Lanzamiento del Eutelsat 9B (Protón-M)

Por Daniel Marín, el 1 febrero, 2016. Categoría(s): Astronáutica • ESA • Lanzamientos • Rusia ✎ 12

La empresa ILS (International Launch Services) lanzó el 29 de enero de 2016 a las 22:20 UTC un cohete Protón-M/Briz-M (Phase III) con el satélite Eutelsat 9B y la carga EDRS A de la ESA desde la rampa PU-39 del Área 200 del cosmódromo de Baikonur. La órbita de transferencia inicial de transferencia fue de 4 444 x 35 696 kilómetros y 12,18º de inclinación y se alcanzó tras cinco encendidos de la etapa Briz-M unas 9 horas y 12 minutos tras el despegue. Este ha sido el primer lanzamiento de un cohete Protón en 2016 y el 410º en su historia. La próxima misión de un Protón-M/Briz-M lanzará la sonda europea ExoMars 2016.

Lanzamiento del Eutelsat 9B (ILS/DLR).
Lanzamiento del Eutelsat 9B (ILS/DLR).

Eutelsat 9B

El Eutelsat 9B es un satélite geoestacionario de comunicaciones de 5175 kg construido por Airbus Defence and Space para el consorcio Eutelsat usando la plataforma Eurostar E3000. Lleva 66 transpondedores en banda Ku e incluye la carga útil de la agencia espacial europea EDRS A (European Data Relay System). EDRS A es un sistema de comunicación por láser que permite a los satélites situados en órbita baja enviar datos a la superficie terrestre enviándolos primero a la órbita geoestacionaria mediante un haz láser. La carga EDRS se encarga luego de convertir esta señal óptica en un enlace de radio en banda Ka hacia la superficie.

Eutelsat 9B (ILS).
Eutelsat 9B (ILS).

El sistema EDRS es capaz de transmitir 1,8 gigabits por segundo y en su configuración final podrá enviar 50 terabytes al día. El sistema EDRS-A comenzará las operaciones en verano de este año con los satélites de la ESA Sentinel 1 y Sentinel 2. En 2017 está previsto el lanzamiento de la segunda carga EDRS, la EDRS C sobre Europa y en 2020 se pondrá en órbita la tercera sobre la zona de Asia y el Pacífico. A partir de 2018 se empleará el sistema para comunicaciones con la estación espacial internacional (ISS). Existen otros sistemas gubernamentales de retransmisión de datos para satélites en órbita baja, como el TDRSS de la NASA, pero el EDRS es el primero que emplea un enlace láser. La ESA espera comercializar los servicios del EDRS en un futuro. El Eutelsat 9B tiene una vida útil de 15 años y estará situado en la longitud 9º este.

Esquema del sistema EDRS (ESA).
Esquema del sistema EDRS (ESA).
Satélite Eutelsat 9B (Khrunichev).
Satélite Eutelsat 9B (Khrunichev).
Póster de la misión (Khrunichev).
Póster de la misión (ILS).

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. 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.

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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).
Diferencias en prestaciones de las distintas fases del Protón (ILS).
Diferencias en prestaciones de las distintas fases del Protón (ILS).
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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).
Capacidad de carga del Protón en sus diferentes versiones (ILS).
Capacidad de carga del Protón en sus diferentes versiones (ILS).

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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Fases del lanzamiento (Khrúnichev).
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Fases del lanzamiento (Khrúnichev).
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Encendidos de la etapa Briz-M en una misión a GEO normal (Khrúnichev).
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Proyección de la trayectoria de vuelo (ILS).

Traslado a la rampa:

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Lanzamiento:

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Vídeo del traslado a la rampa:

Vídeo del lanzamiento:

Vídeos del sistema EDRS de la ESA:

 



12 Comentarios

    1. tienes toda la rason pero la ESA no tiene otra opción debido a lo ajustado del presupuesto de la misión ; ojala la EXOMART ROVER se lance con un ANGARA 5.:(

  1. Me parece muy interesante la idea de construir una red de satélites que hagan de “router” de comunicaciones para otros satélites y vender esta capacidad como un servicio a otras empresas y gobiernos. Lo que me sorprende es que ninguna otra empresa hubiera tenido esta idea hasta ahora, imagino que requerirá la implantación de ciertos sistemas “estándar” de comunicación.
    Daniel ¿como se consigue que dos satélites a miles de kilómetros de distancia y moviéndose a una gran velocidad el uno respecto al otro consigan apuntar y mantener un láser el uno sobre el otro? ¡La precisión del sistema de orientación del láser ha de ser impresionante!
    Saludos!

    1. Y lo es. Hasta donde yo sé el principal problema para la comunicación láser entre cuerpos en órbita y/o aviones a gran altitud (drones militares, etc) ha sido poder mantener el enlace de forma fiable. Se lleva trabajando en ello de forma “abierta” durante muchos años, de hecho con la sonda Galileo ya se hicieron tests, y seguro que muchos vuelos militares clasificados van orientados a desarrollar esta capacidad (ya que aparte del mayor ancho de banda es resistente a interferencias y más difícil de interceptar que un haz de radio convencional).
      Por otro lado el sistema TRDSS fue implantado para el programa del Shuttle, o sea que la idea es antigua. Pero solo te beneficia si tienes mucho hardware en LEO, supongo que las empresas de comunicaciones prefieren lanzar directamente a GSO y ahorrarse la complicación

  2. Siguiente parada Exo Mars 2016. Todos a rezar lo que cada uno sepa. Espero que pongan a más técnicos en el cohete y la sonda.

    Saludos jorge m.g.

    1. Mas tecnicos no, sino a gente especializada. He vivido el caso donde habian tantos tecnicos que terminaroaron varios con la misma asignacion, y cada cual confio que el otro haria lo que tenia que hacer y esperaba que el otro lo hiciera y a la final no se hizo nada. Es espectacular ver como sale volando la boca de una manguera de gas a presion cuando nadie se molesta en ajustar la rosca.

  3. ¡51 años del primer lanzamiento de un Protón!. La longevidad-vigencia de muchos productos de la industria aeroespacial siempre me resulta sorprendente (otro ejemplo es el Jumbo 747 con 47 añitos a sus espaldas)

    1. Como dicen “si no está roto, no lo compongas”. Si les ha funcionado se deja sin cambios, sin importar si ha estado por medio siglo. Aparentemente en muchos ambitos, innovar a riesgo no atrae a pesar de que a futuro reditue.

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