Vega (coet)

De Viquipèdia
Dreceres ràpides: navegació, cerca
Vega
Vega
Característiques
Funció Vehicle de llançament pesant
Fabricant ELV SpA per a
Agència Espacial Europea
País d'orígen Italia
Mides
Alçària 30 m
Diàmetre 3 m
Massa 136000 kg
Trams 3
Combustible LH2/LOX
Capacitat
Càrrega útil a LEO 1500-2000  kg
Càrrega útil a GEO
Historial de llançaments
Estat Actiu
Llocs de llançament Port Espacial Europeu de Kourou
Total de llançaments 1
Vol inaugural febrer 2012
Càrregues Importants

Vega és un coet de llançament desenvolupat conjuntament per la Agència Espacial Italiana (ASI) i l'Agència Espacial Europea (ESA) des 1998, amb el primer llançament previst per febrer de 2012[1] des del port espacial de Kourou. Ha estat dissenyat per llançar petites càrregues: satèl·lits de 300 a 2000 kg per a missions científiques i d'observació de la Terra en òrbites baixes i polars.

Té el seu origen en el programa italià Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) d'inicis dels 90 que buscava substituir els coets Scout usats per l'Agència Espacial Italiana. El programa Vega va ser aprovat per la Junta del Programa Ariane de l'ESA del 27-28 de novembre de 2000.

Itàlia és el major contribuent al programa amb un 65%. Altres participants són França (15%), Espanya (6%), Bèlgica (5,63%), Holanda (2,75-3,5%), Països Baixos (5,63%), Suïssa (1,34% ) i Suècia (0,8%). La principal empresa contractista és ELV SpA, companyia creada i participada per l'empresa Avio SpA i l'Agència Espacial Italiana.

Propulsió[modifica | modifica el codi]

El llançador té tres etapes de combustible sòlid, la primera etapa P80, la segona etapa Zefiro23, la tercera etapa Zefiro9, i un mòdul superior de combustible líquid anomenat AVUM ( Attitude and Vernier Upper Module). La tecnologia desenvolupada per al programa P80 s'usarà també en futurs desenvolupaments del coet Ariane. Bèlgica, França, Itàlia i els Països Baixos també participen en el programa P80.

P80[modifica | modifica el codi]

La primera etapa de propulsió és el coet de combustible sòlid P80, introduint tecnologies de baix cost que poden ser reusadas per a futures versions d'Ariane-5. L'agència espacial francesa (CNES) és la principal responsable en el desenvolupament de l'est motor.

Aquestes tecnologies consisteixen principalment en:

  • Cautxú de baixa densitat per a l'aïllament intern
  • Alt contingut d'alumini per el propelente (HTPB 1912)
  • Arquitectura simplificada del injector usant carbó fenol de baix pes i cost
  • Coberta del ignitor consumible
  • Control del vector de turbina electromecànica usant bateries de ió liti
Primera Etapa P80
Altura 12m
Diàmetre 3m
Massa del propelent 88 tonelades
Empemta 3040 kN
Radi d'expansió de l'injector 16
Temps de combustió 107s

Zefiro 23[modifica | modifica el codi]

El Zefiro 23 és un derivat del Zefiro 16 iniciat per Fiat-Avio (ara Avio SpA), i està compost per:

  • EPDM de baixa densitat per aïllament intern
  • Propelente HTPB 1912
  • Injector basat en tecnologia de juntes flexibles
  • IGNITOR consumible
  • Control del vector de turbina electromecànica
Segona Etapa Zefiro 23
Altura 7,5m
Diàmetre 1,9m
Massa del propelent 23,9 toneladas
Empemta 1200kN
Radi d'expansió de l'injector 25
Temps de combustió 71,6s

Zefiro9[modifica | modifica el codi]

Aquesta compost pràcticament igual al Zefiro 23, però té característiques i dimensions diferents:

Tercera Etapa Zefiro 9
Altura 3,17m
Diàmetre 1,92m
Massa del propelent 10.1 toneladas
Empemta 305 kN
Radi d'expansió de l'injector 56
Temps de combustió 117s

Aquesta etapa va ser provada amb èxit per primera vegada el desembre de 2005. El 28 d'abril de 2009 va tenir lloc la segon encesa de prova d'aquesta etapa, també reeixida, certificant finalment que l'etapa està llista per al seu ús en vol real.[2]

AVUM[modifica | modifica el codi]

La propulsió d'aquest mòdul es compon d'un motor principal alimentat amb bipropelent i amb capacitat de reignició i d'un sistema de control d'actitud basat en dos clústers de tres impulsors. Cada un d'aquests clúster té una empemta de 50N.

Quarta etapa AVUM
Altura 2,04m
Diàmetre 2,18m
Massa del propelent 367kg N2O4 / 183kg UDMH
Empemta 2,45kN
Temps de combustió 667s

Especificacions[modifica | modifica el codi]

Taula comparativa d'especificacions amb altres coets presents i passats:

Especificacions Vega Ariane 1
(retirat)
Rókot[3] Dnepr-1 Taurus ISRO PSLV[4]
Massa al despegar 136 t 210 t 107 t 211 t 73 t 294 t
Altura 30 m 47.40 m 29.15 m 34.3 m 27.9 m 44.0 m
Diametre 3 m 3.80 m 2.50 m 3 m 2.35 m 2.8 m
Càrrega útil a òrbita heliosincrona 0.3 t –
2.5 t
1.6 t
Càrrega útil a LEO 1.5 t – 2 t 1.95 t
(LEO, 200 km, 63°)
4.5 t
(LEO, 200 km, 66°)
1.35 t 3.5 t
Càrrega útil a òrbita polar 1.5 t 1,200 kg
600 km, 98°
1.75 t
(1.41 t a GTO)
Ratio d'èxit 1 de 1 9 de 11 16 de 18 16 de 17 6 de 9 19 de 21

Missió[modifica | modifica el codi]

La missió típica d'un coet Vega té tres fases: ascens, transferència i deorbitación.

Ascens de les tres primeres etapes[modifica | modifica el codi]

El perfil de vol s'optimitza per a cada missió i es basa en els següents esdeveniments:

  1. Vol de la primera etapa amb l'ascens vertical inicial.
  2. Vol de la segona etapa.
  3. Vol de la tercera etapa, separació i inserció en la trajectòria sub-orbital.

Perfil de vol AVUM[modifica | modifica el codi]

Després de la separació de la tercera etapa, ja en trajectòria sub-orbital, entra en acció AVUM per transferir la càrrega a l'òrbita requerida, realitzant les canvis de pla i increment d'òrbita.

Primerament AVUM s'impulsa fins a arribar a l'òrbita el·líptica intermèdia. Aquesta òrbita coincideix en el seu apogeu amb l'òrbita final. Amb un segon impuls AVUM se situa en l'òrbita circular requerida.

Maniobres de disposició orbital[modifica | modifica el codi]

Després de la separació final de AVUM de la càrrega i després d'un temps per es produeixi una separació suficient de seguretat, el AVUM realitza les maniobres de disposició orbital o deorbitación. Per això es fa ús d'una ignició addicional del motor principal.

Vegeu també[modifica | modifica el codi]

Referències[modifica | modifica el codi]

  1. [1]
  2. «ESA Portal - Second firing test for Vega’s Zefiro 9A solid rocket motor».
  3. Rókot
  4. ISRO PSLV

Enllaços externs[modifica | modifica el codi]

A Wikimedia Commons hi ha contingut multimèdia relatiu a: Vega (coet) Modifica l'enllaç a Wikidata