maniobras orbitales. puesta en órbita

1

Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones

ETSI de Telecomunicación.Universidad Politécnica de Madrid

Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo

CSAT 1

Comunicaciones por SatComunicaciones por SatééliteliteCurso 2009/10Curso 2009/10


Maniobras orbitales. Maniobras orbitales. Puesta en Puesta en óórbitarbita

Ramón Martínez Rodríguez-OsorioMiguel Calvo Ramón

CSAT 2Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo

ObjetivosObjetivos

• Conocer la necesidad y los fundamentos de la maniobras orbitales que realiza un satélite

• Introducir los principios que rigen el lanzamiento y puesta en órbita de un satélite

• Conocer las principales familias de lanzadores y su capacidad de lanzamiento

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ÍÍndicendice

• Maniobras orbitales– Ecuaciones básicas– Clasificación

• Transferencias coplanarias y no coplanarias• Maniobras no impulsivas

• Puesta en órbita– Fases de puesta en órbita. Transferencia de Hohmann– Lanzadores– Bases de lanzamiento– Ventana de lanzamiento– Estadísticas

• Ejemplo: Misión de lanzamiento Inmarsat-4 (F2)


Maniobras orbitalesManiobras orbitales

• Funcionamiento nominal del satélite– Corrección de la posición de un satélite para mantener la órbita

dentro de unos márgenes– Durante el lanzamiento, si se emplea una órbita de

aparcamiento– Contrarrestar el efecto de las perturbaciones– Subsistema de propulsión del satélite– Maniobras de de-orbitación al final de la vida útil– Los propulsantes más empleados son líquidos y sólidos

• Lanzamiento de un satélite– Puesta en órbita en sucesivas maniobras– Corrección de errores de inyección

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Ecuaciones bEcuaciones báásicassicas• Maniobra orbital → Cambio de velocidad y energía

• Velocidad de escape:

• Velocidad asintótica:

totalEnergía

potencialEnergía

cinéticaEnergía

2

22 arv µµ

−=−+

rvescape

µ2=

rvcircular

µ=

rv

r elípticaµµ 2

<<

rvparab

µ2=

rvhiperb

µ2>

rv µ

=∞


EcuaciEcuacióón del coheten del cohete• Maniobra orbital → Requiere propulsión y gasto de combustible

– En órbita, propulsante del subsistema de propulsión del satélite– En lanzamiento, propulsión del lanzador

• Cambios de velocidad tangenciales– El cambio de velocidad en un ápside, sólo afecta al otro ápside contrario

• Impulso específico: es el período en segundos por el cual 1 kg de masa de propelente producirá un empuje de 1 kg de fuerza

• Ecuación del cohete (ecuación de Tsiolkovski, 1903):

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛ ∆−=

00 exp

gIVMM

sp

idb ⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛=∆

bspid M

MgIV 00 ln

epropulsant elconsumir de después vehículodel Masa

útil carga la de Masa

estructura la de Masa

epropulsant del Masa

cohete del inicial Masa

0 bpfSp MMMMMM +=++=

4





Impulso especImpulso especíífico Ifico ISPSP

• ISP: es la relación entre el empuje y la velocidad de salida del propulsante

– Se mide en “segundos”– Es característico de cada propulsante– Depende de la presión ambiente (diferenciar entre el Isp a nivel

el mar y en espacio)– Es necesario tener en cuenta pérdidas por reacción química,

tobera, respirador, etc.

0qgFIsp =

(m/s) epropulsant del escape de velocidad:)(m/s suelo del anivel gravedad la den aceleració:

(N) empuje:2

0qg

F


Transferencias coplanariasTransferencias coplanarias

• No se modifica el plano orbital, sólo su orientación– ∆v debe estar contenido dentro del plano orbital– Si se quiere un único impulso, ambas órbitas deben

intersectarse

• Si se necesitan varios impulsos:

• Transferencia de Hohmann• Transferencia bielíptica

α

αβ

α

cos2

cos2

22

22

IFIF

F

IFIF

vvvv

senvsen

vvvvv

−+=

−+=∆α: ángulo que forman vF y vI

β: ángulo que forman vI y el impulso ∆v

ticacaracterís Velocidad...21 =∆++∆+∆=∆ Nvvvv

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Transferencia de Transferencia de HohmannHohmann• Circular a circular

– Dos impulsos tangenciales entre dos órbitas circulares y coplanarias– La velocidad característica sólo depende de la relación entre los

radios inicial y final

∆v1

∆v2

Órbita inicial

Órbita final RF

RI

Órbita elíptica de transferencia

I

FI R

Rsiendovv =−+−

+=∆ λ

λλλ

λλ 111

12

10 15.6 20 50 1000.49

0.5

0.51

0.52

0.53

0.54

0.55

λ

∆v/

v I


Transferencia Transferencia bielbielíípticaptica

0.45

0.47

0.49

0.51

0.53

0.55

10 20 50 100rP rH 2rH 4rH

Hohmannbielliptic r3= rHbielliptic r3= 2 rHbielliptic r3= 4 rHbiparabolic

r2/r1

∆v/

v 1

• Circular a circular– Maniobra de tres impulsos– Mejora la transferencia de Hohmann para λ>15.6

∆v1

∆v2

Órbita inicial

Órbita final RF

RI

1ª Órbita elíptica de transferencia

∆v3

2ª Órbita elíptica de transferencia

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Transferencias no coplanariasTransferencias no coplanarias

Órbita inicial

Órbita final

∆v

v

v

α

22 αvsenv =∆

• Cambio en la orientación de la órbita (1)



• Cambio en la orientación de la órbita (2)– El vector impulso no está en el plano orbital inicial– Mayor cantidad de combustible que coplanarias– Se realiza en el apogeo orbital– El vector ∆v es perpendicular al plano orbital inicial– Efecto de la inclinación (vi=vf)

– Cambio en la inclinación• Se produce en el plano ecuatorial en uno de los nodos para no modificar Ω

– Cambio en la ascensión recta• Fuera del plano ecuatorial

planos dos lospor formado ángulo : 2

2 ααsenvv i=∆

22 IF iivsenv −

=∆

2 2 ∆Ω

=∆ sensenivv

vi

vf

∆v

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• Maniobra en un único impulso– Se realiza el cambio de plano y velocidad en el apogeo de

forma simultánea– Mayor ahorro que con Hohmann y cambio de plano– Usado en la puesta en órbita

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

∆=

−+=∆

−V

iV

iVVVVV

s

sAsA

sinsin

cos2

1

22

ϑ


Maniobras no impulsivasManiobras no impulsivas

• Propulsión iónica– Alternativa a los sistema químicos– Bajo empuje, pero alto impulso específico– Basada en la aceleración electrostática de un

combustible ionizado (Xenon)

• Maniobras aeroasistidas– Se aprovecha la resistencia atmosférica para

modificar el apogeo– Misiones interplanetarias

• Maniobras con ayuda gravitatoria (fly-by)– Aumento de la energía mecánica al pasar

cerca de un planeta por cambio en la velocidad

– Aceleración de sondas interplanetarias

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3

Resistencia atmosférica

Disminución apogeo

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Maniobras en GEOManiobras en GEO

• Mantener la posición nominal en cinturón GEO– ±0.1 º deriva E-O (longitud): cambia el semieje mayor y la

excentricidad• Cambio del periodo• Evitar derivas hacia 75.3ºE y 255.3ºE (eje menor del geoide)

– ±0.1º deriva N-S (latitud): cambia la inclinación• Cambio en el plano orbital (muy costosas)

• Cambio en la longitud (re-colocación)• Deorbitación al final de vida útil

– Reducción de basura espacial– Elevar la altura de la órbita GEO en 160 km– Incremento de 6 m/s en cuatro impulsos sucesivos en puntos

opuestos de la órbita


Kmh 2001 =

( )sKmar

kv

788.72006378

11099.312 51

=

⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛+

×=⎟⎠⎞

⎜⎝⎛ −=

Kmh 357862 =

Kmr 421642 =

Kmr 65781 =

( ) Kmrra 243712

21 =+

=

r1

r2

sKm.

.vgeo

076342164

10993 5

=

×=

sKmar

kvA 598.112

2=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

sKmar

kvP 244.1012

1=⎟⎟

⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛−=

Fases de Puesta en Fases de Puesta en ÓÓrbita (GEO)rbita (GEO)

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Órbita circular de aparcamiento (h~200-600 km)Para h=200 km: v=7788m/s

Órbita de transferencia elíptica (GTO)a=(rap+rp)/2

GTO: vp=10250 m/s

GTO: va=1634 m/s

rp=6578 km

rap=42164 km

Órbita geoestacionaria (GEO) (v=3074 m/s)

Puesta en Puesta en óórbitarbita∆v = 1.47 km/s

∆v = 2.46 km/s


Lanzamiento del INSATLanzamiento del INSAT--4A (834A (83ººEE))

Fuente: http://www.isro.org/insat-4a/insatpage2.htm

Propulsion• 440 Newton Liquid Apogee Motor (LAM) with Mono Methyl Hydrazine (MMH) as fuel and Mixed Oxides of Nitrogen (MON-3) as oxidiser for orbit raising

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Tipos de lanzadoresTipos de lanzadores

• Según el tipo de propulsante:– Líquido: mayor complejidad, posibilidad de sucesivos

encendidos y apagados, impulso específico elevado (entre 260 y 450 segs)

– Sólido: menor complejidad, no es posible el reencendido, impulso específico reducido (200 a 300 segs)

– Híbridos (combustible sólido y oxidante líquido o gas)

• Según el número de etapas– Una, dos, tres o cuatro etapas (sucesivos desprendimientos de

depósitos vacíos de propulsante)

• Según la configuración de propulsores auxiliares• En función de si es posible su reutilización

– Expendable launch vehicle (ELV)– Reusable launch vehicle


Mercado actualMercado actual

• Grandes empresas y alianzas:– Atlas V (ILS Launch)– Proton (ILS Launch)– Ariane 5 (Arianespace)– Sea Launch (Boeing) (bankruptcy in 2009)– Land Launch (Sea Launch + SSS)– H II-A (Mitsubishi)– United Launch Alliance (Boeing y Lockheed Martin)– SOYUZ (StarSem, now Arianespace)

• Otros competidores y lanzadores:– Cosmos (Cosmos International)– Falcon 1 (SpaceX)– Long March ó Chángzhēng– Eurockot

Dnepr (Kosmotras)

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EstadEstadíística de lanzamientosstica de lanzamientos

Fuente: Via Satellite


Echo IEcho I• Satélite: esfera de ∅=30.48 m• Requisitos del lanzador

– Esfera + sistema de inflado: esfera de ∅=67 cm y 68 kg• Material de la esfera

– Película de polietileno de 0.00127 cm de espesor– Película exterior de vapor de aluminio (2,200 Å)

• Mejora la reflectividad de las señales (97 % en 400-10000 MHz)• Protección de la radiación UV

∅=30.48 m ∅=67.31 cm

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Lanzamiento del Explorer 1 con un Lanzamiento del Explorer 1 con un JupiterJupiter--CC

1958


Titan 4 (1990s)Titan 2 (1960s) Titan 34D (1990s)

TitanTitan (EEUU)(EEUU)

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Año 2000: el satélite TDRS (Trackingand Data Relay Satellite), lanzado por Atlas, servirá para comunicación entre transbordadores y otras naves espaciales.Atlas 2A

Atlas (ILS Atlas (ILS LaunchLaunch))


Atlas V (familias 400 y 500)Atlas V (familias 400 y 500)

20,52010,300N/A12,500LEO (28.5°) kg8,6703,9707,6404,950GTO kg

551/552501/502431401/402Misión

CAPE CANAVERAL AIR FORCE STATION, Fla., Aug. 21, 2002 - The first Atlas V launch vehicle scored a triumph for builder Lockheed Martin Corp. (NYSE:LMT) and launch provider International Launch Services (ILS) today, placing its satellite payload into orbit with a flawless flight.

The Atlas V 401 provided the HOT BIRD 6 satellite with an exceptional orbital injection, satisfying orbital requirements:

* Actual Apogee altitude of 45,856 km vs Predicted 45,845 km

* Actual Perigee Height of 314.9 km vs Predicted 314.8 km

* Actual Inclination of 17.827 degrees vs. Inflight-Retargeted Prediction of 17.829

Fuente: ILS

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Atlas V (familias 400 y 500)Atlas V (familias 400 y 500)

Carenado de la misión• Misiones de gran volumen

Upper stage(Centaur)• Oxígeno e hidrógeno líquidos

Cohetes de propulsión(entre 1 y 5)• 1.36 MN

Motor RD-180• Impulso inicial• Oxígeno líquido y propelente• Ajuste de aceleración

Etapa de propulsión• ∅=3.81 m, h=32.46 m

20,830 kg284,089 kgMasa de propelente

1,914 kg (single)2,106 kg (dual)21,173 kgMasa inercial

99.2 kN (single)198.4 kN (dual)3.82 MNEmpuje

1 ó 2 RL10A-4-21 RD-180(dos cámaras)Propulsión

3.05 m3.81 mDiámetro

12.68 m32.46 mLongitud

CentaurAtlas

Masa total: 333,298 kgLongitud total: 59.7 m

Fuente: ILS

Fairings (cofias)


Atlas V: Lanzamiento de Atlas V: Lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F1)4 (F1)

Fuente: ILS

Fecha: 11-03-2005

Inmarsat-4 F1 Spacecraft: Eurostar E3000 (EADS Astrium)

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Lanzamiento con un Lanzamiento con un ProtonProton (Rusia)(Rusia)


ProtonProton//BreezeBreeze M (ILS M (ILS LaunchLaunch))

ILS to Launch Amazonas Satellite in HISPASAT's 3rd Mission with ILS

MADRID, Spain, Sept. 9, 2003 - International Launch Services (ILS) of the United States will launch the Amazonas satellite for HISPASAT of Spain on a Proton/Breeze M vehicle next year under a contract announced today. This is the third launch pairing for HISPASAT and ILS, who saw the successful flights of HISPASAT 1C in 2000 and HISPASAT 1D in 2002 on Atlas IIAS vehicles from Cape Canaveral, Fla.

The Amazonas launch, planned for mid-2004, is scheduled to be the first Proton mission for HISPASAT. The heavy-lift Proton vehicle, with the proven Breeze M upper stage, will lift off from the Baikonur Cosmodrome in Kazakhstan. The launch will follow several launches from other international satellite operators.

Fuente: ILS

Breeze M Upper (4ª) Stage (19.62 KN)

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Lanzaderas ARIANELanzaderas ARIANE


ArianeAriane 11

The first Ariane launcher (Ariane L01) blasted into the sky on Christmas Eve1979. An early Christmas present for thethousands of workers throughout Europeand at Europe’s spaceport in Kourou whowere involved in its development andproduction.Ariane 1 was designed primarily to put twotelecommunications satellites at a time intoorbit, thus reducing costs. As the size ofthe satellites grew Ariane 1 began to giveway to the more powerful Ariane-2 andAriane-3 launchers. Altogether, 11 successful Ariane-1 launches took place between 1979 and1986.

Fuente: ESA

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ArianeAriane 5 GS: 5 GS: IntelsatIntelsat 11 y 11 y OptusOptus D2D2

Intelsat 11 (43ºW)2450 kg4.1 x 3.3 x 2.3 m

Optus D2 (152ºE)2350 kg4.0 x 3.2 x 2.4 m

Ariane 5 GS


Lanzamiento de Lanzamiento de ArianeAriane 5 ECA5 ECA

Ariane 5 ECA (11-03-2006) SPAINSAT y HOT BIRD 7A

Ariane 5 ECA (12-02-2005) XSAT-EUR y MAQSAT B2

Fuente: Arianspace

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ArianeAriane 55

6.7 tonnes (GTO)Payload mass

750 tonnesLiftoff mass

up to 5.4 mDiameter

up to 47 mHeight

Ariane 5 GSMain data

up to 21 tonnes(260x260, i=51.6º)Payload mass


up to 5.4 mDiameter

up to 53 mHeight

Ariane 5 ES ATVMain data

9.6 tonnes (GTO)Payload mass


up to 5.4 mDiameter

up to 52 mHeight

Ariane 5 ECAMain data


ESA ATVESA ATV

(420 km altitude, i=51.6 deg)

6 300 kgWaste downloadcapacity:

20 750 kgMass at launch:

7 500 kgTotal cargo uploadcapacity:

13 083 kgTotal vehicle mass:

2 613 kgVehicle consumables:

10 470 kgVehicle dry mass:

Mass budget

22 281 mmSolar arrays span:

4 480 mmLargest diameter:

9 794 mmLength:

Dimensions

Early 2008First flight

Kourou, French GuianaLaunch site

Electrical power will be supplied by non rechargeablebatteries.

ATV will be launched with its solar panels folded to thebody of the spacecraft.

Ariane 5 (300x300 km, 51.6° transfer orbit)Launch vehicle

Total cargo upload capacity: 7 667 kg

ISS re-boost and attitude control propellant: 0-4700 kg

ISS refuelling propellant: 0-830 kg

Gas (nitrogen, oxygen, air, 2 gasses/flight): 0-100 kg

Water: 0-840 kg

Dry cargo: 1 500-5 500 kgCargo mass

Launch config.

Updated: Firstmission in 29/09/2008

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ESA ATVESA ATVATV flight phases

Launch• The ATV is launched from French Guiana by

an Ariane 5 rocket and injected into a 51.6 degree orbit - the same as the ISS - at analtitude of around 260 km, whilst the Station'saltitude is around 340. Approximately 75 minutes after lift-off, when separation isconfirmed with the launcher, the ATV becomesa fully automatic spaceship.

Phasing• Next, ATV enters a three-week phasing stage

of the mission. A set of orbital manoeuvresprepared by the ATV Control Centre are executed to bring ATV to a distance of 39 kmbehind and 5 km below the ISS.

• If needed, the ATV can hold a parked position2000 km from the ISS.

Demonstration daysRendezvous and dockingEye-like sensorsExtension of the StationDestructive re-entryFluid and dry cargo Fuente: ESA


Primera misiPrimera misióón del ATV (29/09/2008)n del ATV (29/09/2008)

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EvoluciEvolucióón de n de ArianeAriane

VEGAH=30m, D=3mTres etapas1500 kg/700 km

Ariane 5G (h=45m)


VEGAVEGA

VEGAH=30m, D=3mTres etapas1500 kg/700 km

Lanzado de bajo coste para satélites LEO polares de peso medio (300 a 2000 kg)

Posibles lanzamientos:Micro-satellites : hasta 300 kgMini-satellites : desde 300 a 1000 kgSmall satellites : desde 1000 a 2000 kg.

Primer test del motor Zefiro 9 (Cerdeña, Dic. 2005)

Montaje de la primera etapa P80 (Kourou, Nov. 2006)

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VEGAVEGA

Combinación de propulsantes sólidos y líquidos

VEGA: Mecanismo de propulsión en cuatroetapas:• 3 etapas de propulsante sólido: initial boost

Mayor empuje (thrust), pero durante pocos minutos después del despegue

Fácil de almacenarBajo coste de mantenimientoIgnición es muy simpleNo pueden reutilizarse

• 1 etapa de propulsante líquido: fase final de la puesta en órbita• La combinación de ambos ofrece el perfil ideal para la trayectoria de lanzamiento

Ejemplo: el motor Vulcain (Ariane 4) de propulsante líquido ofrece 100 ton de empuje; cada cohete sólido, da un empuje seis veces mayor.

UDMH/N2O4Fuel315.2 secondsBurn time2.45 kNThrust1 AVUM (1.74 m, ∅ =1.9 m)EnginesFourth Stage

SolidFuel117 secondsBurn time213 kNThrust

1 Zefiro 9 (3.85 m, ∅ =1.9 m)EnginesThird Stage

SolidFuel71.6 secondsBurn time1200 kNThrust1 Zefiro 23 (7.5 m, ∅ =1.9 m)EnginesSecond Stage

SolidFuel107 secondsBurn time3040 kNThrust1 P80 (10.5 m, ∅ =3 m)Engines

First Stage

UDMH: Unsymmetrical dimethyl hydrazine


COSMOSCOSMOS

ABRIXAS y MegSat CHAMP, MITA y BIRD-RUBIN

Dos etapas (mayor estabilidad): N2O4+UDMHMasa total: 109 ton. métricasCarga útil: 1500 kg, longitud=4.7m, diámetro=2.2 mÓrbitas:• Circular con altitud entre 250 y 1700 km• Elíptica• Inclinación de 48°, 51°, 66°, 74°, 83°, 87° y SSO Longitud del lanzador: 32.4 m Diámetro del cohete: 2.4 m Precisión:• Semieje mayor: ± 25 km (± 16 km)• Inclinación: ± 0.04°Fiabilidad: 97.4 % (743 lanzamientos)

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COSMOSCOSMOS

Kasputin-YarPlesetsk


SOYUZSOYUZ• Primer lanzamiento: Sputnik (1957)• Primer hombre en órbita• Vuelos (tripulados o no) a la ISS• Versatilidad: LEO, SSO, MEO, GTO, GEO, y escape (p.e., Venus Express)

Soyuz TMA-5 en 2004Cosmódromo de Baikonour

Familia de lanzadores Soyuz (-Fregat)

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SOYUZSOYUZ

Payload (S-type)Longitud=7.7mDiámetro=3.715m

FREGAT: 6 tanque esféricos (4 para propelente, 2 para sistemas) en círculo- Sistemas propios de guiado, naveg., control, tracking, y telemetría.- Propelente: UDMH/NTO. Puedereencenderse hasta 20 veces en vuelo.- Estabilización en 3 ejes o en spin.


ZenitZenit--3SL (Sea 3SL (Sea LaunchLaunch))

Capacidad hasta la órbita GSO de transferencia: 6000 kg

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H IIH II--A (A (MitsubishiMitsubishi HeavyHeavy Industries, Industries, LtdLtd.).)

0.028.528.5 (+/- 0.02)Inclination (º)

-1249250 (+/- 4)Perigee (km)

7 35,79335,786 (+/-180)Apogee (km)

Difference

ActualTargetallowance)

40min. 02sec.39min. 58sec.12．MTSAT-1R separation

27min. 28sec.27min. 24sec.11．Second stage engine second cutoff

24min. 34sec.24min. 30sec.10．Second stage engine second ignition

12min. 33sec.12min. 26sec.9． Second stage engine first cutoff

6min. 49sec.6min. 45sec.8． Second stage engine first ignition

6min. 43sec.6min. 39sec.7． First and second stages separation

6min. 35sec.6min. 31sec.6． First stage engine cutoff

4min. 16sec.4min. 11sec.5． Payload fairing jettison

2min. 10sec.2min. 10sec.4． SSBs jettison

2min. 09sec.2min. 09sec.3． Solid Rocket Booster (SRB-A) jettison

0min. 46sec.0min. 46sec.2． Solid Strap-on Boosters (SSBs) ignition

0min. 00sec.0min. 00sec.1． Liftoff

Actual *2Estimated *1Event

Lift-off sequence (secuencia de lanzamiento)

MTSAT-1R Injection orbit at 1st apogee


EUROCKOT LaunchVehicle· Peso: 107 tons· 3 etapas· ∅ externo: 2.5 m· Máx payload: 1950 kgen h=200 km, 63º

EUROCKOTEUROCKOT

29 m

Base de lanzamientoPlesetsk (63ºN, 40ºE)

Facilidad para órbitas polares

Alianza Gemano-Rusa

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EUROCKOTEUROCKOT

Órbita circularh=500 kmi=89º


EUROCKOTEUROCKOT

Órbita 1Órbita elípticahperigeo=320 kmhapogeo=820 kmi=96.8º

Órbita 2Órbita SSOh=820 kmi=98.7º

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EUROCKOTEUROCKOT

Órbita 1Órbita elípticahperigeo=320 kmhapogeo=820 kmi=96.8º

Órbita 2Órbita SSOh=820 kmi=98.7º

Inyección en órbita SSO


EUROCKOTEUROCKOT

Lanzamientos múltiples (3 satélites)

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Delta 2 (satélite de GPS, 2003)Delta (lanzamiento de un satélite de exploración, 1985)

Delta (Boeing)Delta (Boeing)


Delta (Delta (UnitedUnited LaunchLaunch AllianceAlliance))

United Launch Alliance (ULA) is a joint venture between Boeing and Lockheed Martin that operates space launch systems using the Atlas V, Delta II, and Delta IV (Dec. 2006).

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Delta 4 (BoeingDelta 4 (Boeing--ULA)ULA)

Cinco configuraciones de lanzamiento

• Capacidad– Lanzamiento simple ó múltiple– GTO: 4210-13130 kg– LEO: 23000 kg

• Uso de un nuevo propulsante RS-68– Motor criogénico– 30 % más eficiente que el

oxígeno/keroseno tradicional– Sólo valor de agua como

subproducto


DNEPRDNEPR

Misil balístico RM36

Lanzadera DNEPR4.5 toneladas de carga útil en una

órbita polar circular de 200 km

• Lanzamiento del satélite TerraSAR-X (1 ton., h=514km) (17 de junio de 2007)• Primeras señales recibidas en la estación de Malindi (Kenia) a los 15 minutos del lanzamiento• Uso: radar SAR para escanear la superficieterrestre, independientemente de las condicionesmeteorológicas, nubes o luz

TerraSAR-X

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DNEPRDNEPR

150

km

Cráter: 150m de diámetro, 15m de profundidad

150 m

15 m

Lanzamiento fallido en 2006


Larga Marcha (China)Larga Marcha (China)

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Larga Marcha (China)Larga Marcha (China)


Larga Marcha (China). Larga Marcha (China). ShenzhouShenzhou 55Shenzhou 5Masa: 7,790 kgPerigeo: 332 kmApogeo: 336 kmInclinación: 42.4°Periodo: 91.2 minutes

Módulo de reentradaAterrizaje en 41.3°N, 111.4°E

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PSLV (Polar PSLV (Polar SatelliteSatellite LaunchLaunch VehicleVehicle))

Peso: 294 tonPayload: 1000-1200 kgAltura: 44.43 m Órbita: Polar y GTO

Cuatro etapas

Originalmente, para satélites en órbita polar; evoluciones posteriores lo han llevado a lanzamientos en GTO.

Operado por la Indian SpaceResearch Organisation (ISRO)

PSLV en la plataforma de lanzamiento del Satish Dhawan Space Centre, Sriharikota



Lanzamiento de Meteorological Satellite(METSAT, 1060 kg) hacia GTO con PSLV-C4

32






PSLV-C4 and METSAT trajectory. GTO to GSO Orbit12-Sept-2002

The PSLV-C4 Stage-4 was shutoff 21 minutes after launch afterreaching targeted velocity. It injected the METSAT payload into a 216km x 34,641km GTO orbit at 17.67° inclination against nominal target of 250 x 36,000 Km at 18° inclination and specification ofPerigee > 180Km, Apogee=36,000Km. At such high apogee the shortfall was quite minor that could be corrected by just using 10Kg of METSAT 560 Kg fuel. Of most of the560 Kg fuel would be used for orbit raising from GTO to GSO, leaving around 100 Kg for orbit control during its 7 year life. Thisvariance from target velocity though within specification, indicateslack of full mastery in navigation and flight control that hinges onmore refined sensors and control systems. The first orbit raising maneuver on 13th September involved firing METSAT’s Liquid Apogee Motor (LAM) on its second apogee for 31 minutes and 48 seconds to raise the orbit to 12,144 km x 34,492 Km and reduce the inclination to 4.7° at orbital period of 14Hr 08 minutes. The maneuver consumed approximately 280 Kg fuel resulting in change in orbital period from 10.5 Hrs to 14.16 Hrs. The second orbit raising was done on its forth apogee on 14th September raising the orbit to 34,441 km x 34,535 km at 0.44° at orbital period of 22Hr 50 minutes. Finally the satellite was raised to GSO and parked at the intended slot on its fifth apogee orbit reaching 34,486 km x 35,676 km at –0.49°inclination. After the orbit raising to GSO orbit was completed, the spacecraft which had a propellant of 560 kg at the time of its injection in GTO, is still left with about 105 kg of propellant, sufficient for its station keeping operations during its designed mission life of 7 years. Fuente: http://www.bharat-rakshak.com/MONITOR/ISSUE5-3/arun.html


FalconFalcon 1 (1 (SpaceXSpaceX))Space Exploration TechnologiesBajo coste y alta fiabilidadFalcon 1

– 2 etapas de propulsión – Propulsión química básica

Falcon 5 y 9– Redundancia en las etapas de

vuelo (aviónica y navegación)Hacen uso de motores Merlin

33





SpaceXSpaceX. Lanzamiento del . Lanzamiento del FalconFalcon 1 (28/09/20008)1 (28/09/20008)


Partes: - Dos cohetes propulsores (SRB): después de la ignición, es lo primero que se separa- Tanque externo de combustible- Orbiter: integra el payload, nave, etc.

Transbordadores (Transbordadores (shuttlesshuttles))

34





Lanzamiento del Lanzamiento del ShuttleShuttle


Aterrizaje del Aterrizaje del ShuttleShuttle

35





HubbleHubble a bordo del a bordo del ShuttleShuttle


Hermes (Europa)Hermes (Europa)

Hermes, 1987-1993

36





PegasusPegasus (Orbital)(Orbital)

Satélites LEO

Lanzamiento desde un avión Stargazer L-1011 (MarshallAerospace) a 40000 pies– Caída en horizontal de 5

segundos antes del encendido– Puesta en órbita breve: 10

minutos

Posibilidad de lanzar hasta dos cargas

Alta tasa de éxito


PegasusPegasus (Orbital)(Orbital)

Pegasus XL Mission Profile: órbita circular polar de h=741 km y carga de 227 kg.

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Bases de lanzamientoBases de lanzamiento

Lanzamientos orbitales Lanzamientos suborbitales


Bases de lanzamiento para GEOBases de lanzamiento para GEO

1

32

4

1 Kourou (5.23N, 52.45W)

2 Cabo Cañaveral (28.5N, 80.53W)

3 Baikonur (46N, 63.35E)

4 Kirimati (0.0N, 154W)

38





Plataformas marítimas reconvertidas en plataformas de lanzamiento

Lanzamientos desde el Ecuador: Lanzamientos desde el Ecuador: ““Sea Sea LaunchLaunch””


Lanzamientos Sea Lanzamientos Sea LaunchLaunch

39





⎟⎠⎞

⎜⎝⎛

∆=

−+=∆

−V

iV

iVVVVV

s

sAsA

sinsin

cos2

1

22

ϑ

Al inyectar el satélite en GEO hay que corregir la inclinación de la órbita de transferencia. Para ello el incremento de velocidad ∆V y la dirección deaplicación θ vienen dados por las fórmulas anteriores.

InyecciInyeccióón en GEOn en GEO

La inclinación mínima de la órbita es igual a la latitud de la base de lanzamiento: ( ) ( )latAzi cossincos =


ÓÓrbita de transferencia (GTO)rbita de transferencia (GTO)• GTO (Geostationary Transfer

Orbit)– Perigeo en LEO (Ariane 5: 9.88

km/s)– Apogeo en GEO (Ariane 5: 1.64

km/s)

• La inyección en GEO se hace desde la órbita GTO

– Se hace en nodo ascendente (bases de lanzamiento en el hemisferio norte)

– Con los motores del satélite– Sirve para caracterizar la capacidad

del lanzador– Importancia en lanzamientos

interplanetarios– La inyección se hace en el apogeo

⎟⎠⎞

⎜⎝⎛=∆

2sin2 αvv

40





a= 24371 Km e=0.73 i=9.5º ω = 180º Ω = 262º

90

90

LsjK

3600 lsjK

Los parámetros típicos de una órbita de transferencia pueden ser:

ParParáámetros metros ÓÓrbita de Transferenciarbita de Transferencia


0 20 40 60 80 1001000

2000

3000

4000

∆ V( )inc

inc

A mayor inclinación, más gasto de combustible se necesita para inyectar en GEO.

InyecciInyeccióón en GEOn en GEO

Baikonur

Cabo Cañaveral

Kourou

Pérdida masa (Kg)

140

60

0

∆V (m/s)Masa útil

(Kg)

1449

1640

1838

2277

1387

1492

46ºN

28.5ºN

5.23ºN

Latitud

41





Diferentes emplazamientosDiferentes emplazamientos

145º51º34.45N, 120.37EUSAVandenberg

Inclinación (*)Emplazamiento

30.55S, 136.30E

13.37N, 80.18 E

28.15N, 102.01E41N, 100E

31.15N, 131.04E

0.0N, 154W

28.5N, 80.53W34.45N, 120.37W

46N, 63.35W

5.23N, 52.45W

Latitud, longitudMáxima

84º82ºAustraliaWoomera

47º44ºIndiaSriharikota

36º--

28º--ChinaXichang

Jiquan

75º29ºJapónKagoshima

180º0ºUSASea Launch

57º145º

28º51ºUSA

Cabo CañaveralVandenberg

99º49ºRusiaBaikonur

100º5.0ºFranciaKourou

MínimaPaís Operador

(*) Valores aproximados


20

20

LsjK

6050 lsjK

El efecto de una inclinación residual de la órbitaes un movimiento aparente de 8 del satélitepara un observador en la superficie terrestre.

InclinaciInclinacióón residualn residual

42





Otros aspectos a considerar en la puesta en Otros aspectos a considerar en la puesta en óórbitarbita

• Corrección de la inclinación– De una vez– Repartir el ∆v necesario entre las dos fases

• Si la órbita es polar (↑↑ i), se requieren otros mecanismos de lanzamiento

• Tiempo en cada órbita auxiliar influye en el control de la orientación del satélite

• Tipo de impulso:– Instantáneo: mucho gasto de combustible– A intervalos sucesivos: se dividen las correcciones en varias

maniobras para mejorar la eficiencia• Propulsión química vs. Eléctrica

– Impulso específico (seg) vs. Empuje (N)• Número de cruces con los cinturones de Van Allen (GTO)• Complejidad de la lanzadera


Ventana de lanzamientoVentana de lanzamiento• Intervalos de tiempo en los que es posible poner en órbita el

sistema teniendo en cuenta todos los condicionantes– Necesidades orbitales: Ω (casi siempre) y/o ω– Optimización del consumo de combustible: misiones interplanetarias– Necesidades operativas: iluminación por el Sol del satélite durante las

primeras fases de vuelo– Emplazamiento de la base de lanzamiento

Fuente: ScySis

43





Ventana de lanzamientoVentana de lanzamiento

• Condiciones (L es la latitud de la base):– No hay ventana de lanzamiento si L>i (órbita directa) ó L<i

(órbita retrógrada)– Existe una ventana de lanzamiento si L=i ó L=180º-i– Existen dos ventanas si L<i ó L<180º-i

• Azimut de lanzamiento (β):

IL

eq

IL

I

II

VV

iVVV

Lisen

ββγ

ββγββ

coscos

costan

cos/cos

00⎟⎟⎠

⎞⎜⎜⎝

⎛≈

−=

=≈±=

γ: corrección para tener en cuenta la velocidad de rotación terrestre en lanzamientos polares (<3º)V0=7.8km/s (velocidad del satélite después del lanzamiento)Veq=464.5 m/s (velocidad de rotación de la Tierra en el Ecuador)VL: velocidad inercial en la base

( ) LsmLVV eqL cos/5.464cos ==


Azimut de lanzamientoAzimut de lanzamiento

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EstadEstadíísticassticas

Número de lanzamientos

0

20

40

60

80

100

120

140

160

180

200

1957

1959

1961

1963

1965

1967

1969

1971

1973

1975

1977

1979

1981

1983

1985

1987

1989

1991

1993

1995

1997

1999

2001

2003

2005

FallosÉxitosTotal

Porcentaje de lanzamientos con éxito

0%

20%

40%

60%

80%

100%

1957

1960

1963

1966

1969

1972

1975

1978

1981

1984

1987

1990

1993

1996

1999

2002

2005

Fuente: http://www.sciencepresse.qc.ca/clafleur/


MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)Spacecraft

13 añosTiempo de vida útil

54ºW en GEOLocalización orbital

~ 5,940kgMasa en lanzamiento

Químico y eléctrico (plasma)Sistemas de propulsión

9 kW (fin vida útil)Potencia de payload

~ 14 kW (inicio)Potencia de paneles solares

45mDimensión panel solar abierto

7 x 2.9 x 2.3mDimensiones

Programable y reconfigurable en órbitaCobertura

Alimentador de 120 elementos activos (banda L)Reflector elíptico de 9 x 12 m

Antenas

67 dBWPIRE

200 haces spot y 19 haces localesCobertura global

Haces

150 (120 activos) agrupados en amplificadoresmultipuerta

Número de SSPAs

L y CBanda de frecuencias

200 KHz (hasta 600 canales)Ancho de banda (canal)

Carga de la misión móvil (payload)

Lanzamiento: • Zenit-3SL (Sea Launch)• Noviembre de 2005

Lanzamiento: • Zenit-3SL (Sea Launch)• Noviembre de 2005

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MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)

Perfil de vuelo

Fuente: Sea Launch



Traza del punto subsatélite durante puesta en órbita

Fuente: Sea Launch

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Fases orbitales

Fuente: Sea Launch


Lanzamiento mediante levitaciLanzamiento mediante levitacióón magnn magnééticatica

• NASA's Marshall Space FlightCenter

• Lawrence Livermore NationalLaboratory

• Launch Point Technologies, Inc.• Fundamentos:

– Aprovechar la levitación magnética para acelerar y poner satélites en órbita

– Requiere aceleraciones de 600 mph/hora

– Potencia de 750 kw/hora en 9 segundos

– Almacenamiento y transferencia de energía

Estimación de costesActual: 4000-10000$/lb1ª gen. MagLev: 450$/lb2ª gen. MagLev: 100$/lb

maniobras orbitales. puesta en órbita

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