Azərbaycanca
Беларускі
Dansk
Deutsch
Española
Français
Indonesia
Italiana
日本語
Қазақ
Lietuvos
Nederlands
Português
Русский
සිංහල
แบบไทย
Türkçe
Українська
中國人
United State
Afrikaans
SS-520-4 — японська триступенева твердопаливна ракета-носій. Ракета є розвитком SS-520, що входить до сімейства висотних дослідних ракет S-310. Оператором ракети є Інститут космічних досліджень і астронавтики Японії (англ. Institute of Space and Astronautical Science, ISAS), що входить в Японське агентство аерокосмічних досліджень (JAXA). Ракета виготовляється компанією IHI Aerospace.
| Призначення | Ракета-носій | |||
|---|---|---|---|---|
| Виробник | IHI Aerospace Co. Ltd. | |||
| Країна | Японія | |||
| вартість запуску (2024) | 3,5 млн $ | |||
| Розміри | ||||
| Висота | 9,54 м | |||
| Діаметр | 0,52 м | |||
| Маса | 2600 кг | |||
| Ступенів | 3 | |||
| Вантаж | ||||
| Вантаж на НОО | >4 кг | |||
| Споріднені ракети | ||||
| Родина | SS-520 | |||
| Історія запусків | ||||
| Статус | тестові запуски | |||
| Космодроми | Космічний центр Утіноура | |||
| Всього запусків | 2 | |||
| Успішних | 1 | |||
| Невдалих | 1 | |||
| Перший запуск | 15 січня 2017 | |||
| Останній запуск | 3 лютого 2018 | |||
| Перший ступінь | ||||
| Діаметр | 0,52 м | |||
| Повна маса | 1587 кг | |||
| Двигуни | 1 | |||
| Тяга | 145-185 кН | |||
| Тривалість горіння | 31,7 с | |||
| Паливо | HTPB | |||
| Другий ступінь | ||||
| Діаметр | 0,52 м | |||
| Повна маса | 325 кг | |||
| Двигуни | 1 | |||
| Тяга | кН | |||
| Тривалість горіння | 24,4 с | |||
| Паливо | HTPB | |||
| Третій ступінь | ||||
| Довжина | 0,8 м | |||
| Діаметр | 0,52 м | |||
| Повна маса | 78 кг | |||
| Двигуни | 1 | |||
| Тяга | кН | |||
| Тривалість горіння | 25,6 с | |||
| Паливо | HTPB | |||
Ракета-носій
Ракета створена шляхом додавання третього ступеня до висотної дослідницької ракети SS-520 і відповідної доробки бортових систем. Стабілізація ракети під час роботи першого ступеня здійснюється закруткою уздовж поздовжньої осі за допомогою стабілізаторів. Стабілізатори виконані у вигляді тришарового сендвіча з алюмінієвих сот, покритих обшивкою з вугле- і склопластику. Передня кромка стабілізаторів виготовлена з титану. Корпус першого ступеня виконаний із високоміцної сталі HT-140.
Другий ступінь виконаний повністю з вуглепластикового композиційного матеріалу. Всі три ступені використовують тверде ракетне паливо на основі HTPB. Головний обтічник виконаний зі склотекстоліту.
Висота ракети — 9,54 м, стартова маса — 2,6 т. Може вивести на НГО корисне навантаження вагою більше 4 кг. Тяга двигуна першого ступеня становить 14,6 тонн (145-185 кН), питомий імпульс — 265 с. Маса палива першого ступеня — 1587 кг, другого — 325, третього — 78. Орієнтацію ракети після відділення першого ступеня забезпечують система яп. ラムライン (Ramurain) — чотири імпульсних двигуна, що працюють на стисненому азоті. Азот зберігається в баку об'ємом 5,7 л при тиску 230 бар. Система управління і передачі телеметрії створена компанією Canon Electronics. Третій ступінь не мав телеметричної системи. Для визначення остаточних параметрів орбіти на ньому був встановлений GPS-датчик, який передавав сигнал через систему .
Однією з особливостей ракети-носія є широке використання не спеціалізованих, а доступних компонентів. Це зроблено для зниження вартості ракети-носія, що впливає на вартість запуску корисного навантаження.
Аварійний запуск 15 січня 2017 року
Експериментальний запуск модифікованої ракети SS-520 з доданим третім твердопаливним ступенем був запланований для виводу на низьку навколоземну орбіту 3-кілограмового кубсата TRICOM-1. Пуск був профінансований Міністерством економіки, торгівлі і промисловості; вартість запуску близько 400 млн ієн (3,5 млн $). На момент запуску це була найменша ракета-носій для запуску корисного навантаження на навколоземну орбіту.
Мета запуску
На момент запуску ракети сформувалася потреба у швидкому та недорогому запуску супутників малих розмірностей — кубсатів. З моменту появи в 2003 році кубсатів і до початку 2017 року було запущено більше 300 таких супутників. У наступаючому 2017 році було заявлено про плани запустити близько 200 кубсатів. До моменту запуску SS-520-4 всі подібні супутники запускалися як попутне навантаження при запуску значно більших космічних апаратів. Вартість таких запусків досить велика, а сам запуск кубсата жорстко прив'язаний до запуску основного навантаження. В цій ситуації на ринку запуску надмалих супутників з'явилася економічна ніша для надмалих ракет-носіїв. Саме для заповнення цієї ніші і призначалася ракета SS-520-4. 27 травня 2016 року Міністерство економіки, торгівлі і промисловості Японії оголосило про фінансування проекту створення надлегкої ракети-носія. Одним з етапів проекту було заявлено створення ракети-носія на основі висотної дослідницької ракети SS-520. Основна мета запуску — продемонструвати технології, що дозволяють запустити кубсат модернізованою висотною дослідницькою ракетою.
Корисне навантаження
 Зовнішні відеофайли | |
|---|---|
 |  Репортаж про підготовку TRICOM-1 до польоту на YouTube |
Маніфест місії, оголошений в травні 2016 року Міністерством освіти, культури, спорту, науки і технологій, не містив згадки про корисне навантаження. Але вже в листопаді в маніфесті з'явився розділ про супутник TRICOM-1.
TRICOM-1 (яп. トリコム) — 3U-кубсат, розроблений Університетом Токіо, обладнаний п'ятьма камерами для зйомки поверхні Землі і комунікаційним терміналом для ретрансляції сигналу. Планувалося вивести супутник на орбіту з параметрами 180 × 1500 км, нахилення 31°.
План польоту
 Зовнішні зображення | |
|---|---|
 | 360° панорама стартового комплексу і ракети SS-520-4, встановленої на рампі |
План запуску і польоту ракети-носія мав послідовність специфічну саме для твердопаливних висотних дослідних ракет: рух з великими прискореннями і кілька ділянок руху по балістичній траєкторії, що закінчуються початком активної ділянки наступного ступеня.
Запуск ракети проводився з рампи — на початковому ділянці ракета рухається по рейковій напрямній, яка є частиною стартової споруди. Така технологія старту традиційна для запуску геофізичних ракет і дозволяє задати ракеті початкові кути руху по азимуту і т. д. Активна ділянка роботи першого ступеня мала тривати 32 секунди і за цей час ракета мала досягти висоти 26 км. З цього моменту мала початися перша ділянка руху по балістичній траєкторії, тривалістю 2 хвилини 19 секунд. Під час першої балістичної ділянки планулося скидання головного обтічника (на висоті 78 км), відстиковка першого ступеня (на висоті 79 км), стабілізація закруткою ракети-носія (94 км), уточнення моменту запуску другого ступеня (168 км). Через 2 хвилини 50 секунд з моменту старту на висоті 174 км повинен включитися двигун другого ступеня, який повинен був відпрацювати 24 секунди і, досягнувши висоти 186 км, другий ступінь мав відокремитися. В 3:48 повинно відбутися включення третього ступеня і через 25 секунд двигун повинен вимкнутися. Через 7 хвилин 30 секунд після старту ракета мала досягнути висоти 201 км, швидкості 8,1 км/с, відстані від місця старту 1818 км, і в цей час мало відбутися відділення корисного навантаження від ракети-носія.
Запуск
| Зовнішні відеофайли | |
|---|---|
| | Запуск 14 січня 2017 року на YouTube |
Запуск був запланований на 11 січня 2017 року в 8:48 за токійським часом (JST) з Космічного центру Утіноура зі стартової позиції KS Centre, яка в 1960-70-ті роки використовувалася для запуску ракет-носіїв Ламбда-4S. Через метеоумови запуск був скасований за три хвилини до старту.
Друга спроба відбулася 15 січня 2017 року в 8:33 JST (14 січня 23:33 UTC). Підготовчі роботи почалися в 5:00 JST і включали, крім технічних елементів, елементи безпеки — евакуацію населення із зони безпеки. Метеорологічні умови відповідали вимогам для запуску ракети. Пускова рампа була націлена на азимут 125° і кут підйому 75,1°. Включення двигуна першого ступеня відбулося в розрахунковий час. Запуск супроводжувався отриманням телеметричних даних від систем ракети і даних наземних радарів супроводу.
У момент +20,4 секунд припинилася передача телеметрії ракети і фахівці центру управління польотом перестали отримувати інформацію, в тому числі й від систем безпеки ракети. З цієї причини було ухвалено рішення не передавати на другий ступінь ракети штатний сигнал про включення двигуна. При цьому засоби дистанційного супроводу ракети підтверджували нормальний рух ракети — перший ступінь працював коректно. Висота підйому склала 190 км і максимальна швидкість в апогеї 0,918 км/с.
Аналіз даних дистанційного спостереження показав, що газореактивна система управління не змогла зорієнтувати ракету в напрямку горизонту — це означає, що включення двигуна другого ступеня не призвело б до успіху запуску.
Після відключення двигуна першого ступеня ракета впала в океані в районі, запланованому для падіння першого ступеня. Запуск було оголошено невдалим.
Циклограма польоту
| Циклограма польоту SS-520-4. | ||||||
|---|---|---|---|---|---|---|
| Час (м:з) | Висота (км) | Швидкість (км/с) | Дистанція (км) | Подія | Результат | Коментарі |
| 00:00 | 0 | 0 | 0 | Запалювання 1 ступеня й старт | так | |
| 00:31,7 | 26 | 2,0 | 9 | Вимкнення 1 ступеня | так | реєстрація оптичними засобами |
| 00:53 | Відкриття піроклапанів | ≠ | не підтверджено | |||
| 00:55 | Прийом сигналу системи орієнтації | немає | відсутність зворотного сигналу | |||
| 01:02 | Команда на запуск механізму відділення корисного навантаження | так | штатне відділення супутника на 07:30 | |||
| 01:07 | 81 | 1,7 | 28 | Відстиковка обтічника | так | підтверджено наземними системами спостереження |
| 01:08 | 83 | 1,7 | 28 | Відділення першого ступеня | ≠ | не підтверджено |
| 01:13,3 | Включення газореактивної системи управління | немає | за результатами аналізу радіолокаційних даних | |||
| 01:57,6 | Вимкнення газореактивної системи управління | |||||
| 02:01,2 | 94 | 1,6 | 35 | Початок стабілізації закруткою | ||
| 02:25 | Завершення закрутки | |||||
| 02:37 | 168 | 1,1 | 79 | Визначення моменту запуску другого ступеня | ≠ | не підтверджено |
| 02:44 | 174 | 1,1 | 86 | Запалювання двигуна другого ступеня | немає | |
| 03:14 | 182 | 3,6 | 132 | Закінчення роботи двигуна другого ступеня | ||
| 03:55 | 186 | 3,6 | 229 | Відстиковка другого ступеня | ||
| 03:58 | 186 | 3,6 | 238 | Запалювання двигуна третього ступеня | ||
| 04:23,8 | 185 | 8,1 | 358 | Вимкнення двигуна третього ступеня | ||
| 07:30 | 205 | 8,1 | 1818 | Від'єднання TRICOM-1 | так | отримання сигналу супутника |
Розслідування аварії і його результати
| Зовнішні відеофайли | |
|---|---|
| | Прес-конференція JAXA 13 лютого 2017, присвячена результатам розслідування аварії SS-520-4 на YouTube |
| Зовнішні зображення | |
|---|---|
| | Ілюстрація експеримента перетирання обплетення провода |
Розслідування, проведене JAXA, показало, що втрата телеметрії викликана проблемами з електроживленням. Складність полягала в тому, що період виникнення збою виявився коротшим періоду опитування датчиків на ракеті-носії, який складав 5 мс. Розглядалися сценарії виходу з ладу перемикачів, розстикування роз'ємів і коротке замикання. Досліджувалися варіанти дефектності схеми електроживлення або блоків управління. Всі розглянуті варіанти перевірялися за допомогою експериментів або моделювання. В ході розслідування було визначено відмову великої групи приладів і систем (телеметрична система, декодер команд, клапани системи орієнтації та ін), що свідчить про пошкодження кабельної мережі та виникнення короткого замикання в кабельному каналі, змонтованому на зовнішній поверхні другого ступеня. Слідство прийшло до висновку, що коротке замикання викликано перетиранням кабелів у зоні входу всередину корпусу ракети. Для економії ваги сталева кришка була замінена алюмінієвою. У польоті під дією термічних деформацій і повітряного напору кришка притиснула проводи до корпусу другого ступеня в районі входу кабелів всередину корпусу. У результаті вібрацій оболонка проводів, зроблена із скловолокна, перетерлась і проводи замкнули на корпус. В ході розслідування було проведено моделювання, що підтвердило високу імовірність такого сценарію розвитку подій. Приводом до досліджень в цьому напрямі послужили свідчення датчика деформації двигуна другого ступеня. Даний датчик в проміжку 20,015—20,020 секунд несподівано став транслювати нерозрахункове значення тяги, хоча двигун другого ступеня був неактивний. Цей збій наштовхнув доцента яп. 羽生宏人 (Hiroto Hanyu) на припущення про перетирання дротів, що було підтверджено експериментами. Однією з причин швидкого перетирання оболонки проводу послужило використання більш легких, але менш зносостійких «споживчих» марок дроту.
За результатами розслідування було вирішено вжити заходів проти перетирання кабелів, розробити технології, які запобігають руйнуванню кабелів, перепроектувати кабельні канали з метою підвищення їх надійності. Крім цього вирішено перепроектувати систему резервного живлення всіх систем.
Успішний запуск 3 лютого 2018 року
Під час прес-конференції 7 квітня 2017 року президент JAXA Наокі Окумура оголосив про готовність здійснити другий запуск космічної ракети-носія SS-520 в 2017 фінансовому році. При цьому точна дата і корисне навантаження не були названі.
3 лютого в 14:03 за японським стандартним часом був здійснений успішний запуск ракети-носія SS-520-5, котра приблизно через 7 хвилин 30 секунд вивела на орбіту супутник TRICOM-1R.
| Зовнішні відеофайли | |
|---|---|
| | Відео-трансляція запуску ракети-носія SS-520-5 на офіційному youtube-каналі JAXA на YouTube |
Розробники ракети-носія врахували недоліки, виявлені під час аналізу невдалого запуску 15 січня 2017 року. При створенні нового зразка ракети був проведений ряд доробок, покликаних уникнути повторної аварії:
- отвір в корпусі ракети-носія, через який виводиться кабель живлення і зняття інформації з датчиків, був зроблений більшим, краї отвору отримали спеціальний захист, а сам кабель був додатково зафіксовано, щоб уникнути перетирання при вібронавантаженнях;
- була змінена форма кабель-каналу, в якому прокладений кабель, а датчик деформації, розміщений в цьому каналі, був змонтований в іншому місці.
22 червня 2018 року третій ступінь ракети SS-520-5 зійшов з орбіти і припинив існування, а 21 серпня цього ж року згорів в атмосфері і супутник.
Корисне навантаження
У якості корисного навантаження в повторному запуску використовувався супутник TRICOM-1R (яп. リコム-ワン-アール). Супутник був копією TRICOM-1, який впав у море під час аварійному запуску 15 січня 2017 року. Супутник виготовлений Центром з розробки мікросупутників при Токійському університете. Супутник є з габаритами основи 11,6 на 11,6 см і висотою (без антен) 34,6 см. Вага апарату близько 3 кг. Система електроживлення базується на сонячних батареях, розміщених на корпусі супутника. Супутник призначений для демонстрації технології отримання і збереження пакетів даних із Землі і подальшої передачі інформації на наземну станцію. Крім цього, на супутнику розміщена одна основна камера і п'ять додаткових, які дозволяють здійснювати різні варіанти зйомки поверхні планети . Супутник розроблений для демонстрації ключової можливості — експлуатація повноцінного штучного супутника Землі, створеного на основі електронних компонентів, доступних звичайному споживачу..
Примітки
- . IHI Aerospace (англ.). Архів оригіналу за 20 січня 2017. Процитовано 27 жовтня 2017.
- Афанасьев И, 2016.
- . Institute of Space and Astronautical Science (англ.). Архів оригіналу за 25 січня 2018. Процитовано 27 жовтня 2017.
- . Institute of Space and Astronautical Science (англ.). Архів оригіналу за 9 січня 2017. Процитовано 27 жовтня 2017.
- Spaceflight101, 14 января 2017.
- . NIKKEI. 3 лютого 2017. Архів оригіналу за 13 лютого 2017. Процитовано 22 липня 2017.
- Сергей Мороз (17 січня 2017). . Ракетостроение и космонавтика. Наука и техника. Архів оригіналу за 23 липня 2017. Процитовано 23 липня 2017.
- . JAXA. 8 грудня 2016. Архів оригіналу за 8 грудня 2016.
- . Spaceflight101 (англ.). 10 січня 2017. Архів оригіналу за 11 січня 2017. Процитовано 27 жовтня 2017.
- Рыжков Е, 2017, с. 36.
- Карпенко А. В. (16 січня 2017). . Военно-политические и военно-технические новости. Архів оригіналу за 22 липня 2017. Процитовано 22 липня 2017.
- 大貫 剛 (18 серпня 2016). . Sorae.jp. Архів оригіналу за 19 серпня 2016. Процитовано 22 липня 2017.
- . ぱらめでぃうす. 23 листопада 2016. Архів оригіналу за 20 січня 2017. Процитовано 23 липня 2017.
- 大塚実 (Минору Оцука) (24 листопада 2016). . news.mynavi.jp. Архів оригіналу за 2 грудня 2016. Процитовано 23 липня 2017.
- . NASA Spaceflight (англ.). 10 січня 2017. Архів оригіналу за 29 жовтня 2017. Процитовано 27 жовтня 2017.
- Рыжков Е, 2017, с. 35.
- 大貫 剛.
- (англ.). JAXA. 7 квітня 2017. Архів оригіналу за 25 квітня 2017. Процитовано 10 лютого 2018.
- (англ.). JAXA. 3 лютого 2018. Архів оригіналу за 7 лютого 2018. Процитовано 10 лютого 2018.
- ISAS, с. 9—12.
- ISAS, с. 15.
- ISAS, с. 17.
Посилання
- Gunter Dirk Krebs. . Launch Vehicles (англ.). Gunter's Space Page. Архів оригіналу за 22 липня 2017. Процитовано 22 липня 2017.
- (англ.). Spaceflight101. 14 січня 2017. Архів оригіналу за 22 липня 2017. Процитовано 22 липня 2017.
- (англ.). Spaceflight101. 14 лютого 2017. Архів оригіналу за 22 липня 2017.
- (PDF). JAXA. 14 лютого 2017. Архів оригіналу (PDF) за 25 квітня 2017.
- (PDF). JAXA. 14 лютого 2017. Архів оригіналу (PDF) за 22 липня 2017.
- 大貫 剛 (14 лютого 2017). . Sorae.jp. Архів оригіналу за 22 липня 2017. Процитовано 22 липня 2017.
Література
- Афанасьев И. Проект японского наноносителя // : журнал. — 2016. — Т. 26, № 9 (404) (9). — С. 45.
- Рыжков Е. Провал японского «нано-лоунчера» // : журнал. — 2017. — Т. 27, № 3 (410) (3). — С. 35—36.
Вікіпедія, Українська, Україна, книга, книги, бібліотека, стаття, читати, завантажити, безкоштовно, безкоштовно завантажити, mp3, відео, mp4, 3gp, jpg, jpeg, gif, png, малюнок, музика, пісня, фільм, книга, гра, ігри, мобільний, телефон, android, ios, apple, мобільний телефон, samsung, iphone, xiomi, xiaomi, redmi, honor, oppo, nokia, sonya, mi, ПК, web, Інтернет
SS 520 4 yaponska tristupeneva tverdopalivna raketa nosij Raketa ye rozvitkom SS 520 sho vhodit do simejstva visotnih doslidnih raket S 310 Operatorom raketi ye Institut kosmichnih doslidzhen i astronavtiki Yaponiyi angl Institute of Space and Astronautical Science ISAS sho vhodit v Yaponske agentstvo aerokosmichnih doslidzhen JAXA Raketa vigotovlyayetsya kompaniyeyu IHI Aerospace SS 520 4 Priznachennya Raketa nosijVirobnik IHI Aerospace Co Ltd Krayina Yaponiyavartist zapusku 2024 3 5 mln Rozmiri Visota 9 54 mDiametr 0 52 mMasa 2600 kgStupeniv 3 Vantazh Vantazh na NOO gt 4 kg Sporidneni raketi Rodina SS 520 Istoriya zapuskiv Status testovi zapuskiKosmodromi Kosmichnij centr UtinouraVsogo zapuskiv 2Uspishnih 1Nevdalih 1Pershij zapusk 15 sichnya 2017Ostannij zapusk 3 lyutogo 2018Pershij stupin Diametr 0 52 m Povna masa 1587 kg Dviguni 1 Tyaga 145 185 kN Trivalist gorinnya 31 7 s Palivo HTPB Drugij stupin Diametr 0 52 m Povna masa 325 kg Dviguni 1 Tyaga kN Trivalist gorinnya 24 4 s Palivo HTPB Tretij stupin Dovzhina 0 8 m Diametr 0 52 m Povna masa 78 kg Dviguni 1 Tyaga kN Trivalist gorinnya 25 6 s Palivo HTPBRaketa nosijYaponski visotni doslidnicki raketi Raketa stvorena shlyahom dodavannya tretogo stupenya do visotnoyi doslidnickoyi raketi SS 520 i vidpovidnoyi dorobki bortovih sistem Stabilizaciya raketi pid chas roboti pershogo stupenya zdijsnyuyetsya zakrutkoyu uzdovzh pozdovzhnoyi osi za dopomogoyu stabilizatoriv Stabilizatori vikonani u viglyadi trisharovogo sendvicha z alyuminiyevih sot pokritih obshivkoyu z vugle i skloplastiku Perednya kromka stabilizatoriv vigotovlena z titanu Korpus pershogo stupenya vikonanij iz visokomicnoyi stali HT 140 Drugij stupin vikonanij povnistyu z vugleplastikovogo kompozicijnogo materialu Vsi tri stupeni vikoristovuyut tverde raketne palivo na osnovi HTPB Golovnij obtichnik vikonanij zi sklotekstolitu Visota raketi 9 54 m startova masa 2 6 t Mozhe vivesti na NGO korisne navantazhennya vagoyu bilshe 4 kg Tyaga dviguna pershogo stupenya stanovit 14 6 tonn 145 185 kN pitomij impuls 265 s Masa paliva pershogo stupenya 1587 kg drugogo 325 tretogo 78 Oriyentaciyu raketi pislya viddilennya pershogo stupenya zabezpechuyut sistema yap ラムライン Ramurain chotiri impulsnih dviguna sho pracyuyut na stisnenomu azoti Azot zberigayetsya v baku ob yemom 5 7 l pri tisku 230 bar Sistema upravlinnya i peredachi telemetriyi stvorena kompaniyeyu Canon Electronics Tretij stupin ne mav telemetrichnoyi sistemi Dlya viznachennya ostatochnih parametriv orbiti na nomu buv vstanovlenij GPS datchik yakij peredavav signal cherez sistemu Odniyeyu z osoblivostej raketi nosiya ye shiroke vikoristannya ne specializovanih a dostupnih komponentiv Ce zrobleno dlya znizhennya vartosti raketi nosiya sho vplivaye na vartist zapusku korisnogo navantazhennya Avarijnij zapusk 15 sichnya 2017 rokuEksperimentalnij zapusk modifikovanoyi raketi SS 520 z dodanim tretim tverdopalivnim stupenem buv zaplanovanij dlya vivodu na nizku navkolozemnu orbitu 3 kilogramovogo kubsata TRICOM 1 Pusk buv profinansovanij Ministerstvom ekonomiki torgivli i promislovosti vartist zapusku blizko 400 mln iyen 3 5 mln Na moment zapusku ce bula najmensha raketa nosij dlya zapusku korisnogo navantazhennya na navkolozemnu orbitu Meta zapusku Na moment zapusku raketi sformuvalasya potreba u shvidkomu ta nedorogomu zapusku suputnikiv malih rozmirnostej kubsativ Z momentu poyavi v 2003 roci kubsativ i do pochatku 2017 roku bulo zapusheno bilshe 300 takih suputnikiv U nastupayuchomu 2017 roci bulo zayavleno pro plani zapustiti blizko 200 kubsativ Do momentu zapusku SS 520 4 vsi podibni suputniki zapuskalisya yak poputne navantazhennya pri zapusku znachno bilshih kosmichnih aparativ Vartist takih zapuskiv dosit velika a sam zapusk kubsata zhorstko priv yazanij do zapusku osnovnogo navantazhennya V cij situaciyi na rinku zapusku nadmalih suputnikiv z yavilasya ekonomichna nisha dlya nadmalih raket nosiyiv Same dlya zapovnennya ciyeyi nishi i priznachalasya raketa SS 520 4 27 travnya 2016 roku Ministerstvo ekonomiki torgivli i promislovosti Yaponiyi ogolosilo pro finansuvannya proektu stvorennya nadlegkoyi raketi nosiya Odnim z etapiv proektu bulo zayavleno stvorennya raketi nosiya na osnovi visotnoyi doslidnickoyi raketi SS 520 Osnovna meta zapusku prodemonstruvati tehnologiyi sho dozvolyayut zapustiti kubsat modernizovanoyu visotnoyu doslidnickoyu raketoyu Korisne navantazhennya Zovnishni videofajli Reportazh pro pidgotovku TRICOM 1 do polotu na YouTube Manifest misiyi ogoloshenij v travni 2016 roku Ministerstvom osviti kulturi sportu nauki i tehnologij ne mistiv zgadki pro korisne navantazhennya Ale vzhe v listopadi v manifesti z yavivsya rozdil pro suputnik TRICOM 1 TRICOM 1 yap トリコム 3U kubsat rozroblenij Universitetom Tokio obladnanij p yatma kamerami dlya zjomki poverhni Zemli i komunikacijnim terminalom dlya retranslyaciyi signalu Planuvalosya vivesti suputnik na orbitu z parametrami 180 1500 km nahilennya 31 Plan polotu Zovnishni zobrazhennya 360 panorama startovogo kompleksu i raketi SS 520 4 vstanovlenoyi na rampi Plan zapusku i polotu raketi nosiya mav poslidovnist specifichnu same dlya tverdopalivnih visotnih doslidnih raket ruh z velikimi priskorennyami i kilka dilyanok ruhu po balistichnij trayektoriyi sho zakinchuyutsya pochatkom aktivnoyi dilyanki nastupnogo stupenya Zapusk raketi provodivsya z rampi na pochatkovomu dilyanci raketa ruhayetsya po rejkovij napryamnij yaka ye chastinoyu startovoyi sporudi Taka tehnologiya startu tradicijna dlya zapusku geofizichnih raket i dozvolyaye zadati raketi pochatkovi kuti ruhu po azimutu i t d Aktivna dilyanka roboti pershogo stupenya mala trivati 32 sekundi i za cej chas raketa mala dosyagti visoti 26 km Z cogo momentu mala pochatisya persha dilyanka ruhu po balistichnij trayektoriyi trivalistyu 2 hvilini 19 sekund Pid chas pershoyi balistichnoyi dilyanki planulosya skidannya golovnogo obtichnika na visoti 78 km vidstikovka pershogo stupenya na visoti 79 km stabilizaciya zakrutkoyu raketi nosiya 94 km utochnennya momentu zapusku drugogo stupenya 168 km Cherez 2 hvilini 50 sekund z momentu startu na visoti 174 km povinen vklyuchitisya dvigun drugogo stupenya yakij povinen buv vidpracyuvati 24 sekundi i dosyagnuvshi visoti 186 km drugij stupin mav vidokremitisya V 3 48 povinno vidbutisya vklyuchennya tretogo stupenya i cherez 25 sekund dvigun povinen vimknutisya Cherez 7 hvilin 30 sekund pislya startu raketa mala dosyagnuti visoti 201 km shvidkosti 8 1 km s vidstani vid miscya startu 1818 km i v cej chas malo vidbutisya viddilennya korisnogo navantazhennya vid raketi nosiya Zapusk Zovnishni videofajli Zapusk 14 sichnya 2017 roku na YouTube Zapusk buv zaplanovanij na 11 sichnya 2017 roku v 8 48 za tokijskim chasom JST z Kosmichnogo centru Utinoura zi startovoyi poziciyi KS Centre yaka v 1960 70 ti roki vikoristovuvalasya dlya zapusku raket nosiyiv Lambda 4S Cherez meteoumovi zapusk buv skasovanij za tri hvilini do startu Druga sproba vidbulasya 15 sichnya 2017 roku v 8 33 JST 14 sichnya 23 33 UTC Pidgotovchi roboti pochalisya v 5 00 JST i vklyuchali krim tehnichnih elementiv elementi bezpeki evakuaciyu naselennya iz zoni bezpeki Meteorologichni umovi vidpovidali vimogam dlya zapusku raketi Puskova rampa bula nacilena na azimut 125 i kut pidjomu 75 1 Vklyuchennya dviguna pershogo stupenya vidbulosya v rozrahunkovij chas Zapusk suprovodzhuvavsya otrimannyam telemetrichnih danih vid sistem raketi i danih nazemnih radariv suprovodu U moment 20 4 sekund pripinilasya peredacha telemetriyi raketi i fahivci centru upravlinnya polotom perestali otrimuvati informaciyu v tomu chisli j vid sistem bezpeki raketi Z ciyeyi prichini bulo uhvaleno rishennya ne peredavati na drugij stupin raketi shtatnij signal pro vklyuchennya dviguna Pri comu zasobi distancijnogo suprovodu raketi pidtverdzhuvali normalnij ruh raketi pershij stupin pracyuvav korektno Visota pidjomu sklala 190 km i maksimalna shvidkist v apogeyi 0 918 km s Analiz danih distancijnogo sposterezhennya pokazav sho gazoreaktivna sistema upravlinnya ne zmogla zoriyentuvati raketu v napryamku gorizontu ce oznachaye sho vklyuchennya dviguna drugogo stupenya ne prizvelo b do uspihu zapusku Pislya vidklyuchennya dviguna pershogo stupenya raketa vpala v okeani v rajoni zaplanovanomu dlya padinnya pershogo stupenya Zapusk bulo ogolosheno nevdalim Ciklograma polotu Ciklograma polotu SS 520 4 Chas m z Visota km Shvidkist km s Distanciya km Podiya Rezultat Komentari 00 00 0 0 0 Zapalyuvannya 1 stupenya j start tak 00 31 7 26 2 0 9 Vimknennya 1 stupenya tak reyestraciya optichnimi zasobami 00 53 Vidkrittya piroklapaniv ne pidtverdzheno 00 55 Prijom signalu sistemi oriyentaciyi nemaye vidsutnist zvorotnogo signalu 01 02 Komanda na zapusk mehanizmu viddilennya korisnogo navantazhennya tak shtatne viddilennya suputnika na 07 30 01 07 81 1 7 28 Vidstikovka obtichnika tak pidtverdzheno nazemnimi sistemami sposterezhennya 01 08 83 1 7 28 Viddilennya pershogo stupenya ne pidtverdzheno 01 13 3 Vklyuchennya gazoreaktivnoyi sistemi upravlinnya nemaye za rezultatami analizu radiolokacijnih danih 01 57 6 Vimknennya gazoreaktivnoyi sistemi upravlinnya 02 01 2 94 1 6 35 Pochatok stabilizaciyi zakrutkoyu 02 25 Zavershennya zakrutki 02 37 168 1 1 79 Viznachennya momentu zapusku drugogo stupenya ne pidtverdzheno 02 44 174 1 1 86 Zapalyuvannya dviguna drugogo stupenya nemaye 03 14 182 3 6 132 Zakinchennya roboti dviguna drugogo stupenya 03 55 186 3 6 229 Vidstikovka drugogo stupenya 03 58 186 3 6 238 Zapalyuvannya dviguna tretogo stupenya 04 23 8 185 8 1 358 Vimknennya dviguna tretogo stupenya 07 30 205 8 1 1818 Vid yednannya TRICOM 1 tak otrimannya signalu suputnika Rozsliduvannya avariyi i jogo rezultati Zovnishni videofajli Pres konferenciya JAXA 13 lyutogo 2017 prisvyachena rezultatam rozsliduvannya avariyi SS 520 4 na YouTube Zovnishni zobrazhennya Ilyustraciya eksperimenta peretirannya obpletennya provoda Rozsliduvannya provedene JAXA pokazalo sho vtrata telemetriyi viklikana problemami z elektrozhivlennyam Skladnist polyagala v tomu sho period viniknennya zboyu viyavivsya korotshim periodu opituvannya datchikiv na raketi nosiyi yakij skladav 5 ms Rozglyadalisya scenariyi vihodu z ladu peremikachiv rozstikuvannya roz yemiv i korotke zamikannya Doslidzhuvalisya varianti defektnosti shemi elektrozhivlennya abo blokiv upravlinnya Vsi rozglyanuti varianti pereviryalisya za dopomogoyu eksperimentiv abo modelyuvannya V hodi rozsliduvannya bulo viznacheno vidmovu velikoyi grupi priladiv i sistem telemetrichna sistema dekoder komand klapani sistemi oriyentaciyi ta in sho svidchit pro poshkodzhennya kabelnoyi merezhi ta viniknennya korotkogo zamikannya v kabelnomu kanali zmontovanomu na zovnishnij poverhni drugogo stupenya Slidstvo prijshlo do visnovku sho korotke zamikannya viklikano peretirannyam kabeliv u zoni vhodu vseredinu korpusu raketi Dlya ekonomiyi vagi staleva krishka bula zaminena alyuminiyevoyu U poloti pid diyeyu termichnih deformacij i povitryanogo naporu krishka pritisnula provodi do korpusu drugogo stupenya v rajoni vhodu kabeliv vseredinu korpusu U rezultati vibracij obolonka provodiv zroblena iz sklovolokna pereterlas i provodi zamknuli na korpus V hodi rozsliduvannya bulo provedeno modelyuvannya sho pidtverdilo visoku imovirnist takogo scenariyu rozvitku podij Privodom do doslidzhen v comu napryami posluzhili svidchennya datchika deformaciyi dviguna drugogo stupenya Danij datchik v promizhku 20 015 20 020 sekund nespodivano stav translyuvati nerozrahunkove znachennya tyagi hocha dvigun drugogo stupenya buv neaktivnij Cej zbij nashtovhnuv docenta yap 羽生宏人 Hiroto Hanyu na pripushennya pro peretirannya drotiv sho bulo pidtverdzheno eksperimentami Odniyeyu z prichin shvidkogo peretirannya obolonki provodu posluzhilo vikoristannya bilsh legkih ale mensh znosostijkih spozhivchih marok drotu Za rezultatami rozsliduvannya bulo virisheno vzhiti zahodiv proti peretirannya kabeliv rozrobiti tehnologiyi yaki zapobigayut rujnuvannyu kabeliv pereproektuvati kabelni kanali z metoyu pidvishennya yih nadijnosti Krim cogo virisheno pereproektuvati sistemu rezervnogo zhivlennya vsih sistem Uspishnij zapusk 3 lyutogo 2018 rokuPid chas pres konferenciyi 7 kvitnya 2017 roku prezident JAXA Naoki Okumura ogolosiv pro gotovnist zdijsniti drugij zapusk kosmichnoyi raketi nosiya SS 520 v 2017 finansovomu roci Pri comu tochna data i korisne navantazhennya ne buli nazvani 3 lyutogo v 14 03 za yaponskim standartnim chasom buv zdijsnenij uspishnij zapusk raketi nosiya SS 520 5 kotra priblizno cherez 7 hvilin 30 sekund vivela na orbitu suputnik TRICOM 1R Zovnishni videofajli Video translyaciya zapusku raketi nosiya SS 520 5 na oficijnomu youtube kanali JAXA na YouTube Rozrobniki raketi nosiya vrahuvali nedoliki viyavleni pid chas analizu nevdalogo zapusku 15 sichnya 2017 roku Pri stvorenni novogo zrazka raketi buv provedenij ryad dorobok poklikanih uniknuti povtornoyi avariyi otvir v korpusi raketi nosiya cherez yakij vivoditsya kabel zhivlennya i znyattya informaciyi z datchikiv buv zroblenij bilshim krayi otvoru otrimali specialnij zahist a sam kabel buv dodatkovo zafiksovano shob uniknuti peretirannya pri vibronavantazhennyah bula zminena forma kabel kanalu v yakomu prokladenij kabel a datchik deformaciyi rozmishenij v comu kanali buv zmontovanij v inshomu misci 22 chervnya 2018 roku tretij stupin raketi SS 520 5 zijshov z orbiti i pripiniv isnuvannya a 21 serpnya cogo zh roku zgoriv v atmosferi i suputnik Korisne navantazhennya U yakosti korisnogo navantazhennya v povtornomu zapusku vikoristovuvavsya suputnik TRICOM 1R yap リコム ワン アール Suputnik buv kopiyeyu TRICOM 1 yakij vpav u more pid chas avarijnomu zapusku 15 sichnya 2017 roku Suputnik vigotovlenij Centrom z rozrobki mikrosuputnikiv pri Tokijskomu universitete Suputnik ye z gabaritami osnovi 11 6 na 11 6 sm i visotoyu bez anten 34 6 sm Vaga aparatu blizko 3 kg Sistema elektrozhivlennya bazuyetsya na sonyachnih batareyah rozmishenih na korpusi suputnika Suputnik priznachenij dlya demonstraciyi tehnologiyi otrimannya i zberezhennya paketiv danih iz Zemli i podalshoyi peredachi informaciyi na nazemnu stanciyu Krim cogo na suputniku rozmishena odna osnovna kamera i p yat dodatkovih yaki dozvolyayut zdijsnyuvati rizni varianti zjomki poverhni planeti Suputnik rozroblenij dlya demonstraciyi klyuchovoyi mozhlivosti ekspluataciya povnocinnogo shtuchnogo suputnika Zemli stvorenogo na osnovi elektronnih komponentiv dostupnih zvichajnomu spozhivachu Primitki IHI Aerospace angl Arhiv originalu za 20 sichnya 2017 Procitovano 27 zhovtnya 2017 Afanasev I 2016 Institute of Space and Astronautical Science angl Arhiv originalu za 25 sichnya 2018 Procitovano 27 zhovtnya 2017 Institute of Space and Astronautical Science angl Arhiv originalu za 9 sichnya 2017 Procitovano 27 zhovtnya 2017 Spaceflight101 14 yanvarya 2017 NIKKEI 3 lyutogo 2017 Arhiv originalu za 13 lyutogo 2017 Procitovano 22 lipnya 2017 Sergej Moroz 17 sichnya 2017 Raketostroenie i kosmonavtika Nauka i tehnika Arhiv originalu za 23 lipnya 2017 Procitovano 23 lipnya 2017 JAXA 8 grudnya 2016 Arhiv originalu za 8 grudnya 2016 Spaceflight101 angl 10 sichnya 2017 Arhiv originalu za 11 sichnya 2017 Procitovano 27 zhovtnya 2017 Ryzhkov E 2017 s 36 Karpenko A V 16 sichnya 2017 Voenno politicheskie i voenno tehnicheskie novosti Arhiv originalu za 22 lipnya 2017 Procitovano 22 lipnya 2017 大貫 剛 18 serpnya 2016 Sorae jp Arhiv originalu za 19 serpnya 2016 Procitovano 22 lipnya 2017 ぱらめでぃうす 23 listopada 2016 Arhiv originalu za 20 sichnya 2017 Procitovano 23 lipnya 2017 大塚実 Minoru Ocuka 24 listopada 2016 news mynavi jp Arhiv originalu za 2 grudnya 2016 Procitovano 23 lipnya 2017 NASA Spaceflight angl 10 sichnya 2017 Arhiv originalu za 29 zhovtnya 2017 Procitovano 27 zhovtnya 2017 Ryzhkov E 2017 s 35 大貫 剛 angl JAXA 7 kvitnya 2017 Arhiv originalu za 25 kvitnya 2017 Procitovano 10 lyutogo 2018 angl JAXA 3 lyutogo 2018 Arhiv originalu za 7 lyutogo 2018 Procitovano 10 lyutogo 2018 ISAS s 9 12 ISAS s 15 ISAS s 17 PosilannyaGunter Dirk Krebs Launch Vehicles angl Gunter s Space Page Arhiv originalu za 22 lipnya 2017 Procitovano 22 lipnya 2017 angl Spaceflight101 14 sichnya 2017 Arhiv originalu za 22 lipnya 2017 Procitovano 22 lipnya 2017 angl Spaceflight101 14 lyutogo 2017 Arhiv originalu za 22 lipnya 2017 PDF JAXA 14 lyutogo 2017 Arhiv originalu PDF za 25 kvitnya 2017 PDF JAXA 14 lyutogo 2017 Arhiv originalu PDF za 22 lipnya 2017 大貫 剛 14 lyutogo 2017 Sorae jp Arhiv originalu za 22 lipnya 2017 Procitovano 22 lipnya 2017 LiteraturaAfanasev I Proekt yaponskogo nanonositelya zhurnal 2016 T 26 9 404 9 S 45 Ryzhkov E Proval yaponskogo nano lounchera zhurnal 2017 T 27 3 410 3 S 35 36