Cohete Shavit (Israel)

Shavit

Lanzador SHAVIT con OFEQ 5 lanzado hacia el oeste el 28 de mayo de 2002 a las 18:25 (hora de Israel).


La tendencia del mercado mundial hacia el uso de satélites más pequeños para la detección remota, las telecomunicaciones, la ciencia y otras aplicaciones comerciales, civiles y militares es el principal impulsor de MLM, la División de Sistemas de Israel Aircraft Industries (IAI), para ofrecer servicios de inserción en órbita utilizando su SHAVIT. familia de lanzadores de satélites.

El lanzador SHAVIT de la División IAI/MLM ofrece varias opciones para lanzar pequeños satélites a la órbita terrestre baja (LEO). El sistema de lanzamiento se basa en hardware y software probados en vuelo y en un concepto único de integración y lanzamiento. Estos reducen significativamente el tiempo de preparación del lanzamiento y, en consecuencia, reducen los costos generales del lanzamiento.



MLM desarrolló, produjo y lanzó el lanzador SHAVIT que es responsable de colocar los satélites OFEQ de Israel en el espacio, incluido el OFEQ 5, que se lanzó hacia el oeste el 28 de mayo de 2002 a las 18:25 pm (hora de Israel).

SHAVIT es un lanzador de satélites de tres etapas, impulsado por tres motores de cohetes de combustible sólido. Las dos primeras etapas elevan el lanzador a una altitud de aproximadamente 110 km. A partir de este punto, el lanzador continúa ganando altura mientras avanza hasta aproximadamente 250 km, donde el lanzador se posiciona y expulsa la cubierta del satélite. Luego de la separación del compartimiento de instrumentación principal y mientras el lanzador está girando, se enciende el motor de la tercera etapa. Así, el satélite se inserta con precisión en su órbita de transferencia a una altitud de aproximadamente 260 km. Algunos analistas han especulado que Jericho 2 es simplemente las dos primeras etapas del Shavit SLV.

Shavit es un lanzador sólido de 3 etapas cuyas 2 primeras etapas se heredan de Jericho 2. Las tres etapas usan motores sólidos. Los motores de primera y segunda etapa eran idénticos con diferencias en la relación de expansión de las boquillas. El motor de la tercera etapa fue construido por Raphael. Las dos primeras etapas tienen una estructura mixta. Son idénticos y pesan 13 toneladas. La tercera etapa es esférica, con estructura de titanio. Pesa 2,6 toneladas y su motor de 59 kN arde durante 92,5 segundos. La caja del equipo con su mesa de rotación se encuentra debajo de la tercera etapa y se desecha antes de su encendido.

El Shavit-1 tiene una primera etapa mejorada. La primera etapa se estira para la mayor carga de propulsor. Los lanzamientos de Shavit tienen lugar desde la base de la fuerza aérea de Palmahim, al sur de Tel Aviv.
Una actualización comercial planificada de Shavit llamada Next. Este nombre ya no se usa y esta configuración de actualización propuesta ahora se llama Shavit-2. Tanto la primera como la segunda etapa del Shavit-2 utilizan el diseño de motor estirado de la primera etapa del Shavit-1. La tercera etapa puede ser un motor AUS-51 estándar construido bajo licencia por Atlantic Research Corp.

La División IAI/MLM lidera la industria espacial israelí en el mercado internacional de lanzamiento de satélites comerciales. A través de alianzas estratégicas y mejorando constantemente su diversidad de lanzadores, MLM continúa buscando capacidades de lanzamiento aéreo y de microsatélites multisensor mejorando aún más su posición competitiva en este mercado.



SHAVIT utiliza un conjunto único de equipos de preparación de lanzamiento. Es en gran parte independiente del sitio de lanzamiento y proporciona una prueba completa del lanzador en la plataforma de lanzamiento. Esta configuración permite el lanzamiento de satélites desde diferentes sitios de lanzamiento, según los requisitos del cliente.

El programa LEOLINK se inició para comercializar los servicios de lanzamiento de la División IAI/MLM para el mercado global utilizando el actual lanzador LK-A (Shavit 1) mientras se desarrollaban LK-1 y LK-2, sus lanzadores de próxima generación:

• LK-A: para satélites de clase 350 kg en órbitas polares elípticas de 240x600 km.
• LK-1: para satélites de clase de 350 kg en órbitas polares circulares de 700 km.
• LK-2: para satélites de clase de 800 kg en órbitas polares circulares de 700 km

ISA e Israel Aircraft Industries están proponiendo un lanzador de satélites Shavit LK lanzado desde el aire. El propulsor sería un Shavit-1 estándar sin una primera etapa que se lanzaría desde un avión Hércules C-130.

El LK-1 se basa estrechamente en el Shavit-2, una continuación planificada del Shavit-1, pero los motores y otros componentes se construirán en los Estados Unidos. El LK-2 es un vehículo más grande que utilizará un motor Thiokol Castor 120 como primera etapa. La tercera etapa puede ser un motor AUS-51 estándar fabricado bajo licencia por Atlantic Research Corp. o un motor Thiokol Star 48. Todos los vehículos de lanzamiento tienen una pequeña cuarta etapa de hidracina monopropelente.


RSA-3-1.


Motor de hydrazina PEPT-420.

AUS-51 Advanced Upper Stage Motor, usado para insertar los satélites OFFEQ en órbita.

Shavit (RSA-3)   Stage Engines Thrust s.l. Isp s.l. Thrust vac Isp vac Propellant Burn time Flow rate Total Imp - - kN N*s/kg kN N*s/kg tons s t/s MN*s 1 ATSM-9 412,6 2334 456,0 2579 9,10 51,5 0,1767 23,5 2 ATSM-9     471,1 2697 9,10 52,1 0,1747 24,5 3 AUS-51     58,8 2864 1,895 92,5 0,0205 5,4 Shavit-1   Stage Engines Thrust s.l. Isp s.l. Thrust vac Isp vac Propellant Burn time Flow rate Total Imp - - kN N*s/kg kN N*s/kg tons s t/s MN*s 1 ATSM-13 552,5 2363 610 2608 12,75 54,5 0,2338 33,2 2 ATSM-9     564 2707 9,10 43,7 0,2082 24,6 3 AUS-51     59,3 2898 1,895 92,5 0,0205 5,5 Shavit-2 (LK-1)     Stage Engines Thrust s.l. Isp s.l. Thrust vac Isp vac Propellant Burn time Flow rate Total Imp - - kN N*s/kg kN N*s/kg tons s t/s MN*s 1 ATSM-13 704,5 2452 775 2697 12,75 44,4 0,2872 34,4 2 ATSM-13     835 2736 12,75 41,8 0,3050 34,9 3 AUS-51     59,3 2898 1,895 92,5 0,0205 5,5 Shavit-3 (LK-2)   Stage Engines Thrust s.l. Isp s.l. Thrust vac Isp vac Propellant Burn time Flow rate Total Imp - - kN N*s/kg kN N*s/kg tons s t/s MN*s 1 Castor 120 1483,7 2481 1650,3 2760 49,024 82 0,5980 135,3 2 ATSM-13     835 2736 12,75 41,8 0,3050 34,9 3 AUS-51     59,3 2898 1,895 92,5 0,0205 5,5 4 PEPT-420     0,40  2246 (?) 0,071 400  0,0002 0,16

Israel Space Agency (I.S.A.)			Shavit (RSA-3)		Shavit-1 (LK-A)		Shavit-2 (LK-1)		Shavit-3 (LK-2)
Overall Vehicle	Operacional	desde	19.09.1988		05.04.1995
		hasta	15.09.1994		28.05.2002
	Orbital flights		3		3		0		0
	Payload weight	t	Mission	0,160	Mission	0,225	LEO	0,55	LEO	1,55
	Gross liftoff weight	t	23,39		27,25		31,40		72,30
	Gross propellant weight	t	20,10		23,75		27,40		63,67
	Total length	m	15,43		17,70		20,87		26,40
	Max. diameter (span)	m	2,30		2,30		2,30		2,36
	Total liftoff thrust (s.l.)	kN	412,7		552,5		704,5		1.484
	Total impulse (vac)	MN*s	53,4		63,3		74,8		175,7
Fairing	Total length	m	3,35		3,35		5,40		5,40
	Diameter	m	1,35		1,35		1,56		1,56
	Total weight	t	0,057		0,057		0,108		0,108
Estadio 3	Nombre		AUS-51		AUS-51		AUS-51		AUS-51
	Length	m	1,15 (2,13)		1,15 (2,13)		1,15 (2,13)		2,13
	Diameter	m	1,30		1,30		1,30		1,30
	Liftoff weight	t	2,574		2,574		2,574		2,574
	Propellant weight	t	1,895		1,895		1,895		1,895
	Engines		Rafael		Rafael		ARC/Rafael		ARC/Rafael
	Propellant		solid		solid HTPB		solid HTPB		solid HTPB
	Total thrust (vac)	kN	58,8		59,3		59,3		59,3
	Specific impulse (vac)	N*s/kg	2864		2898		2898		2898
	Burn time	s	92,5		92,5		92,5		92,5
	Total impulse (vac)	MN*s	5,4		5,5		5,5		5,5
Estadio 2	Nombre		TAAS		TAAS		TAAS		TAAS
	Length	m	5,68		5,68		7,95		7,95
	Diameter	m	1,35		1,35		1,35		1,35
	Liftoff weight	t	10,388		10,388		14,126		14,126
	Propellant weight	t	9,100		9,100		12,750		12,750
	Engines		ATSM-9		ATSM-9		ATSM-13		ATSM-13
	Propellant		solid		solid HTPB		solid HTPB		solid HTPB
	Total thrust (vac)	kN	471,1		564		835		835
	Specific impulse (vac)	N*s/kg	2697		2736		2736		2736
	Burn time	s	52		44		42		42
	Total impulse (vac)	MN*s	24,5		24,6		34,9		34,9
Estadio 1	Nombre		TAAS		TAAS		TAAS		Castor 120
	Length	m	5,25		7,52		7,52		10,95 (9,02)
	Diameter	m	1,35		1,35		1,35		2,36
	Liftoff weight	t	10,215		13,990		13,990		53,900
	Propellant weight	t	9,100		12,750		12,750		49,024
	Engines		ATSM-9		ATSM-13		ATSM-13		Thiokol
	Propellant		solid		solid HTPB		solid HTPB		solid HTPB
	Total thrust (s.l.)	kN	412,7		552,5		704,5		1.483,7
	Specific impulse (s.l.)	N*s/kg	2334		2363		2452		2481
	Burn time	s	51,5		54,5		44,5		82
	Total impulse (vac)	MN*s	23,5		33,2		34,4		135,3

Lanzador	Misión	Fecha	Intern. Design	Nave espacial	Masa  (t)
Shavit	LEO	19.09.1988	1988-87	Ofeq 1	0,156
	LEO	03.04.1990	1990-27	Ofeq 2	0,160
	LEO	15.09.1994	failed	Ofeq	0,189
Shavit-1	LEO	05.04.1995	1995-18	Ofeq 3	0,225
	LEO	22.01.1998	failed	Ofeq 4	0,250
	LEO	28.05.2002	2002-25	Ofeq 5	0,300