Falcon 1
Z Wikipedii
| Falcon 1 | |
 Falcon 1 na stanowisku startowym w Vandenberg |
|
| Producent | SpaceX (USA) |
| Rodzina rakiet | Falcon |
| Przeprowadzone starty | 1 |
| Nieudane starty | 1 |
| Udane starty | 0 % |
| Data pierwszego startu | 24 marca 2006 |
| Data ostatniego startu | 24 marca 2006 |
| Koszt wystrzelenia | 6,7 mln USD (2005) |
| Zdolność wynoszenia | 570 kg na niską orbitę okołoziemską |
| Siła ciągu przy starcie | 342 kN |
| Wymiary | |
| Długość | 21,3 m |
| Średnica | 1,7 m |
| Masa całkowita | 27 200 kg |
| Człony | |
| Człon 1. | 1 x Falcon 1-1 |
| Człon 2. | 1 x Falcon 1-2 |
Falcon 1 — komercyjna, dwustopniowa rakieta nośna, najmniejsza z rodziny Falcon, skonstruowana przez prywatną amerykańska firmę SpaceX. Pierwsza na świecie prywatna rakieta nośna na paliwo ciekłe. Powstała z myślą o możliwie najmniejszych kosztach produkcji i obsługi, dlatego też jej pierwszy stopień jest częściowo wielorazowego użytku. SpaceX podaje cenę rakiety (wraz z kosztami startu, ubezpieczenia i kosztów montażu ładunku) na 6,7 mln USD (na rok 2005). Jest więc prawdopodobnie najtańszą na świecie rakietą nośną. Porównywalna rakieta Pegasus, wraz z wystrzeleniem, kosztuje ok. 31 mln USD. Jej przeznaczeniem są loty na niskie orbity okołoziemskie.
Opracowanie rakiety, od przygotowań do pierwszego startu, zajęło ponad trzy lata. Jej nazwa pochodzi od fikcyjnego statku kosmicznego Millenium Falcon z flimy Gwiezdne Wojny.
Falcon 1, tak jak i inne rakiety serii Falcon, posiada system nazywany przez producenta wstrzymanie przed zwolnieniem (ang. hold-before-release system). Jest to układ znany z samolotów, ale rzadko spotykany w rakietach. Powoduje on, że rakieta nie startuje od razu po odpaleniu silnika głównego, ale jest "wstrzymywana", aby sprawdzić, czy silnik i inne układy rakiety działają prawidłowo. Jeśli pracuje normalnie, rakieta zostaje "zwolniona" ze stanowiska startowego. W przeciwnym wypadku następuje automatycznie wyłączenie silników i całej rakiety oraz automatyczne wypompowanie paliwa.
Spis treści |
[edytuj] Koszty
Mimo swojej i tak niskiej ceny, SpaceX prawdopodobnie uda się ją zmniejszyć jeszcze bardziej. Będzie to możliwe po tym, jak firma opanuje procedury związane z odzyskiwaniem pierwszego stopnia, Falcon 1-1. Został on zaprojektowany do wielorazowego użytku. Wyłowiony z wody, po opadnięciu z atmosfery, będzie przechodził gruntowny przegląd techniczny, a po uzupełnieniu paliwa, będzie mógł stanowić część kolejnej rakiety.
[edytuj] Miejsca startów
Rakieta może startować z trzech dostępnych firmie SpaceX kosmodromów:
- kosmodromu w Vandenberg (Kalifornia, USA), ze stanowiska SLC-3W
- Centrum Lotów Kosmicznych imienia Johna F. Kennedy'ego, na Florydzie, w USA, ze stanowiska SLC-36A
- kosmodromu na wyspie Omelek w atolu Kwajalein, części Wysp Marshalla
[edytuj] Zdolność wynoszenia
Udźwig rakiety jest zależny od miejsca startu, rodzaju docelowej orbity, i metody wynoszenia (z jedno krotnym włączeniem 2. stopnia rakiety, "bezpośrednia"; z dwukrotnym włączeniem 2. stopnia rakiety, "pośrednia"):
| Miejsce startu | Metoda | Wysokość orbity [km] |
Nachylenie orbity [°] |
Udźwig [kg] |
| Vandenberg | bezpośrednia | 200 do 700 | 98 | 510 do 160 |
| Vandenberg | pośrednia | 400 do 800 | 98 | 470 do 410 |
| Przylądek Canaveral | bezpośrednia | 200 do 700 | 28,5 | 670 do 240 |
| Przylądek Canaveral | pośrednia | 400 do 800 | 28,5 | 630 do 800 |
Średnica czepca osłaniającego przedział ładunkowy wynosi 1,5 m (1,4 m dostępne dla ładunku), a długość wynosi całkowita, 3,5 m (2,8 m dostępne dla ładunku).
[edytuj] Przebieg startu
Typowy przebieg startu z metodą bezpośredniego wprowadzenia ładunku na orbitę przebiega następująco:
| Czas od startu | Zdarzenie | Wysokość [km] |
Prędkość [m/s] |
| 0 s | zapłon 1. członu i start | 0 | 472 |
| 169 s | odrzucenie 1. członu | 81 | 2 940 |
| 174 s | odpalenie 2. członu | 87 | 2 930 |
| 194 s | odrzucenie osłony aerodynamicznej | 118 | 2 950 |
| 552 s | wyłączenie 2. członu | 400 | 7 700 |
| 570 s | odłączenie ładunku | 400 | 7 700 |
| 1 114 s | człon 1. spada do wody | 0 | 0 |
| 4 h | wyłowienie 1. członu | 0 | 0 |
[edytuj] Przyczyny pierwszej porażki
Elon Musk, właściciel SpaceX poinformował o przyczynach katastrofy pierwszej rakiety Falcon 1 podczas National Space Symposium, 5 kwietnia 2006. Leżała ona w pracach podejmowanych podczas pobytu rakiety już na platformie startowej. Dopuszczono do niewielkiego wycieku paliwa, który zaczął się około 4 minuty przed zapłonem silnika. Można było tego uniknąć poprawiając umocowanie małej rurki paliwowej w czasie prac nad awioniką, noc przed startem. Przeciek mógł być też dostrzeżony, gdyby monitorowano właściwe wskazania przyrządów.
Amerykańska wojskowa agencja DARPA, właściciel ładunku, zrewidowała potem to oświadczenie. Agencja doszukała się uszkodzenia nie w poluzowaniu nakrętki mocującej, lecz w jej uszkodzeniu. Element mocujący był na swoim miejscu, co oznacza, że został przymocowany prawidłowo. Nakrętka uległa zniszczeniu w wyniku korozji. Przyczyna skorodowania aluminiowej nakrętki nie jest znana dokładnie, jednak podejrzewa się, że doszło do niej albo przez galwaniczną korozję między nakrętką a stalową rurką, albo przez uszkodzenie anodyzowanej powłoki i wystawienie nieosłoniętego miejsca na działanie gorącego, wilgotnego powietrza panującego na kosmodromie. W kolejnych lotach, nakrętki aluminiowe zastąpione zostały wykonanymi ze stali nierdzewnej.
[edytuj] Chronologia startów
- 19 grudnia 2005 - próba startu z satelitą Falconsat 2. Do startu nie dochodzi z powodu uszkodzenia wadliwego zaworu w 1. członie rakiety. Człon został wymieniony na nowy, a uszkodzony oddano do naprawy
- 23 marca 2006, 22:30 GMT; s/n ?; miejsce startu: kosmodrom Omelek, USA
Ładunek: Falconsat 2; Uwagi: start nieudany - data startu była odkładana wielokrotnie z różnych powodów technicznych, w tym problemów z silnikiem. Pierwotnie planowana z kosmodromu w Vandenberg, przeniesiona na atol Kwajalein. Podczas lotu nie doszło do oderwania się zewnętrznej osłony termicznej chroniącej zbiornik ciekłego tlenu (górną połowę 1. członu) przed odparowywaniem. Prosty element łączący, rzep Velcro, przywiązany do wyrzutni, miał rozpiąć się i rozpaść. Rakieta jednak wzniosła się wraz z łopoczącą osłoną. Zaraz po starcie zaczęła nabierać ruchu obrotowego. W 20 sekund po starcie, rosnący opór powietrza spowodował odrywanie się osłony. W 26. sekundzie po starcie, rakieta zaczęła nabierać nieplanowanego przechyłu. W 41. sekundzie spadła w pozycji poziomej na martwą rafę, 76 m od stanowiska startowego. Późniejsza analiza danych, w tym zbliżeń startującej rakiety, ujawniła, że zaraz po starcie w górnej części silnika 1. członu wybuchł pożar, będący następstwem wycieku paliwa. W 25. sekundzie lotu, pożar uszkodził przewody z helem, co skutkowało wyłączeniem silnika cztery sekundy później. Satelita podczas wybuchu rakiety został wyrzucony w powietrze, a następnie spadł na dach budynku montażowego, przebijając go i spadając na podłogę (doznając różnych uszkodzeń, od małych po znaczące). Było to jedyne uszkodzenie na wyspie powstałe w wyniku nieudanego startu. Nie oderwanie się osłony termicznej nie miało wpływu na lot i działanie rakiety.
[edytuj] Planowane starty
- 19 lutego 2007 z wyspy Omelek. W skład ładunku wchodzą makieta DemoSat oraz LCT-2 / AFSS (Low Cost TDRSS Transceiver/Autonomous Flight Safety System).
- Maj 2007 z wyspy Omelek. Ładunkiem jest należący do amerykańskiego Ministerstwa Obrony TacSat-1
