SpaceX (1/2)

suppression suite trop de post émis jugés sans valeur ajoutée

recu via le mailing de SpaceX

http://www.spacex.com/press.php?page=20100203

Un contributeur de NSF fait remarquer que la capacité annoncée de la Falcon 9 en version heavy a augmenté, passant de 29,5 à 32 tonnes en orbite basse, et de 15 à 19,5 tonnes en GTO :shock: : http://www.spacex.com/falcon9_heavy.php

Comparatif entre anciennes (sur le cache google) et nouvelles perfos :

Steph a écrit:Un contributeur de NSF fait remarquer que la capacité annoncée de la Falcon 9 en version heavy a augmenté, passant de 29,5 à 32 tonnes en orbite basse, et de 15 à 19,5 tonnes en GTO :shock: : http://www.spacex.com/falcon9_heavy.php

Comparatif entre anciennes (sur le cache google) et nouvelles perfos :

Le coup des 19.5 en GTO est louche! C'est plutot 16.5 et la personne qui a écrit les chiffres va se faire taper sur les mains!

En tout cas c'est bon signe que les capacités soient à la hausse, en générale elles sont à la baisse (Orion...).

En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?
Si c'est le premier cas c'est super pour Falcon. Si c'est le second, si on veut comparer avec ariane, il faut prendre en compte la manoeuvre de changement d'inclinaison que devra faire le satellite en plus de la circularisation.

EDIT : D'après le Launch Kit du lancement de NSS-12 et THOR 6, la GTO de Ariane 5 ECA n'a pas non plus d'inclisaison nulle. Evidémment elle une inclinaison égale à la latitude de Kourou, à peu près (5,1 °).

Orbite visée
Altitude du périgée 250 km
Altitude de l’apogée 35 786 km à l’injection
Inclinaison 6° degrés

La c'est un peu plus. Mais sans manoeuvre il est impossible de faire moins que la latitude de la base de lancement. Tout simplement car l'orbite passe forcément par le point ou a été "laché" le satellite et avec le meme vecteur vitesse, donc la meme direction. De plus la manoeuvre optimale est à l'apogée, donc il faudrait corriger à cet endroit là. Cela nécessiterait un 3 eme étage réallumable, ce qu'on aura avec ECB :).

Ainsi un satellite lancé par Falcon aurait 22° de plus à corriger que si il était lancé par Ariane 5. Et cette correction il le fait avec son propre moteur.

Bon je vais comparer histoire de voir si c'est négligeable ou pas.

EDIT2 : Bon, comme disent les savants fous dans les films : "si mes calculs sont exacts ..." .... et bien ce n'est pas négligeable du tout.
Je copie le résulta de mon calcul rapide. Je considère un satellite de 3t, avec un moteur d'Isp 300s pour avoir des ordres de grandeur. Et pour simplifier je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Le DV nécessaire est DV = 2V0*sin(i/2).
V0 la vitesse orbitale à l'endroit de la correction, et i l'inclinaison à annuler.

mhu 398700 km3/s2
RT 6371 km
Hgeo 36000 km
Vgeo 3,067529591 km/s
iAriane5 6 deg
DVAriane5 0,321084189 km/s
MergolsA5 346,197404 kg
iFalcon9 28 deg
DVFalcon9 1,484205147 km/s
MergolsF9 1970,119934 kg

Isp 300 s
g0 9,8 m/s2
Msatellite 3000 kg

Diff de Merg 1623,92253

Donc la masse d'ergols nécessaire sur falcon 9 (comprendre plutot depuis cap canaveral) pour corriger les 22 degré de différence est d'environ 5 fois plus que pour ariane 5. C'est autant de masse qui ne sera pas utilisé pour corriger les perturbation, ce qui diminue la durée de vie du satellite.

Ne retenez pas les chiffre. C'était surtout pour voir si la différence était négligeable ou pas.

Bien sûr ce n'est pas du à Falcon 9 mais au site de lancement. Si Arianespace achète des Falcon 9 et les lance de Kourou ça change tout :)

Et dites vous si c'est depuis le Kazakstan avec sa latitude supérieur à 50 degrés...

Gybè a écrit:je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Certes, mais ça donne surtout un résultat bien pire que pour une correction "pendant" la circularisation, qui est la façon de faire habituelle, quasiment gratuite pour les petites inclinaisons :) (je te laisse construire le triangle...)

si tu veux t'amuser avec les calculs, tu peux aussi te renseigner sur les orbites supersynchrones...

Laurent J a écrit:

Gybè a écrit:je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Certes, mais ça donne surtout un résultat bien pire que pour une correction "pendant" la circularisation, qui est la façon de faire habituelle, quasiment gratuite pour les petites inclinaisons :) (je te laisse construire le triangle...)

si tu veux t'amuser avec les calculs, tu peux aussi te renseigner sur les orbites supersynchrones...

Ah intéressant. Je regarde ça :).

J'ai vite fait en considérant maintenant avant le changement. Il est un peu tard, je comparerais après en faisant en même temps. Et je me renseigne sur ces orbites sypersynchrones

DVAriane5 0,166929513 km/s
MergolsA5 175,2648136 kg
DVFalcon9 0,771628288 km/s
MergolsF9 900,3679313 kg

Euh... désolé d'avoir dévié le sujet

EDIT :

OK, effectivement laurent, en faisant la ciruclarisation en même temps que le changement d'inclinaison pour une inclinaison de 6° le DV est négligeable 1%. Pour Falcon 9, et donc un lancement de cap canaveral on tombe sur 20 %. Sur un satellite de 3t ça représente environ 300kg d'ergols de plus. Comparés au 4t de plus que pourra lancer Falcon 9 en GTO face à Ariane 5, il y a de la marge !

mhu 398700 km3/s2
RT 6371 km
HgtoA 36000 km
HgtoP 250 km
VgtoA 1,594788033 km/s
Vgeo 3,067529591 km/s
iAriane5 6 deg
DVAriane5 0,018085771 km/s 1%
MergolsA5 18,51174836 kg
iFalcon9 28 deg
DVFalcon9 0,347759025 km/s 19%
MergolsF9 376,6958472 kg

Isp 300 s
g0 9,8 m/s2
Msatellite 3000 kg

Diff de Merg 358,1840988


Merci laurent pour ta remarque ça m'a fait réviser :D

PS: Bien sûr je parlais de Falcon 9 Heavy

Gybè a écrit:En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

Pline a écrit:

Gybè a écrit:En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

Ca veut dire que leur lanceur corrigerait l'inclinaison à environ 200 km d'altitude. Ca n'est plus cohérent car il faudrait un gros Delta V, donc beaucoup de carburant. Vu les perfs ça ne semble pas être le cas.

Pline a écrit:

Gybè a écrit:En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

En général l'usage veut que les opérateurs donnent une capacité pour une GTO pénalisée de 1500 m/s par rapport à la GEO. Ensuite les paramètres sont différents selon les sites de lancement mais cela permet d'avoir un dimensionnement du satellite qui peut passer d'un opérateur à un autre sans tout casser.

Steph a écrit:
En général l'usage veut que les opérateurs donnent une capacité pour une GTO pénalisée de 1500 m/s par rapport à la GEO. Ensuite les paramètres sont différents selon les sites de lancement mais cela permet d'avoir un dimensionnement du satellite qui peut passer d'un opérateur à un autre sans tout casser.

Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?
D'autre part, je ne comprends pas l'intérêt de ramener la performance à une GTO fictive définie de façon unique comme "GEO-1500 m/s" (si j'ai bien compris ce que tu voulais dire). Au contraire, il me semble que l'information utile pour l'opérateur du satellite est de connaitre d'une part la masse totale à laquelle il a droit sur la "vraie" GTO et d'autre part le deltaV (pas forcément égal à 1500 m/s dans tous les cas, donc) qu'il aura à prendre en charge lui-même (puisque le service de lancement s'arrête à l'injection en GTO). :scratch:

En tout cas, merci de l'info: +30 % de perfo en GTO pour la F9 Heavy, ce n'est pas rien ! :affraid: Y aurait-il un changement d'étage supérieur dans l'air ?

CosmoS a écrit:Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?

Je ne parle pas des abaques détaillées des user's manual, qui effectivement détaillent les charges utiles en fonction de nombreux paramètres, mais plutôt d'une performance commerciale annoncée.
Je réponds là à la question de gybé qui se demandait pour quelle GTO la performance de la Falcon 9 était annoncée. Sans plus d'information, l'usage veut que l'on parle d'une pénalité de 1500 m/s.

CosmoS a écrit:D'autre part, je ne comprends pas l'intérêt de ramener la performance à une GTO fictive définie de façon unique comme "GEO-1500 m/s" (si j'ai bien compris ce que tu voulais dire). Au contraire, il me semble que l'information utile pour l'opérateur du satellite est de connaitre d'une part la masse totale à laquelle il a droit sur la "vraie" GTO et d'autre part le deltaV (pas forcément égal à 1500 m/s dans tous les cas, donc) qu'il aura à prendre en charge lui-même (puisque le service de lancement s'arrête à l'injection en GTO).

L'intérêt est que l'on peut comparer directement plusieurs opérateurs sans avoir à ouvrir les user's manual.
Le DeltaV sera au minimum de 1500 m/s, toute charge utile inférieure bénéficierait d'un bonus (en terme de réhausse de périgée, ou de diminution de l'inclinaison, voire d'un placement direct en GEO comme Intelsat 16).

Si l'on veut approfondir, voilà ce que je disais dans un autre fil :

Si on calcule en DeltaV du gain de l'effet de fronde :
Sea-Launch (0°) : 464 m/s
Kourou (5°) : 462 m/s
Hainan (19°) : 439 m/s
KSC (28,5°) : 408 m/s
Baikonour (46°) : 322 m/s

Et le DeltaV pour passer d'une GTO "référence" (250x35786 km) à l'orbite géostationnaire :
Sea-Launch : 1470 m/s
Kourou : 1480 m/s
Hainan : 1640 m/s
KSC : 1830 m/s
Baikonour (51,6°)* : 2430 m/s
* dû au corridor de tir

Différence (Sea-Launch étant la référence) :
Sea-Launch : 0 m/s
Kourou : 12 m/s
Hainan : 196 m/s
KSC : 416 m/s
Baikonour : 1102 m/s

Steph a écrit:

CosmoS a écrit:Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?

Je ne parle pas des abaques détaillées des user's manual, qui effectivement détaillent les charges utiles en fonction de nombreux paramètres, mais plutôt d'une performance commerciale annoncée.
Je réponds là à la question de gybé qui se demandait pour quelle GTO la performance de la Falcon 9 était annoncée. Sans plus d'information, l'usage veut que l'on parle d'une pénalité de 1500 m/s.

Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (standardisée par rapport à cette GTO fictive) et la performance réelle indiquée dans le user's manual ? Perso, je n'ai pas repéré de cas où il y a une différence entre les deux, d'autant qu'à ma connaissance, la perfo en GTO est définie de façon unique dans les user's manuals pour le couple "site de lancement+lanceur" considéré. Si tu as un exemple, ça sera plus parlant.

Par ailleurs, je comprends bien l'intérêt de se ramener à un critère de performance comparable d'un système de lancement à un autre (remarque: il faudrait en trouver un aussi pour les forfaits de téléphonie mobile ;) ), mais je ne comprends pas en quoi cet "usage" répond à la question. Si je résume bien tes explications, on se ramène donc à la masse maximale que le lanceur peut injecter sur une GTO fictive qui représente un cas "optimiste" du point de vue du coût en deltaV du transfert GTO-GEO (le deltaV réel sera donc "pire": plus pénalisant en terme de rapport de masse). J'ai déjà du mal à voir comment on converti la perfo. GTO réelle en cette perfo GTO fictive (conversion que l'opérateur de satellite devra d'ailleurs faire en sens inverse), mais surtout je ne comprends toujours pas bien en quoi cette donnée est significative du point de vue de l'opérateur du satellite: on lui indiquerait donc une masse fictive associée à deltaV GTO-GEO sous-évalué ? :scratch:
Je comprendrais mieux si on comparait les deltaV GTO-->GEO seuls voire les performances finales en GEO (le tout à iso-hypothèses de technologie de propulsion et de stratégie de transfert, bien sûr). Il y a quelque chose qui m'échappe dans cette question (intéressante au demeurant ;) ) de comparaison des perfos ...

CosmoS a écrit: Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (...) et la performance réelle

Parce que tu fais encore confiance à ce que te racontent les commerciaux ?

En même temps, c'est vrai qu'en général ils sont plus forts que les ingénieurs pour deviner les performances "réelles" d'un système qui n'existe pas encore.

Je n'ai pas vu sur ce forum le manuel utilisateur de Falcon 9 Heavy, mais j'étais déjà surpris que celui de falcon 9 ne donne que les performances de la version "block 2" sur laquelle on a très peu d'infos.

Plus généralement, la perfo précise d'un lanceur me semble pour une bonne partie liée aux choix que l'on fait en matière de marges/dispersion des perfos/niveau de qualification.

Donc tant que la fusée n'a pas volé un certain nombre de fois, on ne peut pas savoir de combien de marge on dispose, et si on fait le choix de les rogner ou de les renforcer...

Dans le cas de la société SpaceX en particulier, je me méfie beaucoup de l'optimisme de la com :suspect: qui n'a pas toujours une base technique très robuste (ex: idée à terme de récupérer et réutiliser l'étage supérieur :megalol: )

CosmoS a écrit:Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (standardisée par rapport à cette GTO fictive) et la performance réelle indiquée dans le user's manual ? Perso, je n'ai pas repéré de cas où il y a une différence entre les deux, d'autant qu'à ma connaissance, la perfo en GTO est définie de façon unique dans les user's manuals pour le couple "site de lancement+lanceur" considéré.

Décidemment je dois bien mal m'exprimer :(
Question : qu'est-ce qu'une orbite de transfert ?
Il s'agit d'une orbite intermédiaire avant l'orbite géostationnaire. Bon, je sais que tu sais :)
Tu seras donc d'accord qu'il existe une infinité d'orbites intermédiaires (inclinaison, périgée, apogée etc ...), avec un DeltaV différent.
Cette GTO à 1500 m/s n'est qu'un cas particulier de la perfo que le lanceur peut offrir, c'est un moyen de savoir rapidement. Evidemment après on peut détailler en allant voir les abaques

CosmoS a écrit:mais je ne comprends pas en quoi cet "usage" répond à la question. Si je résume bien tes explications, on se ramène donc à la masse maximale que le lanceur peut injecter sur une GTO fictive qui représente un cas "optimiste" du point de vue du coût en deltaV du transfert GTO-GEO (le deltaV réel sera donc "pire": plus pénalisant en terme de rapport de masse).

Non, ce n'est pas un cas "optimiste", en fait ça serait même plutôt l'inverse, le DeltaV ne sera pire que si ton satellite est plus lourd que la performance annoncée.

CosmoS a écrit:J'ai déjà du mal à voir comment on converti la perfo. GTO réelle en cette perfo GTO fictive (conversion que l'opérateur de satellite devra d'ailleurs faire en sens inverse),

C'est un cas particulier

CosmoS a écrit:mais surtout je ne comprends toujours pas bien en quoi cette donnée est significative du point de vue de l'opérateur du satellite: on lui indiquerait donc une masse fictive associée à deltaV GTO-GEO sous-évalué ? :scratch:

Je n'ai pas dit que c'était sous évalué !

CosmoS a écrit:Je comprendrais mieux si on comparait les deltaV GTO-->GEO seuls

Et quelle orbite GTO choisirais-tu ? Sachant que ce qui intéresse les opérateurs de satellite est le DeltaV à leur charge, que l'orbite soit de 5000x36000 km à 20° (pour Proton) ou 250x36000 à 6° (pour Ariane 5) n'a que peu d'importance.

Steph a écrit:Question : qu'est-ce qu'une orbite de transfert ?

Puisque tu pose la question, et que je sens que tu connais la réponse, je me rends compte que j'ai un doute :scratch: , concernant l'argument du périgée pour les tirs à forte inclinaison. Est-ce que même les russes arrivent à placer le périgée au dessus de l'équateur ? dans le cas contraire cela complexifie un peu la circularisation...

Steph a écrit:

CosmoS a écrit:Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (standardisée par rapport à cette GTO fictive) et la performance réelle indiquée dans le user's manual ? Perso, je n'ai pas repéré de cas où il y a une différence entre les deux, d'autant qu'à ma connaissance, la perfo en GTO est définie de façon unique dans les user's manuals pour le couple "site de lancement+lanceur" considéré.

Décidemment je dois bien mal m'exprimer :(
Question : qu'est-ce qu'une orbite de transfert ?
Il s'agit d'une orbite intermédiaire avant l'orbite géostationnaire. Bon, je sais que tu sais :)
Tu seras donc d'accord qu'il existe une infinité d'orbites intermédiaires (inclinaison, périgée, apogée etc ...), avec un DeltaV différent.
Cette GTO à 1500 m/s n'est qu'un cas particulier de la perfo que le lanceur peut offrir, c'est un moyen de savoir rapidement. Evidemment après on peut détailler en allant voir les abaques

Mais quelles abaques ? A ma connaissances, les caractéristiques de la GTO (inclinaison et altitude de périgée) sont figées une fois pour toutes lors de la conception du système de lancement . A partir du moment où on vise l'orbite GEO et où on choisit une stratégie d'injection avec GTO tangente à la GEO (apogée = altitude GEO), il me semble qu'il n'y a qu'un seul couple [inclinaison, altitude de périgée] intéressant (optimal), compte tenu des caractéristiques du système (latitude du site de lancement, étagement, contraintes de retombées d'étage, etc.).
Je peux me tromper, mais il me semble que les caractéristiques de la GTO sont toujours indiquées de façon unique, et ses caractéristiques sont indissociables - pour apprécier les performances du système en vue d'un transfert vers le GEO - de la masse injectée sur cette GTO.
Je n'ai jamais vu dans les user's manual d'abaques pour des injections en GTO (du moins pour les GTO au sens classique, c'est à dire avec apogée = altitude GEO), et encore moins la trace de cette GTO "commerciale annoncée" à "GEO-1500 m/s".
Je ne demande qu'à en savoir plus sur cet "usage" dont tu parles (un exemple serait le bienvenu).

Steph a écrit:

CosmoS a écrit:mais surtout je ne comprends toujours pas bien en quoi cette donnée est significative du point de vue de l'opérateur du satellite: on lui indiquerait donc une masse fictive associée à deltaV GTO-GEO sous-évalué ? :scratch:

Je n'ai pas dit que c'était sous évalué !

Tu disais "Le DeltaV sera au minimum de 1500 m/s": j'ai compris que tu voulais dire que le deltaV réel GTO-->GEO que l'opérateur de sat. devra prendre à sa charge sera supérieur ou égal à cette valeur de 1500 m/s (donc, en prenant 1500 m/s, on le sous-évalue). Ai-je mal interprété ? :scratch:

Laurent J a écrit:

CosmoS a écrit: Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (...) et la performance réelle

Parce que tu fais encore confiance à ce que te racontent les commerciaux ?

- En règle générale: très moyennement.
- Pour la F9 Heavy (et les lanceurs-papier en général) : encore plus moyennement. :hermes:
- Pour les lanceurs opérationnels: j'ai la faiblesse d'y croire un peu plus. :cadeau:

Sur la F9 Heavy, il n'y a pas si longtemps, on en était à 12 tonnes en GTO (version webarchives de début 2008):



soit +63 % de perfo. "commerciale" en à peine 2 ans ...

J'abandonne ...

Laurent J a écrit:Puisque tu pose la question, et que je sens que tu connais la réponse, je me rends compte que j'ai un doute :scratch: , concernant l'argument du périgée pour les tirs à forte inclinaison. Est-ce que même les russes arrivent à placer le périgée au dessus de l'équateur ? dans le cas contraire cela complexifie un peu la circularisation...

Oui, la première poussée du Briz-M place sur une orbite temporaire minimale, le temps d'arriver jusqu'à l'équateur pour placer l'argument du périgée au dessus de celui-ci (à l'approximation près que les poussées ne sont pas ponctuelles).

L'exemple d'Intelsat 16 (étapes 5-6), avec la "parking orbit" :

Un élément de réponse concernant la hausse de performance ?

http://twitter.com/jeff_foust/status/8908890634

Un grand intérêt de la part des client pour une variante du Falcon 9heavy avec étage supérieur cryogénique LH2/LOX, qui pourrait voler dès 2012

Rapides quand même ! En Europe on met presque 10 ans pour faire un ESCB.

Juste quelques infos tirées de quelques user's manual, pour dire que je n'ai pas tiré cette valeur de mon chapeau :)

Zenit (Baikonour) :



Atlas V (Cape Canaveral) :



Proton (Baikonour) :



Soyouz (Baikonour) :



Soyouz (CSG) :

Donc ça explique bien que ce DeltaV de 1500 m/s est effectué par le satellite (moteur d'apogée pour circularisation et correction d'inclinaison).

Le 1500m/s correspond donc à une injection GTO à 23°, est c'est à partir de ce point final (d'un point de vue lanceur) qu'est calculée la performance globale du lanceur.

Pour des angles d'inclinaison plus importants (31°), la correction d'inclinaison faite par le satellite va être plus importante, et c'est annoncé que le satellite aura un DeltaV plus grand à fournir (1800 m/s).


Les performances commerciales annoncées dépendent donc logiquement de la trajectoire choisie

nyood a écrit:Donc ça explique bien que ce DeltaV de 1500 m/s est effectué par le satellite (moteur d'apogée pour circularisation et correction d'inclinaison).

Le 1500m/s correspond donc à une injection GTO à 23°, est c'est à partir de ce point final (d'un point de vue lanceur) qu'est calculée la performance globale du lanceur.

Pour des angles d'inclinaison plus importants (31°), la correction d'inclinaison faite par le satellite va être plus importante, et c'est annoncé que le satellite aura un DeltaV plus grand à fournir (1800 m/s).


Les performances commerciales annoncées dépendent donc logiquement de la trajectoire choisie

Sans vouloir alourdir le débat, je pense que le raisonnement est plutot le suivant:

1500 m/s est la capacité minimum à prévoir sur un satellite qui veut pouvoir être tiré par Ariane (l'orbite est fixée, puisque en tir double, on ne connait pas forcément à l'avance la masse de l'autre passager)
Pour capter une part plus importante du marché, certains lanceurs situés à des latitudes plus élevées ont développé des trajectoires permettant de tirer ces satellites limités à 1500 m/s de delta V, en relevant l'altitude du périgée (4000 km ou plus), et en rognant un peu l'inclinaison.
Par la suite j'imagine que certains lanceurs peuvent également continuer d'abaisser au maximum le delta V requis pour des satellites de masse inférieure utilisant une réserve d'ergols unique pour la mise à poste et le maintien à poste, afin de leur faire gagner de la durée de vie.
dans ce cas là, ils donnent des valeurs de référence (1000, 1500) mais se tiennent certainement à disposition des clients sérieux pour une étude personnalisée :cheers:

Steph a écrit:Juste quelques infos tirées de quelques user's manual, pour dire que je n'ai pas tiré cette valeur de mon chapeau :)

Voilà, je n'en demandais pas plus ! :cheers:
Je comprends que j'étais trop focalisé sur le cas d'un lanceur sans réallumage, donc sans possibilité de changement de plan important, auquel cas, l'inclinaison de la GTO est fixée, car elle découle principalement de la latitude du site de lancement. Mais pour des lanceurs avec possibilité de réallumage (et a fortiori si le site de lancement est à latitude élevée), la question se pose davantage de faire prendre en charge au lanceur lui même plutôt qu'à sa charge utile tout ou partie du delta d'inclinaison à corriger, d'où un éventail de GTO dans les manuels (merci d'avoir retrouvé ces contre-exemples).
Du même coup, je comprends aussi que cette GTO à "-1500 m/s" n'est pas fictive du tout pour ces lanceurs et je comprends bien mieux avec l'extrait du Soyouz/Baikonour qui indique clairement d'où vient ce chiffre: c'est le "Kourou equivalent", de même qu'il y a un "Cape Canaveral equivalent".
Et je conçois bien que le "Kourou equivalent" soit le plus répandu, à la fois en raison de la position d'Ariane 5 sur le marché ... et en raison de la latitude de Kourou (en sens inverse, le "Baikonour equivalent" d'Ariane 5 serait moyennement intéressant ;) ).
OK, c'est clair maintenant.

Deux présentations de SpaceX faites lors de la dernière conférence sur le transport spatial commercial de la FAA.
Alors que le premier vol n'a pas encore eu lieu, beaucoup d'éléments (dont tous les moteurs) du lanceur du deuxième vol sont sortis des chaines. Ce lancement sera tout aussi critique que le premier puisqu'une capsule Dragon opérationnelle réalisera un vol dans le cadre du programme COTS.

http://www.aiaa.org/content.cfm?pageid=589

http://www.aiaa.org/pdf/industry/presentations/Vozoff_SpaceX.pdf

http://www.aiaa.org/pdf/industry/presentations/Bowersox_FAA_AIAA_Commercial_Spaceflight_Conf.pdf