Vega (raket)

Från Wikipedia
Hoppa till: navigering, sök
För andra betydelser, se Vega.
Vega
Vega.svg
Fakta
Tillverkare Avio
Land Europa
Mått
Höjd 30,0 m[1]
Diameter 3,0 m[1]
Massa 137 000 kg
Antal steg 4 st
Kapacitet
Nyttolast till
700 x 700 km, 90°
1 430 kg
Nyttolast till
1500 x 200 km, 5,4°
1 963 kg
Nyttolast till
SSO 400km
1 450 kg
Historik
Status Aktiv
Uppskjutningsplatser ELA 1 Centre Spatial Guyanais
Uppskjutningar 6 st
Lyckade 6 st
Jungfrufärd 13 februari 2012
Första steget -
Motorer 1x P80
Kraft 3 040 kN
Bränntid 107 sek
Bränsle Fast
Andra steget -
Motorer 1x Zefiro 23
Kraft 1 200 kN
Bränntid 71,6 sek
Bränsle Fast
Tredje steget -
Motorer 1x Zefiro 9
Kraft 213 kN
Bränntid 117 sek
Bränsle Fast
Fjärde steget -
Raketmotor 1x AVUM
Kraft 2,45 kN
Bränntid 315,2 sek
Bränsle UDMH/N2O4

Vega är en raket som ASI och ESA började utveckla 1998. Datumet för första uppskjutningen sköts fram ett flertal gånger, men genomfördes lyckosamt den 13 februari 2012.

Italien är det ledande landet i projektet och står för 65% av kostnaderna, Frankrike (12.43%), Belgien (5.63%), Spanien (5%), Nederländerna (3.5%), Schweiz (1.34%) och Sverige (0.8%).

Den är konstruerad för att skjuta upp lätt last billigt: satelliter mellan 300 och 2000 kg till polär bana och låg omloppsbana. Den är namngiven efter stjärnan Vega.

En del av den teknik raketen bygger på är vidareutvecklad från Ariane-raketerna. En del av den nya teknik som tagits fram kan komma att användas i Ariane 5-raketen.

Konstruktion[redigera | redigera wikitext]

Raketen består av tre steg med fast bränsle och ett övre steg med flytande bränsle. Huvud orsakerna till att man valt tre fast bränsle steg är att dom är enkla och billiga att tillverka. för att kunna kompensera för små avvikelser i fastbränsle stegen valde man ett steg med flytande bränsle till fjärde steg, detta gör att man även kan placera olika laster i olika omloppsbana under samma uppskjutning.

Noskon[redigera | redigera wikitext]

Den är 2,6 m i diameter, 7,8 m hög och väger 400 kg.

Kontrollsystem[redigera | redigera wikitext]

Raketens kontrollsystem är integrerat med raketens fjärde steg. Styrsytemet är europas första helt elektriska. Tidigare har man använt hydraulik för att bland annat styra raketdysor.

AVUM[redigera | redigera wikitext]

Raketens fjärde steg kallas AVUM och är ett raketsteg baserat på flytande bränsle.

Zefiro 9[redigera | redigera wikitext]

Raketens tredje steg kallas Zefiro 9 och är ett fastbränsle steg med 10 ton bränsle. Namnet kommer från början utvecklings arbetet av raketen då steget skulle innehålla 9 ton bränsle.

Zefiro 23[redigera | redigera wikitext]

Raketens andra steg kallas Zefiro 23 och är ett fastbränsle steg med 24 ton bränsle. Namnet kommer från början utvecklings arbetet av raketen då steget skulle innehålla 23 ton bränsle.

P80[redigera | redigera wikitext]

Raketens första steg kallas P80 och är ett fastbränsle steg med 88 ton bränsle. Namnet kommer från början utvecklings arbetet av raketen då steget skulle innehålla 80 ton bränsle.[2]

Uppskjutningar[redigera | redigera wikitext]

Datum (UTC) Utförande Nyttolast
13 februari 2012, 10:00:00 Lyckad LARES / ALMASat 1 / e-st@r / Goliat / MaSat-1 / PW-Sat / ROBUSTA / UniCubeSat-GG / XaTcobeo
7 maj 2013, 02:06:31 Lyckad Proba-V / VNREDSat 1A / ESTCube-1
30 april 2014, 01:35:15 Lyckad KazEOSat-1
11 februari 2015, 13:40:00 Lyckad IVX
23 juni 2015, 01:51:58 Lyckad Sentinel-2A
3 december 2015, 04:04 Lyckad LISA Pathfinder

Planerade uppskjutningar[redigera | redigera wikitext]

Datum Nyttolast
2016 PeruSat-1 / 4x Skybox
2016 Göktürk-1
2016 OPSAT 3000 / VENµS
2016-2017 Sentinel 3B
2016 ADM-Aeolus
2017 PRISMA
2017 TARANIS

Källor[redigera | redigera wikitext]

Commons-logo.svg
Wikimedia Commons har media relaterad till Vega (raket).

Fotnoter[redigera | redigera wikitext]

  1. ^ [a b] ESA, läst 15 augusti 2016.
  2. ^ astronautix.com, läst 15 augusti 2016.