Lanzamiento del Ekspress-AM7 (Protón-M)

La empresa ILS (International Launch Services) lanzó el 18 de marzo de 2015 a las 22:05 UTC un cohete Protón-M/Briz-M (Protón Phase III) con el satélite ruso Ekspress-AM7 a bordo. El lanzamiento tuvo lugar desde la rampa PU-39 del Área 200 del cosmódromo de Baikonur. Este ha sido el segundo lanzamiento de un cohete Protón en 2015. La órbita inicial fue de 5 406 x 35 752 kilómetros y 19,9º de inclinación.

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Lanzamiento del Ekspress-AM7 (Khrunichev).

Ekspress-AM7

El Ekspress-AM7 (Экспресс-АМ7) es un satélite geoestacionario de comunicaciones de 5720 kg (1439 kg de carga útil) construido por Airbus Defence and Space para la empresa estatal Kosmícheskaia Svyaz о RSCC (Russian Satellite Communications Company), encargada de coordinar las comunicaciones civiles vía satélite en territorio ruso. A diferencia de los anteriores satélites Ekspress-AM, construidos por la empresa rusa ISS Reshetniov, el AM7 usa la plataforma Eurostar E3000 de Airbus Defence and Space (antes EADS Astrium). Posee 24 transpondedores en banda C, 36 en banda Ku y 2 en banda L.

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Ekspress-AM7 (ADS).

Su vida útil es de 15 años. Estará situado en la posición 40º este, desde donde sustituirá al Ekspress-AM1. En marzo de 2012 Airbus Defence and Space ganó el contrato para construir el Ekspress-AM4R y el AM7. El AM4R fue construido para sustituir al AM4, que se perdió en 2011 por un fallo del Protón y en 2014 también resultó destruido por otro fallo del mismo lanzador.

Cohete Protón-M

El cohete Protón-M Phase III (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 6920 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.

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Cohete Protón-M (Khrunichev).

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 empresa ILS todavía opera algunas unidades del Protón-M más antiguas de la serie Phase I y Phase II.

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Características del Protón-M (Khrunichev).
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Dimensiones del Protón-M (Khrúnichev).

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.

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Etapa superior Briz-M (Khrunichev).

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.

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Instalaciones del Protón en Baikonur (Khrunichev).

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.

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Plano del edificio 92A-50 de Baikonur (Khrunichev).

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.
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Maniobras de la etapa Briz-M (Khrunichev).
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Fases del lanzamiento (Khrunichev).

Llegada del satélite a Baikonur:

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Carga de combustible de la etapa Briz-M:

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Ekspress AM-7

Traslado a la rampa:

Ekspress AM-7

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El cohete en la rampa:

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Lanzamiento:

Express AM7

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Express AM7

Vídeo del traslado a la rampa:

[youtube]https://youtu.be/byMH1VnlFMM[/youtube]

Vídeo del lanzamiento:

[youtube]https://youtu.be/u9T7zIzAaX4[/youtube]



15 Comentarios

  1. Una pregunta, luego de entrar en la orbita de 5406 x 35752 kilómetros y 19,9º de inclinación, ¿el motor de apogeo del satelite se encargara luego de elevar el periasis y aumentar la inclinacion? Es que en estos dias estoy trabajando en una simulacion del Orbiter Simulator con un Angara 5 y precisamente un satelite de la plataforma Eurostar E3000.

    Por otro lado, no se, Daniel, si has hablado alguna vez de algun lanzamiento que utilice orbitas de transferencia supersincronicas, con apogeos de hasta 65000 km para luego colocar en orbita geocincronica de 35700 km. Se que el año pasado un Falcon 9 lo hizo, y aun no me queda claro si el propio Angara 5 de diciembre pasado lo realizo tambien (en esta imagen https://danielmarin.naukas.com/files/2014/12/Captura-de-pantalla-2014-12-24-a-las-14.54.35-580×340.png del articulo del lanzamiento del Angara 5 aparece que si, pero quiero consultar)

        1. Actualmente sólo el F9 utiliza la SSOT (Super-Sync.-Orbit-Transfer), ya que la GTO es algo mejor energeticamente hablando. El motivo por lo que el F9 utiliza SSOT es (aparentemente, no se ha hecho público pero todos lo sospechamos) porque la segunda etapa del F9 no es capaz de estar demasiado tiempo cargada de combustible. Para una GTO primero es colocar la carga en LEO, y luego hacer al menos un encendido en el perigeo de la LEO (que dependiendo de la misión suele estar en un punto u otro de la órbita), parece que eso se le atraganta al F9 (de momento?). Hay veces que se hacen dos o mas encendidos para llegar a SSO.

          El Angará no utilizó SSTO. En el vuelo de calificación del A5 la etapa elevadora (si mal no recuerdo) dejó directamente el simulador de carga en «GEO graveyard» (la órbita GEO-cementerio).

          Por cierto, en tu comentario dices:

          >Una pregunta, luego de entrar en la orbita de 5406 x 35752 kilómetros y 19,9º de inclinación, ¿el motor de apogeo del satelite se encargara luego de elevar el periasis y aumentar la inclinacion?<

          Pequeño matiz: el motor debe reducir la inclinación, no aumentarla. Esta maniobra se suele hacer en el apogeo que es cuando el satélite tiene menor velocidad orbital, o en la culminación de los nodos ascendentes o descendentes, depende.

          Aprovechando, lanzo otra pregunta: No acostumbro a ver perigeos tan grandes en órbitas GTO. Hay alguna razón para que la mitad del Briz-M quede con un perigeo tan alto? (y por consecuencia una mayor vida en orbita).
          A partir de los ~1000 Km se dice que no hay practicamente rozamiento atmosférico. Sin embargo, la pieza reentrará con el paso de los años debido a las perturbaciones gravitacionales lunisolares, que aumentan la excentricidad en objetos en este tipo de órbitas.
          Por otra parte, vi que el APT de esta Briz-M (y hablo de memoria ahora mismo) está en una órbita con un perigeo de unos 350 Km, por lo que reentrará mucho más rápido que el resto de la Briz-M.

          1. Dani me dice que incluya que el Proton-M también es capaz de hacer SSTO, pero sin embargo no se lo he visto hacer nunca.

          2. Si un error de mi parte lo de colocar aumentar en lugar de disminuir inclinacion. Gracias por las respuestas. ¿Aprovechando tambien… ¿que mas se ha sabido del Kosmos 2499?

  2. Ya no se pueden responder mas respuestas de comentarios así que abro un hilo nuevo de comentarios.

    Re intelsat: Gracias por la aclaración, Yuryi, y también a Alfon por el link, muy interesante, lo leo a fondo luego.

    En cuanto a Kosmos 2499, pues sé poco mas, parece que dejó de hacer acercamientos y no sé si sigue transmitiendo como un RS. Sin embargo hace mucho que no miro las orbitas. Me han soplado algún rumor de que el próximo lanzamiento del Rockot (Gonets) puede incluir otro «Kosmos 2499» pero prefiero no adelantar nada porque la fuente no es demasiado fiable… El lanzamiento debió de ocurrir hace ya unas semanas pero se retrasó por problemas. Todavía (al menos yo) no he recibido ninguna fecha de lanzamiento concreta, pero deberá despegar entre abril y mayo si no hay mas inconvenientes.
    En caso de que se lanze otro, se animaría Dani a escribir la tercera parte de la saga?? 😉

  3. Muy interesante el debate sobre órbitas.
    Permitidme una pregunta sobre otra faceta de este lanzamiento: Por qué contrata Rusia estos satélites a una empresa extranjera teniendo empresas nacionales comparables? Es por precio? Por usar diferentes tecnología? Por una cuestión política?

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Por Daniel Marín
Publicado el ⌚ 21 marzo, 2015
Categoría(s): ✓ Astronáutica • Lanzamientos • Rusia