Maniobras Orbitales. Puesta En Órbita Objetivos

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Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Comunicaciones por Satélite Curso 2008-09

Maniobras orbitales. Puesta en órbita

Ramón Martínez Rodríguez-Osorio Miguel Calvo Ramón

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Objetivos

• 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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Índice

• 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)

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Maniobras 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 básicas

• Maniobra orbital → Cambio de velocidad y energía

v2 µ µ + − = − 2 r 2a { { { Energía Energía Energía cinética potencial total

• Velocidad de escape: µ 2µ < velíptica < 2µ r r v = escape r

µ vcircular = • Velocidad asintótica: r

2µ µ v = v = parab r ∞ r 2µ v > hiperb r

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Ecuación 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):

⎛ ∆V ⎞ ⎛ M ⎞ M = M exp⎜− id ⎟ ∆V = I g ln⎜ 0 ⎟ b 0 ⎜ ⎟ id sp 0 ⎜ ⎟ ⎝ Isp g0 ⎠ ⎝ Mb ⎠

M0 = M p + M S + M f = M p + Mb { { { { { Masa inicial Masa del Masa de la Masa de la Masa del vehículo después del cohete propulsante estructura carga útil de consumir el propulsante

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Impulso específico ISP

• ISP: es la relación entre el empuje y la velocidad de salida del propulsante F : empuje (N) F I = g : aceleración de la gravedad anivel del suelo (m/s2) sp qg 0 0 q : velocidad de escape del propulsante (m/s)

– 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.

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Transferencias 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

2 2 ∆v = vF + vI − 2vFvI cosα α: ángulo que forman vF y vI v senα senβ = F 2 2 β: ángulo que forman vI y el impulso ∆v vF + vI − 2vF vI cosα • Si se necesitan varios impulsos:

∆v = ∆v1 + ∆v2 +...+ ∆vN = Velocidad característica

• Transferencia de Hohmann • Transferencia bielíptica

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Transferencia de Hohmann

• 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

∆v 2λ λ −1 1 RF 2 ∆v = vI + −1 siendo λ = 1+ λ λ λ RI Órbita Órbita elíptica 0.55 final RF de transferencia 0.54

Órbita 0.53 inicial I

v/v 0.52 ∆

R I 0.51

∆v1 0.5

0.49 10 15.6 20 50 100 λ

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Transferencia bielíptica

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

∆v 2 1ª Órbita elíptica 2ª Órbita elíptica de transferencia de transferencia 0.55

Órbita 0.53 final RF

0.51 1 v / v

Órbita ∆ inicial 0.49 Hohmann bielliptic r = r 3 H bielliptic r = 2 r R 0.47 3 H I bielliptic r = 4 r 3 H biparabolic ∆v 1 0.45 10 r r 20 2r 50 4r 100 P H H H r /r 2 1 ∆v3 Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 10

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Transferencias no coplanarias

• Cambio en la orientación de la órbita (1)

Órbita final α ∆v = 2vsen 2

∆v

α v Órbita inicial

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Transferencias no coplanarias

• 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) vi α ∆v ∆v = 2v sen α : ángulo formado por los dos planos i 2 v – Cambio en la inclinación f • Se produce en el plano ecuatorial en uno de los nodos para no modificar Ω i − i ∆v = 2vsen F I 2 – Cambio en la ascensión recta • Fuera del plano ecuatorial ∆Ω ∆v = 2v seni sen 2 Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 12

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Transferencias no coplanarias

• 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

2 2 ∆V = VA +Vs − 2VAVs cosi

⎛V sin i ⎞ ϑ = sin−1⎜ s ⎟ ⎝ ∆V ⎠

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Maniobras no impulsivas

Disminución • Propulsión iónica apogeo – Alternativa a los sistema químicos – Bajo empuje, pero alto impulso específico 1 – Basada en la aceleración electrostática de un 2 combustible ionizado (Xenon) 3

• Maniobras aeroasistidas

– Se aprovecha la resistencia atmosférica para Resistencia modificar el apogeo atmosférica – 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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Maniobras 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 – ±0.1º deriva N-S (latitud): cambia la inclinación • Cambio en el plano orbital (costosas) – Evitar derivas hacia 75.3ºE y 255.3ºE (eje menor del geoide)

• 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

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Fases de Puesta en Órbita (GEO)

r1 = 6578Km

h2 = 35786Km

r2 = 42164Km

r1 3.99×105 r vgeo = 2 42164 = 3.076Km s

(r + r ) a = 1 2 = 24371Km 2 ⎛ 2 1 ⎞ v = k⎜ − ⎟ =1.598Km s h1 = 200Km A ⎜ ⎟ ⎝ r2 a ⎠ ⎛ 2 1 ⎞ 5⎛ 1 ⎞ v1 = k⎜ − ⎟ = 3.99×10 ⎜ ⎟ ⎛ 2 1 ⎞ ⎝ r a ⎠ ⎝ ()6378+ 200 ⎠ vP = k⎜ − ⎟ =10.244Km s ⎝ r1 a ⎠ = 7.788Km s Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 16

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Puesta en órbita

∆v = 1.47 km/s

GTO: va=1634 m/s

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

rap=42164 km Órbita de transferencia elíptica (GTO)

a=(rap+rp)/2

Órbita circular de aparcamiento (h~200-600 km) r =6578 km Para h=200 km: v=7788m/s p

GTO: vp=10250 m/s ∆v = 2.46 km/s Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 17

Lanzamiento del INSAT-4A (83ºE)

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

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

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Tipos 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 – Reusable launch vehicle

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Mercado actual

• Grandes empresas y alianzas: – Atlas V (ILS Launch) – Proton (ILS Launch) – Ariane 5 (Arianespace) – Sea Launch (Boeing) – H II-A (Mitsubishi) – United Launch Alliance (Boeing y Lockheed Martin) – SOYUZ (StarSem) • Otros competidores: – Cosmos (Cosmos International) – Falcon 1 (SpaceX) – Long March ó Chángzhēng – Rockot (Eurockot) – Dnepr (Kosmotras) – PSLV (ISRO), …

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Estadística de lanzamientos

Fuente: Via Satellite

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Echo 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 Jupiter-C

1958

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Titan (EEUU)

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

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Atlas (ILS Launch)

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

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Atlas V (familias 400 y 500)

Misión 401/402 431 501/502 551/552 GTO kg 4,950 7,640 3,970 8,670 LEO (28.5°) kg 12,500 N/A 10,300 20,520

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 Centaur Longitud 32.46 m 12.68 m Diámetro 3.81 m 3.05 m 1 RD-180 Carenado de la Propulsión 1 ó 2 RL10A-4-2 (dos cámaras) misión 99.2 kN (single) • Misiones de gran Empuje 3.82 MN 198.4 kN (dual) volumen 1,914 kg (single) Masa inercial 21,173 kg 2,106 kg (dual) Masa de 284,089 kg 20,830 kg propelente

Upper stage (Centaur) Etapa de propulsión • Oxígeno e • ∅=3.81 m, h=32.46 m Masa total: 333,298 kg hidrógeno líquidos Longitud total: 59.7 m

Cohetes de Motor RD-180 propulsión • Impulso inicial (entre 1 y 5) • Oxígeno líquido y •1.36 MN propelente Fuente: ILS • Ajuste de aceleración Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 27

Atlas V: Lanzamiento de Inmarsat-4 (F1)

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

Fecha: 11-03-2005

Fuente: ILS Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 28

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Lanzamiento con un Proton (Rusia)

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Proton/Breeze M (ILS Launch)

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 Breeze M Upper IIAS vehicles from Cape Canaveral, Fla. (4ª) Stage (19.62 KN) 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

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Lanzaderas ARIANE

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Ariane 1

The first Ariane launcher (Ariane L01) blasted into the sky on Christmas Eve 1979. An early Christmas present for the thousands of workers throughout Europe and at Europe’s spaceport in Kourou who were involved in its development and production. Ariane 1 was designed primarily to put two telecommunications satellites at a time into orbit, thus reducing costs. As the size of the satellites grew Ariane 1 began to give way to the more powerful Ariane-2 and Ariane-3 launchers. Altogether, 11 successful Ariane-1 launches took place between 1979 and 1986.

Fuente: ESA

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Ariane 5 GS: Intelsat 11 y Optus D2 Ariane 5 GS

Intelsat 11 (43ºW) Optus D2 (152ºE) 2450 kg 2350 kg 4.1 x 3.3 x 2.3 m 4.0 x 3.2 x 2.4 m

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Lanzamiento de Ariane 5 ECA

Fuente: Arianspace

Ariane 5 ECA (12-02-2005) Ariane 5 ECA (11-03-2006) XSAT-EUR y MAQSAT B2 SPAINSAT y HOT BIRD 7A

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Ariane 5

Main data Ariane 5 GS Main data Ariane 5 ECA Height up to 47 m Height up to 52 m Diameter up to 5.4 m Diameter up to 5.4 m Liftoff mass 750 tonnes Liftoff mass 780 tonnes Payload mass 6.7 tonnes (GTO) Payload mass 9.6 tonnes (GTO)

Main data Ariane 5 ES ATV Height up to 53 m Diameter up to 5.4 m Liftoff mass 760 tonnes up to 21 tonnes Payload mass (260x260, i=51.6º)

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ESA ATV

Dimensions Launch config. Length: 9 794 mm Cargo mass Dry cargo: 1 500-5 500 kg Largest diameter: 4 480 mm Water: 0-840 kg Solar arrays span: 22 281 mm Gas (nitrogen, oxygen, air, 2 gasses/flight): 0-100 kg Mass budget ISS refuelling propellant: 0-830 kg Vehicle dry mass: 10 470 kg ISS re-boost and attitude control propellant: 0-4700 kg Vehicle consumables: 2 613 kg Total cargo upload capacity: 7 667 kg Total vehicle mass: 13 083 kg Launch vehicle Ariane 5 (300x300 km, 51.6° transfer orbit) Total cargo upload 7 500 kg ATV will be launched with its solar panels folded to the capacity: body of the spacecraft. Mass at launch: 20 750 kg Electrical power will be supplied by non rechargeable batteries. Waste download 6 300 kg capacity: Launch site Kourou, French Guiana (420 km altitude, i=51.6 deg) First flight Early 2008

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ESA ATV

ATV 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 an altitude of around 260 km, whilst the Station's altitude is around 340. Approximately 75 minutes after lift-off, when separation is confirmed with the launcher, the ATV becomes a fully automatic spaceship. Phasing • Next, ATV enters a three-week phasing stage of the mission. A set of orbital manoeuvres prepared by the ATV Control Centre are executed to bring ATV to a distance of 39 km behind and 5 km below the ISS. • If needed, the ATV can hold a parked position 2000 km from the ISS. Demonstration days Rendezvous and docking Eye-like sensors Extension of the Station Destructive re-entry Fluid and dry cargo Fuente: ESA

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Primera misión del ATV (29/09/2008)

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Evolución de Ariane

VEGA H=30m, D=3m Tres etapas 1500 kg/700 km

Ariane 5G (h=45m) Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 39

VEGA

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

VEGA Posibles lanzamientos: H=30m, D=3m Micro-satellites : hasta 300 kg Tres etapas Mini-satellites : desde 300 a 1000 kg 1500 kg/700 km Small satellites : desde 1000 a 2000 kg.

Montaje de la primera etapa P80 Primer test del motor Zefiro 9 (Kourou, Nov. 2006) (Cerdeña, Dic. 2005) Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 40

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VEGA

First Stage Engines 1 P80 (10.5 m, ∅ =3 m) Combinación de propulsantes sólidos y líquidos Thrust 3040 kN Burn time 107 seconds VEGA: Mecanismo de propulsión en cuatro Fuel Solid etapas: Second Stage • 3 etapas de propulsante sólido: initial boost Engines 1 Zefiro 23 (7.5 m, ∅ =1.9 m) Mayor empuje (thrust), pero durante pocos minutos después del despegue Thrust 1200 kN Fácil de almacenar Burn time 71.6 seconds Bajo coste de mantenimiento Fuel Solid Ignición es muy simple Third Stage No pueden reutilizarse Engines 1 Zefiro 9 (3.85 m, ∅ =1.9 m) • 1 etapa de propulsante líquido: fase final de Thrust 213 kN la puesta en órbita • La combinación de ambos ofrece el perfil ideal Burn time 117 seconds para la trayectoria de lanzamiento Fuel Solid Fourth Stage Ejemplo: el motor Vulcain (Ariane 4) de Engines 1 AVUM (1.74 m, ∅ =1.9 m) propulsante líquido ofrece 100 ton de empuje; Thrust 2.45 kN cada cohete sólido, da un empuje seis veces Burn time 315.2 seconds mayor. Fuel UDMH/N2O4 UDMH: Unsymmetrical dimethyl hydrazine Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 41

COSMOS

Dos etapas (mayor estabilidad): N2O4+UDMH Masa total: 109 ton. métricas Carga útil: 1500 kg, longitud=4.7m, diámetro=2.2 m Órbitas: • 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) CHAMP, MITA • Inclinación: ± 0.04° ABRIXAS y MegSat y BIRD-RUBIN Fiabilidad: 97.4 % (743 lanzamientos)

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COSMOS

Plesetsk Kasputin-Yar

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SOYUZ

Familia de lanzadores Soyuz (-Fregat) • 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)

Cosmódromo de Baikonour Soyuz TMA-5 en 2004

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22 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

SOYUZ

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

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

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Zenit-3SL (Sea Launch)

Capacidad hasta la órbita GSO de transferencia: 6000 kg

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23 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

H II-A (Mitsubishi Heavy Industries, Ltd.)

Lift-off sequence (secuencia de lanzamiento)

Event Estimated *1 Actual *2 1． Liftoff 0min. 00sec. 0min. 00sec. 2． Solid Strap-on Boosters (SSBs) ignition 0min. 46sec. 0min. 46sec. 3． Solid Rocket Booster (SRB-A) jettison 2min. 09sec. 2min. 09sec. 4． SSBs jettison 2min. 10sec. 2min. 10sec. 5． Payload fairing jettison 4min. 11sec. 4min. 16sec. 6． First stage engine cutoff 6min. 31sec. 6min. 35sec. 7． First and second stages separation 6min. 39sec. 6min. 43sec. 8． Second stage engine first ignition 6min. 45sec. 6min. 49sec. 9． Second stage engine first cutoff 12min. 26sec. 12min. 33sec. 10．Second stage engine second ignition 24min. 30sec. 24min. 34sec. 11．Second stage engine second cutoff 27min. 24sec. 27min. 28sec. 12．MTSAT-1R separation 39min. 58sec. 40min. 02sec.

MTSAT-1R Injection orbit at 1st apogee

Diff Target Actual ere allowance) nce Apogee (km) 35,786 (+/-180) 35,793 7 Perigee (km) 250 (+/- 4) 249 -1 Inclination (º) 28.5 (+/- 0.02) 28.5 0.0

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ROCKOT (Eurockot)

Base de lanzamiento Plesetsk (63ºN, 40ºE)

Facilidad para órbitas polares

EUROCKOT Launch Vehicle 29 m · Peso: 107 tons · 3 etapas · ∅ externo: 2.5 m · Máx payload: 1950 kg en h=200 km, 63º Alianza Gemano-Rusa

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24 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

ROCKOT (Eurockot)

Órbita circular h=500 km i=89º

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ROCKOT (Eurockot)

Órbita 1 Órbita elíptica

hperigeo=320 km hapogeo=820 km i=96.8º

Órbita 2 Órbita SSO h=820 km i=98.7º

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25 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

ROCKOT (Eurockot)

Órbita 1 Órbita elíptica

hperigeo=320 km hapogeo=820 km i=96.8º

Órbita 2 Órbita SSO h=820 km i=98.7º

Inyección en órbita SSO Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 51

ROCKOT (Eurockot)

Lanzamientos múltiples (3 satélites)

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Delta (Boeing)

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

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Delta (United Launch Alliance)

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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27 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Delta 4 (Boeing-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

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DNEPR

TerraSAR-X

• Lanzamiento del satélite TerraSAR-X (1 ton., h=514km) (17 de junio de 2007) Misil balístico RM36 • Primeras señales recibidas en la estación de Malindi (Kenia) a los 15 minutos del lanzamiento • Uso: radar SAR para escanear la superficie Lanzadera DNEPR terrestre, independientemente de las condiciones meteorológicas, nubes o luz 4.5 toneladas de carga útil en una órbita polar circular de 200 km

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DNEPR

Lanzamiento fallido en 2006

150 m

Cráter: 150m de diámetro, 15m de profundidad

15 m

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Larga Marcha (China)

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Larga Marcha (China)

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Larga Marcha (China). Shenzhou 5

Shenzhou 5 Masa: 7,790 kg Perigeo: 332 km Apogeo: 336 km Inclinación: 42.4° Periodo: 91.2 minutes

Módulo de reentrada Aterrizaje en 41.3°N, 111.4°E

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PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle)

Cuatro etapas Operado por la Indian Space Research Organisation (ISRO)

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

Peso: 294 ton Payload: 1000-1200 kg Altura: 44.43 m Órbita: Polar y GTO

PSLV en la plataforma de lanzamiento del Satish Dhawan Space Centre, Sriharikota Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 61

PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle)

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

Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 62

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31 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

PSLV (Polar Satellite Launch Vehicle)

The PSLV-C4 Stage-4 was shutoff 21 minutes after launch after reaching 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 of Perigee > 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 the 560 Kg fuel would be used for orbit raising from GTO to GSO, leaving around 100 Kg for orbit control during its 7 year life. This variance from target velocity though within specification, indicates lack of full mastery in navigation and flight control that hinges on more 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 PSLV-C4 and METSAT trajectory. GTO to GSO Orbit still left with about 105 kg of propellant, sufficient for its station 12-Sept-2002 keeping operations during its designed mission life of 7 years. Fuente: http://www.bharat-rakshak.com/MONITOR/ISSUE5-3/arun.html

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Falcon 1 (SpaceX)

Space Exploration Technologies Bajo coste y alta fiabilidad Falcon 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

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SpaceX. Lanzamiento del Falcon 1 (28/09/20008)

Transbordadores (shuttles)

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.

33 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Lanzamiento del Shuttle

Aterrizaje del Shuttle

34 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Hubble a bordo del Shuttle

Hermes (Europa)

Hermes, 1987-1993

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Pegasus (Orbital)

Satélites LEO

Lanzamiento desde un avión Stargazer L-1011 (Marshall Aerospace) 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

Pegasus (Orbital)

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

36 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Bases de lanzamiento

Lanzamientos orbitales Lanzamientos suborbitales

Bases de lanzamiento para GEO

3 2

1 4

1 Kourou (5.23N, 52.45W) 3 Baikonur (46N, 63.35E)

2 Cabo Cañaveral (28.5N, 80.53W) 4 Kirimati (0.0N, 154W)

37 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Lanzamientos desde el Ecuador: “Sea Launch”

Plataformas marítimas reconvertidas en plataformas de lanzamiento

Lanzamientos Sea Launch

38 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Inyección en GEO

2 2 ∆V = VA +Vs − 2VAVs cosi

⎛V sin i ⎞ ϑ = sin−1⎜ s ⎟ ⎝ ∆V ⎠

La inclinación mínima de la órbita es igual a la latitud de la base de lanzamiento.

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 de aplicación θ vienen dados por las fórmulas anteriores.

Órbita 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

⎛α ⎞ ∆v = 2vsin⎜ ⎟ ⎝ 2 ⎠

39 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Parámetros Órbita de Transferencia

Los parámetros típicos de una órbita de transferencia pueden ser:

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

Ls j K

Inyección en GEO

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

4000

3000 ∆ V(inc )

2000

1000 0 20 40 60 80 100 inc Pérdida masa Masa útil Latitud ∆V (m/s) (Kg) (Kg) Baikonur 46ºN 2277 140 1449

Cabo Cañaveral 28.5ºN 1387 60 1640

40 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Diferentes emplazamientos

Inclinación (*) Emplazamiento País Operador Latitud, longitud Mínima Máxima Kourou Francia 5.23N, 52.45W 5.0º 100º Baikonur Rusia 46N, 63.35W 49º 99º Cabo 28.5N, 80.53W 28º 57º Cañaveral USA 34.45N, 120.37W 51º 145º Vandenberg Sea Launch USA 0.0N, 154W 0º 180º Kagoshima Japón 31.15N, 131.04E 29º 75º Xichang 28.15N, 102.01E 28º 36º China Jiquan 41N, 100E -- -- Sriharikota India 13.37N, 80.18 E 44º 47º Woomera Australia 30.55S, 136.30E 82º 84º Vandenberg USA 34.45N, 120.37E 51º 145º

Inclinación residual

El efecto de una inclinación residual de la órbita es un movimiento aparente de 8 del satélite para un observador en la superficie terrestre.

Ls j K

20 50 ls 60 j K

41 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Otros aspectos a considerar en la puesta en órbita

• 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 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

42 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Ventana de lanzamiento

• Condiciones (L es la latitud de la base): –Nohay ventana de lanzamiento si L>i (órbita directa) ó L

• Azimut de lanzamiento (β):

γ: corrección para tener en cuenta la velocidad de β = βI ± γ ≈ βI rotación terrestre en lanzamientos polares (<3º) V =7.8km/s (velocidad del satélite después del senβ = cosi / cos L 0 I lanzamiento) VL cos βI ⎛VL ⎞ Veq=464.5 m/s (velocidad de rotación de la Tierra tanγ = ≈ ⎜ ⎟cos βI en Ecuador) V0 −Veq cosi ⎝ V0 ⎠ VL: velocidad inercial en la base

VL = Veq cos L = (464.5m / s)cos L

Azimut de lanzamiento

43 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Estadísticas

Porcentaje de lanzamientos con éxito Fuente: http://www.sciencepresse.qc.ca/clafleur/ 100% 80%

60%

40%

20%

7 0 2 5 8 1 4 9 2 5 5 6 8 0 97 97 98 99 00 19 19 1963 1966 1969 197 1 1 1 19 1987 1990 1993 1996 1 2 20

Número de lanzamientos

200 180 160 140

120 Fallos 100 Éxitos 80 Total 60 40 20 0

1 1 9 7 9 7 5 59 67 69 75 77 85 93 95 01 03 957 965 973 983 991 999 1 19 196 1963 1 19 19 197 1 19 19 197 1981 1 19 198 198 1 19 19 199 1 20 20 200 Comunicaciones por Satélite. Curso 2008-09. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo CSAT 87

Misión de lanzamiento de Inmarsat-4 (F2)

Spacecraft Dimensiones 7 x 2.9 x 2.3m Dimensión panel solar abierto 45m Potencia de paneles solares ~ 14 kW (inicio) Potencia de payload 9 kW (fin vida útil) Sistemas de propulsión Químico y eléctrico (plasma) Masa en lanzamiento ~ 5,940kg Localización orbital 54ºW en GEO Tiempo de vida útil 13 años

Carga de la misión móvil (payload) Ancho de banda (canal) 200 KHz (hasta 600 canales) Banda de frecuencias L y C Número de SSPAs 150 (120 activos) agrupados en amplificadores multipuerta Haces 200 haces spot y 19 haces locales Cobertura global Lanzamiento:Lanzamiento: PIRE 67 dBW ••Zenit-3SLZenit-3SL (Sea (Sea Launch) Launch) Antenas Alimentador de 120 elementos activos (banda L) ••NoviembreNoviembre de de 2005 2005 Reflector elíptico de 9 x 12 m Cobertura Programable y reconfigurable en órbita

44 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Misión de lanzamiento de Inmarsat-4 (F2)

Perfil de vuelo

Fuente: Sea Launch

Misión de lanzamiento de Inmarsat-4 (F2)

Traza del punto subsatélite durante puesta en órbita

Fuente: Sea Launch

45 Comunicaciones por Satélite (5º curso) ETSI de Telecomunicación. Dpto. de Señales, Sistemas y Universidad Politécnica de Madrid Radiocomunicaciones

Misión de lanzamiento de Inmarsat-4 (F2)

Fases orbitales

Fuente: Sea Launch

Lanzamiento mediante levitación magnética

• NASA's Marshall Space Flight Center • Lawrence Livermore National Laboratory • 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 Estimación de costes de energía Actual: 4000-10000$/lb 1ª gen. MagLev: 450$/lb 2ª gen. MagLev: 100$/lb