Эпсилон (ракета-носитель)
«Эпсилон» (яп. イプシロンロケット Ипусирон рокэтто) — 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.
| Эпсилон イプシロンロケット | |
|---|---|
 Первый запуск ракеты-носителя «Эпсилон» | |
| Общие сведения | |
| Страна |  Япония |
| Назначение | ракета-носитель лёгкого класса |
| Разработчик | JAXA, IHI Corporation |
| Изготовитель | IHI Corporation |
| Стоимость запуска | 38 млн $[1] |
| 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 | 6 |
| • успешных | 5 |
| • неудачных | 1 |
| Первый запуск | 14 сентября 2013 года |
| Последний запуск | 12 октября 2022 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 |
 Медиафайлы на Викискладе | |
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[2]. 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.[1]
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[3].
Первая ступень
В качестве первой ступени установлен модифицированный твердотопливный боковой ускоритель SRB-A3[яп.], 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[2].
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[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 — 12 300 кг. 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[2].
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 (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[2].
Четвёртая ступень (опция)
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)[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 95,1 т, длина — до 26 м[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 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[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 | Эпсилон CLPS |  SPRINT-A (HISAKI) | НОО | Успех | ||
| 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 | ERG (ARASE) | 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°[10][11]. | |||||||
| 3 | 17 января 2018, 21:06 | Эпсилон-2 CLPS | ASNARO-2[яп.] | ССО | Успех[12] | ||
| 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 | RAPIS-1 ALE-1 Hodoyoshi-2 (RISESat) MicroDragon OrigamiSat-1 (3U)  AOBA-VELOX 4 (2U) NEXUS (1U) | НОО | Успех[14] | ||
| [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 | Успех | ||
| 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 | Неудача | ||
| 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
Примечания
Ссылки
- Epsilon Launch Vehicle (страница РН) (яп.). JAXA.
- Epsilon Launch Vehicle (страница проекта) (яп.). JAXA.
- Epsilon Launch Vehicle (страница проекта) (англ.). JAXA. Дата обращения: 14 сентября 2013. Архивировано из оригинала 28 декабря 2012 года.
- Epsilon Launch Vehicle (брошюра) (англ.). JAXA. Архивировано 21 сентября 2013 года.
- Epsilon Launch Vehicle (брошюра) (англ.). IHI Corporation. Архивировано из оригинала 19 апреля 2016 года.
- Krebs, Gunter. Epsilon (англ.). Gunter's space page.
- Yasuhiro Moria at all. Advanced Solid Rocket Launcher and its Evolution (англ.). 27th International Symposium on Space Technology and Science (10 июля 2009).
- Kazuyuki Miho at all. A minimized facility concept of the Advanced Solid Rocket launch operation (англ.). 27th International Symposium on Space Technology and Science (21 июля 2009).
- Yasuhiro Morita. A New Type of Launch Vehicle: A Rocket with Artificial Intelligence (англ.). JAXA (10 августа 2010). Архивировано из оригинала 28 декабря 2012 года.
- Stephen Clark. Asteroid probe, rocket get nod from Japanese panel (англ.). Spaceflight Now (10 августа 2010).