Русская Википедия:Эпсилон (ракета-носитель)
Шаблон:Запуск ракеты Шаблон:Ракета Шаблон:External media
Шаблон:Нихонго — японская трёхступенчатая твердотопливная ракета-носитель лёгкого класса, ранее известная как ASR (от Шаблон:Lang-en — 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.
Предпосылки создания
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.
Конструкция
Первоначальная версия ракеты-носителя использовалась только для одного запуска. Программа по разработке ракеты-носителя «Эпсилон» стоила около 200 млн долларов.[2]
Общая масса ракеты-носителя «Эпсилон» составляла Шаблон:Num, при длине Шаблон:Num. 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[3].
Первая ступень
В качестве первой ступени установлен модифицированный твердотопливный боковой ускоритель Шаблон:S, 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 — Шаблон:Num. Ступень развивает среднюю тягу 2271 кН в вакууме с удельным импульсом 284 с. Время работы ступени — 116 секунд[3].
Вторая ступень
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 — Шаблон:Num. Тяга ступени в вакууме составляет 371,5 кН, удельный импульс 300 с. Время работы — 105 секунд[3].
Особенностью ступени является выдвижной сопловой насадок, раскладывающийся после отстыковки первой ступени и перед зажиганием второй, для повышения эффективности работы двигателя[1].
Третья ступень
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[3].
Сверху ступени находится цилиндрическая секция для монтажа оборудования EMS (Шаблон:Lang-en), 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].
Четвёртая ступень (опция)
При необходимости более точного вывода полезной нагрузки на необходимую круговую орбиту может быть установлена компактная жидкостная ступень CLPS (Шаблон:Lang-en), использующая в качестве топлива гидразин. Другое название ступени — PBS (Шаблон:Lang-en)[4].
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[4][5].
Головной обтекатель
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[4].
Эпсилон-2
После первого полета ракета подверглась модификации: общая масса выросла до Шаблон:Num, длина — до Шаблон:Num[5]. 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)[4].
Первая ступень практически не претерпела изменений, была лишь увеличена высота промежуточной секции до 2,32 м, чтобы уместить увеличившееся сопло двигателя второй ступени[4].
Основные изменения коснулись второй ступени, диаметр увеличился до 2,6 м, общая масса выросла до Шаблон:Num. 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[4][5].
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[4].
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[4][5].
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[4].
Стартовая площадка
Запуски ракеты-носителя «Эпсилон» производятся со стартовой площадки LP-Mu космического центра Утиноура, расположенной на побережье Тихого океана вблизи японского города Кимоцуки (бывший Утиноура), в префектуре Кагосима.
Запуски ракеты-носителя «Эпсилон»
| № | Дата, время (UTC) | Версия | Полезная нагрузка | Орбита | Результат | ||
|---|---|---|---|---|---|---|---|
| 1 | 14 сентября 2013, 05:00 | Шаблон:S | Шаблон:Флаг Шаблон:S | НОО |  | ||
| Запуск 27 августа 2013 года был автоматически остановлен за 19 секунд до старта[6], из-за нарушения синхронизации работы наземного оборудования и ракеты-носителя на 0,07 секунды[7]. Аппарат SPRINT-A массой 340 килограмм выведен на орбиту 950 x 1150 км c наклонением 31°.[8][9] | |||||||
| 2 | 20 декабря 2016, 11:00 | Эпсилон-2 | Шаблон:Флаг ERG (ARASE) | ВЭО | | ||
| Первый запуск улучшенной версии ракеты-носителя. Аппарат для исследования радиационных поясов Ван Аллена выведен на орбиту 219 × Шаблон:Num, наклонение 31,4°[10][11]. | |||||||
| 3 | 17 января 2018, 21:06 | Эпсилон-2 CLPS | Шаблон:Флаг Шаблон:Iw | ССО | | ||
| Первоначально запуск был запланирован на ноябрь 2017, но в сентябре 2017 был отложен, из-за проблем с РН, возникших при подготовке к запуску[13]. | |||||||
| 4 | 18 январь 2019, 00:50 | Эпсилон-2 CLPS | Шаблон:Флаг RAPIS-1 Шаблон:Флаг ALE-1 Шаблон:Флаг Hodoyoshi-2 (RISESat) Шаблон:Флаг MicroDragon Шаблон:Флаг OrigamiSat-1 (3U) Шаблон:ФлагШаблон:Флаг AOBA-VELOX 4 (2U) Шаблон:Флаг NEXUS (1U) |
НОО | | ||
| [15] | |||||||
| 5 | 9 ноября 2021, 00:55:16 [16][17] | Эпсилон PBS | RAISE-2 HIBARI Z-Sat DRUMS TeikyoSat-4 ASTERISC ARICA NanoDragon KOSEN-1 |
ССО | | ||
| 6 | 12 октября 2022, 00:50:00 [18] | Эпсилон | RAISE-3 QPS-SAR 3 QPS-SAR 4 MAGNARO MITSUBA KOSEN-2 WASEDA-SAT-ZERO FSI-SAT |
ССО |  | ||
| Ракета была самоликвидирована после отделения второй ступени и потери контроля высоты.[18] | |||||||
Возможное военное применение
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[19][20].
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 кибератак[21][22].
См. также
- Ракета-носитель легкого класса «Афина»
- Ракета-носитель легкого класса «Вега»
- Ракета-носитель легкого класса «Рокот»
- Ракета-носитель легкого класса «Днепр»
- Ракета-носитель легкого класса «PSLV»
Примечания
Ссылки
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
- Шаблон:Cite web
Шаблон:Одноразовые ракеты-носители
- ↑ 1,0 1,1 1,2 1,3 Шаблон:Cite web
- ↑ Ошибка цитирования Неверный тег
<ref>; для сносокsfn20130914не указан текст - ↑ 3,0 3,1 3,2 3,3 Шаблон:Cite web
- ↑ 4,0 4,1 4,2 4,3 4,4 4,5 4,6 4,7 4,8 Шаблон:Cite web
- ↑ 5,0 5,1 5,2 5,3 Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite web
- ↑ 18,0 18,1 Шаблон:Cite web
- ↑ Шаблон:Cite news
- ↑ Шаблон:Cite news
- ↑ Шаблон:Cite news
- ↑ Шаблон:Cite news
