Orbite GTO 1500 m/s et 1800 m/s

Dans l'excellente chaine d'Hugo Lisoir le dernier sujet (à 7"30) parle du lancement de la Falcon 9 du 22 juillet avec Telstar19.

Il y explique que la Falcon 9 block5 a réussi à lancer une charge de 7 tonnes en GTO tout en réussissant à récupérer le 1er étage, un record pour SpaceX.
Mais le client pour bénéficier d'un lanceur moins cher (cas lors d'une récupération du 1er étage), a opté pour un satellite avec un gros réservoir et donc plus lourd et a préférer finir sa mise en orbite GTO par ses propres moyens.
On y apprend qu'il existe deux types d'orbites GTO visés par nos lanceurs, GTO 1500 et GTO 1800. Le chiffre désigne le Dv que doit fournir le satellite pour son le passage en GEO. Or pour ce vol de la F9, Telsatr19 a opté pour une GTO inhabituelle de 2278.

Bon déja j'ai découvert ces GTO 1500 et GTO 1800 dont j'ignorais totalement l'existence. Ma question est la suivante.
Sachant qu'une orbite GTO a logiquement son apogée sur l'orbite circulaire GEO, pourquoi y a-t-il deux cas (voir trois) pour le DV ?

intéressant.

Une orbite GTO classique (36 000 x ~250) il faut un DV a l’apogée de 1,47km/s se qui correspond a la GTO 1500. si on veut un DV a l'apogée de 1800m/s avec un apogée de a 36 000km il faudrait que le périgée soit a -2000km , c'est a dire dans le manteau terrestre :megalol:

Par contre ces calculs ne prennent pas en compte le changement d'inclinaison, donc on peut supposé que 1500 soit un tir depuis kourou et 1800 depuis kennedy.

Mustard a écrit:Dans l'excellente chaine d'Hugo Lisoir le dernier sujet (à 7"30) parle du lancement de la Falcon 9 du 22 juillet avec Telstar19.

Il y explique que la Falcon 9 block5 a réussi à lancer une charge de 7 tonnes en GTO tout en réussissant à récupérer le 1er étage, un record pour SpaceX.
Mais le client pour bénéficier d'un lanceur moins cher (cas lors d'une récupération du 1er étage), a opté pour un satellite avec un gros réservoir et donc plus lourd et a préférer finir sa mise en orbite GTO par ses propres moyens.
On y apprend qu'il existe deux types d'orbites GTO visés par nos lanceurs, GTO 1500 et GTO 1800. Le chiffre désigne le Dv que doit fournir le satellite pour son le passage en GEO. Or pour ce vol de la F9, Telsatr19 a opté pour une GTO inhabituelle de 2278.

Bon déja j'ai découvert ces GTO 1500 et GTO 1800 dont j'ignorais totalement l'existence. Ma question est la suivante.
Sachant qu'une orbite GTO a logiquement son apogée sur l'orbite circulaire GEO, pourquoi y a-t-il deux cas (voir trois) pour le DV ?

Pour être bien clair, je n'en sais rien :pale:

Cependant s'il y a plusieurs DV possible, c'est que l'objet arrive au point de coïncidence des orbites GTO et GEO, à des vitesses différentes.

Pour expliquer ces vitesses différentes au point d'application du DV, et en se souvenant de la loi des aires de Képler, il faut sûrement aller chercher vers l'altitude du périgée.

Sans parler évidemment de la correction angulaire de l'orbite.

phenix a écrit:Par contre ces calculs ne prennent pas en compte le changement d'inclinaison, donc on peut supposé que 1500 soit un tir depuis kourou et 1800 depuis kennedy.

D'après ce que j'ai pu voir sur Reddit, Proton, Soyouz et Ariane 5 utilisent le GTO 1500 donc ça ne semble pas lié à l'inclinaison.

Mustard a écrit:
phenix a écrit:Par contre ces calculs ne prennent pas en compte le changement d'inclinaison, donc on peut supposé que 1500 soit un tir depuis kourou et 1800 depuis kennedy.

D'après ce que j'ai pu voir sur Reddit, Proton, Soyouz et Ariane 5 utilisent le GTO 1500 donc ça ne semble pas lié à l'inclinaison.

Étant entendu que les clients préfèrent un périgée haut. Cela laisse plus de temps disponible sur l'orbite GTO. Au cas où des vérifications complémentaires seraient à faire avant allumage du moteur d'apogée.

Mustard a écrit:
phenix a écrit:Par contre ces calculs ne prennent pas en compte le changement d'inclinaison, donc on peut supposé que 1500 soit un tir depuis kourou et 1800 depuis kennedy.

D'après ce que j'ai pu voir sur Reddit, Proton, Soyouz et Ariane 5 utilisent le GTO 1500 donc ça ne semble pas lié à l'inclinaison.

Étrange. Pour Ariane c est facile. Elle lâche les sat a 36 000x ~300 quasiment sur le bon plan. Donc 1500 était le DV pour un circulation a l apogée c est logique. Par contre je suis surpris que nos ami russe réussi a faire de même depuis les 45~ 50 degré de baikonour. Si le satellite a besoin de seulement 1,5 km/s pour sa mise a poste il fait soit que le lanceur rattrape sont inclinaison soit qu' il rehausse sont perigee (comme le proposera Ariane avec le gto+) dans les deux cas les derniers étage beez ou fregat (hypergolique donc ralumable je suppose ) semble en mesure de le faire.

Apres il y a les orbites super-synchrone, mais je sais pas si c'est souvent utilisé.

Mustard a écrit:Bon déja j'ai découvert ces GTO 1500 et GTO 1800 dont j'ignorais totalement l'existence. Ma question est la suivante.
Sachant qu'une orbite GTO a logiquement son apogée sur l'orbite circulaire GEO, pourquoi y a-t-il deux cas (voir trois) pour le DV ?

Je pense que c'est le dV complementaire qu'il faut ajouter en plus de l'impulsion, afin de procéder a la fois a la hausse de l'apogée puis pour la circularisation :

1) le F9 balance la CU avant que l'altitude de 36Mm ne soit atteinte
2) le satellite complète alors lui même la poussée pour atteindre une apogée de 36Mm
3) le satellite circularise a cette apogée.

Si la charge est trop massive pour le lanceur, cas qui nous occupe ici, alors le lanceur produit une apogée plus faible que d'habitude, donc le satellite doit plus compenser que d'habitude, d'ou les 2278 de dV necessaire au satellite pour finir la mise en place GEO.

l'inconvénient majeur, c'est que du coup, le satellite doit multiplier sa masse par deux.
donc, au final net de tout, le F9 permet ici dans cet exemple de mettre un satellite qui ne fera plus que ~3.5t en orbite GEO.
3t de CU au final (avec petite réserve coco pour réajustement d'orbite en cours de vie), rien de bien exceptionnel en somme.
... c'est le prix du réutilisable.

Je comprend ton explication Carcarodon, qui me paraitre etre effectivement le bonne explication
Bref ce vol de 22 juillet, bien qu'annoncé comme étant un sat de 7 tonnes est une sorte d'entourloupe, puisque en réalité le lanceur était trop faivble et c'est le sat a joué le role de "3eme étage" et qu'au final le sat ne fait réellement que 3 tonnes.
Cela a surement permis au client de payer bien moins cher son lancement meme si le sat lui a couté plus cher, mais au final il doit y gagner. Et SpaceX au final s'est fait une grosse pub en faisant croire que la F9 block 5 peut envoyer un gros sat de 7t en géostationnaire.

Mustard a écrit:Je comprend ton explication Carcarodon, qui me paraitre etre effectivement le bonne explication
Bref ce vol de 22 juillet, bien qu'annoncé comme étant un sat de 7 tonnes est une sorte d'entourloupe, puisque en réalité le lanceur était trop faivble et c'est le sat a joué le role de "3eme étage" et qu'au final le sat ne fait réellement que 3 tonnes.
Cela a surement permis au client de payer bien moins cher son lancement meme si le sat lui a couté plus cher, mais au final il doit y gagner. Et SpaceX au final s'est fait une grosse pub en faisant croire que la F9 block 5 peut envoyer un gros sat de 7t en géostationnaire.

moi j'ai rien dit :roll:
sinon on va encore me prendre pour un anti Musk

mais ça ressemble bien plus a une belle performance de com qu'a une belle performance tout court.

en tout cas interessant de voir cette segmentation 1500/1800/..
on voit tout ce suite ce qu'on demande comme performance de dV au satellite, en fonction de sa masse.
je suis quasi sûr que ces nombres correspondent a des catégories de poids (comme a l'UFC lol).
si tel satellite fait moins de telle masse : 1500, si entre telle et telle : 1800.
et si c'est un gros balourd, on se fait de la pub mensongère gratos !
lool

edit :
n'empêche que c'est bizzare quand même cette histoire... je piges pas tout.
la CU a l'arrivée est trop minable, je comprends pas l'intérêt de faire comme ça, sauf peut-être parce que la CU était dans une tranche de masse pas encore bien adressée, donc batarde, donc on demande l'effort au client (gros reservoir).
Mais ma première reaction serait de me dire que les perfs du F9 reutilisable récent n'ont pas l'air de crever le plafond...

Mustard a écrit:Je comprend ton explication Carcarodon, qui me paraitre etre effectivement le bonne explication
Bref ce vol de 22 juillet, bien qu'annoncé comme étant un sat de 7 tonnes est une sorte d'entourloupe, puisque en réalité le lanceur était trop faivble et c'est le sat a joué le role de "3eme étage" et qu'au final le sat ne fait réellement que 3 tonnes.
Cela a surement permis au client de payer bien moins cher son lancement meme si le sat lui a couté plus cher, mais au final il doit y gagner. Et SpaceX au final s'est fait une grosse pub en faisant croire que la F9 block 5 peut envoyer un gros sat de 7t en géostationnaire.

Carcharodon a écrit:

moi j'ai rien dit :roll:
sinon on va encore me prendre pour un anti Musk
mais ça ressemble bien plus a une belle performance de com qu'a une belle performance tout court.

Je ne pense pas de l'on puisse faire ce procès à SpaceX, car ils n'ont pas communiqué sur la masse du satellite. On n'en trouve aucune trace dans le dossier de presse.

Tu disais toi même que la masse sèche est de 3031kg et il me semble avoir compris que la masse de la CU au decollage était de 7t annoncée non ?
Il me semble l'avoir entendu de plusieurs sources.

Carcharodon a écrit:Tu disais toi même que la masse sèche est de 3031kg et il me semble avoir compris que la masse de la CU au decollage était de 7t annoncée non ?
Il me semble l'avoir entendu de plusieurs sources.

Oui, ~ 7075 kg, mais ce n'est pas SpaceX qui a communiqué ces informations...

Carcharodon a écrit:

[...] d'ou les 2278 de dV necessaire au satellite pour finir la mise en place GEO.

N'oublions pas l'unité de mesure, ça a déjà coûté une sonde martienne...

Mustard a écrit:Je comprend ton explication Carcarodon, qui me paraitre etre effectivement le bonne explication
Bref ce vol de 22 juillet, bien qu'annoncé comme étant un sat de 7 tonnes est une sorte d'entourloupe, puisque en réalité le lanceur était trop faivble et c'est le sat a joué le role de "3eme étage" et qu'au final le sat ne fait réellement que 3 tonnes.
Cela a surement permis au client de payer bien moins cher son lancement meme si le sat lui a couté plus cher, mais au final il doit y gagner. Et SpaceX au final s'est fait une grosse pub en faisant croire que la F9 block 5 peut envoyer un gros sat de 7t en géostationnaire.

Comme tu le dis, le client doit y gagner quelque part, sinon il n'alignerait pas. Ce ne sont pas 10 à 20 millions de différence de prix de lancement qui pourrait compenser une réduction en années de services, donc de revenues car on devrait s'attendre à ce que cette consommation d'ergol supplémentaire devrait impacter l'"espérance de vie" du satellite à son poste, mais il semble que non puisque celle-ci serait quand même de 15 ans, comme pour d'autres satellites lancés plus directement en GTO par Ariane V par exemple (le record étant de Terrastar-1, avec une masse de 6910kg au décollage et une masse à sec de 3801kg, donc un peu plus de 3100kg d'ergols et avec une durée de vie de 15 ans aussi).
Peut-être que le fait d'avoir commandé deux lancements leur a donné droit à une coquette ristourne complémentaire avec en prime le lancement de ces deux satellites (Telstar-19V et Telstar-18) par le même premier étage... ;)

Est-il possible que la trajectoire d'ascension soit bien différente, au point d'avoir effectivement un périgée sous le sol (ou bien plus bas que d'habitude), exigeant à 36000 km de dépenser un DV plus important ? Ca me semble pas mal farfelu, avec un plan de vol différent, et je suis pas bien sur que cela ait un intérêt mais qui sait ^^

Atlantis a écrit:Comme tu le dis, le client doit y gagner quelque part, sinon il n'alignerait pas. Ce ne sont pas 10 à 20 millions de différence de prix de lancement qui pourrait compenser une réduction en années de services, donc de revenues car on devrait s'attendre à ce que cette consommation d'ergol supplémentaire devrait impacter l'"espérance de vie" du satellite à son poste, mais il semble que non puisque celle-ci serait quand même de 15 ans, comme pour d'autres satellites lancés plus directement en GTO par Ariane V par exemple (le record étant de Terrastar-1, avec une masse de 6910kg au décollage et une masse à sec de 3801kg, donc un peu plus de 3100kg d'ergols et avec une durée de vie de 15 ans aussi).

La durée de vie de Telsater 19 ne sera pas impacté, pas plus que la réserve d'ergol nécessaire à cette durée nominale de 15 ans. en fait, le client a fait fabriquer un satellite plus gros, avec un énorme réservoir pour compenser le dV à rattraper. Au final le gros réservoir a fait le role de 3eme étage, mais il lui reste suffisament de réserve pour avoir le carburant nécessaire à sa durée de vie normale. Après avoir brulé son fuel pour la mise en orbite finale, la sat passera de 7 tonnes à 3.5 tonnes. Il y avait donc exceptionnellement environ 3.5 tonnes d'ergols, la moitié du poids total

Dakitess a écrit:Est-il possible que la trajectoire d'ascension soit bien différente, au point d'avoir effectivement un périgée sous le sol (ou bien plus bas que d'habitude), exigeant à 36000 km de dépenser un DV plus important ? Ca me semble pas mal farfelu, avec un plan de vol différent, et je suis pas bien sur que cela ait un intérêt mais qui sait ^^

Tout a fait possible : pour obtenir un "périgée underground" il faut simplement mettre plus de pitch que necessaire dans l'ascension.
plus de pitch que nécessaire pour cette fusée, s'entend (elles n'ont pas toutes le même profil de vol).
mais ça ne présente pas trop d'intérêt parce que ça gâche (un peu, mais c'est précieux) de dV.
et en plus a l'apogée, ça consomme aussi plus pour circulariser.
les trajectoires utilisées dépendent de l'engin et sont toujours optimisées pour profiter au maximum de ses qualités dynamiques.
En fait, y a pas mal de différence de profil de tir entre une A5 et un F9 par exemple, donc elles ont un profil de pitch qui doit être un peu différent, tout particulièrement dans les 3 premières minutes.
Il doit même y avoir des différences de profil de vol (petites, pas monstrueuses, mais notables) entre les versions 1500/1800 du F9 je suis sûr.
c'est normal, la version 1500 doit avoir plus de celerité (et avoir parcouru plus de distance) à la fin du burn du premier étage que la version 1800 (qui emporte une CU plus massive).

Après avoir brulé son fuel pour la mise en orbite finale, la sat passera de 7 tonnes à 3.5 tonnes. Il y avait donc exceptionnellement environ 3.5 tonnes d'ergols, la moitié du poids total

donc certainement 4t d'ergols au décollage, pour qu'il lui en reste ~500 a la fin.
= s'il reste a 3.5t a l'arrivée en orbite, il lui reste encore forcément du coco (d'ailleurs il fait 3031kg a sec).
Je pense que 500 kg ça suffit amplement pour sa durée de vie : ça bouge pas des masses sur une GEO, les réactualisations de position sont rares et très peu chères.
Cependant, j'espère qu'il y a aussi assez pour ensuite le mettre sur une orbite cimetière à sa fin de vie... je parie que oui, c'est désormais la norme je crois.
Au pifomètre doigt levé en consultant ma boule de cristal, je dirais que 150 kg devrait suffire pour ses 15 ans de vie, + 350 kg pour orbite cimetière a la fin.

Carcharodon a écrit:

Au pifomètre doigt levé en consultant ma boule de cristal, je dirais que 150 kg devrait suffire pour ses 15 ans de vie, + 350 kg pour orbite cimetière a la fin.

bonne nouvelle, "enterrement" est beaucoup moins cher que cela :D (oui je peux pas m’empêcher de faire les calcules). Selon wikipedia (https://fr.wikipedia.org/wiki/Orbite_de_rebut) l'orbite cimetière n'est qu'a 230km au dessus de la GEO. il faut un delta V de seulement 4m/s pour la mise en orbite de transfert et 4 autres la circularisation dans l'orbite cimetière. Pour un satellite de 3 tonnes il faut que 10kg d'ergols pour faire la manœuvre complète.

Par contre pour les orbites a périgée "underground" , je n'y crois pas trop , en effet cela signifie que le satellite a que quelque heures pour s'activer , calibre ses capteurs d’étoiles, vérifier les systèmes , contrôler sont attitude et tester ses moteurs, car s'il rate la fenêtre de tire a l’apogée, il s’écrase sur Terre (avec l'ergol en plus) . c'est plutôt risqué, autant garder un périgée normal et baisser l'apogée.

merci pour ces précisions.
ma boule de cristal d'occase vaut pas un clou quoi... :D

"vend boule de cristal, spécialité astronautique, presque jamais servi"
:iout:

j'aimerais bien trouver un chiffre du genre : dV de correction moyen d'un satellite GEO type satcom sur 10 ans.
Ça ressemble à du 35 m/s par an (500 m/s pour 15 ans, donc).
donc du 30 a 40 m/s en moyenne par an quoi, j'imagine.
c'est peu quand même.
et la fréquence de correction aussi.
Je pense que c'est pas corrigé tout les ans.

edit : le terme "périgée underground" c'est une invention perso hein, ça existe pas.
je trouvais que ça sonnait bien lol

re edit : par contre je n'imaginais pas l'orbite poubelle GEO a seulement +230 km
mais c'est vrai : pourquoi aller plus haut ? ça sert a rien.
Sauf si un jour, des poubelles commencent a se percuter et générer des débris qui vont chatouiller plus bas a l'orbite GEO tout proche...
m'enfin bon...

Carcharodon a écrit:
Je pense que 500 kg ça suffit amplement pour sa durée de vie : ça bouge pas des masses sur une GEO, les réactualisations de position sont rares et très peu chères.

Néanmoins, les orbites des satellites GEO sont affectées par un certain nombre de perturbations qui font en sorte que l'inclinaison, la longitude et l'excentricité tendent à dériver au fil du temps. La dérive de l'inclinaison est causée par les effets du Soleil et de la Lune. Du fait que les plans orbitaux de l'orbite GEO, de la Terre et de la Lune ne sont pas alignés. Ces perturbations ont tendance à modifier l'inclinaison d'environ 0,85°/an. La longitude du satellite est principalement affectée par l'obliquité de l'équateur terrestre ainsi que par la pression du rayonnement solaire. Ces perturbations ont tendance à faire dériver les satellites vers l'un des puits gravitaires de la Terre situés à 73 °E et 104 °W.

Pour contrer ces effets, des manœuvres de maintien en station sont utilisées pour maintenir le satellite dans sa zone de longitude et d'inclinaison qui lui est assignée, généralement de +/- 0,1 ° mais dans certains cas cette zone est encore plus restreinte. La fréquence des manœuvres de maintien en station peuvent varier considérablement non seulement en fonction des exigences de pointage entre la charge utile et les stations au sol, mais aussi en fonction du type de propulseurs utilisé.

Ainsi les engins spatiaux utilisant une propulsion chimique effectuent généralement leurs corrections avec une poussée d'une dizaine de minutes une fois tous les deux à trois semaines alors que les satellites utilisant la propulsion électrique doivent effectuer une poussée beaucoup plus faible d'une durée de plusieurs heures et ce tous les jours.

merci pour ces précisions.
pour les m/s moyen par an, j'ai trouvé ceci :

To correct for this orbital perturbation, regular orbital stationkeeping manoeuvres are necessary, amounting to a delta-v of approximately 50 m/s per year.
A second effect to be taken into account is the longitudinal drift, caused by the asymmetry of the Earth – the equator is slightly elliptical. There are two stable (at 75.3°E and 252°E) and two unstable (at 165.3°E and 14.7°W) equilibrium points. Any geostationary object placed between the equilibrium points would (without any action) be slowly accelerated towards the stable equilibrium position, causing a periodic longitude variation.^[12] The correction of this effect requires station-keeping maneuvers with a maximal delta-v of about 2 m/s per year, depending on the desired longitude.

https://en.wikipedia.org/wiki/Geostationary_orbit#Orbital_stability

donc en tout ça tourne en moyenne autour de 50 m/s/an

Mar 24 Juil 2018 - 19:09

Mar 24 Juil 2018 - 19:32

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Mar 24 Juil 2018 - 23:33

Jeu 26 Juil 2018 - 16:45

Jeu 26 Juil 2018 - 17:20

Jeu 26 Juil 2018 - 17:40

Jeu 26 Juil 2018 - 20:44

Jeu 26 Juil 2018 - 20:57

Jeu 26 Juil 2018 - 21:02

Ven 27 Juil 2018 - 4:47

Ven 27 Juil 2018 - 5:21