Lanzamiento Protón-M/Briz-M (Intelsat 22)

Por Daniel Marín, el 26 marzo, 2012. Categoría(s): Lanzamientos • Rusia • sondasesp ✎ 19

La compañía ILS (International Launch Services) lanzó el 25 de marzo a las 12:10 UTC un cohete Protón-M/Briz-M (Proton Phase III) desde la rampa PU-39 del Área 200 del cosmódromo de Baikonur con el satélite Intelsat 22. Se trata del primer lanzamiento de ILS que usa una órbita de transferencia supersíncrona (SSTO) con una distancia máxima de 65000 km. Con esta trayectoria se consigue aumentar la carga útil en unos 200 kg.

Intelsat 22

El Intelsat 22 es un satélite de comunicaciones geoestacionario de 6249 kg fabricado por Boeing Space and Intelligence Systems para la empresa Intelsat usando la plataforma 702MP (el primero que usa esta plataforma). El Intelsat 22 se encargará de ofrecer servicios de comunicaciones en banda C y Ku desde la posición 72º este. Está dotado de 48 transpondedores en banda C, 24 en banda Ku y 18 en UHF. Incorpora una carga útil para el ministerio de defensa australiano. Su vida útil se estima en 15-18 años.

Intelsat 22 (ILS). 

Protón-M/Briz-M

El cohete Protón-M (8K82KM) es un lanzador de tres etapas con una masa en seco de 53,65 toneladas y unas 713 toneladas cargado de propergoles. En esta misión la masa al lanzamiento era de 705 toneladas. Sus dimensiones sin la carga útil son de 42,3 x 7,4 m. Con la cofia la longitud alcanza 58,2 m. 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 6920 kg en una órbita de transferencia geoestacionaria (GTO) o bien 3250 kg en la órbita geoestacionaria (GEO), lo que lo convierten en el lanzador ruso más potente en servicio.

Cohete Protón-M (Roskosmos).

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 es una modernización de la etapa Blok-D desarrollada para el programa lunar tripulado fabricada por la empresa RKK Energía. Emplea queroseno y oxígeno líquido con un motor 11D58M.

Cohete Protón-M/Briz-M (ILS).
Prestaciones del Protón-M (ILS).

Capacidad de carga en GTO de la nueva versión del Protón (ILS). 

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 10 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 kg (157,3 kg 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 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.

Briz-M.
Instalaciones del Protón en Baikonur (Khrúnichev).
Instalaciones de lanzamiento del Área 200 (Khrúnichev).
Instalaciones de carga de combustible de la Briz-M (Khrúnichev).

Fases del lanzamiento de un Protón:

  • T-13 horas 30 minutos: activación de la etapa de ascenso (Briz-M o Blok DM-2).
  • 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-275 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.
Fases del lanzamiento (Roskosmos).

Trayectoria supersincrónica (Khrúnichev).

Integración con la etapa Briz-M (ILS).

Traslado a la rampa (ILS).

Lanzamiento (ILS).

Vídeo del traslado a la rampa:


Vídeo del lanzamiento:

 



19 Comentarios

    1. En una órbita la energía mecánica total del satélite es negativa (cero implica alcanzar velocidad de escape ) e inversamente proporcional al semieje mayor de la misma por lo que en la órbita SSTO el satélite tiene mas energia que en una GTO y por tanto gasta menos en las maniobras de ajuste hasta órbita geosincrónica. Esto supone que es lanzador el que optimiza la órbita inicial y el satélite gana en vida útil al gastar menos combustible de maniobra para llegar a ella.
      El primer SSTO con éxito fué el ORION-1(en 1994 ).
      ¿Te sirve ?. Saludos

    2. Antes la maniobra de inserción era colocar al satélite en órbita GTO y luego encender un motor de apogeo para pasarlo a GEO, sencillo (se necesitaban pequeñas manioras para llevar al satélite hasta su posición definitiva (generalmente una deriva de unos dias ,lenta ). Las maniobras desde otras órbitas son mas complejas (ajustar perigeo y apogeo) y se realizan con motores reencendibles, de poco empuje y largo funcionamiento, embarcados en los satélites desde los años 80; antes de las órbitas SSTO de apogeo muy alto (70.000 km o mas) ya se habian usado las de 40.000 kms de apogeo o algo más previamente.
      Saludos

  1. Creo que hay un error con las unidades aquí:
    «con una masa en seco de 53,65 toneladas y unas 713 toneladas cargado de propergoles. En esta misión la masa al lanzamiento era de 705 kg»
    y aquí:
    «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 kg (157,3 kg con combustible).»

    1. Solo faltan unos ceros…son 705 ton (705.000 Kg) y la segunda fase con combustible 157,3 ton..
      No te preocupes, en mi pueblo dicen..»NUNCA UNAS GACHAS GÜENAS A LA PRIMERA «.Se corrige y NO PASA NAAAA.
      Saludos

  2. Khrúnichev sigue mejorando el Protón, y a tono con el desmejorado panorama espacial, nada se dice del Angará, ¿sigue en pie la fecha de lanzamiento el 2013?

    Julio Reátegui

  3. El Angara mas sencillo dicen que se lanzará a finales de 2013
    desde Plesetsk, es decir pásalo a 2014.
    En lo referente al complejo Baiterek en Baikonur ( para el Angara en sus versiones mas pesadas ),el 20 de Febrero de 2012 aun no se habia comunicado nada de su construcción al gobierno
    de Kazakhstan. Es posible que las ranas echen pelo y no esté todavia construido.

    1. Es que no van a construir nada. Usarán la rampa UKSS del Energía para el Angará A5. Por ahora no han modernizado ni modificado nada. El primer despegue del Angará A5 tendrá lugar desde Plesetsk en 2014.

      Saludos.

  4. Hola a tod@s. Una pregunta producto de la curiosidad:

    Viendo la última foto, se aprecia que los gases de escape salen de la tobera, en lugar de manera uniforme, como una especie de «anillos» por etapas… no sé si me hago entender bien.

    Por favor observad el «fuego» anaranjado que sale de las toberas de los motores. Se observa claramente como si el fuego saliera «en bloques» más o menos homogéneos. Creo que se ve bastante bien…

    ¿Alguna explicación fácil de entender para un neófito como yo? Muchas gracias.

    1. Joer Daniel, está claro que cuesta «pillarte en fuera de juego».

      He leído lo que indicas y desde luego que es curiosísimo. Me había fijado que ese patrón era repetitivo en cohetes… pero no en jets…

      Muchas gracias (la culpa de mi curiosidad es tuya; hasta que no leí este blog, no entraba tanto en detalles como ahora). Un saludo.

  5. Es curioso ,en los satélites de comunicaciones y TV-directa
    se dice.. «vida util » de 15 o 20 años, cuando, dada la calidad de los programas-programacion rosa , Telebasura, Gran Hermano, debates políticos sectarios, etc.. -deberia decirse…VIDA INUTIL.

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Por Daniel Marín, publicado el 26 marzo, 2012
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