La empresa ILS (International Launch Services) lanzó el 9 de junio de 2016 a las 07:10 UTC un cohete Protón-M/Briz-M (Phase IV) con el satélite Intelsat 31 desde la rampa PU-24 del Área 81 del cosmódromo de Baikonur. Este ha sido el primer vuelo de la versión Phase IV del Protón-M, con mayor capacidad de carga (6360 kg en órbita de transferencia geoestacionaria, GTO, frente a los 6150 kg de la versión Phase III). También se trata del tercer lanzamiento de un cohete Protón en 2016 y el 412º en su historia. Ha sido el 35º lanzamiento orbital de 2016. La órbita inicial de transferencia supersíncrona (SSTO) fue de 3503 x 65 000 kilómetros y 29,6º de inclinación después de 15,5 horas y cinco encendidos de la etapa Briz-M. Uno de los cuatro motores de la segunda etapa del Protón se apagó 9 segundos antes de lo previsto, pero la etapa Briz-M compensó el fallo funcionando 33 segundos adicionales.
Intelsat 31
El Intelsat 31 o Intelsat DLA-2 es un satélite geoestacionario de comunicaciones de 6450 kg construido por Space Systems Loral (SSL) para el consorcio internacional Intelsat usando la plataforma SSL-1300. Incluye 10 transpondedores en banda C y 72 en banda Ku. Estará situado en la posición 95º oeste junto con el Intelsat 30 (DLA-1) desde donde transmitirá para Latinoamérica. Sus paneles solares generan 20 kilovatios de potencia. Su vida útil se estima en 15 años.
Cohete Protón-M
El cohete Protón-M Phase IV (8K82KM) es un lanzador de tres etapas con una masa en seco de 53,65 toneladas y 712,8 toneladas de masa máxima una vez cargado de propergoles. Sus dimensiones sin la carga útil son de 42,3 x 7,4 metros. Con la cofia la longitud alcanza 58,2 metros. Tiene capacidad para poner 21,6 toneladas en una órbita baja de 200 km y una inclinación de 51,6º. También es capaz de situar 6360 kg en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) o bien 3250 kg directamente en la órbita geoestacionaria (GEO), lo que lo convierten en el lanzador ruso más potente en servicio. El Protón-M es la última versión del cohete Protón (UR-500) diseñado por la oficina de Vladímir Cheloméi. Su primer lanzamiento tuvo lugar el 16 de julio de 1965.
La empresa estatal rusa GKNPTs Khrúnichev es la encargada de fabricar el Protón-M. Este lanzador se oferta en el mercado internacional por la compañía ILS (International Launch Services), de la cual Khrúnichev es el principal accionista. El Protón-M incorpora además la etapa superior Briz-M (14S43) de combustibles hipergólicos, también construida por Khrúnichev. En algunos lanzamientos para el gobierno federal ruso se sigue empleando la etapa Blok DM-2/DM-03 (11S861) que emplea queroseno y oxígeno líquido.
La primera etapa (Protón KM-1 ó 8S810M) está formada por un tanque central de tetróxido de nitrógeno rodeado de seis pequeños tanques de UDMH (dimetilhidrazina asimétrica). Sus dimensiones son de 21,18 x 7,4 m y su masa en seco es de 30,6 toneladas (428,3 t con combustible). Está construido usando las aleaciones de aluminio soviéticas AMg-6 y V95. Hasta la década de los 80 los analistas occidentales pensaban que los tanques exteriores eran aceleradores independientes -siguiendo el modelo de distribución del cohete Soyuz-, pero en realidad esta curiosa distribución se debe a la necesidad de transportar hasta Baikonur los componentes del cohete por separado en el ferrocarril (los túneles imponen el radio máximo).
En la base de cada tanque de hidrazina, de 19,86 m de largo, hay seis motores RD-276 (RD-275M ó 14D14M). El RD-276 es una versión ligeramente mejorada del RD-275 (14D14), diseñado por NPO Energomash. Cada uno tiene un empuje de 1590 kN a nivel del mar y 1750 kN en el vacío, así como un impulso específico de 289-316 segundos, generando unos 11 MN de empuje en total. El RD-275 debutó en octubre de 1995 y es el motor cohete hipergólico en servicio más potente del mundo. El RD-275 deriva a su vez del RD-253 (11D43), de 1474 kN de empuje. Cada uno de los RD-275 pueden moverse un rango de 7,5º gracias a actuadores hidráulicos, lo que permite el giro del cohete para orientarse en azimut después del lanzamiento. En 2007 se introdujo el RD-275M -también denominado RD-276- un 5,2% más potente, lo que ha permitido aumentar la masa útil lanzada a la órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) en unos 150 kg. Los motores de la primera etapa funcionan durante 127 segundos.
La segunda etapa (Protón KM-2 ó 8S811K) incorpora tres motores RD-0210 y un RD-0211 (de 588 kN de empuje y 321 s de Isp cada uno, con un empuje de 2,4 MN en total), diseñados por KB Khimavtomatika (KBKhA, antigua OKB-154 de Semyon Kosberg, localizada en Voronezh). La diferencia entre el RD-0211 y el RD-0210 es que el RD-0211 incorpora partes del sistema de presurización del RD-253/275. Cada motor puede moverse 3,25º alrededor de su eje central para maniobrar el vehículo. Esta segunda etapa del Protón está basada en el malogrado misil UR-200 de Cheloméi. Sus dimensiones son de 17,05 x 4,1 m y su masa es de 11,715 toneladas (157,3 toneladas con combustible).
La tercera etapa (Protón KM-3 ó 8S812M) lleva un motor RD-0212 fabricado por KBKhA, formado a su vez por un motor de una cámara RD-0213 (582,1 kN y 320 s de Isp) y otro con cuatro cámaras RD-0214 (30,98 kN y 287 s de Isp) que funciona como vernier. En esta etapa se encuentra el sistema de control y guiado del cohete diseñado por la compañía NIIP (antigua NII-885 de Pilyugin). Sus dimensiones son de 4,11 x 4,1 m y su masa de 3500 kg (46,562 toneladas con combustible). La tercera etapa funciona durante 241 segundos.
El Protón-M incorpora además la etapa superior Briz-M (14S43) de combustibles hipergólicos y también construida por Khrúnichev. La Briz-M suele realizar cuatro o cinco encendidos para transportar la carga hasta la órbita geoestacionaria. Tiene unas dimensiones de 2,61 x 4,0 m, una masa de 2370 kg (19 800 kg con combustible) e incorpora un motor RD-2000 (S5.98 M/14D30) de 19,62 kN de empuje, así como cuatro motores 11D458M (RDMT-400, de 40 kgf de empuje) de orientación y doce pequeños propulsores de actitud RDMT-12 (17D58E, de 1,36 kgf de empuje). Tiene un de un diseño muy original con un cuerpo central (TsTB, Tsentralni Toplivni Bak/Центральный Топливный Бак, ЦТБ, «tanque de combustible central»), donde se instala el motor principal, y un tanque exterior desechable de forma toroidal (DTB, Dopolnitelni Toplivni Bak/Дополнительный Топливный Бак, ДТБ, «tanque de combustible adicional»). La Briz-M actualmente en servicio es la versión Phase III, que introduce dos tanques de gases para la presurización con 80 litros de capacidad en vez del diseño anterior con seis tanques.
La cofia del Protón se denomina PLF-BR-15255. Tiene 4,1 metros de diámetro y 15,255 metros de largo.
Actualmente existen en Baikonur dos zonas de lanzamiento del Protón con dos rampas (PU, Puskavaia Ustanovka) cada una: el Área 81 (rampas 23 y 24) y el Área 200 (rampas 39 y 40). La rampa 40 no se encuentra activa desde 1991. En este lanzamiento se usó la rampa 24. Cada rampa consta de depósitos de propergoles subterráneos, un búnker de lanzamiento (250/251 en el caso de la rampa 24, a 1,3 km de distancia) y una torre de servicio móvil.
El cohete Protón-M se integra en el edificio MIK 92A-50 de Baikonur. Este edificio está dividido en cinco salas principales. En la Sala 111 se montan las tres primeras etapas del lanzador a partir de sus componentes llegados por ferrocarril. En la Sala 103 se procesan los satélites y se les carga de combustible, para luego ser acoplados con la etapa superior (en el caso de los GLONASS, el Blok DM-2) en la Sala 101.
Fases del lanzamiento de un Protón:
- T-13 horas 30 minutos: activación de la etapa de ascenso (Briz-M o Blok DM-2/DM-03).
- T-7 horas: carga de combustible.
- T-5 horas: empiezan las actividades del lanzamiento.
- T-3,1 segundos: comienzo de la secuencia de ignición.
- T-1,75 s: ignición de los seis motores RD-276 de la primera etapa a 40% del empuje.
- T-0,15 s: los motores a 107% de empuje.
- T-0 s: lanzamiento.
- T+0,5 s: confirmación del lanzamiento.
- T+10 s: maniobra de giro para que el cohete cambie su azimut y alcance la órbita con la inclinación prevista.
- T+65,5 s: máxima presión dinámica (Max Q). Velocidad: 465 m/s. Altura: 11 km.
- T+119 s: ignición de la segunda etapa.
- T+123,4 s: separación de la primera etapa. Velocidad: 1724 m/s. Altura: 40 km.
- T+332,1 s: ignición de los cohetes vernier de la tercera etapa.
- T+334,5 s: apagado de la segunda etapa.
- T+335,2 s: separación de la segunda etapa mediante seis pequeños retrocohetes de combustible sólido. Velocidad: 4453 m/s. Altura: 120 km.
- T+337,6 s: ignición del motor principal de la tercera etapa.
- T+348,2 s: separación de la cofia protectora. Velocidad: 4497 m/s. Altura: 123 km.
- T+576,4 s: apagado del motor principal de la tercera etapa.
- T+588,3 s: apagado de los motores vernier de la tercera etapa.
- T+588,4 s: separación de la carga con la etapa superior. Velocidad: 7182 m/s. Altura: 151 km.
Traslado a la rampa:
Lanzamiento:
no entiendo algo con el proton deja las cargas en una órbita muy baja 151km. en esta mision y otra esta version puede poner 6360 en GTO pero la carga pesa 6450 por lo que esta medio sobrecargado.
saludos
Soy el único al que le ponen nervioso los despegues de ese cohete?
Algunos más hay, aunque no los entiendo. En relación fiabilidad/coste es de los mejores, y la gran demostración son sus 412 viajes. A ver cuántos de los cohetes actuales llegan a esa cifra.
No, a mi me pasa igual y mas pensando que utilizan hidrazina. Estuve tentado de rezar en el lanzamiento de la exomars buff
Si prohibiesen el uso de hidrazina o udmh digamos a nivel mundial mañana, la gran mayoria de programas espaciales civiles y militares, publicos y privados de todas las potencias espaciales quedarian paralizados, pues la hidrazina se usa tanto en algunas primeras etapas como en sistemas de propulsion y maniobras en el espacio.
No. El proton es un cohete muy especial; creo que una vez se hizo una encuesta y salió, tambié, como cohete favorito de los del Atletico de Madrid……
Pues la cosa ha estado en un tris de irse al garete, la segunda fase no ha funcionado bien del todo y casi da al traste con la misión. No hay manera de tener vuelos tranquilos con este cohete Proton.
saludos jorge m.g.
Parece que no soy la única que se pone nerviosa con el despegue…Acá eran las 3.10 de la mañana…
Admirable artículo.
Estos cohetes gigantescos me hacen sentirme inseguro. Estoy convencido de que si no se evoluciona a sistemas de lanzamiento más «pacíficos» es porque se usan los cohetes como arma disuasoria.
¿No se podría, por ejemplo, despegar en horizontal, con un avión a reacción como primera etapa, que le pasaría la carga a otro avión en vuelo cuando el primero se quedara con poco combustible, y así varias etapas hasta lanzar desde la estratosfera con un cohete pequeño?
Cómo, ¿pasarle el satélite a poner en órbita a otro avión que ya está volando para que este realice la misma operación con otro avión situado a mayor altitud?
Aparte de que suena imposible, ¿para que vas a «aparcar» varios aviones volando esperando el momento de ser utilizados en vez de usar el mismo avión en todos los pasos?
Porque el combustible necesario para acelerar hasta el máximo dentro de la atmósfera no lo puede dar un sólo avión, a no ser que queramos subir a la estratosfera un avión monstruoso, con toda su masa, como estos cohetes.
Los aviones no estarían aparcados volando. Podrían despegar a la vez a lo largo de la trayectoria de la carga. Sería como una carrera de relevos, con más velocidad y altura en cada relevo.
De todas formas esto no es más que una especulación como inexperto. Supongo su habrá ideas viables para repartir el impulso entre aparatos pequeños.
Si fuera viable mi propuesta tendría varias ventajas, por ejemplo:
– Todas las etapas serían reutilizables y ya estarían probadas.
– No precisarían puertos espaciales, porque despegarían de cualquier aeropuerto. O sin aeruerto, como los aviones de combate de despegue vertical.
¿qué pasó con tu idea de la caldera de nitrógeno líquido? 😉
Lo que propones no es viable más que en pequeña escala. De hecho, ya existe (busca «pegasus» en cualquier buscador), pero sólo es capaz de poner en órbita unos 400 Kgs.
El problema vuelve a ser de escala. Como supongo que sabes si eres aficionado a temas espaciales, lo crítico para poner algo en órbita no es ir «p’arriba», sino adquirir suficiente velocidad tangencial («horizontal»). En una órbita baja necesitas aproximadamente 7 Km/s (unos 25.000 km/h). El avión más rápido que ha volado es el SR-71, alcanzaba algo más de Mach-3, unos 3.600 km/h. Como puedes ver, queda muy, muy lejos (además hay que recordar que el SR-71 es un avión «pequeño»).
Otras propuestas, como el skylon, requieren desarrollar y dominar el vuelo en régimen hipersónico. Aunque se está trabajando en eso todavía estamos muy lejos de ver aplicaciones prácticas. Además, la principal ventaja de usar un avión sería poder prescindir de parte de la carga de O2, sacando el oxígeno de la atmósfera, pero para eso primero hay que desarrollar tecnología capaz de ultraenfriar el aire (que a régimen hipersónico es muy caliente) para poder alimentar un motor de reacción tipo estatorreactor. Hay prototipos a pequeña escala, pero todavía faltan años para que se puedan aplicar a gran escala.
Resumiento: hay cohetes para rato. Y, la verdad, el número de lanzamientos que se hace es demasiado pequeño como para que tengan el más mínimo impacto a nivel de polución/calentamiento global, etc.
Para todo eso que propones habría que diseñar nuevos aviones, uno distinto para cada etapa, además de arreglárselas para intercambiarse la carga (de toneladas) en vuelo, nuevas instalaciones terrestres para la logistica, motores, nuevos desarrollos…. y mil cosas más, sin contar que la carga que podrian llevar seria infinitamente menor.
Por cierto, todos los aviones necesitan aeropuertos, un harrier, por ejemplo, te puede despegar desde un claro del bosque, pero en ese claro tendrá que haber también construcciones para guardar el combustible, armamento, mantenimiento…
Lo que propones es como si en lugar de usar un gran barco que lleve toda la carga a un lugar de una sola vez, usar 1000 barcos pequeños, al final acabas gastando más, y empleando más esfuerzo en todo, no le veo el sentido, y teniendo en cuenta por donde va la investigación y el progreso con las etapas reutilizables de cohetes, no tiene razón de ser.
Gracias Jordi G. por tu respuesta tan bien argumentada.
En lo de la caldera todavía no me rindo. Si un cohete se impulsa por gas caliente y se puede tener ya calentado, ¿qué mas da si no se hace una combustión para calentarlo?
En esto de los aviones «en equipo» me lo tengo que pensar mejor con los datos que me das. Quizá sea una idea loca.
Blue_Hypergiant:
Mi conjetura se basaba en usar aviones ya existentes y, como etapa final, un pequeño avión no tripulado que pudiera ponerse en órbita partiendo de la velocidad horizontal que le dieran los aviones anteriores.
No tengo conocimientos suficientes para saber si sería irrealizable, así que me tendré que creer lo que me decís los que sabeis de esto.
Muchas gracias por contestar.
Por poder, puede hacerse jeje, pero no necesitas usar varios aviones diferentes, en tal caso utilizar sólamente uno que cargara con un pequeño cohete que soltase en la estratosfera y fuera el encargado de poner la carga en órbita.
Existen varios proyectos así, por ejemplo el Pegasus, que se lanza desde un avión de línea, un L-1011 TriStar(con distintas modificaciones, pero básicamente es el mismo modelo que usaban las aerolíneas).
Aquí tienes un vídeo de uno de sus lanzamientos, ¿era algo así lo que tú pensaste?
https://www.youtube.com/watch?v=m7_yyvGxwrE
La mayor desventaja de este método es que las cargas que puedes poner en órbita son mínimamente inferiores a lo que un cohete puede hacer.
Un saludo!
P.d- Donde dije cargas minimamente inferiores, quise decir tremendamente inferiores.
Blue_Hypergiant:
La mía no era la misma idea del Pegasus, que por lo que acabo de ver tiene varias etapas. La idea era alcanzar la velocidad máxima de un avión antes de usar una única etapa. Pero si, como dice Jordi G., sólo se alcanzan 3600km/h con un avión y hay que llegar al menos hasta 25000, ya veo que falta mucho para que se pueda realizar mi idea.
Gracias por la información.
Saludos.
Jordi G.:
En cuanto a tu pregunta
«¿qué pasó con tu idea de la caldera de nitrógeno líquido? »
En realidad mi idea original era la de un avión a reacción hecho con nanotubos de carbono llenos de nitrógeno gaseoso a la máxima presión y temperatura posible. Pero ahora que mencionas el nitrógeno líquido, pienso que el avión sería mucho más seguro si los nanotubos estuvieran llenos de nitrógeno líquido. Entonces la energía del medio ambiente, evaporando el nitrógeno, sería la que impulsaría el avión.
Pero todo esto sólo son elucubraciones mías.
https://es.wikipedia.org/wiki/Ecuaci%C3%B3n_del_cohete_de_Tsiolkovski
¿Por qué la cofia del Protón tiene ese aspecto tan extraño, grisácea y como si estuviera hecha a base de retales cosidos unos a otros?
Parece algún tipo de protección térmica. Se lo quitan antes de lanzar.
tengo mas de un año leyendo el blog, debo decir que es un gran trabajo y que espero cada artículo con deseo inmenso de saber más, mía felicitaciones Daniel.
y con respecto a este artículo y todos aquellos que refieren a lanzamientos comerciales siempre me preguntado ¿si el lanzador explota la empresa paga por la carga pérdida o es un riesgo que asume el que contrata?
Para eso estan los seguros, que muy baratos no creo que son. Lo que está claro es que después de un pifia la prima del seguro del siguiente lanzamiento va a ser mayor.
Un cohete que no mantenga una regularidad en sus lanzamientos exitosos no podría usarse en lanzamientos comerciales porque el coste del seguro aumentaría mucho. Aparte de investigaciones, revisiones, mejoras, etc, etc.
Ya es es momento de jubilar al venerable Protón y reemplazarlo por el Angara A5, que ya ha hecho un despegue exitoso. Porque se demora tanto el reemplazo?
Para sustituir algo tienes que estar seguro de que el remplazo sale bien. El Angará A5 únicamente ha hecho un despegue exitoso: se está probando y aún deben demostrar que es lo suficientemente fiable y barato para reemplazar al Protón.
Muchas gracias por la entrada Daniel!
Dos preguntas sobre las fases del lanzamiento:
(1) Que significa empuje del 107%? Puede un motor dar mas empuje que el 100%?
(2) En el post parece que pone que antes de separar la etapa tercera se enciende la segunda. Esto no deberia ser al reves? La tercera etapa bloquearia la salida del motor de la segunda etapa?
P.D: La verdad es que a mi el Proton me gusta esteticamente 🙂
Donde he dicho tercera etapa queria decir primera.
Pablo, hasta donde yo se (que lo he aprendido de Daniel) la etapa se separa en caliente, es decir, primero se enciende la segunda etapa, luego se separa la primera ya con el motor a todo galope)
Fíjate que la zona entre etapas es como una rejilla, no es un cuerpo sólido, el Soyuz también está construido así, por lo tanto los gases de la tobera tiene por donde escapar.
Como dice Horacio los cohetes rusos tienden a separarse en caliente. Las rejillas del Soyuz, el N1 y el protón son para permitir encender la etapa superior sobre la inferior sin separación previa como en los cohetes occidentales.
Respecto a la potencia superior al 100%, (al menos para el caso del RS-25 del shuttle, que solía funcionar al 104%) es en referencia a la potencia nominal original, no quiere decir que el cohete se encuentre un 4% por encima de su capacidad segura. En el SLS operará al 109% porqué no se van a reutilizar. Supongo que en el caso del Proton se referirá a un 107% de la potencia nominal original
PD: A mí estéticamente también me gusta el Proton
Pablo, pido disculpas por mi intromisión. Suele ocurrir en cuanto a prestaciones y servicios de equipos y maquinaria en ingeniería, que la eficiencia NOMINAL es aquella cuya especificación determine y alcance la del 100% y ésto es lo correcto. El hecho de que en pruebas de exigencia superior para materiales, estructura, combustible (o energía), temperatura y dinámica se alcancen niveles superiores al 100%, solo indica que se lograron prestaciones superiores a las esperadas dentro de un marco de «riesgo aceptable» antes de la destrucción del sistema. Es solo un indicador, mero cociente aritmético. Respecto de las secuencias de encendido de las etapas, el orden natural ha sido primera en adelante. Saludos!
Ahora lo entiendo! Estaba yo verde en esas cosas. Gracias a todos por las aclaraciones!
Desde 2001 se lanzaron 98 cohetes Proton-M, con 88 exitos y 10 fracasos (uno de estos solo parcial). De los fracasos, 6 corresponden a la etapa superior (cinco al Briz-M y uno, por un error de ingeniería, al Blok-DM) y solo 4 al Proton-M propiamente dicho. El Proton-M falló por primera vez en 2007 y no volvió a fallar hasta 2013, 2014 y 2015. Estos últimos fracasos tan seguidos aceleraron la reorganización de la industria espacial rusa. Pero el Proton-M es un lanzador de carga pesada muy competitivo: sirve para misiones en LEO, MEO, GTO, OSG y SSTO, dispone de etapa superior reiniciable para optimizar la misión, es compatible con las principales plataformas de lanzamientos comerciales, tiene experiencia en lanzamiento de satélites de doble uso y satélites con cargas útiles alojadas y tiene capacidad demostrada para construir y servir a estaciones espaciales. Se espera que siga en servicio unos 10 años más.
Fantástico resumen.