Firma SpaceX jest przykładem komercyjnej firmy, która może odegrać dużą rolę w nadchodzących latach w przemyśle kosmicznym. Zapraszamy do zapoznania się z podstawową wiedzą na temat jednej z rakiet tej firmy – Falcon 9.
Falcon 9 jest rakietą średniego udźwigu opracowaną przez firmę Space Exploration Technologies Corporation (SpaceX) z Hawthorne w stanie Kalifornia. Rakieta pozwala na wynoszenie na orbitę pojazdów typu Dragon w ramach programu komercyjnych lotów transportowych do ISS (Commercial Resupply Services – CRS) i pojazdów DragonLab. Ponadto jest przeznaczona do wynoszenia komercyjnych satelitów. Falcon 9 był od początku projektowany z myślą o startach załogowych, dlatego też margines bezpieczeństwa jest wyższy niż w przypadku innych amerykańskich rakiet.
Falcon 9 jest rakietą dwustopniową. Zminimalizowanie liczby stopni do dwóch pozwoliło na ograniczenie liczby operacji odrzucania stopni do jednego. Dzięki temu pomiędzy pierwszym a drugim stopniem możliwe było zastosowanie pneumatycznego systemu oddzielającego, zamiast tradycyjnego systemu pirotechnicznego. Umożliwiło to wykonywanie testów tego układu przed każdym lotem, co w przypadku systemów pirotechnicznych nie jest możliwe. Rakieta charakteryzuje się wysokością 47.9 m, szerokością 3.6 m oraz masą startową 333 400 kg w przypadków startów na orbity LEO i 332 800 kg podczas starów na orbity GTO (orbita transferowa na geostacjonarną). Ciąg startowy wynosi 4 893 MN. Udźwig na orbitę LEO (perygeum 200 km, apogeum 200 km, inklinacja 28.5 stopnia) wynosi 12 500 kg, na orbitę SSO (wysokość 650 – 850 km, inklinacja 94 – 97 stopnia) – 8 500 kg, a na GTO (perygeum 185 km, apogeum 35 788 km, inklinacja 28.5 stopnia) – 4 640 kg.
Stopień 1 jest wyposażony w 9 jednokomorowych silników Merlin-1C. Paliwem dla nich jest kerozyna (nafta) RP-1 a utleniaczem – ciekły tlen. Układ dostarczający paliwo jest maksymalnie prosty, opiera się na pojedynczej turbopompie. Ciśnienie w systemie paliwowym jest podnoszone za pomocą helu. Zapłon umożliwia mieszanina piroforyczna trietyloaluminium i trietyloboranu (Triethylaluminum-Triethylborane – TEA-TEB). Ciąg pojedynczego silnika na poziomie morza wynosi 556 kN (w próżni – 617 kN). Ciąg całkowity wynosi 5 000 kN. Impuls właściwy na poziomie morza to 255 s (2.6 kN/kg) a w próżni – 304 s (3.0 kN/kg). Stopień ten pracuje standardowo przez 178 sekund. Zbiornik paliwa i utleniacza pierwszego stopnia wykonany jest ze stopu aluminiowo – litowego.
Stopień 2 łączy się ze stopniem 1 poprzez międzystopień. Ma on postać cylindra posiadającego aluminiowy rdzeń pokryty warstwą z włókna węglowego.
Stopień 2 posiada silnik Merlin-1C przystosowany do pracy w próżni (Merlin-1C Vacuum – Merlin-1C Vac). Znacznie powiększono w nim dyszę, co zwiększyło wydajność. Ponadto w celu zwiększenia niezawodności zastosowano dwa piroforyczne systemy zapłonowe oparte na TEA-TEB (jeden zapasowy) oraz cztery porty iniekcyjne. Silnik ten może być restartowany 2 razy. Podobnie jak w pierwszym stopniu paliwem jest kerozyna (nafta) RP-1 a utleniaczem – LOX. Ciąg tego silnika w próżni wynosi 411 kN. Impuls właściwy w próżni to 342 s (3.45 kN/kg). Standardowo stopień ten pracuje przez 345 sekund. Zbiornik paliwa i utleniacza jest tutaj krótszą wersją zbiornika stopnia 1. Wykorzystano w nim te same materiały i technologie. Pozwoliło to na zmniejszenie kosztów produkcji rakiety. Kontrolę orientacji przestrzennej umożliwiają cztery silniki Draco, stosowane też w pojazdach Dragon. Paliwem jest dla nich monometylohydrazyna a utleniaczem – czterotlenek azotu. Ciąg jednego takiego silnika wynosi 400 N.
W przypadku startów z pojazdem Dragon stopień 2 jest połączony z jego sekcją nieciśnieniową. W przypadku wynoszenia satelity ładunek jest osłonięty owiewką o średnicy zewnętrznej 5.2 metra. Jej średnica wewnętrzna wynosi 4.6 metra. Całkowita wysokość to 13.9 metra. Osłona ta składa się z sekcji cylindrycznej oraz stożkowatej. Można ją wyposażyć w trzy włazy dostępu o standardowej średnicy 61 cm. Są one rozlokowane w części cylindrycznej. We wnętrzu owiewki znajduje się zestaw powierzchni łagodzących środowisko akustyczne w czasie startu. Standardowo firma SpaceX nie dostarcza łącznika pomiędzy rakietą a wynoszonym satelitą pozostawiając tę kwestię klientowi. Może jednak dostarczyć go w ramach usługi dodatkowej. Uwalnianie ładunku jest powodowane przez komendę wysyłaną przez komputer rakiety. W czasie uwolnienia drugi stopień może zachowywać orientację stacjonarną, a w przypadku startów niestandardowych – rotować w tempie do 5 rpm. Komputer rakiety standardowo wysyła do ładunku sygnał powodujący jego włączenie.
Możliwe jest również zastosowanie konfiguracji niestandardowych, w których uruchomienie ładunku jest powodowane przez przecięcie kabli lub przez przełączniki monitorowane bezpośrednio przez ładunek.
Awionika rakiety jest podwojona. Została zaprojektowana z myślą o lotach załogowych. Obejmuje komputery główne, odbiorniki GPS, bezwładnościową jednostkę pomiarową, kontrolery poszczególnych systemów (zaworów, napędu, układów podnoszących ciśnienie w systemach paliwowych silników, systemów oddzielających stopnie i interfejsów z ładunkiem) opracowanych w całości przez SpaceX, oraz transponder pasma C służący do śledzenia rakiety w czasie startu. Dane telemetryczne z obu stopni są wysyłane również po ich separacji. Służy do tego transponder pasma S. Może on przesyłać również obraz wideo. Algorytmy sterowania i nawigacji zostały opracowane na bazie rozwiązań zastosowanych we wcześniejszych rakietach, głównie Falcon 1. System sterowania może skompensować awarię jednego silnika pierwszego stopnia tak, że rakieta nadal może wznosić się po prawidłowej trajektorii. Falcon 9 posiada standardowy system samozniszczenia uruchamiany w przypadku dużych anomalii w trakcie startu. Obejmuje on dwa redundancyjne zestawy odbiorników i konwerterów, baterii oraz układów uzbrajających.
W czasie standardowego startu rakiety tego typu, po zapłonie silników pierwszego stopnia wykonywane są testy funkcjonalności krytycznych systemów, co zwiększa niezawodność. Następnie rakieta jest wypuszczana. Dwa silniki stopnia 1 są wyłączane po 2 minutach i 36 sekundach od zapłonu. Pozostałe silniki są wyłączane po 2 minutach i 54 sekundach od startu. Stopień 1 jest oddzielany 2 sekundy później. Silnik stopnia 2 jest uruchamiany po 2 minutach i 59 sekundach od startu. Pracuje do czasu 9 minut i 38 sekund od startu. Ładunek jest uwalniany na orbicie po około 10 minutach od rozpoczęcia misji.
Podstawowym miejscem startu rakiet tego typu jest KSC, stanowisko startowe 40 (Launch Complex 40 – LC-40). W przyszłości planowane jest też wykorzystywanie kompleksu startowego 4 (Space Launch Complex 4 – SLC-4) w Bazie Sił powietrznych Vandenberg (Vandenberg Air Force Base – VBG) w stanie Kalifornia. Ponadto w przyszłości możliwe będą starty z kompleksu startowego rakiety Falcon 1 na wyspie Omelek położonej w atolu Kwajalein w archipelagu Wysp Marschalla.
Historia projektu
Przed rozpoczęciem kampanii lotów na ISS rakiety Falcon 9 wystartowały 2 razy. Pierwszy lot testowy wykonany został 4 czerwca 2010 r. Rakieta wyniosła w nim model kwalifikacyjny pojazdu Dragon (Dragon Spacecraft Qualification Unit – DSQU). Drugim lotem tej rakiety była misja oznaczona jako COTS Demo Flight 1, wykonana 8 grudnia 2010 r. W jej ramach na orbicie umieszczony został pierwszy właściwy egzemplarz statku Dragon, o oznaczeniu Dragon C1.
W czasie pierwszych startów wykorzystano rakiety Falcon 9 w wersji Block 1. W przyszłości planowane jest wdrożenie wersji Block 2 charakteryzującej się zwiększonym ciągiem, mniejszą masą rakiety bez paliwa, oraz zwiększonym zapasem paliwa. Pozwoli ona na wynoszenie na orbitę cięższych ładunków. W przyszłości planowane jest też odzyskiwanie i ponowne wykorzystywanie obu stopni rakiety.
