SS-520-4 — японская трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель . Ракета является развитием SS-520 , входящей в семейство высотных исследовательских ракет . Оператором ракеты является Институт космических исследований и астронавтики Японии ( англ. Institute of Space and Astronautical Science , ), входящий в Японское агентство аэрокосмических исследований (JAXA). Ракета изготавливается компанией IHI Aerospace . На момент первого успешного запуска 3 февраля 2018 года являлась самой маленькой ракетой-носителем, предназначенной для вывода полезной нагрузки на орбиту искусственного спутника Земли , достигшей орбиты (ракета NOTS воздушного запуска была ещё легче, но ни разу не смогла отработать нормально).

Ракета-носитель

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 . Корпус первой ступени выполнен из высокопрочной стали HT-140 .

Вторая ступень выполнена полностью из углепластикового композиционного материала . Все три ступени используют твёрдое ракетное топливо на основе HTPB . Головной обтекатель выполнен из стеклотекстолита .

Высота ракеты — 9,54 м, стартовая масса — 2,6 т. Может вывести на НОО полезную нагрузку весом более 4 кг . 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 . 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 . Система управления и передачи телеметрии создана компанией Canon Electronics . Третья ступень не имела телеметрической системы. Для определения окончательных параметров орбиты на ней был установлен GPS-датчик, передававший сигнал через систему Иридиум .

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 .

Аварийный запуск 15 января 2017 года

Экспериментальный запуск модифицированной ракеты SS-520 с добавленной третьей твердотопливной ступенью был запланирован для вывода на низкую околоземную орбиту 3-килограммового кубсата TRICOM-1 . Пуск был профинансирован Министерством экономики, торговли и промышленности; стоимость запуска около 400 млн иен (3,5 млн $) . На момент запуска это была самая маленькая ракета-носитель для запуска полезной нагрузки на околоземную орбиту .

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 . 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 .

Полезная нагрузка

Внешние видеофайлы

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 . TRICOM-1 ( яп. トリコム ) — 3U- кубсат , разработанный Университетом Токио , оборудован пятью камерами для съёмки поверхности Земли и коммуникационным терминалом для ретрансляции радиосигнала . Планировалось вывести спутник на орбиту с параметрами 180 × 1500 км, наклонение 31° .

План полёта

Внешние изображения

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 .

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 .

Запуск

Внешние видеофайлы

Запуск был запланирован на 11 января 2017 года в 8:48 по токийскому времени (JST) с Космического центра Утиноура со стартовой позиции , которая в 1960—70-е годы использовалась для запуска ракет-носителей Ламбда-4S . По метеоусловиям запуск был отменён за три минуты до старта .

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 .

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 .

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 .

После отключения двигателя первой ступени ракета упала в океане в районе, запланированном для падения первой ступени. Запуск был объявлен неудачным .

Циклограмма полёта

Циклограмма полёта SS-520-4 .
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

Внешние видеофайлы

Внешние изображения

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 . 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 .

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.

Успешный запуск 3 февраля 2018 года

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 . 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 . 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 . 1 февраля 2018 года было официально объявлено о новой дате запуска — 3 февраля с 14:03 по 14:13 по стандартному японскому времени .

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 .

Внешние видеофайлы

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 :

• 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 . 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 . Спутник разработан для демонстрации ключевой возможности — эксплуатация полноценного искусственного спутника Земли, созданного на основе потребительских электронных компонентов .

Примечания

Литература

• Афанасьев И. Проект японского наноносителя // Новости космонавтики : журнал. — 2016. — Сентябрь ( т. 26 , № 9 (404) ). — С. 45 .
• Рыжков Е. Провал японского «нано-лоунчера» // Новости космонавтики : журнал. — 2017. — Март ( т. 27 , № 3 (410) ). — С. 35—36 .

Ссылки

• Gunter Dirk Krebs. (англ.) . Launch Vehicles . Gunter's Space Page. Дата обращения: 22 июля 2017. 22 июля 2017 года.
• (англ.) . Spaceflight101 (14 января 2017). Дата обращения: 22 июля 2017. 22 июля 2017 года.
• (англ.) . Spaceflight101 (14 февраля 2017). 22 июля 2017 года.
• (яп.) . JAXA (14 февраля 2017). 25 апреля 2017 года.
• (англ.) . JAXA (14 февраля 2017). 22 июля 2017 года.
• 大貫 剛. (яп.) . Sorae.jp (14 февраля 2017). Дата обращения: 22 июля 2017. 22 июля 2017 года.
• (яп.) . www.isas.jaxa.jp . ISAS Project Team. Дата обращения: 11 февраля 2018. 11 февраля 2018 года.
• (яп.) . www.isas.jaxa.jp . ISAS Project Team. Дата обращения: 11 февраля 2018. 1 декабря 2017 года.