Kosmonautika XII - Vega

Po ukončení letů raket Ariane 4 mají ESA a společnost Arianespace k dispozici pouze základní verzi Ariane 5 a její zdokonalenou, ale doposud neúspěšnou, Ariane 5 ESC-A. Tento stav by se měl změnit nejdříve v roce 2006, na který je naplánován první start nosné rakety Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata).

Obr. 1: Startující nosná raketa Vega v představách malíře [2].

Obr. 2: Konstrukce testovacího stavu v Salto di Quirra, kde se testují motory Zefiro 23 druhého stupně rakety Vega [2].

Obr. 3: Snímek připomínající erupci sopky zobrazuje pohled na testovací stav, kde zrovna probíhá jeden z testovacích zážehů motoru Zefiro 23 [2].

Obr. 4: Letecký pohled na vypouštěcí komplex ELA-1, odkud budou od roku 2006 startovat rakety Vega [2].

Studie rakety Vega byly zahájeny v polovině roku 1990 pod vedením Italské kosmické agentury ASI. V roce 1995 byl zveřejněn první návrh, který sestával z třístupňové rakety na tuhé pohonné látky (TPL). První a druhý stupeň byly odvozeny z motorů Zefiro, třetím měl být stupeň IRIS (Italian Research Interim Stage). Takto koncipovaná raketa měla možnost vynést na nízkou oběžnou dráhu kolem Země (LEO) družici o hmotnosti do 700 kg. O dva roky později byly italskou společností Fiat Avio ve spolupráci s ukrajinskou NPO Južnoje představeny dva nové návrhy nosné rakety Vega. Prvním je Vega K0 koncipovaná jako čtyřstupňový nosič. První dva stupně byly opět odvozeny z motoru Zefiro P16. Třetí stupeň byl poháněn motorem RD-861, spalujícím směs asymetrického dymetylhydrazinu a oxidu dusičitého, čtvrtý potom motorem RD-869. Tah motoru RD-861 je 78 kN a specifický impuls 3 079 Ns/kg. U RD-869 je tah 2,45 kN a specifický impuls 3 094 Ns/kg. Oba tyto motory byly vyrobeny již zmiňovaným podnikem NPO Južnoje. Nosnost Vegy K0 se měla pohybovat okolo 300 kg na polární dráhu o výšce 700 km. U druhého návrhu - Vegy K bylo jedinou změnou použití motoru P80 v prvním stupni rakety. Nosná kapacita Vegy K dosahovala 1 600 kg na polární dráhu.

V průběhu zasedání rady ESA, které proběhlo 23. až 24. června 1998 bylo rozhodnuto o realizaci projektu lehkého nosiče Vega. Dne 25. února 2003 podepsala Evropská kosmická agentura ESA kontrakt se společností ELV na kompletní vývoj nosné rakety Vega. Téhož dne podepsala Francouzská kosmická agentura CNES jménem ESA kontrakt se společností Fiat Avio na vývoj zdokonaleného motoru P80, který se označuje P80 FW. Projektu Vega bylo přiděleno 221 milionů EUR a projektu P80 FW 40 milionů EUR. Financování je následující: Itálie 65%, Francie 12,43%, Belgie 5,63%, Španělsko 5%, Nizozemí 3,5%, Švýcarsko 1,34%, Švédsko 0,8% a ostatní 6,6%. Itálie, Francie, Belgie a Nizozemí se zároveň finančně podílejí i na projektu P80 FW. Konečná podoba nosné rakety Vega je tedy následující.

První stupeň o délce 11,8 m a průměru 3 m tvoří již zmiňovaný motor P80 FW. Plánovaný maximální tah motoru ve vakuu je 2 974 kN, doba hoření by neměla překročit 104 s. Motor vyvíjí italská společnost FiatAvio ve spolupráci s Europropulsion (testování motoru a vývoj motorového systému), Snecma Moteurs (vývoj trysky) a TNO-Stork (vývoj zážehového systému). P80 FW je odvozen od motoru MPS P-230 resp. P-240, který je používán v pomocných urychlovacích blocích EAP (Etage d'Acceleration Poudre) rakety Ariane 5 resp. Ariane 5 ESC-A a je v podstatě jeho zmenšeninou. U P80 FW bude třeba přepracovat zrno TPL, tepelnou ochranu a vyvinout novou trysku a zážehový systém. Tryska bude vyrobena z moderních kompozitních materiálů na bázi uhlíku a skelných vláken. Bude ji možno vychýlit o 8° ve všech směrech pomocí hydrauliky, jejíž správnou činnost zajistí TVC (Thrust Vector Control). Napájení zabezpečí dvě baterie systému PDU (Power Distribution Unit) umístěné v "prstenci", který je ve spodní části prvního stupně (záložní baterie jsou v mezistupňové konstrukci prvního/druhého stupně). Bezpečnost prvního stupně zajistí subsystémy SRU, SAD a dvojitý destrukční subsystém případné zničení. První a druhý stupeň spojuje 2 138 mm dlouhá mezistupňová konstrukce, která se po ukončení činnosti prvního stupně odděluje 622 mm pod druhým stupněm.

Druhý stupeň o délce 8,9 m a maximálním průměru 1 944 mm pohání motor Zefiro 23 na TPL. Ten je odvozen od motoru Zefiro 16 a dosahuje tahu až 1 200 kN ve vakuu. Ve spalovací komoře je 23,8 t TPL HTPB 1912 (směs chloristanu amonného, hliníku a polybutadienu). Trysku motoru je možno vychýlit o 7° ve všech směrech opět pomocí TVC. Na zkušebním stavu v Salto di Quirra na Sardinii proběhly tři velmi úspěšné testovací zážehy motoru Zefiro 23. První 18. června 1998, druhý 17. června 1999 a nakonec třetí 15. prosince 2000. Měly by ještě proběhnout dvě zkoušky v letové konfiguraci a poté již bude motor kvalifikován pro použití ve druhém stupni rakety Vega.

Mezistupňová konstrukce druhého/třetího stupně o výšce 1 630 mm se po ukončení činnosti druhého stupně (pracuje 71 s) oddělí 510 mm pod třetím stupněm. Třetí stupeň o výšce 4,12 m a maximálním průměru 1 944 mm pohání motor Zefiro 9. Ten obsahuje stejnou směs pohonných látek jako P80 FW s tím rozdílem, že je změněn poměr chloristanu amonného k ostatním složkám TPL, což má za následek změnu rychlosti hoření. Maximální tah motoru ve vakuu je 280 kN. Trysku motoru je možno vychýlit o 6° ve všech směrech. V mezistupňové konstrukci mezi třetím a čtvrtým stupněm jsou mimo jiné umístěny i dvě sady antén. První RTX pro příjem destrukčního signálu v případě selhání rakety a druhá TR pro radarový transpondér. Mezistupňová konstrukce je vysoká 820 mm a po 117 s funkce třetího stupně s ním odpadá celá.

Poslední čtvrtý stupeň nese označení AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) a skládá se ze dvou částí. První je motorová sekce APM (AVUM Propulsion Module) a druhou tvoří blok elektroniky AAM (AVUM Avionics Module). Motorová sekce APM má hned několik funkcí. Zaprvé slouží k pohonu čtvrtého stupně a stabilizaci třetího i čtvrtého stupně. Zadruhé ke korekci odchylky způsobené nesprávnou funkcí motorů prvního až třetího stupně. A nakonec "usadí" vynášenou družici (družice) na požadovanou oběžnou dráhu. Hlavním motorem čtvrtého stupně je RD-869. Motor je uchycen na kardanovém závěsu a orientován pomocí dvou elektrických akčních členů. Jeho průměrný tah je 2 450 N a specifický impuls 3 094 Ns/kg. Kapalné pohonné látky (KPL) tvoří oxid dusičitý jako okysličovadlo a asymetrický dimetylhydrazin (UDMH) jako palivo. Oxid dusičitý je skladován ve dvou nádržích, z nichž každá má obsah 98 litrů. UDMH je uskladněn v jedné nádrži o obsahu 177 litrů. Maximální hmotnost pohonných hmot může být až 370 kg (123 kg UDMH a 247 kg oxidu dusičitého). Doprava paliva a okysličovadla do spalovací komory a tlakování nádrží je zajištěno 53 litry helia, které je skladováno při tlaku 30 MPa. Zajištění správné polohy čtvrtého stupně je docíleno pomocí dvou trojic plynových trysek systému ACS (Attitude Control System), z nichž každá má tah 50 N. Avionika je umístěna v AAM a její součástí je několik subsystémů. Prvním je řídící subsystém GNC (Guidance, Navigation and Control subsystem), jehož nedílnou součástí je palubní počítač OBC (On- Board programmed flight Computer). Ten vyhodnocuje data získaná měřící jednotkou IMU (Inertial Measurement Unit). Povely jsou poté přeneseny do elektronického bloku EPEV (Electro-actuators Piloting Equipment Vega), který provede případnou změnu velikosti nebo vektoru tahu. Dalšími jsou telemetrický, bezpečnostní subsystém a subsystém dodávky elektrického proudu.

Nosná raketa Vega je schopna vynášet užitečné zatížení od 300 do 2 500 kg na kruhovou oběžnou dráhu kolem Země o výšce 300 až 1 500 km (sklon dráhy od 5,2° do 100°). Maximální odchylka od stanovené výšky je ±10 km, u sklonu dráhy je maximální odchylka ±0,05°. Při vynášení jedné družice se její hmotnost může pohybovat v rozmezí od 300 do 2 500 kg. Při použití družicového adaptéru (zatím o něm nejsou známy žádné bližší informace) je možné vypustit dvě družice, z nichž každá může mít hmotnost od 300 do 1 000 kg. V případě potřeby je možno vypustit i mikrodružice (maximálně tři), ale pouze za předpokladu, že hmotnost hlavního užitečného zatížení nepřesáhne 2 000 kg. Hmotnost mikrodružic pak musí být menší než 100 kg. Užitečné zatížení se připevňuje na kuželový adaptér (dolní průměr 1 920 mm, horní 937 mm). Při vypouštění mikrodružic se využívá platforma odvozená od ASAP (Ariane Structure for Auxiliary Payload), která se připevní k adaptéru 937.

Všechny starty budou probíhat z kosmodromu Kourou (CSG) ve Francouzské Guayaně. Pro vypouštění rakety Vega se původně počítalo s komplexem ELA-2, který zůstal nevyužit po ukončení letů raket řady Ariane 4. Z finančního hlediska však bylo levnější upravit vypouštěcí komplex ELA-1, ze kterého startovaly rakety Ariane 1, Ariane 2 a Ariane 3. K dispozici jsou i jeho původní obslužné budovy. Nový název pro ELA-1 je SLV (Site de Lancement Vega), ale pravděpodobně se stále bude používat staré označení.

Od roku 2006 by se tedy měla rozšířit evropská kosmická flotila o nový lehký nosič Vega. Ten by doplnil Ariane 5 a Sojuz. Ariane 5 by vynášela telekomunikační družice na geostacionární dráhu (GEO) a těžké družice na LEO. Sojuz by měl "na starost" vynášení středně velkých družic na LEO a malých družic na GEO. A konečně Vega by vynášela malé družice na LEO za výhodných finančních podmínek. Pokud půjde vše podle předpokladů, pak by se měly uskutečnit tři až čtyři starty ročně.