Lanzamiento de tres satélites Gonets-M (Rokot-KM)

Por Daniel Marín, el 12 septiembre, 2013. Categoría(s): Astronáutica • Lanzamientos • Rusia • sondasesp ✎ 6

El 11 de septiembre a las 23:23 UTC Rusia lanzó un cohete Rokot-KM (Rokot 4926391838 y Briz-KM 72519) desde la rampa número 3 del Área 133 del cosmódromo de Plesetsk (GIK-1) con tres satélites Gonets-M. La órbita inicial fue de 1494 x 1510 kilómetros y 82,5º de inclinación.

Gonets-M

En este lanzamiento se pusieron en órbita tres satélites Gonets-M, los M5, M6 y M7 (números de serie 14, 16 y 17). Los Gonets-M son satélites de comunicaciones civiles situados en órbitas heliosíncronas muy similares a los satélites militares Strelá-3. Los Gonets forman la red Gonets-D1M, una constelación muy similar a la red Rodnik de los satélites Strelá-3, aunque usan tres planos orbitales en vez de dos (con un total de 12 unidades, cuatro por plano). Los Gonets son una versión civil y modernizada de la serie Strelá desarrollada en 1989, aunque se desconocen las diferencias exactas. Su forma y dimensiones son muy similares a la serie Strelá-3, pero su masa es ligeramente superior, rondando los 280 kg.

Satélite Gonets-M (ISS Reshetniov).

Cada satélite, con una vida media de 5-7 años, incorpora 16 canales Tierra-espacio y dos espacio-Tierra con varias velocidades de transmisión de datos hacia la nave (1,2 kbit/s; 2,4 kbit/s; 4,8 kbit/s; 9,6 kbit/s) y desde ella (con un máximo de 64 kbit/s). Tiene capacidad para atender a 100-200 usuarios simultáneamente, la mayoría de los cuales usa el sistema para llamadas telefónicas. A diferencia de la versión anterior (Gonets-D1), los Gonets-M tienen capacidad para maniobrar en su órbita. En el futuro, se pretende sustituir los Gonets-M por una versión mejorada denominada Gonets-M1. Los Strelá-3 y los Gonets-M son fabricados por la empresa ISS Reshetniov. El primer Gonets-M fue lanzado en 2005 y Roscosmos planea tener completa la constelación de Gonets para 2015.


Satélite Gonets-M2 en la fábrica de ISS Reshetniov (ISS Reshetnyov).

Cohete Rokot

El 14A05 Rokot-KM (Rokot/Briz-KM), también escrito Rockot, es un cohete de tres etapas de 107,5 toneladas y 29,15 metros de longitud que puede poner hasta 1950 kg en una órbita de 200 km y 63º, o bien 1100 kg en una órbita de 400 km y 97º. Al ser lanzado desde el cosmódromo de Plesetsk, Rokot puede poner cargas en órbitas cuya inclinación va de 63º a 93º. Emplea propergoles hipergólicos (tetróxido de nitrógeno y UDMH) en todas sus etapas. El cohete Rokot (en ruso Рокот, “estruendo”), es en realidad un misil intercontinental (ICBM) modificado. Sus dos primeras etapas corresponden al misil UR-100NU (también denominado UR-100NUTTKh, 15A35 ó RS-18B, conocido en occidente como SS-19 Mod 2 Stiletto) a las cuales se les ha añadido una tercera etapa Briz-KM para alcanzar la órbita. El misil UR-100NU fue desarrollado entre 1975 y 1977 por la filial nº 1 de NPO Mashinostroienia (posteriormente conocida como oficina KB Salyut y actualmente parte de la empresa estatal GKNPTs Khrúnichev), la antigua  oficina de diseño de Vladímir Cheloméi. El UR-100NU es una versión avanzada del exitoso misil UR-100N, a su vez una mejora del UR-100 (15A30 ó SS-11) de los años sesenta y que todavía hoy permanece en servicio como parte de la fuerza estratégica rusa de misiles. En total se fabricaron 360 misiles UR-100NU.

El cohete Rockot/Briz-KM (Novosti Kosmonavtiki/Roskosmos/Eurockot).
Cohete Rockot/Briz-KM (Eurockot).

La primera etapa mide 17,2 m de largo y 2,5 m de diámetro. Utiliza tres motores RD-0233/15D95 (470-520 kN cada uno y 285-315,5 s) de ciclo cerrado y una cámara, así como un RD-0234/15D96, diseñados por la KB Khimavtomatiki (antigua oficina de Semyon Kosberg) de Voronezh. El RD-0234 es un RD-0233 con las conducciones necesarias para presurizar los tanques de propergoles. Incluye además cuatro pequeños cohetes de combustible sólido en la parte inferior para garantizar la separación con la segunda fase. El control de actitud se realiza mediante el movimiento completo de los motores.

Motor RD-0233.
Vista de los cuatro motores de la primera etapa.
Primera etapa de un misil UR-100NU.

La segunda etapa tiene 3,9 m de longitud y 2,5 m de diámetro. Incluye un motor principal RD-0235/15D113 (240 kN y 320 s) y un vernier RD-0236/15D114 (15,76 kN y 293 s) de cuatro cámaras. También incorpora cuatro cohetes sólidos para asegurar la separación con la carga útil. La separación de la segunda etapa es del tipo “semicaliente”, al igual que la mayoría de misiles con propergoles hipergólicos: primero se encienden los vernier, cuyos gases escapan por unos orificios situados en la sección de la primera etapa que conecta la segunda fase. Después se separa la primera etapa y entonces se enciende el motor principal RD-0235. El sistema de control es similar al empleado en el ICBM R-36M (SS-18 Satán), diseñado por Vladímir Sergeyev de la NII-692.

Segunda etapa de un misil UR-100.
Motores RD-0235 y RD-0236 de la segunda etapa.
Detalle de la conexión entre las etapas de un UR-100NU.

La etapa superior Briz-K (14S12) fue desarrollada por Khrúnichev para el Rokot, pero a mediados de los 90 se decidió sustituirla por una variante basada en la Briz-M (14S43) del cohete Protón para ahorrar costes. Esta nueva variante se denominaría Briz-KM (14S45) y es básicamente una versión menor de la Briz-M sin el tanque anular característico de ésta. El desarrollo de la Briz-KM -o Breeze KM, como se conoce en el mercado internacional- se financió en parte durante el periodo 1997-1998 gracias al acuerdo que firmó Motorola para lanzar veinte Rockot con dos satélites Iridium cada uno, acuerdo que posteriormente no vería la luz.

La Briz-KM tiene una longitud de 2654 mm y un diámetro de 2490 mm. Posee una masa en seco de 1600 kg, a los cuales hay que sumar 3300 kg de ácido nítrico y 1665 kg de UMDH. Emplea un motor principal S5.98 M (14D30) de 20 kN de empuje y 325,5 s de impulso específico, así como cuatro pequeños impulsores vernier 11D458 (de 40 kgf e Isp de 252 s) y doce 17D58E (de 1,36 kgf e un Isp de 247 s) para maniobras. Estos impulsores fueron diseñados por la empresa KBKhM A. M. Isayev, actualmente integrada en Khrúnichev y son similares a los empleados en los motores de maniobra de la nave TKS y sus variantes (incluyendo los módulos 77K de la Mir o el Zaryá de la ISS). El motor 14D30 es un derivado del S5.92 empleado en la etapa superior Fregat y puede encenderse hasta en 8 ocasiones durante cada misión.

La Briz-KM tiene tres baterías de plata-zinc que duran unas 7 horas y puede cambiar el plano orbital de su carga útil hasta 10º, ofreciendo un rango de órbitas mayor que el permitido por el azimut del cosmódromo. El primer lanzamiento de un Rokot con la etapa Briz-KM se produjo el 16 de mayo de 2000. La combinación Rokot/Briz-K aparece bajo la denominación Rokot-K y la Rockot/Briz-KM como Rokot-KM.

Etapa Briz-KM (Novosti Kosmonavtiki/Eurockot).
Etapa Briz-KM (Khrunichev/Eurockot).

La cofia (GO según sus siglas en ruso), también fabricada por Khrúnichev, tiene un espacio útil interno de 1,8 m de altura y 8,8 m3. Su armazón es de aluminio, recubierto por una estructura de fibra de carbono. Sus dimensiones son de 6,7×2,5 m y emplea motores sólidos para su separación

Partes del Rockot: cofia y etapa Briz-KM.
Encendidos de la etapa Briz-KM en una misión nominal (Eurockot).

El lanzamiento

El cohete se traslada de forma similar al misil UR-100NU, dentro de un contenedor, denominado TPK (Transportno-Puskovoi Konteiner/Транспортно-Пусковой Контейнер, ТПК), “contenedor de transporte y lanzamiento”.

Detalle del TPK de un misil UR-100N.

El TPK llega al Área 133 de Plesetsk en posición horizontal y es colocado en vertical sobre la rampa. La modificación del Área 133 (11P865PR) para dar cabida al Rockot fue obra de la empresa KBTM de Moscú. Igualmente fue modificado para el programa Rockot el edificio de montaje 32T (MIK 130 ó 11P568R) del Área 32 destinado al Tsiklon-3, dotándolo de una habitación limpia de estilo occidental, así como otras mejoras. El primer lanzamiento de un Rockot (con Briz-K) desde Plesetsk se produjo el 24 de diciembre de 1999 y se saldó en fracaso. La rampa de lanzamiento del Área 133 incluye una torre de servicio móvil, un mástil fijo con umbilicales al que se acopla el TPK y un anillo de lanzamiento donde se instala el TPK -parecido al del Kosmos 3M- con capacidad de giro para ajustar el azimut.

Esquema del cosmódromo de Plesetsk y las instalaciones del Rockot (Eurockot).
Edificio MIK 103 del Área 32T en el Google Earth.

Plano del MIK 103 (Eurockot).
El Área 133 (Eurockot).

El TPK con las dos primeras etapas es transportado en ferrocarril en horizontal hasta el Área 133 y después se coloca en posición vertical apoyado en el mástil de servicio fijo. La carga útil llega por lo general en un Antonov An-124 al aeropuerto de Talagi, en Arkhangelsk, y de allí es transportada hasta Plesetsk por ferrocarril, aunque cabe la posibilidad de utilizar el aeropuerto Pero de la ciudad de Mirny, junto al cosmódromo. Tras ser integrada en el MIK 130, la carga útil con la etapa Briz-KM y la cofia se transporta en vertical mediante ferrocarril. Al llegar al Área 133 se integra en posición vertical con el cohete en el TPK usando las grúas de la torre de servicio. La torre incluye unas puertas que permiten mantener en buen estado el cohete con la carga útil en cualquier condición meteorológica.

Traslado de la carga útil (Eurockot).
Torre de servicio móvil (izquierda) y mástil fijo (Eurockot).
Esquema de la rampa de lanzamiento y la operación de integración de la carga útil con el cohete (Eurockot).
Fases de la preparación del cohete y la carga útil (Eurockot).
Llegada del TPK con el cohete a la rampa (Eurockot).

Debido a la presencia de zonas pobladas, el cohete sólo puede despegar en seis direcciones (azimut) diferentes, correspondientes a seis órbitas distintas, aunque puede luego cambiar su plano orbital gracias a la etapa Briz-KM:

Fases del lanzamiento:

  • T-14,5 s: termina la fase de estabilización de los giróscopos.
  • T-0,25 s: comienza el movimiento del cohete en su contenedor.
  • T-0 s: lanzamiento e ignición (Kontakt Podyoma).
  • T+7,2 s: se desprenden las sujeciones del cohete con el contenedor.
  • T+1 min 58,02 s: encendido de los vernier de la segunda etapa.
  • T+2 min 0, 54 s: reducción del empuje de la primera etapa.
  • T+2 min 0,72 s: apagado de la primera etapa.
  • T+2 min 2,22 s: separación de la primera etapa.
  • T+2 min 7,1 s: encendido del motor principal de la segunda etapa.
  • T+2 min 50,65 s: separación de la cofia (GO).
  • T+4 min 44,08 s: apagado del motor principal de la segunda etapa.
  • T+5 min 03,95 s: apagado de los vernier de la segunda etapa.
  • T+5 min 4,95 s: separación de la segunda etapa.
  • T+5 min 10,95 s: primer encendido de la Briz-KM.
Vídeo del lanzamiento:


6 Comentarios

  1. Una cosa que no tengo clara:

    Has mencionado que estos están en una orbita heliosincrona, y a la vez has comentado que están en diferentes planos. Para una altitud determinada se necesita una inclinación determinada y un RAAN determinado para que estén siempre iluminados por el sol como comentas, por lo que como mucho uno de esos planos puede estar en órbita heliosincrona. He procesado las orbitas de los objetos y están desviados casi 120º respecto a la linea terminadora, por lo que si que estan en SSO, pero no están iluminados constantemente. Voy a ojear un poco unos PDFs para aclararme y luego ya si eso escribo un comentario mas decente.

    1. Bueno a ver, me he aclarado un poco:
      Se le considera SSO a toda orbita retrogada inclinada mas de 90º en LEO hasta 800 km cuyo movimiento de precesion esté de acuerdo al de la tierra al girar sobre el sol, para hacer que cada X tiempo repita el ground track. Hasta ahí todo claro. Lo que tenia y sigo teniendo dudas es si en castellano supone alguna diferencia orbita sincrona o orbita heliosincrona. Antes habia dado por hecho que una orbita heliosincrona es el tipo de orbita sincrona al sol que tiene el RAAN ajustado de tal modo que esté justo encima de la terminadora o cerca de ella haciendo que nunca se haga de noche en la órbita. Me gustaria que alguien me ayudara con ese problema de traduccion.
      De todos modos las orbitas sincronas en las que no se hace nunca de noche no se pueden usar para observacion de la tierra, sería totalmente inutil ya que debajo de la trayectoria en la tierra estaria a punto de hacerse de noche (o de dia) y eso haria verse unas largas sombras o incluso ya ni eso.
      Espero haberme hecho entender, explicarme no es que sea mi fuerte…

    1. no te creas que los cohetes de queroseno son total mente limpios ,generan grandes cantidades de CO2 -gas de efecto invernadero -y oxido nitroso un gas que destrulle la capa de ozono.

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Por Daniel Marín, publicado el 12 septiembre, 2013
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