Statek kosmiczny Dragon jest pojazdem transportowym opracowanym przez firmę Space Exploration Technologies Corporation (SpaceX) z Hawthorne w stanie Kalifornia. Firma ta została wybrana przez NASA do zaopatrywania Międzynarodowej Stacji Kosmicznej w ramach programu komercyjnych lotów transportowych (Commercial Resupply Services – CRS). Zapraszamy do artykułu opisującego kapsułę Dragon.
Rozwój statku kosmicznego Dragon był wspierany przez NASA w ramach programu rozwoju komercyjnych kosmicznych systemów transportowych (Commercial Orbital Transportation Services – COTS). Na orbitę będzie wynoszony z portu kosmicznego Kennedy Space Center (Floryda), ze stanowiska startowego 40 (Launch Complex 40 – LC-40) za pomocą rakiety Falcon 9, również należącej do firmy SpaceX. Pojazd ten, w podstawowej wersji bezzałogowej pozwoli na dostarczanie na Stację ISS różnorodnego ładunku, zarówno do jej wnętrza jak i elementów zewnętrznych. Ponadto pozwoli na sprowadzanie na Ziemię wyposażenia ze Stacji, jako jedyny pojazd po wycofaniu wahadłowców. W ten sposób zastąpi część funkcji promów kosmicznych. W fazie projektowania jest też wersja załogowa tego pojazdu, która pozwoli również na transport załogi na Stację ISS.
Konstrukcja
Pojazd Dragon może być skonfigurowany w trzech wersjach – pojazdu bezzałogowego do transportu zaopatrzenia na ISS (Dragon Cargo), pojazdu załogowego do transportu załogi na ISS (Dragon Crew), oraz pojazdu bezzałogowego do celów badawczych (DragonLab). Konstrukcja wszystkich trzech wersji jest analogiczna. Bezzałogowy pojazd Dragon Cargo był projektowany od samego początku z myślą o przekształceniu w pojazd załogowy.
Statek kosmiczny Dragon – wersja DragonLab / Credits: SpaceX
Statek Dragon składa się z dwóch podstawowych modułów – kapsuły ciśnieniowej (Pressurized Section), oraz sekcji nieciśnieniowej (Trunk). Pojazd tego typu wraz z paliwem ma typowo masę 8000 kg. Masa bez paliwa wynosi 4900 kg. Długość w konfiguracji podstawowej wynosi 5.3 m (6.7 m wraz z osłoną aerodynamiczną w czasie startu). Pobór mocy to 1.7 – 1.9 kW.
Sekcja ciśnieniowa ma kształt ściętego stożka. Ma wysokość całkowitą 3.1 m. Podstawa ma średnicę 3.7 m. Kształt kapsuły umożliwia zarówno lądowanie balistyczne jak i lądowania z wykorzystaniem siły nośnej. Obejmuje ona kabinę ciśnieniową oraz przedział serwisowy. Jej struktura obejmuje ściany kabiny ciśnieniowej oraz osłonę termiczną. Panele zewnętrzne chronią przed odłamkami orbitalnymi. Ponadto są pokryte warstwami polepszającymi właściwości aerodynamiczne i chroniącymi przed wysokimi temperaturami. Zbiorniki paliwa i utleniacza, silniki i inne systemy w przedziale serwisowym są zamocowane za pomocą ażurowych łączników i belek mocujących pomiędzy dolną częścią kabiny załogowej a osłoną termiczną. Przedział serwisowy na bokach jest zamknięty osobnymi panelami zewnętrznymi.
W górnej części kapsuły mieści się pasywny mechanizm cumowniczy (Passive Common Berthing Mechanism – PCBM) zgodny z mechanizmami CBM modułów w amerykańskiej części Stacji. Dzięki niemu pojazd może zostać zacumowany przy skierowanym w stronę nadiru węźle cumowniczym modułu Harmony. Mechanizm cumowniczy statku wykorzystuje niskowstrząsowy system cumowniczy (Low Impact Docking System – LIDS, NASA Docking Standard – NDS). Właz górny ma kształt kwadratu o długości boku 1.3 metra. Jego kąty są zaokrąglone. Promień zaokrąglenia wynosi tutaj 0.4 m. W czasie startu mechanizm cumowniczy jest chroniony za pomocą osłony nosowej (Nosecone). Ma ona kształt stożka o zaokrąglonym wierzchołku. Jej długość wynosi 1.4 m. Wnętrze kapsuły zajmuje kabina ciśnieniowa. Objętość możliwa do wykorzystania to 10 metrów sześciennych. Ma ona kształt dzwonowaty. Całkowita wysokość wynosi 2.9 metra. Szerokość jej górnego skraju wynosi 2.4 metra a największa szerokość części dolnej – 3.1 metra. Ta część kabiny ma wysokość 1.6 metra. Na dalszych 0.7 m wysokości zwęża się i ostatecznie kończy się krótką, cylindryczną sekcją o średnicy 2.1 m.
W wersji Dragon Cargo w kabinie można umieścić wyposażenie dla Stacji ISS, ulokowane w standardowych regałach ładunkowych (International Standard Payload Rack – ISPR). Ładowność wynosi 1.7 tony (w przypadku braku ładunku nieciśnieniowego – 2.5 tony). W drodze powrotnej w kabinie można umieścić do 2.5 tony ładunku przeznaczonego do sprowadzenia z ISS na Ziemię. Dostęp do kabiny na Ziemi umożliwiają dwa włazy położone na jej bokach. Jeden z nich jest otwierany na zewnątrz, a drugi – do wnętrza. Każdy z nich ma kształt trapezu. Bok dolny ma długość 0.73 m, bok górny – 0.66 m, a przekątna – 0.91 m. Wysokość włazu to 0.66 m. W dolnej części kapsuły znajduje się ponadto przedział sensorów (Sensor Bay) – nieciśnieniowa przestrzeń o objętości ok. 0.1 metra sześciennego. Jest ona osłonięta klapą otwieraną po wejściu na orbitę i zamykaną przed lądowaniem. Na klapie znajduje się interfejs chwytny dla CanadArm2. Klapa tego przedziału ma kształt prostokątny. Jej długość wynosi 0.86 m, a wysokość – 0.40 m. Ponadto wersja ładunkowa, podobnie jak projektowana wersja załogowa posiada 3 lub 4 okna w bocznych ścianach kapsuły. Każde z nich ma średnicę 30 centymetrów.
Statek kosmiczny Dragon – wersja Cargo / Credits: SpaceX
Środowisko wewnętrzne kabiny jest w pełni kontrolowane. System kontroli środowiskowej umożliwia utrzymywanie odpowiedniej temperatury, wilgotności, ciśnienia, jak również zarządza obiegiem powietrza. Temperatura wewnętrzna może być utrzymywana w przedziale od 10 do 46°C. Wilgotność jest kontrolowana w przedziale 25 do 75% a ciśnienie – 13.9 do 14.9 psia.
Dolną część kapsuły tworzy przedział serwisowy. W jego obrębie umieszczono systemy zasilania, redundancyjną awionikę, zbiorniki paliwa oraz inne systemy. System napędowy pojazdu składa się z 18 silników manewrowych Draco. Ich ciąg wynosi 400N, całkowita możliwa do osiągnięcia zmiana szybkości to 800 m/s. Utrata do dwóch silników nie powoduje problemów. Paliwem jest dla nich monometylohydrazyna i czterotlenek azotu. Paliwo i utleniacz znajdują się w 8 zbiornikach. Gaz podnoszący ciśnienie w systemie paliwowym jest zgromadzony w dwóch zbiornikach. Typowa masa paliwa wynosi 1230 kg.
System zasilania obejmuje cztery baterie litowo-polimerowe. Są one w pełni redundacyjne. Układ zasilania pracuje przy napięciach 28 i 120V DC. System komputerowy pojazdu składa się z dwóch komputerów głównych (jeden jest zapasowy) oraz z serii modułów RIO (Remote Input/Output). Oprogramowanie pokładowe jest oparte na platformie VxWorks. Znajduje się na obu komputerach pokładowych oraz w modułach RIO. Jest oparte na rozwiązaniach dobrze sprawdzonych w misjach kosmicznych. System komunikacyjny pojazdu pracuje w paśmie S. Obejmuje antenę nadawczą oraz antenę odbiorczą. Mają one moc 20W. Pozwalają na przesyłanie danych, dźwięku oraz obrazu wideo. Dane mogą być odbierane przez satelity TDRS oraz stacje naziemne.
Statek kosmiczny Dragon – wersja Cargo / Credits: SpaceX
System nawigacyjny obejmuje bezwładnościową jednostkę pomiarową, szperacze gwiazd oraz odbiornik GPS. Dokładność określania orientacji przestrzennej jest lepsza od 0.004°. Dokładność kontroli orientacji jest lepsza od 0.012° na oś w czasie gdy pojazd zajmuje pozycję stacjonarną względem Stacji ISS. System kontroli temperatury jest złożony z dwóch w pełni redundancyjnych obiegów cieczy chłodzącej wyposażonych w odpowiednie pompy. Nadmiar ciepła jest usuwany za pomocą radiatora zamontowanego na strukturze sekcji nieciśnieniowej. W czasie zbliżania się do Stacji ISS używany jest również system nawigacyjny DragonEye będący pulsacyjnym dalmierzem laserowym (Light Intensification Detection and Ranging – LIDAR). Wysyła on impulsy laserowe, które odbijają się od zwierciadeł umieszczonych na Stacji. Na podstawie czasu ich powrotu oprogramowanie buduje trójwymiarową mapę celu cumowania oraz określa odległość od Stacji. Reflektory takie znajdują się na ścianie modułu JEM Kibo skierowanej w stronę nadiru oraz na PMA 2. Są też wykorzystywane w czasie cumowań pojazdów HTV, przebiegających w sposób bardzo podobny. Dalmierz uzupełnia ponadto system obrazujący w zakresie podczerwieni termicznej oraz wspomniany już odbiornik GPS. DragonEye został z powodzeniem przetestowany podczas misji STS-127 wahadłowca Endeavour i STS-133 wahadłowca Discovery.
Dolną powierzchnię przedziału serwisowego pokrywa osłona termiczna. Jest ona złożona z płytek wykonanych z materiału PICA-X, wersji materiału PICA (Phenolic Impregnated Carbon Ablator) wyprodukowanej przez SpaceX. Materiał ten został opracowany przez Ames Research Center. Wcześniej zastosowano go w osłonach termicznych sond Stardust oraz Mars Science Laboratory. Płytki ablatora mają grubość 8 cm. Przewiduje się, że podczas lądowania spłonie warstwa o grubości mniejszej niż centymetr. Projekt osłony umożliwia lądowanie również przy powrocie z Księżyca lub trajektorii heliocentrycznej. Kapsuła ląduje za pomocą trzech spadochronów głównych o średnicy 34.8 m wyciąganych przez dwa spadochrony pilotujące. Ponadto pojazd posiada pełny zapasowy zestaw spadochronów. Kapsuła osiada na powierzchni oceanu, skąd jest odzyskiwana za pomocą helikoptera. Nominalna szybkość w trakcie lądowania wynosi 5 m/s. Lokalizację miejsca lądowania ułatwiają kolatory systemów GPS i Iridium. W przyszłości planowane jest umożliwienie lądowania również na powierzchni lądu. W tym celu w dolnej części pojazdu zainstalowane zostaną wysuwane wsporniki. W końcowej fazie lądowania pojazd zostanie wyhamowany prze 8 silników SuperDraco. Kapsuła pojazdu Dragon może być wykorzystana wielokrotnie, co obniża koszty jego eksploatacji.
Sekcja nieciśnieniowa pojazdu tworzy jego dolną część. Od góry łączy się z przedziałem serwisowym kapsuły ciśnieniowej. W części dolnej posiada łącznik z górnym stopniem rakiety. Ma kształt cylindryczny. Jej wysokość standardowo wynosi 2.3 m a średnica zewnętrza – 3.6 m. Użyteczna przestrzeń dla ładunków ma objętość 14 metrów sześciennych. Zajmuje górne 1.1 m wysokości tego przedziału. Opcjonalnie długość sekcji nieciśnieniowej może zostać powiększona do 4.3 metra, co zwiększa objętość przestrzeni dla ładunku nieciśnieniowego do 34 metrów sześciennych. W takim wypadku przestrzeń dla ładunku zajmuje górne 3.1 metra wysokości przedziału nieciśnieniowego. We wnętrzu tej sekcji można umieścić zewnętrze ładunki dla Stacji ISS. Ich zamocowanie umożliwia płyta montażowa umieszczona poziomo w górnej części przedziału. Ma ona konstrukcję kratownicową. Jej średnia wynosi 3.55 m, a wysokość – 1.1 m. Dostęp do wnętrza sekcji w czasie prac naziemnych umożliwia właz położony bocznie. Ma on kształt owalny i wymiary 0.84 x 0.67 m. Ładunki zewnętrze mogą być wyciągane za pomocą ramienia CanadArm2. Łącznię na ISS za jej pomocą można dostarczyć standardowo do 850 kg ładunku. Sekcja ta nie jest odzyskiwana. Jest odrzucana na krótko po manewrze deorbitacji. Ponadto w sekcji nieciśnieniowej można umieścić małe satelity uwalniane na orbicie przed cumowaniem do ISS. Na jej bokach, symetrycznie po obu stronach umieszczono skrzydła paneli słonecznych. Każde z nich składa się z czterech paneli fotowoltaicznych. W czasie startu są złożone jak harmonijka pod ochronnymi pokrywami. Są rozkładane po wejściu na orbitę, po odrzuceniu osłon. Wnęki dla paneli mają szerokość 1.2 metra.
Konstrukcja pojazdu w wersji załogowej, Dragon Crew jest w zasadzie analogiczna do konstrukcji pojazdu bezzałogowego. Wnętrze kabiny ciśnieniowej może pomieścić do 7 astronautów. W przypadku pełniej załogi fotele dla astronautów są ustawiane w dwóch rzędach – cztery w przedniej części kabiny i trzy w części tylnej. Główne modyfikacje w stosunku do wersji bezzałogowej obejmują użycie zmodyfikowanego systemu kontroli środowiska, umożliwiającego usuwanie dwutlenku węgla oraz wydajniejszą kontrolę wilgotności powietrza. Pojazd załogowy będzie mógł cumować do łącznika PMA 2. Jednak element ten posiada starszą wersję systemu cumowniczego (Androgynous Peripheral Attach System – APAS), pozwalającą na cumowanie wahadłowców. Dlatego też konieczne będzie jego wyposażenie w przejściówkę NDS – APAS (NDS APAS Docking Adapter – NADA).
Statek kosmiczny Dragon – wersja załogowa / Credits: SpaceX
Obecnie w fazie projektowania są dwie wersie systemu ratunkowego (Launch Abort System – LAS) dla wersji załogowej. Wersja tradycyjna została opracowana przez firmę Orbital Sciences Corporation (Orbital) na potrzeby anulowanego programu Constellation. Ma ona postać wieżyczki zainstalowanej na osłonie nosowej kapsuły. Jest ona silnikiem rakietowym na paliwo stałe zaopatrzonym w cztery dysze. Po oddzieleniu kapsuły od rakiety (a dokładniej od nieciśnieniowej sekcji statku) może przenieść ją na bezpieczną odległość, umożliwiającą użycie spadochronów. Dzięki temu w przypadku awarii rakiety w czasie startu system ten umożliwia bezpieczne lądowanie na oceanie. Druga wersja systemu LAS, rozwijana przez firmę SpaceX zakłada wykorzystanie czterech silników rakietowych na paliwo płynne zainstalowanych po bokach kapsuły. W przeciwieństwie do wersji konwencjonalnej jest ona bezpieczniejsza, ponieważ eliminuje ryzyko nie oddzielenia się wieżyczki po odseparowaniu kapsuły od rakiety. Ponadto silniki takie będą stanowiły punkt wyjścia dla projektowania systemu hamującego pozwalającego na lądowanie statku na stałym lądzie.
W stosunku do statków Sojuz, pojazd Dragon Crew posiada szereg cech progresywnych. Zaliczają się do nich: możliwość zabrania większej ilości pasażerów; możliwość dostarczania na stację ładunku nieciśnieniowego; posiadanie nowoczesnej awioniki, systemów kontrolnych i oprogramowania; większy stopień podwojenia komponentów awioniki; zapewnienie wolniejszego opadanie w czasie lądowania na spadochronach; łatwiejszy dostęp na stanowisku startowym; umożliwienie załodze kontrolowania uruchamiania systemu ratunkowego i rozkładania spadochronów; oraz zaopatrzenie w bardziej rozbudowane funkcje wyświetlania w kokpicie danych na temat funkcjonowania poszczególnych systemów.
Statek kosmiczny Dragon – wersja załogowa / Credits: SpaceX
Pojazd bezzałogowy do celów badawczych, DragonLab również charakteryzuje się analogiczną konstrukcją. Pozwala na dostarczenie na orbitę ładunku nieciśnieniowego w postaci małych satelitów oraz eksperymentów naukowych i technologicznych, jak również ładunku ciśnieniowego w postaci różnorodnych eksperymentów naukowych i inżynieryjnych. Całkowita masa ładunku w czasie startu może wynosić 6 000 kg, a w czasie powrotu na Ziemię – 3 000 kg. Może być wykorzystany do następujących celów, nie związanych z ISS: testów sensorów, wynoszenia satelitów, badań biologicznych i biotechnologicznych; badań związanych z fizyką i testami ogólnej teorii względności; badań materiałowych; badań i obserwacji Ziemi; inspekcji satelitów; oraz zrobotyzowanego serwisowania satelitów. Kapsuła taka powraca na Ziemię wraz z ładunkiem ciśnieniowym. Podobnie jak wersja Dragon Cargo, DragonLab oferuje 10 metrów sześciennych przestrzeni ciśnieniowej i 14 lub 34 metry sześcienne przestrzeni nieciśnieniowej. W przedziale nieciśnieniowym kapsuły można umieścić ładunek zewnętrzny przeznaczony do ponownego dostarczenia na Ziemię, np. eksperymentalne sensory. Eksperymenty w kabinie ciśnieniowej mogą być montowane w regałach podobnych do stosowanych na pokładzie środkowym wahadłowca. Ponadto możliwe jest zastosowanie innych, specyficznych dla danego eksperymentu sposobów montażu. Maksymalny dostępny poziom zasilania to 4 kW. W przedziale ciśnieniowym utrzymywana jest temperatura pokojowa. Wymianę danych z ładunkiem umożliwiają interfejsy RS-422, 1553 i Ethernet. Komendy mogą być wysyłane z szybkością do 300 kbps. Szybkość transmisji danych wynosi standardowo 300 Mbps, ale dostępne są też wyższe szybkości. Misja takiego pojazdu może trwać od 1 tygodnia do 2 lat.
Historia projektu
Prace nad pojazdem Dragon rozpoczęły się w 2005 r. 18 sierpnia 2006 r. firma SpaceX podpisała z NASA kontrakt na wykonanie demonstracyjnych lotów pojazdu tego typu w ramach programu COTS. Jeszcze przed wycofaniem wahadłowców, 23 grudnia 2008 r. NASA podpisała kontrakt na dostarczanie ładunków do ISS w ramach programu CRS. Mówił on o dostarczeniu na Stację ISS minimum 20 000 kg zaopatrzenia w ramach 12 lotów, które łącznie kosztowałyby 1.6 mld dolarów.
Materiał ablacyjny dla osłony termicznej został oficjalnie zatwierdzony 23 lutego 2009 r. W lipcu 2009 r. planowane było wykonanie pierwszego testowego lotu i wprowadzenie pojazdu do służby rok później, jednak pierwszy lot opóźnił się do 2010 r.
Pierwszym testowym lotem z modelem inżynieryjnym kapsuły był pierwszy lot rakiety Falcon 9, wykonany 4 czerwca 2010 r. Wykorzystano w nim model kwalifikacyjny pojazdu (Dragon Spacecraft Qualification Unit – DSQU), wcześniej wykorzystywany do testów naziemnych. W trakcie lotu zebrano informacje na temat parametrów aerodynamicznych kapsuły podczas rzeczywistego startu. Start miał miejsce o godzinie 18:45 UTC. DSQU pozostał połączony z drugim stopniem rakiety. Wraz z nim wszedł na prawidłową orbitę na wysokości 250 km. Tam został pozostawiony, jego baterie mogły działać tylko w trakcie startu. Wykonał 300 obiegów, a następnie spłoną w atmosferze 27 czerwca 2010 r. około godziny 00:50 UTC, nad Syrią i Irakiem.
W grudniu 2010 r. firma SpaceX przedłożyła propozycję załogowej wersji statku Dragon w ramach programu NASA budowy komercyjnego załogowego statku kosmicznego (Commercial Crew Development Program – CCDev).
Pierwszym lotem właściwego statku była misja oznaczona jako COTS Demo Flight 1, wykonana 8 grudnia 2010 r., jako drugi lot rakiety Falcon 9. Start odbył się o godzinie 15:43 UTC. W ramach tego lotu użyto pojazdu oznaczonego jako Dragon C1. Silniki pierwszego stopnia zostały wyłączone po 2 minutach i 56 sekundach od startu. Osłona nosowa została oddzielona po 3 minutach i 47 sekundach od startu. Wyłączenie silników drugiego stopnia nastąpiło po 8 minutach i 56 sekundach od rozpoczęcia lotu. Pojazd prawidłowo oddzielił się od rakiety po 9 minutach i 30 sekundach od startu. Wszedł na orbitę zbliżoną do kołowej, której perygeum przebiegało na wysokości 288 km a apogeum – na wysokości 301 km. Inklinacja wynosiła 34.53 stopnia (celem było umieszczenie statku na orbicie przebiegającej na wysokości 300 km i charakteryzującej się inklinacją 34.5 stopnia). Następnie przez 3 godziny pojazd wykonywał testowe manewry zmiany orientacji, pozwalające na zachowanie stałej łączności z satelitami TDRS. Ponadto wykonano testy systemu kontroli temperatury. Po wykonaniu 2 obiegów wokół Ziemi, po 3 godzinach, 19 minutach i 52 sekundach od startu wykonany został manewr deorbitacji. Następnie statek prawidłowo wylądował na Oceanie Spojonym, około 800 km na zachód od Półwyspu Kalifornijskiego. Wylądował około 800 m od planowanego punktu, zawartego w elipsie lądowania o wymiarach 60 x 20 km. Następnie po około 20 minutach został podjęty przez helikopter. Misja zakończyła się pełnym sukcesem, dzięki czemu możliwe było połączenie dwóch następnych lotów testowych. Zamiast testowego zbliżenia się do ISS podczas drugiego lotu testowego (COTS Demo Flight 2) i testowego cumowania do niej w czasie kolejnego lotu (COTS Demo Flight 3) możliwe będzie wykonanie pełniej misji polegającej na przyłączeniu pojazdu do Stacji ISS już w ramach lotu COTS Demo Flight 2/3. NASA oficjalnie zatwierdziła taki scenariusz 9 grudnia 2011 r.
W kwietniu 2011 r., w ramach drugiej fazy programu CCDev (CCDev2) NASA przyznała fundusze na opracowanie systemu ratunkowych silników rakietowych zainstalowanych bocznie. Wstępna wersja tego projektu została zaakceptowana przez NASA w październiku 2011 r.
Pierwszy demonstracyjny lot do ISS planowany jest obecnie na pierwszą połowę 2012 r.
Zapraszamy również do zapoznania się z opisem rakiety Falcon 9 firmy SpaceX.
{jathumbnail off}
