MAXUS-raketen

Maxusraketen som har använts på Esrange för experiment i tyngdlöshet sedan 1991 har sitt ursprung i överväganden från 1980-talets mitt. Då hade det tyska programmet för experiment i tyngdlöshet i raketen TEXUS (Technologische Experimente unter Schwerelosigkeit) pågått i åtta år och ESA:s eget motsvarande program MASER (Materials Science Experiment Rocket) skulle just inledas (den första uppskjutningen skedde den 19 mars 1987). Båda rakettyperna kunde ge sex minuters tyngdlöshet och det var naturligt att undersöka om man inte kunde väsentligt öka denna tid. Idén var att mer än fördubbla tiden i tyngdlöshet.

Studien "Long Duration Sounding Rockets" 1987

I januari 1987 skickade den europeiska rymdorganisationens ESA "Microgravity Department" ut en begäran om förslag till "Interim Flight Opportunities". Man kan väl anta att "interim" avsåg flygmöjligheter i avvaktan på tillgången till rymdlaboratoriet Columbus som var tänkt att anslutas till USA:s då planerade rymdstationen "Freedom", en föregångare till ISS. En hel rad av förslag till raketer för att ge lång tid i tyngdlöshet kom in till ESA (se figuren nedan). I maj 1987 gav ESA Rymdbolaget i uppdrag att göra en utvärdering och jämförelse av dessa olika förslag till "Long Duration Sounding Rockets" (LDSR), d.v.s. sondraketer som gav ungefär dubbelt så lång tid i tyngdlöshet som tidigare raketers sex minuter. En preliminär rapport lämnades till ESA i juni 1987 och den slutliga rapporten är daterad den 22 december 1987 [1].

De raketer som föreslogs till ESA i januari 1987. Raketerna med heldragen blå linje runt sig blev huvudalternativen för fortsatta studier och det streckad linje var ett heleuropeiskt reservalternativ.

Skylark-varianter

British Aerospace föreslog i januari 1987 olika Skylarkkombinationer. Efter diskussioner valdes Skylark 8 som det mest attraktiva alternativet eftersom raketmotorerna till de båda stegen redan fanns färdigutvecklade och för att raketen passade till existerande anläggningar på marken. Kombinationen av de två raketmotorerna var dock ny. Nyttolastsmassan antogs inkludera noskonen även om denna inte följde med till topphöjden. Styrsystemet ingick inte i nyttolastmassan.

Det antogs att den normala nyttolastdiametern 438 mm som redan användes för raketerna TEXUS och MASER också skulle användas för LDSR. Waxwing-motorn skulle avskiljas efter brinnslut och exponera bärningssystemets värmesköld. Den farkost som skulle bärgas med fallskärm skulle utgöras av experimentnyttolasten, attitydkontrollsystem och servicemodul som var tänkt att anslutas till den koniska adapterna mellan raket och nyttolast.

För att sändas upp från Esrange krävdes spinnraketer för att få raketen i rotation, system för att strypa dragkraften från respektive motor, ett styrsystem under uppfärden och ett stabiliseringssystem under den tyngdlösa experimentperioden.

När Rymdbolagets jämförande utredning startade i maj 1987 framförde ESA kravet att minst 200 kg användbar experimentvikt skulle befinna sig i tyngdlöshet i 15 minuter. För att motsvara detta krav bytte BAe Waxwingmotorn i andra steget mot MAGE 2-motorn. Denna nya kombination döpte man till Skylark 17. På samma sätt som för Skylark 8 baserades även Skylark 17 på färdigutvecklade raketmotorer men kombinationen av raketmotorerna var ny.

Den 13 meter långa Skyalrk 17 med en Stonechatmoyor i första steget och en MAGE 2 i andra steget. Första steget var tänkt att vara ostyrt och andra syteget skulle styras med det styrsystem för spinande raketer som utvecklats av Saa Space - SPINRAC. Exeperimentmassa skulle ha kunnat bli 178 kg och all massa som kunde ha nått topphöjden skulle ha vägt 389 kg.

Bristol Aerospace i Kanada föreslog varianter av de väl beprövade Black Brant 10 och 12. Black Brant 14 var en idé till en fyrastegsraket med Taurus i både första och andra steget(Black Brant 12 använder Talos och Taurus som det första och andra steget). De två övre stegen var desamma som i fyrastegraketen Black Brant 12.

Black Brant 15 var en tänkt trestegsraket liknande Black Brant 12 med undantag för att de två första stegen (Talos och Taurus) bytts mot en enda Sergeantmotor. De tre övre stegen var igen tänkta att vara desamma som på Black Brant 12.

Fördelen med dessa raketkonfigurationer var att den tyska rymdorganisationen DLR hade tillgång till åtskilliga Taurus och Sergeant i tyska militära överskottsförråd.

Men Black Brant 14 och 15 hade relativt begränsad nyttolastkapacitet vilket ledde till höga kostnader per kg nyttig last. För att råda bot på detta problem föreslog Bristol Aerospace Black Brant 16 som också var en variant av deras fyrastegraket Black brant 12, men i vilken andra stegets Taurusmotor bytts ut mot en Sergeantmotor. Hela raketen bestod således av motorerna Talos – Sergeant - Black Brant 5 - Nihka.

Problemet med Black Brant 15 och 16 var också att Sergeantmotorn skulle ha slagit ned uanför Esranges s.k. A-zon (den fullständigt avspärrade zonen närmast startplatsen). De raketdelar som landar inom A-zonen tas inte med i beräkningen av risken att skada allmänheten. Därför bidrog alla raketsteg till skaderisken som då blev för hög. Det var en av de viktigaste anledningarna till att dessa versioner av Black Brant sorterades bort.

Conatecs raketer

Castor IV-varianter

Den amerikanska firman Space Data Corporation skickade ett förslag till en sondraket baserad på raketmotorn CastoroIV A till den tyska firman Kayser Threde (som deltog i LDSR-studien). Detta alternativ framstod som mycket attraktivt eftersom man skulle kunna få en nyttolastmassa på ungefär 718 kg.

Raketmotorn och nyttolasten skulle få diametern 1016 mm och existerande experimentmoduler från Texus- och Maser-projekten med 438 mm diameter skulle kunna stå bredvid varandra. Castor IV A använder fast drivmedel.

I skissen till höger ser man den första skiss av det som så småningom skulle utvecklas till Maxus-raketen.

Hjälpraketen Castor IVA för satellitbärraketen Delta genomgick "typpprovning" hos NASA 1988 och har också använts för bärraketen Atlas IIAS. Raketmotorn har en hylsa av stål och kan ha en fast dysa, rakt monterad eller snedställd med 7 eller 11 grader.

Castor IVB är en variant med styrbar dysa som kan vridas åt alla håll till en största vinkel av 6 grader.

Drivmedlet är HTPB (hydroxyl-terminerad polybutadien = gummi) med 20 % aluminiumpulver. Oxidatorn är ammoniumperklorat.

Space Data Corporation tänkte sig att använda motorvarianten med fast dysa och man ser av figuren till höger att de tänkte sig att raketen skulle ha nosroder för att styra raketen. Denna teknik utvecklades hos Saab på uppdrag av Rymdbolaget under 1970-talet (S 19-systemet).

Men dessa roder skulle inte ha någon verkan annat än alldeles i början av raketens brinntid (52 sekunder för Castor IVA) eftersom luften så småningom blir för tunn för att roderna skall ha någon verkan. För att hålla nere nedslagsspridningen skulle det därför ha varit nödvändigt att låta hela ekipaget spinna runt sin längdaxel. Det är därför högst tveksamt om det skulle ha gått att åstadkomma tillräckligt låg spridning med hjälp av nosroder.

Det var därför naturligt att de utredningar som följde på den första LDSR-studien skulle intressera sig för varianter Castor IVB med styrbar dragkraftvektor. Då skulle raketen kunna styras aktivt ända till brinnslut och man skulle också kunna undvika att låta raketen spinna.

Castor IVB-motorn väger ungefär 11 ton och har en dragkraft i vakuum på 423,3 kN och ett brännkammartryck på ungeför 32 bar. Brinntiden är ungefär en minut.

Maxus-ekipagets slutliga utformning och industriella arbetsfördelning

Motorn, Castor IVB, tillverkas av ATK (f.d. Thiokol) i Utah (de första Maxus-motorerna tillverkades i Alabama).

Motorn är föredd med fenor i aktern som konstruerades av Rymdbolaget och numera tillverkades i början hos AB Barracuda (numera Saab Barracuda). Fenställets koniska del tillverkas av ATK och ingåt i raketmotorn.

I spetsen på motorn sitter den koniska s.k. "Interstage Adapter" (INA) på vars topp nyttolasten är monterad. Antennerna för det s.k. "command destruct"-systemet ("motoravstängning" sitter på utsidan av INA och mottagaren sitter också i INA. En radartransponder med tillhörande antenner för banföljning ingår också i INA. INA-systemet byggs av Rymdbolaget i Solna. INA-strukturen är tillverkad av kolfiberarmerad plast hos Applied Composites i Linköping och dess utsida är täckt med kork (målad med vit färg) för att skydda mot aerodynamisk uppvärmning. Ett separationssystem för att avskilja nyttolasten är en del av INA och det systemet köptes ursprungligen från British Aerospace men levereras numera av den brittiska konsultfirman....

I TTU-modulen, som är en del av nyttolasten, finns ett telemetrisystem (inklusive sändare och antenner) för att övervaka hur raketmotorn fungerar. Rymdbolaget utvecklade och tillverkat TTU:n.

Styrmodulen GCS levereras av RUAG (f.d. Saab Space) i Linköping och innehåller en gyroplattform och en dator. Styrmodulen räknar förstås ut den ögonblickliga nedslagspunkten (IIP = Instantaneous Impact Point) och den informationen skickas till marken.

Servicemodulen är en konisk modul som sitter ovanpå experimentmodulerna och innehåller telemetrisystemet för experimenten, telekommandomottagen för experimenten, två TV-sändare samt det styrsystem som reducerar alla rotationsrörelser hos nyttolasten. Detta är nödvändigt för att få tillräckligt bra tyngdlöshet. Styrsystemet använder vinkelhastighetsgyron och styrmunstycken med kvävgas. Den tyska firman Kayser Threde levererar servicemodulen som också innehåller GPS-mottagare och tillhörande antenner.

TV-modulen innehåller fyra TV-sändare till experimenten och levereras av EADS i Bremen.

Fallskärmsmodulen sitter i hela ekipagets spets och är en modifiering av en konstruktion från Bristol Aerospace i Kanada med en fallskärm från den tyska rymdbyrån DLR som ger en slutlig sjunkhastighet på 8 m/s.

Flight Safety Center

En aktivt styrd raket kan avvika avsevärt från önskad flygbana om styrssystmet krånglar. Därför måste raketens flygbana övervakas i realtid och tecken på avvikelser från avsedd flygbana upptäckas direkt. Flera oberoende baninmätningssytem följer raketen och man beräknar kontinuerligt den momentana nedslagspunkten (IIP = Instantaneous Impact Point). Med hjälp av den uppmätta vinden simulerar man före starten hur IIP-kurvan kommer att se ut. Om det verkliga IIP-spåret avviker signifikant från det simulerade kan man sända ett kommando som ”stänger av” raketmotorn. Det sker genom att en sprängladdning gör ett hål i motorns ytterskal och brännkammartrycket faller – raketmotorn ”stannar”. Alla dess system behövdes för maxus och hade byggts upp redan i mitten av 1970-talet för ett helt annat projekt – det tysk/amerikanska Porcupine i vilket fyra stycken styrda raketer av typen Aries sändes upp till en planerad topphöjd av ungefär 490 km (högsta uppnådd höjd blev 464 km). Porcupine var ett mycket ambitiöst rymdplasmafysikprojekt initierat av professor Gerhard Haerendel vid Max-Planck-institutet i Garching utanför München och raketerna förde med sig utkastbara dottersonder och utsläpp av material som skapade ”konstgjort norrsken”. För Maxus' "Flight Safety Center" kunde man bygga på säkerhetssystemen för Porcupine, men självklart krävdes modernisering av dessa system.

Startplats

Viktigaste data för sondraketen MAXUS

Viktigaste händelser under raketfärden

Uppskjutningar i Maxus-serien

Vad hände med Maxus-1?

Den första uppskjutningen av Maxus våren 1991 blev i högsta grad dramatisk. På uppvägen ställde sig raketens utloppsmunstycke plötsligt i ena ändläget och raketen slog runt och nyttolasten bröts av. Märkligt nog fungerade fallskärmssystemet som avsett och nyttolasten kom ned från ungefär 150 km höjd i princip oskadd och kunde återanvändas. Orsaken till att munstycket blev så snedställt kunde spåras till bristande värmeskydd på de elektriska kablar som matade servostyranordningen vid munstycket. Heta avgaser från raketlågan strömmade baklänges upp i raketens akter och smälte isoleringen på kablarna och avbrott eller kortslutning uppstod och styrservot för munstycket fick felaktiga signaler från raketens styrautomat och vred ut munstycket maximalt. Felet var inte svårt att åtgärda, men det tog ändå 1½ år innan Maxus-1B kunde sändas upp. Den gången fungerade allt bra. Nedslagspunkten för Maxus-1 i figuren ovan är den gula pricken närmast Esrange.

Maxus-4 slog ned i Norge utan fallskärm

Nedslagspunkten för Maxus-4 i fotokartan ovan är den gula pricken norr om den gula linjen (gränsen mot Norge).

Nyttolastens landningspunkt

Maxus-2	68^o 33.39' N, 20^o 44.72' Ö
Maxus-3	68^o 35.20' N, 20^o 46.90' Ö
Maxus-4	68° 37’ N, 20° 1' Ö
Maxus-5	68^o 42.07' N, 20^o 41.17' Ö
Maxus-5	68^o 38.01' N, 20^o 53.68' Ö
Maxus-8 nyttolast	68° 33.635’ N, 20° 43.531’ Ö.
Maxus-8 motor	68° 35.078’ N, 20° 46.352’ Ö.

I fallet med Maxus-8 var vissa experiment tillbaka vid Esrange vid + 1,5 timme och hela n yttolasten var tillbaka på Esrange vid +2,5 timme.

Den sista MAXUS-raketen, MAXUS-9, lyfter från Esrange den 7 april 2017 kl 0930 UT. Foto: SSC

Viktigaste data för sondraketen MAXUS
Rakettyp	Castor IV B med 4 fenor. Motorn tillverkad av ATK, USA
Startramp	Aries-startplatsen: 67^o 53' 36"' N, 21^o 06' 19" Ö, 298 m.ö.h
Nyttolastmassa	766-801 kg
Nyttolastlängd	6445 mm (Maxus-8)
Nyttolastdiameter	640 mm
Motormassa	11559 kg (Total motormassa f Maxus 8). Drivmedel 9978 kg
Telemetri	Nyttolast 2292,5 MHz FM/PCM 128 kbits/s 10 W Motor 2297,5 MHz FM/PCM 256 kbits/s 10 W
TV	TV1 2205,5 MHz TV2 2228,5 MHz TV3 2251,5 MHz TV4 2275 MHz TV5 2315,5 MHz TV7 2361,5 MHz Scan 1 2294,5 MHz Scan 2 2295 MHz Scan 3 2296 MHz
Telekommando	449,95 MHz, FSK 120 kHz deviation, 19,2 kbits/s
Motoravstängning	448,0 MHz, IRIG tonkodning.
Radartransponder	5612 MHz upp, 5662 MHz ned.
Radiofyr	244,05 MHz

Nominell tid (s)	Höjd (km)	Händelse
0	0	Raketen tänder
63,7	79	Raketen slocknar
85,5		Nyttolasten avskiljs
86-90		Nyttolasten stabiliseras
96		Tyngdlöshet bättre än 10^-4 g börjar
457	715	Topphöjd (varierar med nyttolastmassa)
835		Tyngdlöshet bättre än 10^-4 g upphör
860-875	100	Retardation 50 g vid 866 s
960	5	Fallskärmen fälls ut

Raket	Starttidpunkt	Nyttolast (kg)	Topphöjd (km)	Planerat nedslag		Verkligt nedslag
				Bäring (o)	Avstånd (km)	Bäring (o)	Avstånd (km)
Maxus-1	1991-05-08 kl 03:54 UT	766	157,2	350	75	344	52
Maxus-1B	1992-11-08 kl 10:25 UT	785	717,0	350	75	352	80
Maxus-2	1995-11-28 kl 09:42 UT	797	705,1	350	80	350	75,2
Maxus-3	1998-11-24 kl 09:53 UT	798	713,4	350	80	349	74
Maxus-4	2001-04-29 kl 11:28 UT	801	703,6	350	80	330	92
Maxus-5	2003-04-01 kl 06:00 UT	795	702,7	350	80	348	88,5
Maxus-6	2005-11-22 kl 08:35 UT	793	705,0	350	80	351	78
Maxus-7	2006-05-02 kl 06:16 UT	785	702,6	350	80	353	81
Maxus-8	2010-03-26 kl 13:42 UT	786	700,5	350	80	351	78,4
Maxus-9	2017-04-07 kl 09:30 UT	849	678,0