Ariane 1 | ||
Foguete Ariane 1 em exibição no museu Bourget. | ||
Dados gerais | ||
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País nativo |
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Primeiro voo | 24 de dezembro de 1979 | |
Último voo | 22 de fevereiro de 1986 | |
Lançamentos (falhas) | 11 (2) | |
Altura | 47,4 m | |
Diâmetro | 3,8 m | |
Tirar peso | 212 t | |
Andar (es) | 3 | |
Take-off impulso | 245 t (2.402,62 kN ) | |
Base (s) de lançamento | Plataforma de lançamento ELA-1 , centro espacial da Guiana, Kourou |
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Outras versões | Ariane 2 , 3 e 4 | |
Família de lançadores | Foguetes ariane | |
Carga útil | ||
Transferência geoestacionária (GTO) | 1850 kg | |
Dimensão do cocar | 8,65 x 3,2 (dia) m. | |
Motorização | ||
Ergols | UDMH / peróxido de nitrogênio | |
1 st andar | L140 - 4 motores Viking 2 | |
2 e andar | L33 - 1 motor Viking 4 | |
3 e andar |
H8 - motor 1 HM-7 ( O 2 e H 2 líquidos) |
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Missões | ||
Lançador comercial orbital, LEO e GTO | ||
O foguete Ariane 1 é a primeira versão da família de lançadores de foguetes Ariane desenvolvida na década de 1970 pela Agência Espacial Europeia para permitir à Europa lançar seus satélites de forma independente. Esta versão pode colocar cargas em órbita de transferência geoestacionária (GTO). O primeiro voo ocorre em24 de dezembro de 1979. Ariane 1 foi usado onze vezes e teve duas falhas. Foi rapidamente substituído por versões mais potentes - Ariane 2 , Ariane 3 e, acima de tudo, Ariane 4 - mais adequadas ao peso crescente dos satélites de telecomunicações . O foguete foi lançado de uma plataforma de lançamento construída para ele no Centro Espacial da Guiana (CSG), em Kourou , na Guiana Francesa .
Com um peso de descolagem de 210 toneladas, de uma altura de 47,4 m e um diâmetro de 3,8 m , que era capaz de colocar uma carga de 1,850 kg na órbita geoestacionária transferência (GTO). Pode ser necessário um único grande satélite ou a montagem de dois menores.
Ariane 1 é um foguete de 3 estágios:
Essa arquitetura será mantida nas versões subsequentes do inicializador.
O primeiro estágio do Ariane 1, na base do lançador, é denominado L140 porque carrega cerca de 140 toneladas (147,6 toneladas, mais precisamente) de propelentes líquidos ( UH25 + N 2 O 4) Suas dimensões são de 18,40 m de altura e 3,80 m de diâmetro, para um peso de 13,270 toneladas vazio. Equipado com quatro motores Viking 2, proporcionando um empuxo total de 245 t na decolagem , é aceso em H-0 até H + 146 s . Para a sua concepção foram utilizados materiais de baixa densidade, nomeadamente uma liga de alumínio , zinco e magnésio .
O segundo andar do Ariane 1 está localizado acima do primeiro andar. Ele carrega menos propelentes (34,1 toneladas) e está equipado apenas com um único motor Viking 4. Dimensões menores que o estágio L140, 11,69 m de altura e um diâmetro de 2,60 m , pesa 3.285 kg e foi projetado em alumínio. A conexão com o L140 é possível por meio de uma “saia entre estágios” cônica.
O Viking 4 que equipa o L33 tem características semelhantes ao Viking 2 do L140. Porém, é montado em um dispositivo que garante 2 graus de liberdade, permitindo o controle da orientação em guinada e em pitch . Seu principal diferencial está no bico, que só deve operar no vácuo, pois é utilizado a partir de uma altitude de cerca de 90 km . Ao contrário do Viking 2, que tinha que impulsionar o Ariane na atmosfera e no vácuo, não era necessário equipá-lo com um bico tão curto. Na verdade, tais bocais permitem uma expansão mais rápida dos gases que saem da câmara de combustão contra a pressão atmosférica. No vácuo, um bico longo proporcionará uma taxa maior de expansão. Os gases que saem do Viking 4 são, portanto, ejetados a uma velocidade de 2890 m / s por 138 s , desenvolvendo um impulso de 73 t . O lançador atinge uma altitude de 140 km e uma velocidade próxima a 5 km / s , então a separação entre os estágios 2 e 3. O L33 se autodestrói cerca de trinta segundos após essa separação.
Localizado acima do segundo estágio e com o mesmo diâmetro do último, tem 9,1 m de altura e contém 8,2 toneladas de propelentes liquefeitos ( O 2 e H 2 líquidos). É movido por um motor criogênico HM7 , que pode fornecer um empuxo de 7 te cujo tempo de operação é de 557 s . No topo deste piso encontra-se a caixa de equipamentos, que contém o sistema de orientação do foguete, bem como os vários sistemas que garantem a aquisição em tempo real pela central de controlo dos dados relativos à sua missão.
O equipamento do veículo é colocado em cima de 3 e chão e contém equipamento que pode controlar o lançador. Com diâmetro de 2,6 metros e altura de 1,15 metros, pesam 326 kg . A carenagem que coroa o lançador e protege a carga útil (satélite) tem 3,2 m de diâmetro por 8,65 m de altura (dimensões externas) e pesa 826 kg .
O lançamento do foguete é efectuado segundo um tempo muito preciso, cuja referência se estabelece em H0 , que corresponde ao momento preciso do disparo dos motores da primeira fase do lançador. As operações realizadas antes deste ponto de partida são designadas por H0-x segundos , e aquelas realizadas após o lançamento do foguete por H0 + x segundos .
H0 -9 s Desbloqueio da plataforma inercial , responsável por guiar o foguete durante seu vôo. H0 -4 s Desbloqueio do sistema de placas isolantes e braços criogênicos, garantindo que a temperatura correta seja mantida nos tanques de propelente antes da decolagem. H0 -0,2 s Relatório de apagamento de braços criogênicos. Se estes não estiverem devidamente separados do foguete, correm o risco de serem apanhados por este durante a descolagem. H0 Firing de quatro motores Viking 2 do 1 r fase, que se desenvolvem uma potência de decolagem cumulativa de 245 t (2 402,62 kN ). O foguete tem massa total de 211.568 kg . H0 +3 s Vá embora . 1.500 kg de propelentes são consumidos na mesa de lançamento entre o momento de ignição dos motores e a decolagem. O foguete decola com uma massa de 210.068 kg . Ele segue uma trajetória vertical. H0 +23 s Fim da subida vertical e início da inclinação do pitch . Entre H0 + 23 se H0 + 25 s, inclina-se em passo de 1,6 ° (o ângulo de inclinação é definido pelo eixo X do lançador e a vertical inercial passando pela mesa no momento do lançamento da usina). Durante a parte restante do voo da 1 st andar, a atitude controlada lançador segue uma lei predeterminada, a qual fornece nominalmente a quase zero trajectória de incidência, num plano constante azimute de 93,5 ° . O ângulo de inclinação, no final de voo do 1 r fase é 66,3 ° . H0 +2 min 30 s Detectando meados de impulso do 1 st palco e extinção de seus motores. H0 +2 min 32 s 2 nd fase foguetes de aceleração disparado . Esses chamados foguetes de "decantação" permitem pressionar bem os propelentes para o fundo dos tanques, para que as turbobombas sejam alimentadas de maneira adequada e que a ignição do motor Viking 4 ocorra nas melhores condições. H0 +2 min 34 s A separação do 1 r fase , que pesa apenas 15.136 quilograma (de peso da sua estrutura e propulsores residuais). Firing retrofoguetes a 1 st andar, a fim de mover-se rapidamente longe do resto do foguete. Ele cai no Oceano Atlântico a cerca de 400 km da plataforma de lançamento. Após a separação, o foguete pesa apenas 50.817 kg e está a uma altitude de 50,9 km . Sua velocidade é de 1789 m / s . H0 +2 min 35 s Ignição do motor Viking 4 de 2 e chão. H0 +2 min 37 s Potência nominal de saída 2 e floor, produzindo um empuxo de 73 t (715,88 kN ). H0 +2 min 42 s Lançamento de foguetes de aceleração da 2 ª fase. H0 +2 min 44 s Fim da fase de subida com incidência zero e início da fase guiada. Manobra realizada em guinada . H0 +4 min 15 s Liberação da tampa . O foguete está a uma altitude de 113,3 km e está viajando a uma velocidade de 3.493 m / s . Nesta altitude, a resistência do ar quase desapareceu e não representa mais nenhum obstáculo. A separação da carenagem torna o foguete um pouco mais leve (-857 kg ). Ele cai de volta no Oceano Atlântico a cerca de 1.300 km da plataforma de lançamento. H0 +4 min 49 s Extinção antecipada de 2 e andar. H0 +4 min 51 s Disparo de foguetes liquidação do 3 º andar. H0 +4 min 55 s A separação do 2 nd fase , que pesa apenas 4163 quilogramas (peso da sua estrutura e propulsores residuais). Firing retro-foguetes do 2 º piso, a fim de rapidamente afastar-se do resto do foguete (que será auto-destruiu 30 s mais tarde ...). Na separação, o foguete pesa apenas 11.290 kg e está a uma altitude de 138,5 km . Sua velocidade é de 4.223 m / s . H0 +5 min 01 s Ignição do motor de foguete hm7b o 3 º andar. H0 +5 min 02 s 3 rd fase nominal do motor de alimentação , produzindo 7 t (68,64 kN ) de impulso . Ao contrário das duas primeiras etapas, isso queima uma mistura criogênica, ou seja, O 2 + H 2 no estado líquido. H0 +5 min 11 s Queda dos foguetes de embalagem 3 e andar. H0 +5 min 26 s Auto-destruição do 2 º andar. Seus restos mortais caem no Oceano Atlântico a cerca de 2.200 km da plataforma de lançamento. H0 +6 min 12 s Aquisição do lançador pela estação de Natal no Brasil . Este rastreamento por radar é realizado até H0 +13 min 15 s. H0 + 8:06 Perda do sinal Kourou. H0 +12 min 02 s Aquisição do lançador pela estação Ascension . Esta perseguição é realizada até H0 +21 min 50 s. H0 +13 min 18 s Perda do sinal de Natal. H0 +14 min 18 s Velocidade de injeção atingida. Iniciando a seqüência de desligamento 3 e andar. A altitude do foguete é de 222 km e sua velocidade é de 8.751 m / s . Sua massa é de 3.193 kg , sendo 1.550 kg para o piso seco, aos quais são adicionados o compartimento do equipamento, fluidos residuais e 1.635 kg de carga útil. H0 +14 min 20 s Estabilização pelo Sistema de Controle de Atitude e Rolagem (SCAR) da atitude do compósito na direção nominal na injeção. H0 +16 min 18 s Início do processo de separação da carga útil e 3 e chão. H0 +16 min 19 s Topo rotação : redução de 10 rev / min em três rev / min durante 15 s e inclinando passo de 90 ° da 3 e andar. H0 +16 min 19 s Separação de carga útil . Fim da missão do lançador.O primeiro voo ocorre em 24 de dezembro de 1979e é um sucesso. O segundo terminou com uma explosão durante a decolagem. Houve mais dois voos de qualificação, de19 de junho de 1981, que desta vez correu bem. Durante o terceiro vôo, 3 satélites foram colocados em órbita. O10 de setembro de 1982, seu quinto vôo, que foi o primeiro vôo comercial, não teve sucesso. O foguete parou após sete minutos de vôo. Depois de uma revisão completa de todo o foguete, os próximos seis voos ocorreram sem problemas. Voo 14 do2 de julho de 1985enviou a sonda Giotto em direção ao cometa Halley . O último voo, o décimo primeiro da Ariadne 1, ocorreu em22 de fevereiro de 1986, ele lançou o primeiro satélite Spot .