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 ゼフィーロ 23 のノズル、パリ航空ショー2015 | |
| メーカー | アビオ |
|---|---|
| 原産国 | イタリア |
| 使用場所 | |
| 発売履歴 | |
| 状態 | アクティブ |
| 総打ち上げ数 | 23 |
| 成功 （ステージのみ） | 21 |
| 失敗した | 2 |
| 初飛行 | 2012年2月13日 |
| 最終便 | 2019年7月11日 |
| 第2段（ベガ） - ゼフィーロ23 [1] | |
| 身長 | 7.5 m (24 フィート 7 インチ) |
| 直径 | 1.9 m (6 フィート 3 インチ) |
| 空の塊 | 1,935 kg (4,266 ポンド) |
| 総質量 | 25.9 t (57,000 ポンド) |
| 推進剤質量 | 24 t (53,000 ポンド) |
| 最大推力 | 1,122 kN (252,000 lb f ) |
| 比推力 | 287.5秒 |
| 燃焼時間 | 103秒 |
| 推進剤 | アルミニウム– HTPB / AP (HTPB 1912 APCP ) |
| セカンドステージ（ベガC / ベガE） – ゼフィーロ40 [2] | |
| 身長 | 7.6 m (24 フィート 11 インチ) |
| 直径 | 2.3 m (7 フィート 7 インチ) |
| 空の塊 | 3,006 kg (6,627 ポンド) |
| 総質量 | 39.2 t (86,000 ポンド) |
| 推進剤質量 | 36.2 t (80,000 ポンド) |
| 最大推力 | 1,304 kN (293,000 lb f ) |
| 比推力 | 293.5秒 |
| 燃焼時間 | 92.9秒 |
| 推進剤 | アルミニウム - HTPB / AP (HTPB 1912 APCP) |
| 第3ステージ（ベガ/ベガC） – ゼフィーロ9 [3] | |
| 身長 | 3.9メートル（13フィート） |
| 直径 | 1.9メートル（6フィート3インチ） |
| 空の塊 | 906キログラム（1,997ポンド） |
| 総質量 | 11.4トン（11.2長トン、12.6短トン） |
| 推進剤質量 | 10.5トン（10.3長トン、11.6短トン） |
| 最大推力 | 314キロニュートン（71,000ポンドf） |
| 比推力 | 295.2秒 |
| 燃焼時間 | 117.1秒 |
| 推進剤 | アルミニウム - HTPB / AP (HTPB 1912 APCP) |
ゼフィーロは、アビオ社が開発し、欧州宇宙機関のベガロケットに使用された固体燃料 ロケットモーターのシリーズである。ゼフィーロという名前は、イタリア宇宙機関（ASI）のサンマルコ計画の第一段と第二段に使用することを意図していたときに考案された、ZE ro FI rst stage RO cketの頭文字[4]に由来している。この名前は、ギリシャ神話の西風神ゼピュロスにも由来している。
2024年現在[アップデート]、Vega CロケットではZefiro 40とZefiro 9の2つのモデルが使用されています。オリジナルのVegaに搭載されていたZefiro 23は、現在は生産されていません。
歴史
最初に完成したエンジンは第3段エンジンのゼフィーロ9でした。最初のテスト燃焼は2005年12月20日、サルデーニャ島南東部の地中海沿岸にあるサルト・ディ・キッラ軍事試験場で実施されました。テストは完全に成功しました。[5]完了した最初のテスト燃焼に基づく厳密な設計レビューの後、[6]ゼフィーロ9の2回目のテスト燃焼は2007年3月28日にサルト・ディ・キッラで行われました。35秒後、モーターの内部圧力が突然低下し、燃焼時間が長くなりました。[7] 2008年10月23日、ノズルの設計を変更し、推進剤の量を増やしたゼフィーロ9の強化版であるゼフィーロ9Aのテストに成功しました。[8] 2009年4月28日、ゼフィーロ9Aの最終認定試験発射がイタリアのサルデーニャ島にあるサルト・ディ・キッラ・インターフォース試験場で行われた。[9]
ゼフィーロ23は2006年6月26日と2008年3月27日にサルト・ディ・キラで2回テスト発射された。両方のテストは成功し、モーターはベガでの使用に適格となった。[10] [11]
ゼフィーロ40の最初のテストは2018年3月8日にサルト・ディ・キラで行われ、92秒間の燃焼に成功しました。[12]
2019年7月11日のファルコンアイ1ミッション中に、予定されていた点火直後にゼフィーロ23の故障が発生し、衛星の喪失とミッションの失敗につながった。ゼフィーロ23は77秒間点火する予定だった。テレメトリデータによると、ベガロケットは飛行開始から233秒後に最高速度約2.17km/sに達した。その後、ロケットは予定されていた上昇軌道を下回り、ガイアナ宇宙センターの北にある大西洋に落下した。[13]
2022年12月20日にゼフィーロ40の第二段ロケットの故障が発生し、打ち上げ時の圧力不足の問題として報告された。[14]
概要
すべてのゼフィーロモデルの推進剤はHTPB 1912であり、公称組成はアルミニウム粉末19%、過塩素酸アンモニウム69%、ヒドロキシル末端ポリブタジエン結合剤12%である。[15]
ゼフィーロ23とゼフィーロ9Aは、それぞれ設計段階で予定された推進剤の重量を表し、ベガロケットの第2段と第3段として使用されます。両方のモーターには、直径1.9mのカーボンエポキシ フィラメント巻きケース、低密度EPDM絶縁体、柔軟なロケットノズルジョイント、および電気機械式推力ベクトル制御システムが備わっています。
ゼフィーロ23は高さ7.5メートル、重量26トンで、そのうち24トンは固体燃料である。燃焼室圧力は95バールで、公称燃焼時間は103秒である。[1] [16]
ゼフィーロ9Aは、アビオテクノロジーズのみで設計・製造されており、高さ3.5メートル、重量11.5トン、9トンの固体燃料を燃焼する。燃焼室圧力95バールで公称燃焼時間は77秒で、燃焼時間は110秒強である。[3] [16]
ゼフィーロ40はベガCの2段目として使用され、ベガEと併用される予定である。前身のゼフィーロ23と比較すると、このモーターは運動圧力が増加し、ケーシングと推進剤粒子の両方の構造的負荷マージンが向上し、柔軟なロケットノズルジョイントが改良されている。[2]
参照
参考文献
- ^ ab "VEGA: 2° ステージ – Zefiro 23".アビオ。2019 年4 月 14 日に取得。
- ^ ab 「VEGA: 2°ステージ – Z40モーター」。Avio。2018年3月15日時点のオリジナルよりアーカイブ。2019年4月14日閲覧。
- ^ ab 「VEGA: 3° stage – Zefiro 9」.アビオ。2019 年4 月 14 日に取得。
- ^ 「イタリア「デメトラ」会議：航空宇宙部門、衛星監視」。Avio。2015年2月27日時点のオリジナルよりアーカイブ。2019年4月14日閲覧。
- ^ 「ESA：ベガのゼフィーロ9エンジンの初テストに成功」ESA 2005年12月21日2019年4月14日閲覧。
- ^ 「ESA：ベガの重要な設計レビューが始まる」ESA。2006年12月22日。 2019年4月14日閲覧。
- ^ 「ESA：異常な動作がベガのゼフィーロ9モーターの発射テストに影響」ESA。2007年3月29日。 2019年4月14日閲覧。
- ^ 「ベガのZefiro 9-A固体燃料ロケットモーターの初テストに成功」ESA、2008年10月24日。
- ^ 「ベガのゼフィーロ9A固体燃料ロケットモーターの2回目のテストに成功」ESA、2009年4月30日。
- ^ 「ESA：ベガの第2段モーターが始動」ESA、2006年6月26日。 2019年4月14日閲覧。
- ^ 「Zefiro 23の認定発射試験に成功」ESA、2008年3月31日。 2019年4月14日閲覧。
- ^ 「Zefiro 40(Z40)エンジンベンチテスト」。Avio。2019年3月8日。 2019年4月14日閲覧。
- ^ 「UAEの軍事衛星、ベガ打ち上げ失敗で紛失」。spaceflightnow。2019年7月11日。
- ^ Foust, Jeff (2022年12月21日). 「Vega C、2度目の打ち上げに失敗」. SpaceNews .
- ^ 「発射装置用のグリーン固体推進剤」(PDF) 。 2018年8月7日時点のオリジナル(PDF)よりアーカイブ。 2018年3月16日閲覧。
- ^ ab "Die Vega" (ドイツ語) . 2019年4月14日閲覧。