Puesto en órbita el satélite LKW-1 (Larga Marcha CZ-2D)

El 3 de diciembre de 2017 a las 04:11 UTC China lanzó un cohete Larga Marcha CZ-2D (Y47) desde la rampa LC-43/603 (SLS-2) del centro espacial de Jiuquan con el satélite militar LKW-1 a bordo. Fue el 81º lanzamiento orbital de 2017 —el 75º con éxito— y el 15º de China. También ha sido el 257º lanzamiento de un Larga Marcha en toda su historia y el segundo de un CZ-2D este año. La órbita inicial fue de 478 x 592 kilómetros y 97,5º de inclinación.

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Lanzamiento del LKW-1 (Xinhua).

LKW-1

El LKW-1 o 陆地勘查卫星一号 (Lùdì Kānchá Wèixīng yī hào, ‘satélite de observación terrestre’), también conocido como LZKW-1 (陆地资源勘查卫星星座01星 o Lùdì Zīyuán Kānchá Wèixīng, ‘primer ejemplar de la constelación de satélites de observación terrestre y de recursos’) es un nuevo tipo de satélite para observación de la Tierra con posibles aplicaciones militares construido por CAST (China Academy of Space Technology). Se desconocen sus características, pero se cree que debe ser un satélite de observación óptica de alta resolución. La denominación oficial del satélite es genérica, así que probablemente se trate de un ‘nombre tapadera’ y en realidad sea algún satélite espía óptico de la familia Yaogan. En los vídeos del lanzamiento el aspecto del satélite parecido a otras plataformas comerciales como el Pleiades francés.

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Posible aspecto del LKW-1 (CCTV).

Cohete Larga Marcha CZ-2D

El Larga Marcha CZ-2D (长征二号丁, Cháng Zhēng 2D) o Long March 2D (LM-2D) es un cohete de dos etapas que tiene capacidad para poner 1300 kg en una órbita heliosíncrona (SSO) de 700 km de altura o unos 3300 kg en LEO. Quema propergoles hipergólicos en sus dos etapas. A pesar de su nombre, el CZ-2D es básicamente una versión de dos etapas del CZ-4 desarrollado inicialmente por SAST (Shanghai Academy of Space Technology) para lanzar la familia más avanzada de los satélites espías de la serie FSW. En 2003 se introdujo una nueva versión con una segunda etapa rediseñada, que es la que está actualmente en servicio.

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Detalles del CZ-2D: 1: Cofia, 2: Carga útil, 3: Adaptador con el lanzador, 4: Parte frontal del tanque de oxidante de la segunda etapa, 5: Aviónica, 6: Sección interfase, 7: Tanque de oxidante de la segunda etapa, 8: Sección intertanque, 9: Tanque de combustible de la segunda etapa, 10: Motor vernier de la segunda etapa, 11: Motor principal de la segunda etapa, 12: Sección interfase, 13: Estructura interfase, 14: Tanque de oxidante de la primera etapa, 15: Sección intertanque, 16: Tanque de combustible de la primera etapa, 17: Sección de transición trasera, 18: Aleta estabilizadora, 19: Motor de la primera etapa.

El CZ-2D tiene una masa total al lanzamiento de 232,25 toneladas, un diámetro de 3,35 metros y una longitud de 41,056 metros. La primera etapa (L-180 en la versión antigua o L-182 en la nueva) tiene una masa de 192,7 toneladas (183,2 toneladas de combustible), una longitud de 27,910 metros y es muy similar a la primera etapa del CZ-4. Hace uso de un motor YF-21C (DaFY 6-2) de cuatro cámaras que quema tetróxido de nitrógeno y UDMH con 2961,6 kN de empuje en total (740,4 kN cada cámara al nivel del mar) y unos 256 segundos de impulso específico (Isp). El motor YF-21C está compuesto por cuatro motores YF-20C. El control de vuelo de la primera etapa se consigue mediante el giro de los motores.

Motor YF-21B (CALT).
Motor YF-21C (CALT).

La segunda etapa (L-53), basada en la del CZ-4, tiene una masa de 52,7 toneladas de combustible y una longitud de 10,9 m. Emplea un motor YF-24C con un Isp de unos 294 s, dividido en un motor principal YF-22B (DaFY 20-1) de 742,04 kN y uno vernier con cuatro cámaras YF-23 (DaFY 21-1) de 47,1 kN de empuje en total. El empuje total de la segunda etapa es de 789,14 kN. El tamaño de la cofia es de 6,983 x 3,35 metros. El CZ-2D puede usar dos tipos de cofia, una con un diámetro de 2,9 metros y otra de 3,35 metros.

Motor YF-24 (CALT).
Motor YF-24C (CALT).
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Familia Larga Marcha de primera generación (SGWIC).
Características de la familia Larga Marcha (CGWIC).
Características de la familia Larga Marcha (CGWIC).

Etapas de un lanzamiento típico del CZ-2D:

  • T-120 minutos: activación del equipo de tierra.
  • T-100 min: activación del sistema de control y las APUS.
  • T-70 min: activación del sistema de telemetría.
  • T-60 min: introducción de los datos de lanzamiento actualizados.
  • T-40 min: presurización del sistema de propulsión.
  • T-30 min: retirada de los brazos de la torre de servicio.
  • T-2 min: el cohete pasa a potencia interna.
  • T-1 min: separación de los umbilicales.
  • T-30 s: activado del sistema de control de propulsión.
  • T-0 s: ignición. T+17 s: cabeceo del cohete.
  • T+155,5: apagado de la primera etapa.
  • T+156,7 s: separación de la primera etapa.
  • T+186,7 s: separación de la cofia.
  • T+323,6 s: apagado del motor principal de la segunda etapa.
  • T+728,6 s: apagado de los motores vernier de la segunda etapa.
  • T+773,6 s: separación del satélite.
Versión actual del CZ-2D (mil.news.sina.com.cn).
Versión actual del CZ-2D (mil.news.sina.com.cn).

El Centro de Lanzamiento de Jiuquan (酒泉卫星发射中心/JSLC) se encuentra situado en la provincia de Gansu, en pleno desierto de Gobi. Jiuquan es, después de Wenchang (文昌卫星发射中心/WSLC), el centro espacial más moderno del país. No obstante, Jiuquan nació en 1958 como el primer centro de pruebas de misiles balísticos de China. En 1960 China lanzó por primera vez desde Jiuquan un misil Dongfeng 1 (DF-1, una versión del misil soviético R-2) y en octubre de 1966 lanzó un misil DF-2A con una bomba atómica. A partir de 1967 China usó Jiuquan para probar misiles DF-2, DF-3 y DF-4. El 24 de abril de 1970 un cohete Larga Marcha CZ-1, basado en el misil DF-3, puso en órbita el primer satélite artificial chino, el Dongfang Hong 1. En 1999 China comenzó la construcción del cuarto complejo de lanzamiento o Área 4 en Jiuquan, que actualmente es el único que se usa para misiones espaciales.

Centros de lanzamiento y estaciones de seguimiento de China.
Centros de lanzamiento y estaciones de seguimiento de China (CNSA).

Las instalaciones del Área 4 están divididas en dos zonas: una dedicada a la integración de vehículos en la que destaca el Edificio de Ensamblaje Vertical o VPB (Vertical Processing Building), muy similar al VAB estadounidense, pero mucho más pequeño, y otra con dos rampas de lanzamiento. El edificio de integración vertical dispone de dos zonas de montaje independientes. El cohete es trasladado a una de las dos rampas mediante un transporte móvil, una técnica que China también emplea en el centro de Wenchang. Jiuquan es el único centro espacial chino desde donde se lanzan las misiones tripuladas de las naves Shenzhou. La primera misión espacial tripulada china, la Shenzhou 5, despegó desde Jiuquan en 2003. La rampa principal, SLS-1, se usa para lanzamientos tripulados del cohete CZ-2F. La rampa SLS-2 se emplea para misiones no tripuladas de cohetes CZ-2C, CZ-2D, CZ-4B y CZ-4C. Los lanzamientos militares están bajo la jurisdicción de la Base 20 del Ejército Popular de Liberación de China.

Mapa del centro espacial (CALT).
Mapa del centro espacial (CALT).
Zona de integración de Jiuquan (CALT).
Zona de integración de Jiuquan (CALT).
Interior del edificio de ensamblaje vertical (CALT).
Interior del edificio de ensamblaje vertical (CALT).
El centro espacial de Jiuquan en Google Earth. A la derecha se aprecian las dos rampas (Google).
El Área 4 del centro espacial de Jiuquan. A la derecha se aprecian las dos rampas (Google Earth).

El cohete en la rampa:

Captura de pantalla 23 Captura de pantalla 24 Captura de pantalla 25 Captura de pantalla 26

Lanzamiento:

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10 Comentarios

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fobos9fobos9

Parece que China de a poco se recupera de los traspies de hace unos meses… pero no va a llegar al record de 22 lanzamientos del 2016… espero ansioso el resumen de fin de año de Daniel!!!

AuligAulig

Perdón por el OT, pero lo de la Voyager encendiendo los motores después de 37 años… es alucinante!!!

gordolayagordolaya

Hola, me encanta tu blog y no me pierdo ninguna entrada, normalmente comento poco , pero al ver el video del lanzamiento me asalta una duda, ¿que es lo que se desprende del cohete cuando este despega?, al principio pensé que eran losetas de hielo pero leo que el cohete lleva combustibles hipergólicos y criogenicos (oxigeno y/o hidrogeno liquido).

gordolayagordolaya

Hola me corrijo (las prisas) queria decir que leo que NO lleva combustibles criogenicos….

Blue_HypergiantBlue_Hypergiant

Tienen pinta de ser paneles protectores, ya sea térmicos o para evitar la entrada de de objetos no deseados antes del despegue.

amagoamago

Perdón OFF TOPIC y encima TOCHO, pero se lo recomiendo al que le interese como alcanzar 1I/Rama. Si a Daniel le molesta este comentario le pido que lo borre y le ofrezco mis disculpas.

Un Atlas V 431 tiene una capacidad de carga de 4300 kg para C3=15 (velocidad de escape de la Tierra).

SEGUNDA ETAPA ELECTRICA 1 XIPS
El motor XIPS tiene un Isp 3500s y un empuje de 165mN. Calculo que utiliza 0.0173 kg/h de Xenon. Necesita 4KW de potencia eléctrica y podría consumir 225 kg de Xe en unas 13000 h (año y medio). Estos motores se han ensayado a duraciones cercanas a este valor.

1 XIPS 25cm = 35 kg
Xenon (used) = 225 kg
Xe (unused+tank) = 60 kg
4KW solar panels = 300 kg
satellite bus = 200 kg
Total: 820 kg (otros para RTG y lo que me olvide 82kg)
instrumentos = 75 kg

TOTAL : 977 kg
Delta V 9.000 m/s

El “tankage factor” de Xe a 8.3MPa (1.35 g/ml) con un factor de seguridad 2 es 6.4 % (ref.IEPC 1991-107). El depósito tendría un diametro de 70cm y pesaria 17.55 kg.

PRIMERA ETAPA ELECTRICA 4 XIPS
El bus de satélite B702HP tiene una potencia eléctrica de 18kW y monta 4 propulsores XIPS de 25cm. Añadiendo como carga de pago 4 depositos de Xenon de 225 kg c/u.

si masa bus < 2030 kg ? masa total 3680 kg.
Delta V : 9600 m/s.

Utilizando una trayectoria EEJ-GA, con dos asistencias gravitatorias con la Tierra durante los 3 años de propulsión eléctrica y una última con Júpiter, el Delta V total sería de 40km/s que creo sería suficiente para alcanzar 1I/Rama lanzando a principios de 2019.

El precio de lanzamiento de un Atlas V 431 y un satélite B702HP <200 M$. El RTG <100M$ La misión completa costaría menos de 500 M$.

Esto lo he pensado en un rato, así que habrá graves errores, las críticas son bienvenidas.

yaviyavi

¡Ojalá los números salgan! Los 300kg/4kW serían con la irradiancia en órbita terrestre, mayor el ratio según más lejos, y se irá alejando. Entiendo que habría que integrar la energía total producida y que sea igual a la que exige la delta-v necesaria, con el tiempo que le tomaría para una masa dada. Pero a mayor superficie y peso la delta-v disponible es menor… y estaríamos como en el caso de los cohetes/capacidad de carga?

amagoamago

Si. Sería la potencia/peso en la órbita de la Tierra. Los propulsores pueden funcionar en un régimen a mitad de potencia maxima, por lo que puedes utilizarlos ¿hasta 1.44ua? Alargando el tiempo de impulso sin añadir masa. La trayectoria de doble asistencia gravitatoria con la Tierra se mantiene dentro de la orbita terrestre más de dos años. Creo que es viable con el tamaño de paneles solares propuesto.

No he indicado pero el delta v total serian unos 53km/s, 16 del cohete, 18 de las etapas eléctricas y 18 o 20 de asistencias gravitatorias.

El atlas V 551 tiene capacidad > 6 ton a C3 = 15, algo de margen habría.

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