Accès direct au GEO ..... quel lanceur actuel le fait ?

J'ai choisi ce titre puisque outre l'aspect purement technique de mécanique spatiale, la récente ministérielle et les générations Ariane 5 ME, puis Ariane 6 (avec un étage propulsé par le VINCI réallumable) sont censées donner réponse européenne à cette question.
D'autant plus important que l'on annonce des plate-formes satellitaires à propulsion électrique, donc pour lesquelles il ne serait pas envisageable (au sens rentable) de laisser la propulsion du satellite réaliser cette circularisation d'orbite permettant le transfert GTO ----> GEO.

Or dans pas mal de sites (et aussi sur le FCS) on annonce plus ou moins clairement cette capacité pour la Proton, pour la Zenit 3SL de Sea Launch (je laisse un peu à l'écart les lanceurs américains équipés du Centaur ... car peu utilisé en lancements commerciaux pour rester sur la concurrence possible sur ce créneau.) sans que je sache précisément si c'est une capacité théorique (ils sauraient le faire) où si c'est vraiment réalisé lors des tirs commerciaux.

Déjà .... on trouve souvent pour ces lanceurs ... le sigle GSO (pour géo synchronous orbit) .....
Et en plus quand le GEO est annoncé dans les fiches techniques .... le payload est bien moindre.

Donc quelques questions :

1) GSO ..... vaut-il GTO ? donc il faut ensuite fournir le delta V (combien ?) pour circulariser et transférer GSO ---> GEO ?
2) L'étage réallumable permet-il toujours de donner cette impulsion (notamment s'il a du compenser une latitude de lancement défavorable) ? Le coût en est-il environ 1/3 du payload qui est placé en GSO (puisque l'opération fait aussi monter en GEO le dernier étage du lanceur) ?
3) Quelle est la charge réelle satellitaire rendue en GEO pour la Proton tirée de Baïkonour ? pour la Zenit 3 SL tirée du Sea Launch ?
4) Quelle charge réelle satellitaire rendue en GEO peut-on attendre d'Ariane 5 ME (en lancement double), puis par Ariane 6 (en lancement simple)

Question subsidiaire : Existe-t'il ou envisage t'on de réaliser des satellites à propulsion hybride : liquide ou poudre pour atteindre le GEO à partir du GTO + propulsion électrique pour les corrections et la maintenance une fois en GEO ?

Merci de vos explications et liens susceptibles d'éclairer ma lanterne

Je n'ai certainement pas la réponse à tout ça .... mais j'apporte ma petite pierre:
L'article Wikipedia sur le Delta-V (http://fr.wikipedia.org/wiki/Delta-v) présente un schéma récapitulatif de tous les Delta-v nécessaires pour les différentes orbites et/ou points d'équilibre gravitationnels entre Terre, Lune et Mars :D.
On lira aussi avec intérêt http://en.wikipedia.org/wiki/Delta-v et http://en.wikipedia.org/wiki/Delta-v_budget

On voit en particulier qu'il faut un Delta-v de 9,3 km/s pour passer en LEO, et de là, ajouter 2,5 km/s pour passer en GTO, ou bien 3,8 km/s pour passer en GEO.
Un passage direct en GTO ou GEO coûtera un peu moins cher évidemment (mais ils n'indiquent pas les valeurs!)

scorpio711 a écrit:J
Un passage direct en GTO ou GEO coûtera un peu moins cher évidemment (mais ils n'indiquent pas les valeurs!)

C'est à peu près 1.5 km/s, pour des inclinaisons faibles, comme les lanceurs Ariane.

Ceci dit, pour nuancer le premier post, il n'est pas très clair si les satcom tout électrique sont intéressés par une injection GEO au point d'en faire une exigence forte pour les lanceurs. Les premières plateformes qui ont signé sur Falcon 9 ne sont ainsi pas lancées en GEO (je ne sais plus si ils sont en GTO ou en LEO). En fait, pour les gros opérateurs de flotte, les quelques mois de transit entre l'injection et l'orbite opérationnelle ne constituent pas un obstacle majeur, même si cela retarde la rentabilité en orbite. C'est moins vrai pour les petits opérateurs, qui ont par exemple un seul satcom au catalogue.

Je prends la main pour la première question !

1) GSO ..... vaut-il GTO ? donc il faut ensuite fournir le delta V (combien ?) pour circulariser et transférer GSO ---> GEO ?

Un satellite en GSO, vu du sol, reviendra toujours au même point dans le ciel toutes les 24h. Techniquement l'orbite est à la même distance que dans le cas GEO, mais l'inclinaison n'est pas nulle. Donc GSO ne vaut pas GTO. Et de plus GEO est un simple cas particulier d'une orbite GSO, lorsque l'inclinaison est nulle. Voici deux illustrations rapidement trouvées sur internet. La première est une représentation de l'orbite autour de la Terre.

http://www.sccs.swarthmore.edu/users/05/shupe/earth_orbit.gif

Et la seconde représente la trace au sol crée par le satellite en 24h.

http://hakenberg.de/numerics/orbits/geostationary_track.jpg

Comme on peut le voir sur les illustrations, pour une incidence faible, la couverture terrestre est comparable avec la couverture qu'aurai un satellite GEO. Cela permet de mettre plus de satellite au-dessus de zones clefs pour la retransmission de média de masse type TV. La place est bien moins chère qu'une orbite GEO, mais il s'en suit une dégradation du service aux bords de la zone de couverture, liée à la dynamique du satellite.

Ensuite concernant le delta-v nécessaire pour le changement d'inclinaison c'est toujours la formule de base pour une estimation grossière:

delta_v = 2.v.sin(delta_i/2)

v: la vitesse du satellite

delta_i: le changement d'inclinaison considéré

Cette valeur peut évidemment être optimisée en effectuant le changement d'inclinaison plus tôt durant le transfert, lorsque la vitesse v est minimale.

3) Quelle est la charge réelle satellitaire rendue en GEO pour la Proton tirée de Baïkonour ? pour la Zenit 3 SL tirée du Sea Launch ?

Alors là je ressors un tableau qui date peut être un peu mais qui donnera tout de même une petite idée des performances en GTO et en GEO des lanceurs suivants:

Lanceur	GTO (kg)	GEO (kg)
Delta IV-M	4231	1138
Delta IV-M+	6822	2786
Delta IV-H	12757	6276
Proton-M	5500	2920
Zenith (Sea Launch)	6066	1700

Mis à part leurs noms je n'ai malheureusement pas le détails des lanceurs considérés.

Merci à ceux qui ont commencé à donner leurs avis et analyses.

hypollite a écrit:

Alors là je ressors un tableau qui date peut être un peu mais qui donnera tout de même une petite idée des performances en GTO et en GEO des lanceurs suivants:

Lanceur	GTO (kg)	GEO (kg)
Delta IV-M	4231	1138
Delta IV-M+	6822	2786
Delta IV-H	12757	6276
Proton-M	5500	2920
Zenith (Sea Launch)	6066	1700

On constate que la performance est sérieusement amputée si le lanceur réalise l'accession directe au GEO . Il faut évidemment "monter" le dernier étage du lanceur avec le satellite et cela pénalise fortement la rentabilité de l'opération.
Je disais qu'on perdait un tiers au moins du payload .... en fait si ces chiffres sont corrects ... cela peut aisément friser les 5O % :affraid: (pour la Zenith 3 SL ... la perte de près de 70 % me parait incompréhensible ???)

Et on constate aussi que du coup .... peu de clients peuvent obtenir le voyage direct en GEO ... leurs satellites étant trop lourds. Seule la Delta IV Heavy peut monter 6 t ... et elle n'a guère d'arguments commerciaux.

Bref des réalités qui doivent être bien comprises pour discuter des nouveaux lanceurs européens Ariane 5 ME et Ariane 6 face à la concurrence.

Il semble en fait plus économique de doter le sat d'un propulseurs pour passer de GTO vers GEO que de lancer le sat directement en GEO.
En fait la question serait plutot de savoir quel est l'interet d'un lancement direct en GEO ?

Autre point non négligeable, avec un lancement en GTO, cela permet aux débris (étage supérieurs) de finir plus rapidement dans l'atmosphère pour y être détruit (quelques années), alors qu'en GEO l'étage supérieur va errer plusieurs milliers d'années et gêner.

chapi a écrit:
pour nuancer le premier post, il n'est pas très clair si les satcom tout électrique sont intéressés par une injection GEO au point d'en faire une exigence forte pour les lanceurs. Les premières plateformes qui ont signé sur Falcon 9 ne sont ainsi pas lancées en GEO (je ne sais plus si ils sont en GTO ou en LEO). En fait, pour les gros opérateurs de flotte, les quelques mois de transit entre l'injection et l'orbite opérationnelle ne constituent pas un obstacle majeur, même si cela retarde la rentabilité en orbite. C'est moins vrai pour les petits opérateurs, qui ont par exemple un seul satcom au catalogue.

C'est pourtant un argument qui a été répété assez souvent que la supériorité des lanceurs à moteur réallumable c'était d'accéder directement au GEO. M'aurait-on enfumé à l'insu de mon plein gré ???

Je ne fais pas des contrats signés pour utiliser la Falcon 9 de Space X ... la référence. Ils n'ont pas encore assuré le moindre tir purement commercial pour de tels clients.

La concurrence directe du lanceur européen ... c'est la Proton (avec son handicap de tirer depuis la latitude de Baïkonour) et la Zenith 3 SL de Sea Launch qui est tirée de l'équateur.
Pour une gamme de 4 à 6 t .... ils ne pourraient donc qu'atteindre le GTO ?
La durée de mise à poste .... doit forcément jouer dans la "rentabilité" .... bien que 6 mois c'est peu comparé à une durée d'exploitation de 10 ans anviron.
On verra bien si la propulsion électrique "fait son trou" avec cette contrainte de mise à poste en GEO.
Ou si on met au point des satellites à propulsion hybride (une classique pour circulariser l'orbite + une électrique pour la maintenance à poste)

Un autre article intéressant sur ce sujet, trouvé sur le net:
http://www.je-comprends-enfin.fr/index.php?/Notions-et-vocabulaire/orbite-de-transfert-geostationnaire-gto/id-menu-45.html

On comprend bien l'énorme avantage de tirer le lanceur depuis une position équatoriale. Par ailleurs, la propulsion électrique semble bien adaptée au "maintien à poste", mais pas vraiment au changement de trajectoire (vitesse et inclinaison - surtout dans le cas où on tire loin de l'équateur, par exemple depuis Baïkonour) à cause de son manque de puissance.
Des satellites à propulsion hybride semblent une bonne solution... mais le coût (prohibitif?) de ladite propulsion hybride est certainement un handicap. En tout cas l'article maintient que la bonne solution est la capacité du dernier étage du lanceur de prendre ce changement d'orbite en charge.

Mustard a écrit:En fait la question serait plutot de savoir quel est l'interet d'un lancement direct en GEO ?

Le satellite n'a pas besoin de réaliser le transfert lui-même, et il économise plusieurs années de durée de vie. Économiquement, c'est un point pas négligeable du tout !

En effet, il y a un moteur d'apogée en moins, ce qui (théoriquement) fait économiser pas mal de masse sèche sur l'ensemble lanceur+satellite.

nikolai39 a écrit:

Mustard a écrit:En fait la question serait plutot de savoir quel est l'interet d'un lancement direct en GEO ?

Le satellite n'a pas besoin de réaliser le transfert lui-même, et il économise plusieurs années de durée de vie. Économiquement, c'est un point pas négligeable du tout !

Space Opera a écrit:En effet, il y a un moteur d'apogée en moins, ce qui (théoriquement) fait économiser pas mal de masse sèche sur l'ensemble lanceur+satellite.

On énonce des principes .... mais la masse du dernier étage du lanceur qui monte le tout en GEO compte aussi. Cela pèse plus que le moteur d'apogée du satellite et les ergols qu'il consomme. Sinon comment expliquer une telle "perte" de payload entre les deux orbites ?

Concrétement ... la masse du satellite le plus lourd que la Proton (dernière version) peut monter en GEO directement est de 3250 kg

données provenant de : http://space.skyrocket.de/doc_lau_det/proton-m_briz-m_p3.htm

Pour la Zenith 3 SL j'ai trouvé ces données sur Wikipêdia :



C'est bien seulement un peu plus de 1800 kg en direct-GEO (pourtant le block DM est le même que pour la Proton ... et leurs capacités pour le GTO à peu près les mêmes ..... je ne comprend pas un tel écart ???)

Donc au vu de ces -faibles - capacités réelles de payload ... la solution du direct GEO ne parait pas tellement opportune.

montmein69 a écrit:Concrétement ... la masse du satellite le plus lourd que la Proton (dernière version) peut monter en GEO directement est de 3250 kg
(...)
Pour la Zenith 3 SL j'ai trouvé ces données sur Wikipêdia : (...)
C'est bien seulement un peu plus de 1800 kg en direct-GEO (pourtant le block DM est le même que pour la Proton ... et leurs capacités pour le GTO à peu près les mêmes ..... je ne comprend pas un tel écart ???)

Effectivement, la différence a de quoi surprendre, d'autant plus que les deux lanceurs n'ont pas le même étage supérieur et que la différence d'impulsion spécifique est en défaveur du Proton-M Briz-M (!): 326 s d'Isp pour l'étage Briz-M, contre 352 s pour l'étage Block DM-SL du Zenit-3SL.
Vérification faite, notamment à l'aide du manuel de l'utilisateur Proton , il semble qu'en fait on ne puisse pas exactement comparer les écarts de masse GTO-GEO entre les deux lanceurs parce que la perfo "GTO" donnée n'a pas la même signification pour l'un et pour l'autre.
Dans les deux cas, il s'agit d'une orbite GTO éloignée de l'orbite GEO par un delta V de 1500 m/s, valeur standard qui permet la comparaison des performances entre lanceurs, en particulier avec Ariane. Mais:
- pour la Zenit 3SL, tirée dans le plan de l'équateur: il s'agit de la "vraie" GTO utilisée, inclinée à 0° (seul choix d'inclinaison possible puisqu'il n'y a aucun écart d'inclinaison à corriger).
- en revanche, pour le Proton-M Briz-M tirée de Baïkonour (latitude 51°5, ce qui signifie un écart d'inclinaison de 51°5 à corriger), il s'agit d'une GTO dont l'inclinaison est fixée arbitrairement à 23°2 (avec un périgée à 4120 km d'altitude) afin avoir l'écart en delta V de 1500 m/s par rapport à l'orbite GEO. Mais cette orbite intermédiaire n'est apparemment pas optimale vis à à vis du delta V du transfert complet (avec correction d'inclinaison de 51°5).
C'est ce qui doit expliquer, à mon avis, que pour Proton-M Briz-M, la masse en GEO direct soit supérieure à la différence "masse en GTO - masse de carburant pour le transfert GTO-GEO", alors que l'égalité se vérifie bien pour les perfos Zenit 3SL.

Extraits du manuel Proton: