Vega (cohete)

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Vega
Cohete Vega
Cohete Vega
Características
Funcionalidad Lanzadera espacial orbital pequeña
Fabricante ESA/ASI
País de origen Flag of Europe.svg Unión Europea
Medidas
Altura 30 m
Diámetro 3 m
Masa 137.000 kg
Etapas 4
Capacidad
Carga útil en OTB 1.500 kg
Cohetes asociados
Historia del despegue
Estado En desarrollo
Lugar ZLV (ELA-1), Centre Spatial Guyanais
Vuelo inagural 17-22 de enero de 2012
Primera Etapa
Motores 1 P80
Fuerza de despegue 3040 kN
Tiempo de combustión 107 segundos
Combustible Sólido
Segunda etapa
Motores 1 Zefiro 23
Fuerza de despuegue 1200 kN
Tiempo de combustión 71,6 segundos
Combustible Sólido
Tercera etapa
Motores 1 Zefiro 9
Fuerza de despuegue 213 kN
Tiempo de combustión 117 segundos
Combustible Sólido
Cuarta etapa
Motores 1 AVUM
Fuerza de despuegue 2,45 kN
Tiempo de combustión 315,2 segundos
Combustible UDMH/N2O4

Vega es un cohete de lanzamiento desarrollado conjuntamente por la Agencia Espacial Italiana (ASI) y la Agencia Espacial Europea (ESA) desde 1998, con el primer lanzamiento previsto para febrero de 2012[1] desde el puerto espacial de Kourou. Ha sido diseñado para lanzar pequeñas cargas: satélites de 300 a 2000 kg para misiones científicas y de observación de la Tierra en órbitas bajas y polares.

Tiene su origen en el programa italiano Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) de inicios de los 90 que buscaba sustituir los cohetes Scout usados por la Agencia Espacial Italiana. El programa Vega fue aprobado por la Junta del Programa Ariane de la ESA del 27-28 de noviembre de 2000.

Italia es el mayor contribuyente al programa con un 65%. Otros participantes son Francia (15%), España (6%), Bélgica (5,63%), Holanda (2,75-3,5%), Países Bajos (5,63%), Suiza (1,34%) y Suecia (0,8%). La principal empresa contratista es ELV S.p.A., compañía creada y participada por la empresa Avio S.p.A. y la Agencia Espacial Italiana.

Propulsión[editar]

El lanzador cuenta con tres etapas de combustible sólido, la primera etapa P80, la segunda etapa Zefiro23, la tercera etapa Zefiro9, y un módulo superior de combustible líquido llamado AVUM (Attitude and Vernier Upper Module). La tecnología desarrollada para el programa P80 debería ser usada también en futuros desarrollos del cohete Ariane. Bélgica, Francia, Italia y los Países Bajos también participan en el programa P80.

P80[editar]

La primera etapa de propulsión es el cohete de combustible sólido P80, introduciendo tecnologías de bajo costo que pueden ser reusadas para futuras versiones de Ariane-5. La agencia espacial francesa (CNES) es la principal responsable en el desarrollo del este motor.

Estas tecnologías consisten principalmente en:

  • Caucho de baja densidad para el aislamiento interno.
  • Alto contenido de aluminio para el propelente (HTPB 1912).
  • Arquitectura simplificada del inyector usando carbon fenol de bajo peso y costo.
  • Cubierta del ignitor consumible.
  • Control del vector de turbina electromecanico usando baterías de ion litio.
Primera Etapa P80
Alto 12m
Diametro 3m
Masa del propelente 88 toneladas
Empuje 3040 kN
Radio expansión del inyector 16
Tiempo en quemarse 107s

Zefiro 23[editar]

El Zefiro 23 es un derivado del Zefiro 16 iniciado por Fiat-Avio (ahora Avio S.p.A.), y está compuesto por:

  • EPDM de baja densidad para aislamiento interno.
  • Propelente HTPB 1912.
  • Inyector basado en tecnología de juntas flexibles.
  • Ignitor consumible.
  • Control del vector de turbina electromecánico.
Segunda Etapa Zefiro 23
Alto 7,5m
Diametro 1,9m
Masa del propelente 23,9 toneladas
Empuje 1200kN
Radio expansión del inyector 25
Tiempo en quemarse 71,6s

Zefiro9[editar]

Está compuesto prácticamente igual al Zefiro 23, pero posee características y dimensiones diferentes:

Tercera Etapa Zefiro 9
Alto 3,17m
Diametro 1,92m
Masa del propelente 10.1 toneladas
Empuje 305 kN
Radio expansión del inyector 56
Tiempo en quemarse 117s

Esta etapa fue probada con éxito por primera vez en diciembre de 2005. El 28 de abril de 2009 tuvo lugar el segundo encendido de prueba de esta etapa, también exitoso, certificando finalmente que la etapa está lista para su uso en vuelo real.[2]

AVUM[editar]

La propulsión de este módulo se compone de un motor principal alimentado con bipropelente y con capacidad de reignición y de un sistema de control de actitud basado en dos clusters de tres impulsores. Cada uno de estos cluster tiene un empuje de 50N.

Cuarta etapa AVUM
Alto 2,04m
Diametro 2,18m
Masa del propelente 367kg N2O4 / 183kg UDMH
Empuje 2,45kN
Tiempo en quemarse 667s

Misión[editar]

La misión típica de un cohete Vega tiene tres fases: ascenso, transferencia y deorbitación.

Ascenso de las tres primeras etapas[editar]

El perfil de vuelo se optimiza para cada misión y se basa en los siguientes eventos:

  1. Vuelo de la primera etapa con el ascenso vertical inicial.
  2. Vuelo de la segunda etapa.
  3. Vuelo de la tercera etapa, separación e inserción en la trayectoria sub-orbital.

Perfil de vuelo AVUM[editar]

Tras la separación de la tercera etapa, ya en trayectoria sub-orbital, entra en acción AVUM para transferir la carga a la órbita requerida, realizando los oportunos cambios de plano e incremento de órbita.

Primeramente AVUM se impulsa hasta alcanzar la órbita elíptica intermedia. Esta órbita coincide en su apogeo con la órbita final. Con un segundo impulso AVUM se sitúa en la órbita circular requerida.

Maniobras de disposición orbital[editar]

Tras la separación final de AVUM de la carga y después de un tiempo para se produzca una separación suficiente de seguridad, el AVUM realiza las maniobras de disposición orbital o deorbitación. Para ello se hace uso de una ignición adicional del motor principal.

Véase también[editar]

Referencias[editar]

Enlaces externos[editar]