Falcon 9

A Wikipédiából, a szabad enciklopédiából
Falcon 9
A rakéta első, 2010. június 4-i indítása
A rakéta első, 2010. június 4-i indítása

Változat Falcon 9 Normal
Funkció űrhajózási hordozórakéta
Gyártó Space Exploration Technologies (SpaceX)
Ár 44-49,5 millió USD
Méret- és tömegadatok
Hossz 54 m
Törzsátmérő 3,60 m
Indulótömeg 325 000 kg
Pálya Alacsony Föld körüli
Hasznos teher tömege Normal: 10 450 kg
Heavy: 32 000 kg
Pálya Geostacionárius
Hasznos teher tömege Normal: 4680 kg
Heavy: 19 000 kg kg
Fokozatok
Fokozatok száma 2
Első fokozat
Típusa 9 darab Merlin 1C hajtómű
Tüzelőanyaga RP–1 (kerozin)
Oxidálóanyaga folyékony oxigén
Tolóereje 4086 kN
Második fokozat
Típusa Merlin 1C hajtómű
Tüzelőanyaga RP–1 (kerozin)
Oxidálóanyaga folyékony oxigén
Tolóereje 513 kN
Égésideje 345 s

A Falcon 9 egy űrhajózási hordozórakéta család, melyet a Space Exploration Technologies (SpaceX) cég fejlesztett ki az Egyesült Államokban. A kétfokozatú rakéta első indítását 2010. június 4-én hajtották végre (v1.0), a jelenlegi (v1.1) változat 2013. szeptember 29-én debütált. A hordozó a tervezett Falcon 5 helyett lépett szolgálatba, a már korábban kifejlesztett Falcon 1 részegységein alapul (az egyes típusok elnevezésének 1-5-9 számjelei a rakétákba épített hajtóművek számára utalnak).

A rakétacsalád egyedülálló tulajdonsága a - jelenleg fejlesztés alatt álló - újrafelhasználhatóság, ami az első fokozat esetében irányított ereszkedéssel és aktív fékezéssel, a rakétafokozat ismételt begyújtásával érnének el, a kilövésből megmaradó üzemanyag felhasználásával. Bár az eredeti tervek még a teljes rendszer újrafelhasználhatóságát célozták[1], ezt később a második fokozat esetén, a beépítendő hővédő pajzs többletsúlya miatt elvetették.[2] A fejlesztés korai fázisában a rakétafokozatokat ejtőernyővel szerelték fel, hogy az óceán felszínén landolhassanak, ám ez a megközelítés a tengervíz korrozív jellemzői miatt csak a kísérleti eszközök tanulmányozását célozta volna, és nem járt sikerrel, mert a visszatérő elemek az ereszkedés közben fellépő erőhatások és melegedés hatására darabjaikra hullottak.

A rakéta képes a Dragon űrhajót a Nemzetközi Űrállomáshoz juttatni, mely szintén újrafelhasználható, így a jelenleg egyedüliként képes tudományos anyagokat visszahozni az űrállomásról a földre (a Szojuz kapszulát a legénység számára tartják fenn, míg az egyéb teherszállító modulok egyszer használatosak, a légkörbe lépéskor elégnek). Tervezik nagyobb, Falcon Heavy elnevezésű változatát is, ennek első fokozata mellé gyorsítórakétaként két további első fokozatot építenek majd, első repülése leghamarabb 2016 májusában várható.[3]

A SpaceX és a NASA a Dragon űrkapszulával (annak "Crew Dragon" más néven "Dragon V2", illetve korábbi nevén DragonRider változatával) személyszállításra is használhatóvá szeretné tenni a rakétát, melynek keretében 2015 május 6-án sikeresen teljesítették[4] a NASA CCiCAP[5] programjának 14 lépcsőjéből a 11. - kilövőállásbeli megszakítási - tesztet. A program következő mérföldkövét - a repülés közbeni megszakítási tesztet - a rakéta sikertelen 2015 júniusi indítását[6] követően elhalasztották[7], ám ennek ellenére az űrhivatal 2015 novemberében szerződést kötött a céggel kettőtől hat, személyeket az űrállomásra szállító kilövésre a 2017 év folyamán[8].

Felépítése[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

A kétfokozatú rakéta hajtóanyaga kerozin, oxidálóanyaga folyékony oxigén. Az egyszerűsítés miatt a két fokozat felépítése megegyező, az oxidáló- és hajtóanyagtartályok megegyező átmérőjűek, lítium-alumínium ötvözetből készülnek. Az első fokozatba kilenc, a másodikba egyetlen Merlin típusú rakétahajtóművet építettek, mely többször újraindítható.

A rakéta v1.0 változatában a hajtómű Merlin-C változata kapott helyet, az első fokozat esetén 3x3-as (mátrix) elrendezésben. A tervezésben fontos szerepet játszott a redundancia és megbízhatóság, melynek érdekében az egyes hajtóművek vezérlését például 3 különálló, egymást monitorozó számítógép látja el. A rendszer összességében kilenc hajtóművéből az egyik leállása esetén is pályára tudja állítani a hasznos terhet, mely képesség a 2012. októberi CRS-1 küldetés során a gyakorlatban is alkalmazásra került.

A v1.1 változat esetén a korszerűbb Merlin-D hajtóműveket már "octaweb" (nyolcszög, plusz középen egy) elrendezésben alkalmazzák, illetve a rakéta 13,5 m-el hosszabb, és 60%-al nehezebb is lett, köszönhetően az elérhető nagyobb teljesítményének. Ellentétben a Merlin-C-vel, melyet a cég már a Falcon 1 rakétáiban is sikerrel alkalmazott 2008-tól kezdődően, 2013-ban bemutatkozott D változat kevésbé számít kipróbált megoldásnak, így azt elméleti kapacitásaihoz képest csökkentett, biztonságos teljesítményszint mellett használják. Ebből adódóan a v1.1 típusjelen belül a rakétacsaládnak ismert egy "Full Thrust" (teljes hajóerő) nevű változata is, melynek első repülése 2015 december. 19-én várható[9], a CRS-7 misszióban bekövetkezett balesetet követő "return to flight" küldetés keretében.

Az újrafelhasználhatóság érdekében a rakéta sajátos megoldásokat tartalmaz. Az alsó részen közvetlenül a hajtóművek fölött a domború nyílhegy alakzatok a függőleges leszálláshoz szükséges kihajtható lábakat rejtenek (ezeket a rajzolt ábrázolásokon általában feketével is kiemelik, míg a valóságban fehérek). Illetve az első fokozat felső részén kihajtható, rácsos szerkezetű vezető szárnyak kaptak helyet, melyek az ereszkedés közben a törzset irányítják. A leszállás a rakéta hajtáson alapul (powered landing), az ereszkedés során a hajtóműveket több alkalommal is újra begyújtják. Ezek feladata az visszatérés megindítása, a rakéta hangsebesség alá lassítása, illetve a landolás végső pontján is a tolóerő fékezi a rakéta zuhanását, és teszi lehetővé a biztonságos földet érést. A földet érés pillanatában a függőleges helyzet megtartását további fúvókák segítik, melyeket ugyan a bemutató anyagok nem tartalmaznak, de működésük a CRS-6 küldetés utáni landolási kísérletben jól megfigyelhető[10].

Indítási napló[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Sorszám Dátum, időpont (GMT) Starthely Teher, megrendelő Eredmény Megjegyzés
1. 2010. június 4. 18:45 UTC SLC–40, Cape Canaveral Dragon Spacecraft Qualification Unit Sikeres[11] Az első próbálkozásnál (17:30-kor) T-3 másodpercnél leállították a visszaszámlálást, a második próbálkozás sikeres volt. A rakéta T+7 perc után lassú orsózásba kezdett, de elérte a 250 kilométeres körpályát.[12]
2. 2011. március (tervezett) SLC–40, Cape Canaveral COTS Demo 1 Tervezett A Dragon űrhajó első próbarepülése
3. 2011. (tervezett) SLC–40, Cape Canaveral COTS Demo 2 Tervezett A Dragon űrhajó második próbarepülése
4. 2011. (tervezett) SLC–40, Cape Canaveral COTS Demo 3 Tervezett A Dragon űrhajó harmadik próbarepülése
5. 2010. SLC–40, Cape Canaveral Cassiope Tervezett
6. 2010. SLC–40, Cape Canaveral HYLAS Tervezett

Lásd még[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Külső hivatkozások[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]

Lábjegyzetek[szerkesztés | forrásszöveg szerkesztése]