Proton-M (EchoStar 21) - 8 Juin 2017

Jusqu'ici prévu le 29 août, le lancement d'Echostar-21 par Proton-M/Briz-M est reporté au 10 octobre.

http://www.interfax.com/newsinf.asp?y=2016&m=7&d=28&pg=3&id=691279

Le report est dû à la poursuite de l'analyse de l'anomalie qui s'est produite sur le 2e étage (arrêt prématuré) lors du lancement d'Intelsat-31.

http://spaceflightnow.com/2016/08/01/investigation-into-upper-stage-glitch-delays-next-proton-launch/

The EchoStar 21 satellite, formerly known as TerreStar 2, is in storage at its Space Systems/Loral factory in California awaiting shipment to the Baikonur launch base. It will weigh about 15,000 pounds — nearly 7,000 kilograms — with a full load of propellant at launch, making it one of the heaviest commercial satellites ever built.

Le travail demandé pour le lanceur pour ce satellite est-elle le GTO ? l'orbite de transfert super-synchrone ?
Lors du lancement de juin qui était le premier vol de la Proton M phase IV il fallait lancer Intelsat-31 d'une masse de 6450kg déjà à la limite de la capacité de cette version. D'autant que l'orbite SSO est plus exigeante pour le lanceur que la GTO.

Donc les 7000 kg d'Echostar 21, cela parait vraiment au-delà de la limite supérieure de ce que peut faire la Proton M phase IV ?
Vont-ils utiliser la technique de Space X (pour "doper" les capacités de la Falcon 9) en utilisant des ergols sur-réfrigérés ?
Le Briz-M devra-t'il être utilisé aussi à sa limite maximum ?

En tout cas, chaque étage de la Proton devra faire son travail "à fond", aucun bémol n'est autorisé si le Briz-M n'a pas de réserve d'ergols pour compenser une poussée insuffisante d'un des étages.

Par contre s'ils réussissent .... c'est un super bon point pour le lanceur russe qui dépassera la capacité de la Falcon 9.

montmein69 a écrit:D'autant que l'orbite SSO est plus exigeante pour le lanceur que la GTO.

Ha bon ? Je ne m'y connais rien en balistique, mais j'avais cru comprendre que c'était le contraire... :scratch:

Je crois que l'économie de carburant est réalisée par le satellite lui-même lorsqu'il passe de l'orbite SSTO à l'orbite GEO.
Mais on doit avoir des spécialistes qui vont nous confirmer (ou infirmer) cela.

montmein69 a écrit:Je crois que l'économie de carburant est réalisée par le satellite lui-même lorsqu'il passe de l'orbite SSTO à l'orbite GEO.
Mais on doit avoir des spécialistes qui vont nous confirmer (ou infirmer) cela.

Tu veux dire GTO à GEO... Mais de toutes façons, la haute apogée (36000 km/h) de l'orbite GTO implique un Delta-V nettement plus important qu'une orbite SSO (de 500 km à 1 500 km).

nikolai39 a écrit:

montmein69 a écrit:D'autant que l'orbite SSO est plus exigeante pour le lanceur que la GTO.

Ha bon ? Je ne m'y connais rien en balistique, mais j'avais cru comprendre que c'était le contraire... :scratch:

Je pense aussi. Beaucoup de petits lanceurs peuvent atteindre l'orbite héliosynchrone mais pas l'orbite de transfert géostationnaire.

Henri a écrit:

montmein69 a écrit:Je crois que l'économie de carburant est réalisée par le satellite lui-même lorsqu'il passe de l'orbite SSTO à l'orbite GEO.
Mais on doit avoir des spécialistes qui vont nous confirmer (ou infirmer) cela.

Tu veux dire GTO à GEO... Mais de toutes façons, la haute apogée (36000 km/h) de l'orbite GTO implique un Delta-V nettement plus important qu'une orbite SSO (de 500 km à 1 500 km).

SSTO : Super-Synchronous Transfert Orbit, donc on peut bien passer de SSTO à GEO.

SSTO : Single Stage To Orbit (lanceur orbital à un étage)...

On va fonder l'équivalent français de la All American Association Against Acronym and Abbreviation Abuse... (AAAAAAAA)

Parlons donc peut-être de S2TO... :D
Et effectivement cette orbite diminue le delta-V résiduel à fournir par le satellite pour atteindre GEO, mais pour atteindre l'orbite S2TO il faut un delta-V encore plus important que pour atteindre GTO...

Henri a écrit:SSTO : Single Stage To Orbit (lanceur orbital à un étage)...
.../cut/...
Parlons donc peut-être de S2TO...

Oui, cet acronyme existe aussi pour désigner un type de lanceur et non pas une orbite.
D'où une certaine confusion emberlificotatoire dans les messages précédents.  :lol!:
Il n'y a pas AMHA d'ambiguïté possible si on écrit orbite SSTO mais va pour orbite S2TO.

Henri a écrit:Et effectivement cette orbite diminue le delta-V résiduel à fournir par le satellite pour atteindre GEO, mais pour atteindre l'orbite S2TO il faut un delta-V encore plus important que pour atteindre GTO...

Lancement classique GTO ----> GEO ("Hohmann Transfer Ellipse")


Lancement  S2TO ----> GEO ("bi-elliptic transfer")


Ce qui confirme donc ce que je soumettais à votre avis avisé    :

° on demande plus au lanceur pour atteindre l'orbite S2TO, dont l'apogée est possiblement entre 60 000 et 80 000 km (donc au-dessus des 36 000 km de l'orbite GTO). Ce qui nécessite d'utiliser le lanceur, ici Proton M phase IV  (avec une charge d'environ 7000 kg) au-dessus de ce qui est sa capacité théorique en "simple" GTO *.
° le satellite utilisera moins d'ergols pour passer de l'orbite S2TO à l'orbite circularisée GEO. Cette économie augmentant sa durée de vie, ce qui est tout benef pour l'exploitant.

* D'où mes questions sur comment font-ils ? Emplois d'ergols sur-réfrigérés dans les étages du lanceur ? Etage Briz-M optimisé pour ce genre de mission ?

@montmein69

D'après la Gunter's Space Page, la Proton-M Briz-M (8K82KM 14S43) (Phase IV) a une performance de 6300 kg en GTO :
http://space.skyrocket.de/doc_lau_det/proton-m_briz-m_p4.htm

Je vois effectivement mal comment elle peut atteindre l'orbite S2TO avec une charge utile de 7000 kg. À moins que les infos de la Gunter's Space Page sur la Proton-M Briz-M soient obsolètes...

Attendons une réponse de Nico...

Par ailleurs, on pourrait faire entrer S2TO dans le lexique du forum...

Henri a écrit:@montmein69

D'après la Gunter's Space Page, la Proton-M Briz-M (8K82KM 14S43) (Phase IV) a une performance de 6300 kg en GTO :
http://space.skyrocket.de/doc_lau_det/proton-m_briz-m_p4.htm

Je vois effectivement mal comment elle peut atteindre l'orbite S2TO avec une charge utile de 7000 kg. À moins que les infos de la Gunter's Space Page sur la Proton-M Briz-M soient obsolètes...

Attendons une réponse de Nico...

Par ailleurs, on pourrait faire entrer S2TO dans le lexique du forum...

Le graphique que j'avais posté et que Montmein a repris vient directement d'une doc Khrounitchev. Je ne sais pas d'où viennent les infos de Günter.

nikolai39 a écrit:
Le graphique que j'avais posté et que Montmein a repris vient directement d'une doc Khrounitchev. Je ne sais pas d'où viennent les infos de Günter.

Le graphique que j'ai repris dans un post de Nikolaï sur le lancement de juin indique aussi 6300 kg comme charge maximum pour le GTO. Donc cela coïncide avec la donnée du site Günter.

Dans le même post Nikolaï disait :

Khrounitchev annonce une masse au lancement pour Intelsat-31 de 6450kg

On avait donc déjà une interrogation sur cette masse supérieure au payload maximum (mais de peu) :scratch:

Peut-être poser la question à Anatoly Zak ?

Voilà ce que nous dit le manuel Proton publié par ILS :



Et voilà ce que ça donne pour le cas "a" (injection au périgée) :



Ce n'est pas précisé mais, le manuel datant de 2009, je pense que ces chiffres sont valables pour les Phase III. Ils sont donc forcément encore plus élevés pour une Phase IV.

A noter que la première mission de Proton-M en SSTO, celle d'Intelsat-22 en mars 2012, avait permis de satelliser 6249kg avec une Phase III !

http://www.kosmonavtika.com/lancements/2012/25032012/25032012.html

Pour info, le premier tir en SSTO de l'Histoire était celui de ACTS, lancé depuis STS-51 (apogée 40.120km). Les Chinois ont tenté l'expérience le 21 juillet 1994 avec APStar 1, lancé par une CZ-3 (apogée 42.122km). Ces deux missions avaient pour objectif d'économiser du temps sur l'atteinte de l'orbite géostationnaire.

Le premier "vrai" tir SSTO réalisé dans le but d'économiser des ergols était celui d'Orion-F1 sur une Atlas IIA, le 29 novembre 1994, avec un apogée à 122.762km.

Le lancement est reporté du 10 octobre au 23 novembre.
https://twitter.com/pbdes/status/771687165327712256

Ce retour en vol de la Proton M va être une opération très importante pour ILS.
Leur appel de pied aux clients de Space X indiquant qu'une Proton M peut-être disponible pour un lancement accéléré en 2017, et l'annonce de la probable entrée en service des Proton Light et Medium, nécessite que la fiabilité du lanceur soit incontestable.

http://spacenews.com/ils-unveils-two-proton-variants-sized-for-smaller-satellite/ a écrit:
Jim Kramer, ILS vice president of engineering and mission assurance, said ILS has a Proton Breeze M available in 2017 “if somebody wants or needs a launch.”

“We do have capability to help out those customers that are in dire straits today,” Pysher added, noting the the typical 18 months from contract to launch can be reduced to nine months for payloads that have flown Proton before.

montmein69 a écrit:

(...)
Ce qui confirme donc ce que je soumettais à votre avis avisé    :

° on demande plus au lanceur pour atteindre l'orbite S2TO, dont l'apogée est possiblement entre 60 000 et 80 000 km (donc au-dessus des 36 000 km de l'orbite GTO). Ce qui nécessite d'utiliser le lanceur, ici Proton M phase IV  (avec une charge d'environ 7000 kg) au-dessus de ce qui est sa capacité théorique en "simple" GTO *.° le satellite utilisera moins d'ergols pour passer de l'orbite S2TO à l'orbite circularisée GEO. Cette économie augmentant sa durée de vie, ce qui est tout benef pour l'exploitant.

* D'où mes questions sur comment font-ils ? Emplois d'ergols sur-réfrigérés dans les étages du lanceur ? Etage Briz-M optimisé pour ce genre de mission ?

Aucune modif matérielle n'est nécessaire, il n'y a que le programme de vol à adapter.

Pour une GTO classique, Proton emmène sa charge utile à 35786km d'apogée, le reste de performance disponible est utilisé pour augmenter l'altitude du perigee et diminuer l'inclinaison.

Pour une orbite d'injection SSTO, il y a moins de réserve de performance disponible (en fonction de l'altitude d'apogée visée); l'inclinaison sera donc plus élevée et/ou le périgée plus bas.

Le lancement est reporté de novembre à décembre...

http://russianspaceweb.com/proton_2016.html#10

Ces "correctifs" à réaliser sur le second étage, sont donc bien compliquées. :bounce:

Le satellite Echostar-21 est arrivé ce matin à Baïkonour.
Il a été livré par un Antonov-124 et va rejoindre la salle de préparation.

Lancement reporté d'au moins deux jours, donc au 24 décembre a minima, mais peut-être au 26 décembre, voire au 28 décembre.

http://www.express-k.kz/news/?ELEMENT_ID=89822

nikolai39 a écrit:Lancement reporté d'au moins deux jours, donc au 24 décembre a minima, mais peut-être au 26 décembre, voire au 28 décembre.

http://www.express-k.kz/news/?ELEMENT_ID=89822

Il n'en faudra pas beaucoup plus pour que ce tir glisse à 2017...

Mais que sont les feux d'artifices russes de fin d'année devenus ?...  8-)

Ne soyons pas stupides,   bonne chance à Proton :)xx

josé a écrit:Ne soyons pas stupides,   bonne chance à Proton :)xx

+1

Mieux vaut perdre deux semaines que la charge utile.