基本介紹
- 中文名：織女星
- 外文名：Vega
- 研發單位：義大利太空總署及歐洲航天局
- 首次發射：2008年
- 研發時間：1998年
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火箭詳情
織女星(Vega) 運載火箭是歐洲小型的、一次性使用的運載器，也是迄今為止最大的固體動力運載火箭，高30m，最大直徑3m，質量137t。它採用三級式固體火箭加末端修正級液體火箭構型: 第一級為P80固體發動機，第二級為Zefiro23發動機，第三級為Zefiro9發動機，末級液體火箭為AVUM發動機( 姿態頂級微調艙)。織女星運載火箭能將300 ～ 2500kg的有效載荷送入極地和低地球軌道，2012年2月13日在蓋亞那庫魯航天中心成功完成首飛，2013年3月7日完成首次商業飛行，2014年4月29日完成第三次飛行。
火箭信息
類型
小型衛星運載火箭
火箭所屬
歐洲航天局/義大利太空總署
尺寸
高度 30 米
直徑 3 米
質量 137,000 公斤
節數 4
發射場
法屬蓋亞那開雲中央發射場ZLV (ELA-1)發射工位
首次發射
2012年2月13日
第一級
發動機 1 台P80固態火箭引擎
推力 3040 千牛
工作時間 107 秒
推進劑類型 固體推進劑
第二級
引擎 1 枚Zefiro 23固態火箭引擎
推力 1200 千牛頓
推進時間 71.6 秒
推進劑類型 固體推進劑
第三級
引擎 1 枚Zefiro 9固態火箭引擎
推力 213 千牛
推進時間 117 秒
推進劑類型 固體推進劑
第四級
引擎 1 台AVUM液體發動機
推力 2.45 千牛頓
工作時間 315.2 秒
推進劑（液體）四氧化二氮/聯氨
發展過程
義大利曾於20世紀60年代為本國研製了全固體的“偵察兵”（SCOUT）運載火箭。直到20世紀90年代中期，由於小型衛星得到了全球的特別關注，尤其是空間科學任務和對地觀測任務的增多，需要提供經濟可承受的發射系統，於是義大利在“偵察兵”的基礎上研發了“織女星”。經過數年的激烈爭論，確定了一項金額達1.73億美元的研製計畫，其中義大利的投資額占52%，法國占34%，其他西歐國家占16%。
“織女星”的研製過程如下所述：
1）1995年研製出三級“織女星”固體火箭，一、二子級直徑都是1.9m，子級質量均為16t，使用契法羅發動機。整流罩內裝有效載荷和三子級（上面級），直徑為1.3m，質量為1.7t，可將質量為700kg的有效載荷送入低地球軌道。1997年，義大利艾維歐航空公司與烏克蘭南方設計局聯合提出2種方案：
方案一：織女星－K0採用四級火箭，一、二子級使用P16和契法羅發動機，三、四子級分別使用烏克蘭南方設計局的RD-861和RD-869發動機，三、四子級使用四氧化二氮/偏二甲肼液體推進劑，可將質量為300kg的有效載荷送入700km高的極軌道。
方案二：織女星－K與織女星－K0的不同點是織女星－K一子級使用P85發動機，由阿里安－5火箭助推器改進而來，但比阿里安－5火箭助推器短，可將質量為1600kg的有效載荷送到700km高的極軌道。
2）1998年6月，歐州航天局選取的“織女星”結構是三級固體型方案，一、二子級分別使用織女星－K上使用過的P85和P16發動機，三子級是由法國國家空間研究中心（CNES）研製的質量達7t的固體推進劑級，火箭帶有輔助液體推進模組，入軌精度高，可將2000kg的有效載荷發射到700km高的圓軌道。
3）2004年，“織女星”最終採取四級結構方案。一子級選用P80改進型；二、三子級選用織女星－K上使用過的由P16改進的P23和P9發動機；四子級使用液體游標上面級模組，可將1500kg的有效載荷送到700km高的極軌道。
總體布局
織女星火箭為四級固液混合火箭，一級為P80固態火箭；二級為契法羅23火箭（Zefiro 23）；三級為契法羅9火箭（Zefiro 9）；四級為採用液體推進劑的AVUM上面級。
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-P80固態火箭的技術也將用於未來亞利安火箭的設計，義大利為資金主要貢獻者，占65%，其他資金貢獻比例如下：法國（12.43%）、比利時（5.63%）、西班牙（5%）、荷蘭（3.5%）、瑞士（1.34%）、瑞典（0.8%），比利時、法國、義大利及荷蘭參與P80固態火箭的研製。
整流罩內包括有效載荷艙和支架，採用傳統的2個半罩，用包帶連線和分離。整流罩長7.18m，直徑2.6m，有效載荷容積為20立方米，質量為470kg，結構採用鋁蜂窩夾芯和碳纖維增強複合材料（CFRP）蒙皮，在火箭飛出大氣層後被拋掉。其中，有效載荷支架採用阿里安－5標準的937型有效載荷支架。
火箭引擎
織女星運載火箭的前三級分別使用不同發動機,發動機需經過兩次測試,一次為性能評定,另一次則是構造評定。
契法羅9固體發動機
契法羅9固體發動機是整個織女星運載火箭最早完成的,是第三節的發動機,首次點火測試是在2005年12月20日,地點是Salto di Quirra Inter-force測試場,在地中海沿岸的薩丁尼亞島(義大利)最南方。測試的結果獲得完全的成功。
經過評論第一次點火測試及設計上的小地方,在2007年3月28日,第二次契法羅9火箭引擎點火測試,地點也在Salto di Quirra測試場,在點火後35秒,內部壓力突然降低,導致燃燒時間的增長。
契法羅23固體發動機
契法羅23發動機用於火箭二級,首次點火測試在2006年6月26日,地點在Salto di Quirra測試場。這次的測試結果也是成功的。
第二次測試契法羅23火箭引擎在2008年3月27日,地點也在Salto di Quirra測試場。測試結果也是成功的,
P80火箭引擎
P80發動機首次點火測試在2006年11月30日,地點在蓋亞那開雲,點火測試的結果也是成功的。
第二次P80火箭引擎點火測試在2007年12月4日,地點在蓋亞那開雲,P80火箭引擎提供190噸重推力,工作時間可達111秒。P80火箭引擎經過兩次的測試,已滿足發射條件。
制導控制系統
“織女星”使用由阿里安－5制導、導航與控制系統派生的慣性測量裝置。位於姿態與游標上面級模組艙的慣性測量裝置將導航和姿態數據傳到計算機，計算機算出實際姿態與設計姿態之間的姿態誤差後，向各級推力矢量控制系統發出控制指令。在火箭助推段飛行時，這些指令控制相應級的機電作動器控制設備（EPEV），由各級推力矢量控制裝置的2個機電作動器操縱噴管擺動進行俯仰和偏航控制。在三子級和姿態與游標上面級模組的軌道飛行階段和滾動控制階段，火箭的姿態控制由姿態與游標上面級模組的6個冷氣（氮氣）推力器完成。
織女號運載火箭
織女號運載火箭箭載計算機發出的一系列程式指令（固體發動機點火、級間分離和專用點火指令等）由1個姿態與游標上面級模組多功能裝置（MFU）傳到相關硬體上。在火箭飛行中，對一、二子級的制導按預先確定的飛行程式進行。三子級和姿態與游標上面級模組飛行時，箭載計算機確定一個最優制導方式，控制火箭到達目標軌道。飛行中，姿態與游標上面級模組箭載計算機能夠修正上升飛行中的偏差。
未來發展
將來升級的織女星運載火箭(LYRA計畫),有一個可行性的計畫方案,就是將新的第三節及第四節火箭之燃料改為液態氫/液態氧,此種作法可降低成本和建立新的指揮系統。織女星運載火箭的最終目標是升級到可酬載2000公斤到極地軌道。
