до 2,5 м; показатели производительности ступени не изменились[3].
Опциональная четвёртая ступень CLPS на новой версии ракеты-носителя будет использовать вместо трёх топливных баков один увеличенного диаметра (65 см), вместимость топлива повысится до 145 кг, а максимальное время работы ступени — до 1300 секунд. Использование CLPS увеличивает стартовую массу ракеты на 300 кг[3][4].
Головной обтекатель остался прежних размеров, но используемый внутренний объём для размещения полезной нагрузки увеличился за счёт того, что обтекатель теперь закрепляется на вторую ступень и скрывает только третью, четвёртую ступени и полезную нагрузку[3].
Запуски ракеты-носителя «Эпсилон» производится со стартовой площадки LP-Mu космического центра Утиноура, расположенной на побережье Тихого океана вблизи японского города Кимоцуки (бывший Утиноура), в префектуре Кагосима.
№ | Дата, время (UTC) | Версия | Полезная нагрузка | Орбита | Результат |
---|---|---|---|---|---|
1 | 14 сентября 2013, 05:00 | Эпсилон CLPS | НОО | Успех | |
Запуск 27 августа 2013 года был автоматически остановлен за 19 секунд до старта[5], из-за нарушения синхронизации работы наземного оборудования и ракеты-носителя на 0,07 секунды[6]. Аппарат SPRINT-A массой 340 килограмм выведен на орбиту 950 x 1150 км c наклонением 31°.[7][8] | |||||
2 | 20 декабря 2016, 11:00 | Эпсилон-2 | ВЭО | Успех | |
Первый запуск улучшенной версии ракеты-носителя. Аппарат для исследования радиационных поясов Ван Аллена выведен на орбиту 219 × 33 200 км, наклонение 31,4°[9][10]. | |||||
3 | 17 января 2018, 21:06 | Эпсилон-2 CLPS | ССО | Успех[11] | |
Первоначально запуск был запланирован на ноябрь 2017, но в сентябре 2017 был отложен, из-за проблем с РН, возникших при подготовке к запуску[12]. | |||||
4 | 18 январь 2019, 00:50 | Эпсилон-2 CLPS | НОО | Успех[13] | |
[14] | |||||
Планируемые запуски | |||||
2019[15] | Эпсилон CLPS | JV-LOTUSat 1 | ССО | ||
В связи с возможной эскалацией отношений Северной Кореи и Китая, имеющих собственные баллистические ракеты, с Японией высказываются предположения о использовании Японией ракеты «Эпсилон» для отработки технологий баллистических ракет[16][17].
В ноябре 2012 года JAXA сообщила о возможной утечке секретной информации о ракете после заражения одного компьютера в их сети вирусом (компьютер был удалён) и более ранних кибер-атак[18][19].
Данная страница на сайте WikiSort.ru содержит текст со страницы сайта "Википедия".
Если Вы хотите её отредактировать, то можете сделать это на странице редактирования в Википедии.
Если сделанные Вами правки не будут кем-нибудь удалены, то через несколько дней они появятся на сайте WikiSort.ru .