Il Vettore Italiano VEGA

IlIl vettorevettore ItalianoItaliano VEGAVEGA

PresentePresente ee FuturoFuturo

Pier Giuliano Lasagni

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

•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

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

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

… 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

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%

Payload Composite

Z9 SRM Z23 SRM

AVUM P80 SRM & IS 23 IS34 IS 01

IS 12

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

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

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

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

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

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

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

MFU SMU SRU

OBC

TVC EMA & IPDU

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

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

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

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

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.

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

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

1999 2001 2004 2007 2008

Definition LV

Conception LV

Validation LV

Combined Tests LV model + GS

Qualification Campaign

Ground Segment Construction

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

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)

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