IlIl vettorevettore ItalianoItaliano VEGAVEGA
PresentePresente ee FuturoFuturo
Pier Giuliano Lasagni
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Agenda - L’accesso allo spazio - I veicoli ed i sistemi propulsivi - Cos’è VEGA ? - Descizione del Lanciatore - Il mercato - L’approccio programmatico - Nuove tecnologie per il lanciatore - Nuove competenze tecniche - Nuove competenze gestionali - Stato del programma - L’evoluzione di VEGA
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 2 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved L’accesso allo spazio
•L’accesso allo spazio rappresenta dunque un asset strategico per i paesi industrializzati • L’utilizzo commerciale dello spazio oggi è concentrato principalmente sulla messa in orbita di satelliti artificiali •Europei Russi Americani Cinesi hanno lanciatori capaci di garantire la messa in orbita di satelliti
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Come funziona un lanciatore:
•Mettere in orbita un oggetto vuol dire aumentare progressivamente la sua velocità fino a fargli raggiungere una velocità che lo mette in rotazione stabile attorno alla terra • Un sistema di lancio (lanciatore) accelera dunque un oggetto fino a fargli raggiungere la velocità e la quota di messa in orbita
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Europa ARIANE V
ARIANESPACE VEGA
USA BOEING LAUNCH
SERVICE DELTA IV DELTA II
USA/Russia INTERNATIONAL LAUNCH SERVICE PROTON M
USA ATLAS III ATLAS V LOCKHEED MARTIN LAUNCH SYSTEM
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… due sistemi propulsivi equipaggiano i lanciatori Casing and Igniter Internal Thermal Protection Propellant Grain
Thrust Vector Control
Nozzle
Combustion Chamber Liquid Oxidizer
(O2) Turbopump
Liquid Fuel Turbo pump
Nozzle
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 6 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Che cos’è VEGA ?
Vega è un lanciatore a quattro stadi basato principalmente sulla propulsione a solido con un alto livello di integrazione con il lanciatore Ariane 5 Height [m] 30
I Design drivers sono: Maximum diameter [m] 3.00 •Costo di Lancio Fairing diameter [m] 2.60
•Flessibilità di Missione Mass at Lift-off [kg] 137 000 Reference mission •Affidabilità 1500 performance [kg] •P/L & customer comfort Reliability 98%
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Payload Composite
Z9 SRM Z23 SRM
AVUM P80 SRM & IS 23 IS34 IS 01
IS 12
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 8 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Primo stadio
Length [m] 11.714 P80 SRM + IS01 e IS12 Max diameter [m] 3.005 Mass at Lift-off [kg] 97 131 Separation plane Burn time [s] 106.8 Total Impulse [KN s] 242 721 Structural Ratio 9.05 % IS 12
Retro Rocket Assy
P80 SRM
IS 01 Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 9 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Secondo stadio
Z23 SRM Length [m] 8.451 Max diameter [m] 1.910 Mass at Lift-off [kg] 26 563 Burn time [s] 71.7 Total Impulse [KN s] 67 776 Structural Ratio 9.99 %
Z23 SRM
TVC Assy Base Cover
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 10 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Terzo stadio
Z9 SRM + IS23. Include Length [m] 4.376 base cover, TVC assy Max diameter [m] 1.910 Separation Mass at Lift-off [kg] 11 454 Plane Burn time [s] 109.6 Wiring tunnel Total Impulse [KN s] 29 272 Structural Ratio 12.1 %
IS23
Z9 SRM
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 11 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Quarto Stadio
Include il Sistema propulsivo Bi- Length [m] 1.742 propellente, il TVC assy, il Roll & Max diameter [m] 1.910 Attitude Control System, la Mass at Lift-off [kg] 1044 maggior parte dell’avionica del lanciatore e sistemi di Burn time [s] 667 comunicazione. Total Impulse [KN s] 1 702 Structural Ratio 47.3 % AVUM & IS34 primary structure
Avionic Module
Propulsion and Roll & Attitude Control Module Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 12 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Payload Composite
Include il fairing, l’adattatore Length [m] 7.842 del payload e il relativi sistemi Max diameter [m] 2.600 di separazione Mass at Lift-off [kg] 619+P/L Burn time [s] - Total Impulse - Structural Ratio - Payload Adapter 937B
Payload Fairing
Payload Dynamic envelope
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 13 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Z9 SRM Z23 SRM P80 SRM Note Thrust [KN] 313,6 1190,4 3039,1 [5] Burning Time [s] 111,14 72,153 106,862 [3] Mass [kg] 10938,7 25822,5 95805,1 [2] Propulsione:Propellant mass [kg] Solido10064,3 23908,9 88340,4 [1] Total Impulse [kN s] 29157,8 67567,1 242037,5 [4] MR 0,920 0,926 0,922 [2]
Z9 SRM Z23 SRM P80 SRM Note [1] Including Igniter Propellant mass [2] For P80 SRM, total mass includes TVC subsystem Thrust [KN] 313,6 1190,4 3039,1 [5] [3] Burning time (action time T38, 1.5 bar) Burning Time [s] 111,14 72,153 106,862 [3] [4] Action Time Vacuum Total Impulse (up to T38) Mass [kg] 10938,7 25822,5 95805,1 [2] [5] Maximum Vacuum Thrust Propellant mass [kg] 10064,3 23908,9 88340,4 [1] Total Impulse [kN s] 29157,8 67567,1 242037,5 [4] MR 0,920 0,926 0,922 [2]
[1] Including Igniter Propellant mass [2] For P80 SRM, total mass includes TVC subsystem [3] Burning time (action time T38, 1.5 bar) Igniter [4] Action Time Vacuum Total Impulse (up to T38) [5] Maximum Vacuum Thrust Propellant Finocil Thermal Protection
CFRP case & skirt
Nozzle
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Un sistema propulsivo a liquido è basato su un ben consolidato motore a bi-propellente ed un innovativo sistema di espulsione propellente Il sistema di espulsione propellente è costituio da un bladder rinforzato con un polimero al fluoro.
Propellants UDMH / NTO Mixture ratio 2 Propellant Pressure (MEOP) 35.6 bar Number of Propellant Tanks 4 Pressurisation Gas Helium Number of Gas Pressurisation Tanks1 Specific Impulse 315,5 s Total Impulse 17022 kN s Burning time (max.) 667 s Nominal Thrust in vacuum 2450 N Total Propellant Mass (Max filling) 550 Kg Unusable propellant Mass 23 Kg Mass Flow Rate 0.79186 Kg/s
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Il sistema Roll & Attitude Control System è basato quasi integralmente sull’architettura e componeneti dell’Ariane 5. Roll Control durante le fasi di spinta Attitude Control durante le fasi di avvicinamento all’orbita e posizionamento del payload Propellants N2H4 Number of Thrusters 6 Number of Tanks 1 Pressurisation Gas GN2 Propellant Pressure (Blow Down) 26 - 8 bar Specific Impulse 230 s Total Impulse 76700 N s MIB 2,5 N s Nominal Thrust in vacuum (each thruster,220 BoL) N Total Propellant Mass (Max filling) 34 Kg Mass Flow Rate (each thruster, BoL) 0.098 Kg/s
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Un innovativo Thrust Vector Control elettromeccanico per i quattro stadi, che condividono tecnologie e componenti (HW & SW) Controller & LiIon Batteries Power Distribution Mass Power Torque Speed Stroke Band- width (kg) (kW) (Nm) (mm/ (mm) (Hz) s) Z23 15x2 14 12 208 221 8 (EMA) 18 (IPDU)
30* (BS) Z9 15x2 2.05 7.04 93 124 3.05 (EMA) 18 (IPDU)
10* (BS) AVUM 4x2 (EMA) 0.43 0.17 49 68,8 3.05
10* (IPDU) 8* (BS) Electro Mechanical Actuator
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MFU SMU SRU
OBC
TVC EMA & IPDU
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 18 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Il mercato di Vega
Mercato Satellitare Numero di Paylaods da lanciare 2008-2104 accessibile ad Arianespace
Orbite
Non GEO Payloads
Europeo Istituzionale Europeo Non-Istituzionale o Non Europeo
Mercato dei Lanci
Trend in crescita nel breve medio periodo
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Europa Cina India
Long March Long March Long March Long March VEGA ROCKOT 2C 2D 3B 2F
POSSIBILI FUTURI COMPETITORI
Rockot dovrebbe non essere più disponibile dopo il 2009, Russia USA all’entrata in servizio di VEGA
Long March e GSLV, classe Ariane 5, sono pericolosi competitori sul piano economico
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Design Drivers di VEGA
I Design Drivers del lanciatore sono:
• Il costo del servizio di lancio • Il confort del carico pagante e del cliente • La flessibilità delle missioni • La sinergia con la famiglia Ariane
Per cogliere questi obiettivi , l’approccio su VEGA è stato quello di trovare un buon mix di ➘ componenti esistenti e tecnologie consolidate ➘ miglioramenti incrementali ➘ lo sviluppo di alcuni “break through” tecnologici ad alto valore aggiunto
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 21 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Nuove competenze tecniche
Stadi a solido Quarto stadio •Design di •Design di sistemi di propulsori a AREE DI propulsione a propellente propellente solido ATTIVITA’ liquido storable •Design di involucri •Follow-supplier Russi /Ucraini in composito •Progetto sistemi di gestione •Design di ugelli propellente con bladder nuova generazione (sacca)
Attività per i lanciatori • Avionica e GNC Rosso = nuovo • Sistema Elettrico • Sistema meccanico • Equipments (progetto e realizzazione) • Ingegneria di integrazione / Prove stadi
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ELV System Activities – HWIL Laboratory
OBC MFU UCTM-UCAT Lab-INS IPDU 4
EGSE
Nozzle
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 23 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Nuove competenze tecniche Sistema Meccanico Lanciatore
Structural Thermo-fludo dynamic
•General loads •LV external aerodynamic •LV dynamic •Jet flow simulation •Structural dimens. •Wind tunnel testing •Layout studies •Aero elasticity •Aero thermal loads •LV thermal model •LV thermal control •Acoustics and aeroWTT acoustics campaign
CFD analysis at 1- 2separation
System testRicerca on UCMEC: ed Innovazione numerical- nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 24 experimental Settorecomparison Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Nuove competenze tecniche Componenti in Materiali Compositi
Composite cases SRM Thermal Structural Products: SRM Nozzle and tanks Protections elements Skills: Non-linear structural and thermo-structural analyses on composite, TP, metallic and elastomeric items (MARC /NASTRAN). Internal fluid dynamics for motor chamber environment analysis (customized CFD codes as Fluent) . In-depth thermo-ablative (by CMA & GASKET codes) analyses Structural dynamic detailed SRM FEM models (NASTRAN). Damage tolerance analysis for defect propagation onset (customized FEM codes) . Experimental data analysis and model updating.
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Upper stage storable propulsion Engine & Sub-System engineering activities • Propulsion sub-system sizing, • Layout definition, • Functional (S/S and transient) analysis, • Assembly thermo-mechanical sizing • MCI budgets • Follow-on of russian/ucrainian supplier • Design of tanks with bladder propellant expulsion device
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 26 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Nuove competenze di Gestione Sistemistica
La gestione di un sistema complesso in termini di interfaccie :
ELV Prime Contractor
• programmatiche "System Activities Support" "Product Developers" "Integrators" Suppliers"
AVIO AVIO ELV THALES AVIO INSNEC • tecniche ONERA STORK CRISA SAGEM NLR SABCA EADS-ST CASA CHELTON - STAREC MOOG DUTCH SPACE EADS-ST GTD SAFT CONTRAVES SPACE SAAB ERICSSON ARIANESPACE DUTCH SPACE OCI SAFT SENER OCI SABCA DASSAULT TNO CONTRAVES SPACE EUROPROPULSION INTA CRISA CASA SAAB ERICSSON GALILEO AVIONICA PYROALLIANCE VITROCISET EADS ASTRIUM
….ha portato a sviluppare una nuova competenza di gestione di un sistema
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 27 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved Lo stato del programma
1999 2001 2004 2007 2008
Definition LV
Conception LV
Validation LV
Combined Tests LV model + GS
Qualification Campaign
Ground Segment Construction
Ricerca ed Innovazione nel All information contained in this document is property of Avio SpA. Page 28 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved L’evoluzione di VEGA
LYRA LV present configuration (Phase A study) LM10 MIRA Dimensions: 7.5m (L) x 1.9m (D) Mass: 10.0 t (prop.), 11.8 t (tot.) Thrust (max): 10 kN Specific impulse (vac.): 370.1 s Combustion time: 366 s
Z23 Dimensions: 7.5m (L) x 1.9m (D) Mass: 23.9 t (prop.), 26.5 t (tot.) Thrust (max): 1200 kN Specific impulse (vac.): 283 s Combustion time: 72 s
P80FW Dimensions: 10.5m (L) x 3.0m (D) Mass: 88.3 t (prop.), 97.0 t (tot.) Thrust (max): 2700 kN Specific impulse (vac.): 278 s Ricerca ed Innovazione nel All informationCombustion contained time:in this document107 s is property of Avio SpA. Page 29 Settore Aerospaziale @ Copyright All rights reserved L’evoluzione di VEGA
Il programma nazionale LYRA/MYRA Sinergie • Turbopompa LOx • Camera di combustione • Logica di controllo • Equipment (valvole, regolatori, sensori)
Nuovi Componenti •Turbopompa CH4 •Piastra di iniezione •Accenditore
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Il programma nazionale LYRA/MYRA
Programma di test relativi al prototipo • Test dell’iniettore in piccola scala LOX-gCH4 injector test (30 kN) sul banco FAST2 (AVIO) • Test del nuovo accenditore sul FAST 2 (AVIO) • Test dei componenti della pompa CH4 al banco FAST2 modificato (AVIO) •Cuscinetti in CH4 • Inducer • Test a fuoco di una camera di combustione “full scale” (con la piastra iniezione AVIO in Russia (KBKhA facilities); • Test a fuoco del prototipo “full scale”: 900 s max + 15 cicli di accensione in Russia (KBKhA facilities); • Test a fuoco del prototipo al banco HYBROB in Italia (CIRA)
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2008 2009 2010 2011 2012 2013 2014-2015
Demo Testing SPDR LYRA Phase B EUROPEANISED LYRA Development Phase
Market ESA M-C Decision for ESA M-C Mission VEGA mid – term Evolution Cost PRR SRR SPDR Preparatory Program for Development Phase for Exploitation VEGA Evolution: P100/Z40/Lxx Phase VEGA Evolution: P100/Z40/Lxx
Upper Stage Trade-off
PDR AESTUS II
ZEFIRO 40
Possible PDR CDR QR introduction P100 Development P100 Firing Tests into exploitation
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