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Die NS-520 / SS-520-4 / SpaceSpark -2

SS-520Die NL-520 / SS-520-4 ist die jüngste japanische Trägerrakete und die kleinste jemals eingesetzte Trägerrakete.

Die NL-520 (NL : Nano Launcher) wird von IHI Aerospace Technologies gefertigt, einem japanischen Hersteller von Feststoffraketen. IHI fertigt sowohl die japanischen Höhenforschungsraketen und auch die Feststoffbooster für die Trägerraketen der L und My-Serie.

Die NL-520 stammt von den Raketen S-520 und SS-520 ab. Die S-520 ist eine einstufige Höhenforschungsrakete, die bei einer Masse von 2,1 t 70 kg auf eine Höhe von 430 km oder 150 kg auf eine Höhe von 350 kg transportiert. Sie wird seit 1980 eingesetzt. 24 Starts der S-520 erfolgten. Die S-520 hat eine Höhe von 8,0 m.

Die SS-520 ist das Nachfolgemodell bei dem die S-520 um eine weitere, zweite Stufe ergänzt wurde. Die zweite Stufe erhöht die Länge auf 9,65 m. Bei einer Startmasse von 2,6 transportiert sie 30 kg auf 1000 km Höhe und 60 kg auf 800 km Höhe. Der Erststart erfolgte 1998. Zwei Starts erfolgten seitdem. Ein dritter ist derzeit geplant.

Die Ziffer „-520“ verweist auf den durchgängigen Durchmesser von 520 mm der Rakete. Für die NS-520 wurde die SS-520 um weitere Stufen erweitert. Sowohl eine zusätzliche dritte Stufe wie auch eine zusätzliche erste Stufe. Der Antrieb hat daher auch die Bezeichnung „B0“ für nullte Stufe erhalten. In ähnlicher Weise hat man schon die Booster der Titan 3 als „Core 0“ bezeichnet. Die NS-520 ohne dritte Stufe, aber mit Booststufe B0 soll suborbital eingesetzt werden. Dann liegt die Nutzlast bei 250 kg auf eine Höhe von 275 km oder 125 kg auf 350 km Höhe. Ein Start dieser Version steht noch aus.

Für den Satellitenträger NL-520 wird die NS-520 um eine dritte Stufe ergänzt. Sie hat eine Treibstoffzuladung von 325 kg, die zweite Stufe eine von 670 kg. Dieser Träger ist dann insgesamt verstufig.

Die Rakete wird wie andere japanische Feststoffraketen schräg aufgehängt und unter einem Winkel von 80 Grad gestartet. Der Boostantrieb mit 445 kg Treibstoff B0 hat einen hohen Startschub und geringe Brennzeit. Nach dem Start sinkt der Schub laufend ab, sodass der Antrieb noch bei Unterschallgeschwindigkeit ausgebrannt ist. Er leistet mit dem kurz darauf gezündeten B1 Antrieb einen Großteil der vertikalen Beschleunigung, sodass nach Ausbrennen des B1 eine lange Freiflugphase eingeschoben wird, bis die NL-520 die Orbitalhöhe erreicht. Dort zünden dann kurz hintereinander die beiden oberen Stufen.

Die NL-520 hat bei einer Startmasse von 3,4 t eine LEO Nutzlast von 30 kg. Sie soll bis zu 6 Cubesats transportieren. Mit dem expandierenden Cubesatmarkt sollen bis zu 10 Starts pro Jahr erfolgen. Da die Rakete als Höhenforschungsrakete entwickelt wurde haben die Stufen nur sehr kurze Brennzeiten und es gibt sehr hohe Spitzenbeschleunigungen von bis zu 20 g. Das schränkt den Kundenkreis doch etwas ein. So verwundert nicht, das der für 2012 geplante Jungfernflug auch erst im Januar 2017 durchgeführt wurde.

Um die Nutzlast zu erhöhen sitzt die Avionik über zweiten Stufe. Sie wiegt 52 kg. Die Treibstoffzuladung der zweiten Stufe wird mit 325 und 670 kg angegeben.

System

Gewicht

Lenkung, Navigation und Steuerung (GNC)

8 kg

Datenverarbeitung und Telemetrie:

11 kg

Stromversorgung und Verteilung:

8 kg

Flugterminierungssytem: Realzeitverarbeitung und Kommandoempfänger

19 kg

Flugterminierungssytem: Stromversorgung

6 kg

Summe

52 kg

Die neue dritte Stufe B3 wird vor Stufentrennung ausgerichtet und stabilisiert. Es scheint mehrere Versionen zu geben, da eine Treibstoffzuladung von 78 und 325 kg genannt werden. Sie hat eine maximale Treibstoffzuladung von 325 kg.

Die zweite Stufe hat als einzige Stufe ein Schubvektor-Kontrollsystem. Die erste Stufe wird durch die Finnen stabilisiert, die an ihr angebracht sind. Dadurch stabilisieren sie auch die Flugphase mit der „nullten“ Stufe. Die Finnen bringen die Stufe durch Ablenkung der Luftströmung auch in eine schnelle Rotation die zu Brennschluss 120 U/Min erreicht. Bis zum Abtrennen der zweiten Stufe ist die Rakete daher ungelenkt und nur passiv stabilisiert. Danach reduziert ein Despinnsystem die Rotation auf Null und ein RCS-System verändert die Ausrichtung der Nick- und Gierachse. Es wird zur Gewichtsersparnis vor Zündung der zweiten Stufe abgetrennt. Die Lageänderungen werden durch ein Stickstoffdruckgassystem bewerkstelligt. Ein 5,7 l großer Tank mit einem Druck von 230 Bar befindet sich dazu an der stufe. Während der Freiflugphase wird dann auch die Nutzlastverkleidung abgeworfen.

Die zweite Stufe wird vom Boden aus gezündet, nachdem durch Bahnüberwachung und Telemetrie klar ist, das die Rakete sich auf dem richtigen Kurs befindet. Während des Betriebs der zweiten Stufe stabilisiert das Schubvektorkontrollsystem die Ausrichtung in der Nick- und Gierachse und reduziert die vom ungelenkten Flug stammenden Bahnabweichungen der ersten beiden Stufen. Vor Zündung der dritten Stufe wird diese in eine Rotation mit 60 Umdrehungen/s gebracht. Die nun folgenden Schritte werden von fest programmierten Zeitgebern ausgelöst. Die Abtrennung des Satelliten erfolgt erst zwei Minuten nach Brennschluss um den Restschub der letzten Stufe abklingen zulassen.

Eine Kooperation mit US-Unternehmen könnte die letzte Stufe durch eine leistungsfähigere ersetzen und so 30 kg in den SSO transportieren. Ein noch kleineres Modell wäre die NL-310, basierend auf der Höhenforschungsrakete SS-310 (mit 310 mm Durchmesser). Bei einer Masse von 1 t beträgt deren Nutzlast nur 3 kg. Durch den Abwurf von einem Flugzeug aus und neuen Stufen könnte die Nutzlast der NL-520 auf 50 kg in den SSO gesteigert werden. Die AL-520 (AL: Air Launched) soll von einer F-15D bei einer Geschwindigkeit von Mach 1,5 bis 2 in 14,8 bis 17,8 km Höhe abgeworfen werden. Die Nutzlast kann ohne neue Stufen so bis auf 41,4 kg gesteigert werden.

Die dreistufige Version wird auch als SpaceSpike-2 bezeichnet. Die SpaceSpike-1 besteht aus den oberen drei Stufen plus einer weiteren B4 mit 55 kg Treibstoffzuladung.

Die NL-520 kann derzeit zwei 2P-Racks aufnehmen, das heißt bis zu 6 Cuebsats transportieren. Die Zielnutzlast ist 20 kg in eine 250 x 500 km Bahn mit 31 Grad Bahnneigung.

Die Nutzlast beim Jungfernflug war TRICOM-1 ein 3 kg schwerer Satellit der in einen 180 x 1500 km Orbit mit einer Bahnneigung von 31 Grad gelangen sollte. Nach 20,5 s bekam man keine Telemetrie mehr von der NL-520. Daraufhin sandte man nicht mehr das Zündsignal für die zweite Stufe und die beiden oberen Stufen stürzten mit ihrer Nutzlast ins Meer. Der Jungfernflug erfolgte in dreistufiger Version, d. h. ohne Boostantrieb. Als wahrscheinlichste Ursache gilt ein Stromausfall.

Diese erste Version war deutlich kleiner als die endgültige Version so betrug die Startmasse nur 2.600 kg bei einer Länge von 9,54 m. Die zweite Stufe nahm nur 325 kg Treibstoff auf und die dritte nur 78 kg. Die gesamte Entwicklung der NS-520 hat nur 3,5 Millionen Dollar gekostet. Die Rakete wurde beim Start als SS-520-4 bezeichnet, wobei das -4 für die vierte Rakete steht. Es war jedoch der dritte Start, da ein weiterer Start einer Höhenforschungsversion verschoben wurde.

 

Ereignis

Dreistufige Version

Vierstufige Version

Zündung Boostantrieb:

0 s

0 s

Ausbrennen Boostantrieb

 

9,2 s

Zündung erste Stufe

0 s

12,8 s

Ausbrennen erste Stufe:

31,7 s

46 s

Abtrennung Nutzlastverkleidung

68 s

110,0 s

Initiierung Despinnen

73,3 s

 

Abschluss Depsinnen

117,6 s

 

Initiierung Nutationskontrolle

121,2 s

 

Abschluss Nutationskontrolle

145 s

 

Abtrennung RCS System

147 s

 

Zündung zweite Stufe:

180 s

120,0 s

Brennschluss zweite Stufe

 

156,6 s

Abtrennung zweite Stufe:

235 s

 

Zündung dritte stufe

238 s

299 s

Brennschluss dritte Stufe

263, 8 s

329 s

Abtrennung Satellit

450 s

 



Datenblatt NL-520

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlasthülle:

2017 -

0

-

12,70 m Höhe, 0,52 m Durchmesser, 2,00 m mit Finnen

3.400 kg

20 kg in einen 250 x 500 km, 31° LEO-Orbit

1,65 m Länge, 0,62 m Durchmesser


B0

B1

B2

B3

Länge:

2,80 m

5,30 m

1,65 m

1,00 m

Durchmesser:

0,52 m

0,52 m

0,52 m

0,52 m

Startgewicht:

500 kg

1.790 kg

740 kg + 52 kg Avionik

360 kg

Trockengewicht:

55 kg*

200 kg*

70 kg* + 52 kg

35 kg*

Schub Meereshöhe:

288 kN

 

 

 

Schub (maximal):

330 kN

155 kN (Mittel)*

52 kN (Mittel)*

30 kN*

Triebwerke:

 

 

 

 

Spezifischer Impuls (Meereshöhe):

 

 

 

 

Spezifischer Impuls (Vakuum):

2850 m/s*

2850 m/s*

2850 m/s*

2850 m/s*

Brenndauer:

9,2 s

33,2 s

36,6 s

30 s

Treibstoff:

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

* : geschätzte Werte

Datenblatt SpaceSpike-1

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlasthülle:

 

 

5,40 m Höhe, 0,52 m Durchmesser, 2,00 m mit Finnen

1.200 kg

3-6 kg in einen 250 x 500 km, 31° LEO-Orbit

1,65 m Länge, 0,62 m Durchmesser


B2

B3

B4

Länge:

1,65 m

1,40 m

0,7 m

Durchmesser:

0,52 m

0,52 m

0,52 m

Startgewicht:

790 kg + 52 kg Avionik

360 kg

60 kg

Trockengewicht:

120 kg* + 52 kg

35 kg*

5 kg*

Schub Meereshöhe:




Schub (maximal):

52 kN (Mittel)*

30 kN*


Triebwerke:




Spezifischer Impuls (Meereshöhe):




Spezifischer Impuls (Vakuum):

2850*



Brenndauer:

36,6 s

30 s

30 s

Treibstoff:

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

Datenblatt SpaceSpike-2

Einsatzzeitraum:

Starts:

Zuverlässigkeit:

Abmessungen:

Startgewicht:

Maximale Nutzlast:

Nutzlasthülle:

2017-

1, davon ein Fehlstart

0 %

10,00 m Höhe, 0,52 m Durchmesser, 2,00 m mit Finnen

3.200 kg

20 kg in einen 250 x 500 km, 31° LEO-Orbit

1,65 m Länge, 0,62 m Durchmesser


B1

B2

B3

Länge:

5,30 m

1,65 m

1,40 m

Durchmesser:

0,52 m

0,52 m

0,52 m

Startgewicht:

2.090 kg

790 kg + 52 kg Avionik

215 kg

Trockengewicht:

500 kg*

120 kg* + 52 kg

25 kg*

Schub Meereshöhe:

185 kN (Maximal)



Schub (maximal):

143 kN (Mittel)*

52 kN (Mittel)*

30 kN*

Triebwerke:




Spezifischer Impuls (Meereshöhe):




Spezifischer Impuls (Vakuum):

2850*

2850*


Brenndauer:


33,2 s

36,6 s

30 s

Treibstoff:

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumperchlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumper­chlorat

HTPB/ Aluminium/ Ammoniumper­chlorat


Links

H-IIA Webpage

JAXA Space Transportation Programm

H2A Launch Vehicle

http://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=1234&;context=smallsat

Startlisten Japanischer Trägerraketen

http://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=1320&context=smallsat

https://forum.nasaspaceflight.com/index.php?action=dlattach;topic=40509.0;attach=1397696

http://digitalcommons.usu.edu/cgi/viewcontent.cgi?article=1051&context=smallsat

http://spaceflight101.com/ss-520-4-rocket-launches-on-experimental-mission/

 

Büchertipps

Von mir gibt es mehrere Bücher zum Thema Trägerraketen. Zum einen zwei Werke über alle Trägerraketen der Welt und zum Zweiten Bücher über die europäische Trägerraketenentwicklung.

Mein bisher umfassendstes Werk ist ein zweibändiges Lexikon über Trägerraketen mit 700 bzw. 600 Seiten Umfang. In ein Buch passten schlichtweg nicht alle Träger in ihren Subversionen so gibt es einen Band nur für US-Träger, einen zweiten für "internationale" Trägerraketen, sprich alle anderen Nationen. Beide Bände haben denselben Aufbau:

Nach einem einleitenden Kapitel über die Arbeitsweise von Raketen kommt ein einführendes Kapitel über die Raumfahrtbestrebungen des Landes und der Weltraumbahnhöfe, bei den USA ist dies natürlich nun eines. Danach kommen die Träger geordnet nach Familien mit gleicher Technologie in der historischen Entwicklung. Zuerst wird die Technologie und Entwicklungsgeschichte beim ersten Exemplar einer Familie beschrieben, dann folgt bei den einzelnen Mitgliedern nur noch die Veränderungen dieses Modells und dessen Einsatz.

Ich habe soweit möglich technische Daten zum schnelleren Nachschlagen in Tabellen ausgelagert, Querschnittsdiagramme, Grafiken über den Einsatz und bei den US-Trägerraketen auch komplette Startlisten komplettieren dann jedes Kapitel. Dazu gibt es von jedem Träger ein Startfoto.

In jedem Buch stecken so über 100 Subtypen, was den Umfang bei dieser ausführlichen Besprechung auf 600 Seiten (internationale Trägerraketen) bzw. 700 Seiten (US-Trägerraketen getrieben hat). Ich denke sie sind mit 34,99 und 39,99 Euro für den gebotenen Inhalt trotzdem sehr günstig.

Speziell mit der Geschichte der Trägerraketenentwicklung in Europa beschäftigt sich das zweibändige Werk Europäische Trägerraketen 1+2. Band 1 (Europäische Trägerraketen 1: Von der Diamant zur Ariane 4) behandelt die nationalen Trägerprogramme (Black Arrow und Diamant), das OTRAG-Projekt, die glücklose Europa-Rakete und die Ariane 1-4. Band 2: die aktuellen Projekte Ariane 5 und Vega. Sowie die Weiterentwicklungen Ariane 6 und Vega C. Beide Bücher sind voll mit technischen Daten, Details zur Entwicklungsgeschichte und zu den Trägern. Diese Bücher sind gedacht für Personen, die wirklich alles über die Träger wissen wollen. Der nur an allgemeinen Infos interessierte, wird mit dem Buch internationale Trägerraketen besser fahren das sich auf die wichtigen Daten beschränkt.

Es gibt von den europäischen Trägerraketen, da die Programme weitestgehend unabhängig voneinander sind, auch die Möglichkeit, sich nur über einen Träger zu informieren so gibt es die gleiche Information auch in vier Einzelbänden:

Auf einen eigenen Band für Ariane 5 und 6 habe ich verzichtet, weil dieser nur wenig billiger als Band 2 der europäischen Trägerraketen wäre, da Ariane 5+6 rund 2/3 des Buches ausmachen.

Meine Bücher sind alle in Schwarz-Weiss. Das hat vor allem Kostengründe. Bei BOD kostet jede Farbseite 10 ct Aufpreis. Es gibt jedoch ein Buch, das für Einsteiger gedacht ist und jeden Trägertyp nur auf zwei Seiten, davon eine Seite mit einem meist farbigen Foto abhandelt: Fotosafari durch den Raketenwald. Es ist weniger für den typischen Leser meiner Webseite gerichtet, die ja auch in die Tiefe geht, als vielmehr für Einsteiger und als Geschenk um andere mit der Raumfahrt zu infizieren.

Sie erhalten alle meine Bücher über den Buchhandel (allerdings nur auf Bestellung), aber auch auf Buchshops wie Amazon, Libri, Buecher.de und ITunes. Sie können die Bücher aber auch direkt bei BOD bestellen.

Mehr über diese Bücher und weitere des Autors zum Themenkreis Raumfahrt, finden sie auf der Website Raumfahrtbucher.de.




© des Textes: Bernd Leitenberger. Jede Veröffentlichung dieses Textes im Ganzen oder in Auszügen darf nur mit Zustimmung des Urhebers erfolgen.
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