Hopper (rymdfarkost)

Ficka
Land ESA
Kontraktstilldelning EADS , German Aerospace Center
Status Inställt

Hopper var ett föreslaget European Space Agency (ESA) orbitalt rymdplan och återanvändbart bärraket . Hopper var en FESTIP (Future European Space Transportation Investigations Programme) systemstudiedesign.

Hopper var ett av flera förslag på en återanvändbar bärraket (RLV) som utvecklats av ESA. De föreslagna återanvändbara bärraketerna skulle användas för billig leverans av satellitnyttolaster i omloppsbana redan 2015. En prototyp av Hopper, känd som ( EADS ) Phoenix , var ett tyskledd europeiskt projekt som involverade konstruktion och testning av en en sjunde skalamodell av den föreslagna Hopper. Den 8 maj 2004 genomfördes en enda testflygning av Phoenix på North European Aerospace Test Range i Kiruna, Sverige , som följdes av fler tester senare samma månad.

Utveckling

Bakgrund

Från 1980-talet och framåt fanns ett växande internationellt intresse för utvecklingen av återanvändbara rymdfarkoster; vid den tiden var det bara tidens supermakter , Sovjetunionen och USA , som hade utvecklat denna förmåga. Europeiska nationer som Storbritannien och Frankrike inledde sina egna nationella program för att producera rymdplan, som HOTOL och Hermes , samtidigt som de försökte locka till sig stöd från den multinationella Europeiska rymdorganisationen (ESA). Även om dessa program i slutändan inte fick tillräckligt stöd för att fortsätta utvecklingen, fanns det fortfarande en efterfrågan inom ett antal av ESA:s medlemsländer att fortsätta utvecklingen av återanvändbara rymdfarkoster. Under 1990-talet, utöver utvecklingen och driften av flera teknologidemonstratorprogram, såsom Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD), arbetade ESA också med framställningen av ett långsiktigt ramverk för den eventuella utvecklingen av en livskraftig återanvändbar rymdfarkost. , känt som Future Launchers Preparatory Program (FLPP).

Under FLPP utförde ESA och europeiska industripartners detaljerade undersökningar av flera delvis återanvändbara bärraketkoncept; Syftet med programmet var att förbereda ett lämpligt fordon för att, efter ett positivt beslut av ESA:s medlemsländer, fortsätta med produktionen av en Next Generation Launcher (NGL). Totalt fyra lanseringskoncept studerades: Horisontell start (HTO) Hopper, Vertical Take-Off (VTO) Hopper, Reusable First Stage (RFS) och flytande fly-back booster . Var och en av dessa konceptfordon bestod av en återanvändbar bevingad booster , som parades ihop med ett förbrukningsbart övre steg för att leverera en nyttolast i geostationär överföringsbana .

HTO Hopper-varianten var designad för horisontell start, vars första del skulle uppnås via ett raketslädearrangemang . Den hade en relativt konventionell vingkroppskonfiguration, även om en atypisk egenskap var nosen på rymdfarkosten, som hade en avsiktligt låg camber så att den erforderliga storleken på elevonerna för önskad trimfunktion kunde reduceras samtidigt som det resulterade i en förbättrad inre struktur , såsom i inkvarteringen av nosväxeln . Aerodynamiskt har HTO Hopper-konfigurationen en rundad deltaplanformad vinge vid ett 60-graders framkantssvep , som matchades med en central vertikal stabilisator och en plattbottnad undersida i syfte att maximera rymdfarkostens prestanda under hypersonisk flygning.

Den alternativa VTO Hopper-varianten designades för vertikal start och lanserades konventionellt via ett förbrukningsbart uppskjutningssystem . Den hade en relativt traditionell slank missilliknande kropp men skiljde sig åt i närvaron av en liten deltavinge vid ett 45-graders framkantssvep och ett centralt vertikalt stabilisatorarrangemang. När det gäller sin struktur hade VTO Hopper ett cirkulärt tvärsnitt komplett med en loftfilé på undersidan av farkosten som fungerade för att rymma både vingarna och kroppsklaffen; den innehöll också en booster som var designad för att bära nyttolasten på nosen av flygkroppen. Studier fastställde att både HTO- och VTO-variantkoncepten hade en relativt liknande miljö för återinträde.

HTO Hopper - Urval

HTO Hopper antogs för vidare utvecklingsarbete under ett annat ESA-initiativ i form av FESTIP (Future European Space Transportation Investigations Programme) systemdesignstudie. Under 1998 beslutades att designen av Hopper uppfyllde alla uppställda krav. Vid denna tidpunkt skulle rymdfarkosten bestå av ett enstegs återanvändbart fordon som inte skulle uppnå omloppshastighet själv. Hopper höll enligt uppgift löftet om att leverera lägre kostnader för orbital distribution av nyttolaster. En talesperson för EADS uppgav att en återanvändbar bärraket som Hopper skulle kunna halvera kostnaden för att skicka en satellit i omloppsbana, som enligt uppgift hade fastställts till cirka USD per kilo nyttolast 2004.

Hoppers tänkta uppdragsprofil skulle ha involverat flera faser. Uppskjutningsfasen skulle uppnås genom att använda ett 4 km magnetiskt horisontellt spår, som skulle specialbyggas vid Guyana Space Center i Franska Guyana , som skulle accelerera rymdfarkosten upp till uppskjutningshastighet. När fordonet nådde en höjd av 130 km, avfyrade en förbrukningsbar raketdriven övre scen för att uppnå omloppshastighet ; när den väl hade uppnått den nödvändiga höjden och hastigheten skulle den ha släppt sin satellitnyttolast , som självständigt skulle stiga ännu högre för att nå den önskade omloppsbanan. Enligt uppgift var Hopper designad för att leverera 7,5 ton satelliter i en omloppsbana på 130 km över jordens yta. Efter att dess nyttolast släppts skulle fordonet ha glidit ner i en kontrollnedstigning. Det var tänkt att rymdfarkosten skulle landa på en förutbestämd ö-anläggning i Atlanten, varefter den skulle ha transporterats tillbaka till Franska Guyana med fartyg för ytterligare flygningar.

Det multinationella flygkonglomeratet EADS ansvarade för projektledningen av Hopper, samt för utvecklingen av projektets mjukvarubaserade element. Ett antal andra partnerföretag var också involverade i rymdfarkostens utveckling. Enligt uppgift hade både ESA och EADS ursprungligen tänkt att slutföra utvecklingen av Hopper mellan 2015 och 2020. Efter det första glidtestet med Phoenix -prototypen i maj 2004, kom inga ytterligare uppdateringar av programmet; man tror att arbetet med Hopper har avbrutits. [ citat behövs ]

Phoenix prototyp glidflygplan bevarad på Airbus Bremen

Prototyp - Phoenix

Phoenix RLV launcher, prototypen av Hopper launcher, tillkännagavs av DASA i juni 1999 för att utvecklas och produceras som en del av det bredare ASTRA-programmet för German Aerospace Center (DLR), ett projekt på 40 miljoner euro grundat av tyska Federal Government , EADS Astrium - dotterbolag och delstaten Bremen . Enligt uppgift har EADS och delstaten Bremen investerat minst 8,2 miljoner euro respektive 4,3 miljoner euro i ASTRA-programmet. Ytterligare ett bidrag på 16 miljoner euro hämtades från partnerföretag i programmet, såsom det Bremen -baserade OHB-systemet , DLR och det federala ministeriet för utbildning och forskning. Konstruktionen av prototypen började år 2000.

Phoenix RLV var 6,9 meter (23 fot) lång, hade en vikt på 1 200 kg (2 600 pund) och ett vingspann på 3,9 meter (13 fot). Under designen hade man lagt vikt vid att minimera luftmotståndet genom att göra fordonet så litet som möjligt. Flygkroppens inre ockuperades av olika flygelektronik och system ombord, som tillhandahåller navigering , dataöverföring, energiförsörjning och artificiell intelligens så att den automatiskt kan utföra sitt datainsamlingsuppdrag. Phoenix var en sjättedel av storleken på det planerade Hopper-fordonet. Den slutliga versionen av fordonet förväntades kunna stödja återinträdeskrafterna och värmen och kunna glida från en höjd av 129 kilometer (80 mi). Arbetet med integration och systemtestning slutfördes i april 2004.

Droptest - maj 2004

Lördagen den 8 maj 2004 genomgick Phoenix-prototypen ett storskaligt falltest på North European Aerospace Test-serien i Kiruna , Sverige. Fordonet lyftes med helikopter och släpptes från en höjd av 2,4 kilometer (7 900 fot). Efter en 90-sekunders guidad glidning landade prototypen enligt uppgift med precision och utan incidenter. Det primära syftet med testet var att bedöma farkostens glidplanspotential . Mer specifikt utforskade Phoenix olika metoder för att utföra automatiska landningar som inte skulle involvera något mänskligt ingripande; vägledning gavs av flera sätt att navigera, inklusive GPS- satelliter, radar- och laserhöjdmätare och olika tryck- och hastighetssensorer . Enligt EADS talesman Mathias Spude hade prototypen landat inom tre centimeter från det tänkta målet.

Ytterligare tester hade redan planerats, inklusive tre som var planerade att ske under de följande två veckorna, som skulle byggas mot testning av mer utmanande landningar (som inbegriper att rymdfarkosten släpps från olika vinklar eller orienteringar i förhållande till landningsplatsen). Dessutom hade projektet en förväntad milstolpe att släppa prototypen från en höjd av 25 kilometer (82 000 fot) inom tre år. Emellertid EADS före flygningen att ytterligare tester skulle vara beroende av farkostens prestanda under den första flygningen.

Ytterligare två testflygningar genomfördes den 13 maj (en upprepning av dropptestet den 8 maj) och den 16 maj.

Längre sikt - Sokrates

På lång sikt, om den var framgångsrik och lönsam, skulle landningstekniken som testades på Phoenix införlivas i ett återanvändbart uppföljande fordon, som skulle få namnet Sokrates . Även om det inte var tänkt att fungera som ett orbitalt fordon, Sokrates kunna flyga med upp till 10 gånger ljudets hastighet, såväl som att utföra mycket snabba omloppstider mellan flygningar som en språngbräda mot återanvändbarhet.

Se även

Citat

Bibliografi

  • Gockel, Wilhelm; Kyr, Peter; Janovsky, Rolf; Roenneke, Axel (2004). "Återanvändbara RLV-demonstratörfordon - Phoenix-flygtestresultat och perspektiv". 55:e internationella astronautiska kongressen för International Astronautical Federation, International Academy of Astronautics och International Institute of Space Law . Handlingar från den 55:e internationella astronautiska kongressen 2004 . doi : 10.2514/6.IAC-04-V.6.04 .

externa länkar

Hämtad från " https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Hopper_(spacecraft)&oldid=1139895185 "