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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
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Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
CSAT 1
Comunicaciones por SatComunicaciones por SatééliteliteCurso 2009/10Curso 2009/10
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Maniobras orbitales. Maniobras orbitales. Puesta en Puesta en óórbitarbita
Ramón Martínez Rodríguez-OsorioMiguel Calvo Ramón
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ObjetivosObjetivos
• Conocer la necesidad y los fundamentos de la maniobras orbitales que realiza un satélite
• Introducir los principios que rigen el lanzamiento y puesta en órbita de un satélite
• Conocer las principales familias de lanzadores y su capacidad de lanzamiento
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ÍÍndicendice
• Maniobras orbitales– Ecuaciones básicas– Clasificación
• Transferencias coplanarias y no coplanarias• Maniobras no impulsivas
• Puesta en órbita– Fases de puesta en órbita. Transferencia de Hohmann– Lanzadores– Bases de lanzamiento– Ventana de lanzamiento– Estadísticas
• Ejemplo: Misión de lanzamiento Inmarsat-4 (F2)
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Maniobras orbitalesManiobras orbitales
• Funcionamiento nominal del satélite– Corrección de la posición de un satélite para mantener la órbita
dentro de unos márgenes– Durante el lanzamiento, si se emplea una órbita de
aparcamiento– Contrarrestar el efecto de las perturbaciones– Subsistema de propulsión del satélite– Maniobras de de-orbitación al final de la vida útil– Los propulsantes más empleados son líquidos y sólidos
• Lanzamiento de un satélite– Puesta en órbita en sucesivas maniobras– Corrección de errores de inyección
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Ecuaciones bEcuaciones báásicassicas• Maniobra orbital → Cambio de velocidad y energía
• Velocidad de escape:
• Velocidad asintótica:
totalEnergía
potencialEnergía
cinéticaEnergía
2
22 arv µµ
−=−+
rvescape
µ2=
rvcircular
µ=
rv
r elípticaµµ 2
<<
rvparab
µ2=
rvhiperb
µ2>
rv µ
=∞
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EcuaciEcuacióón del coheten del cohete• Maniobra orbital → Requiere propulsión y gasto de combustible
– En órbita, propulsante del subsistema de propulsión del satélite– En lanzamiento, propulsión del lanzador
• Cambios de velocidad tangenciales– El cambio de velocidad en un ápside, sólo afecta al otro ápside contrario
• Impulso específico: es el período en segundos por el cual 1 kg de masa de propelente producirá un empuje de 1 kg de fuerza
• Ecuación del cohete (ecuación de Tsiolkovski, 1903):
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛ ∆−=
00 exp
gIVMM
sp
idb ⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛=∆
bspid M
MgIV 00 ln
epropulsant elconsumir de después vehículodel Masa
útil carga la de Masa
estructura la de Masa
epropulsant del Masa
cohete del inicial Masa
0 bpfSp MMMMMM +=++=
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Impulso especImpulso especíífico Ifico ISPSP
• ISP: es la relación entre el empuje y la velocidad de salida del propulsante
– Se mide en “segundos”– Es característico de cada propulsante– Depende de la presión ambiente (diferenciar entre el Isp a nivel
el mar y en espacio)– Es necesario tener en cuenta pérdidas por reacción química,
tobera, respirador, etc.
0qgFIsp =
(m/s) epropulsant del escape de velocidad:)(m/s suelo del anivel gravedad la den aceleració:
(N) empuje:2
0qg
F
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Transferencias coplanariasTransferencias coplanarias
• No se modifica el plano orbital, sólo su orientación– ∆v debe estar contenido dentro del plano orbital– Si se quiere un único impulso, ambas órbitas deben
intersectarse
• Si se necesitan varios impulsos:
• Transferencia de Hohmann• Transferencia bielíptica
α
αβ
α
cos2
cos2
22
22
IFIF
F
IFIF
vvvv
senvsen
vvvvv
−+=
−+=∆α: ángulo que forman vF y vI
β: ángulo que forman vI y el impulso ∆v
ticacaracterís Velocidad...21 =∆++∆+∆=∆ Nvvvv
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Transferencia de Transferencia de HohmannHohmann• Circular a circular
– Dos impulsos tangenciales entre dos órbitas circulares y coplanarias– La velocidad característica sólo depende de la relación entre los
radios inicial y final
∆v1
∆v2
Órbita inicial
Órbita final RF
RI
Órbita elíptica de transferencia
I
FI R
Rsiendovv =−+−
+=∆ λ
λλλ
λλ 111
12
10 15.6 20 50 1000.49
0.5
0.51
0.52
0.53
0.54
0.55
λ
∆v/
v I
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Transferencia Transferencia bielbielíípticaptica
0.45
0.47
0.49
0.51
0.53
0.55
10 20 50 100rP rH 2rH 4rH
Hohmannbielliptic r3= rHbielliptic r3= 2 rHbielliptic r3= 4 rHbiparabolic
r2/r1
∆v/
v 1
• Circular a circular– Maniobra de tres impulsos– Mejora la transferencia de Hohmann para λ>15.6
∆v1
∆v2
Órbita inicial
Órbita final RF
RI
1ª Órbita elíptica de transferencia
∆v3
2ª Órbita elíptica de transferencia
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Transferencias no coplanariasTransferencias no coplanarias
Órbita inicial
Órbita final
∆v
v
v
α
22 αvsenv =∆
• Cambio en la orientación de la órbita (1)
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Transferencias no coplanariasTransferencias no coplanarias
• Cambio en la orientación de la órbita (2)– El vector impulso no está en el plano orbital inicial– Mayor cantidad de combustible que coplanarias– Se realiza en el apogeo orbital– El vector ∆v es perpendicular al plano orbital inicial– Efecto de la inclinación (vi=vf)
– Cambio en la inclinación• Se produce en el plano ecuatorial en uno de los nodos para no modificar Ω
– Cambio en la ascensión recta• Fuera del plano ecuatorial
planos dos lospor formado ángulo : 2
2 ααsenvv i=∆
22 IF iivsenv −
=∆
2 2 ∆Ω
=∆ sensenivv
vi
vf
∆v
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Transferencias no coplanariasTransferencias no coplanarias
• Maniobra en un único impulso– Se realiza el cambio de plano y velocidad en el apogeo de
forma simultánea– Mayor ahorro que con Hohmann y cambio de plano– Usado en la puesta en órbita
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
∆=
−+=∆
−V
iV
iVVVVV
s
sAsA
sinsin
cos2
1
22
ϑ
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Maniobras no impulsivasManiobras no impulsivas
• Propulsión iónica– Alternativa a los sistema químicos– Bajo empuje, pero alto impulso específico– Basada en la aceleración electrostática de un
combustible ionizado (Xenon)
• Maniobras aeroasistidas– Se aprovecha la resistencia atmosférica para
modificar el apogeo– Misiones interplanetarias
• Maniobras con ayuda gravitatoria (fly-by)– Aumento de la energía mecánica al pasar
cerca de un planeta por cambio en la velocidad
– Aceleración de sondas interplanetarias
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Resistencia atmosférica
Disminución apogeo
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Maniobras en GEOManiobras en GEO
• Mantener la posición nominal en cinturón GEO– ±0.1 º deriva E-O (longitud): cambia el semieje mayor y la
excentricidad• Cambio del periodo• Evitar derivas hacia 75.3ºE y 255.3ºE (eje menor del geoide)
– ±0.1º deriva N-S (latitud): cambia la inclinación• Cambio en el plano orbital (muy costosas)
• Cambio en la longitud (re-colocación)• Deorbitación al final de vida útil
– Reducción de basura espacial– Elevar la altura de la órbita GEO en 160 km– Incremento de 6 m/s en cuatro impulsos sucesivos en puntos
opuestos de la órbita
CSAT 16Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Kmh 2001 =
( )sKmar
kv
788.72006378
11099.312 51
=
⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛+
×=⎟⎠⎞
⎜⎝⎛ −=
Kmh 357862 =
Kmr 421642 =
Kmr 65781 =
( ) Kmrra 243712
21 =+
=
r1
r2
sKm.
.vgeo
076342164
10993 5
=
×=
sKmar
kvA 598.112
2=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
sKmar
kvP 244.1012
1=⎟⎟
⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛−=
Fases de Puesta en Fases de Puesta en ÓÓrbita (GEO)rbita (GEO)
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Órbita circular de aparcamiento (h~200-600 km)Para h=200 km: v=7788m/s
Órbita de transferencia elíptica (GTO)a=(rap+rp)/2
GTO: vp=10250 m/s
GTO: va=1634 m/s
rp=6578 km
rap=42164 km
Órbita geoestacionaria (GEO) (v=3074 m/s)
Puesta en Puesta en óórbitarbita∆v = 1.47 km/s
∆v = 2.46 km/s
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Lanzamiento del INSATLanzamiento del INSAT--4A (834A (83ººEE))
Fuente: http://www.isro.org/insat-4a/insatpage2.htm
Propulsion• 440 Newton Liquid Apogee Motor (LAM) with Mono Methyl Hydrazine (MMH) as fuel and Mixed Oxides of Nitrogen (MON-3) as oxidiser for orbit raising
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Tipos de lanzadoresTipos de lanzadores
• Según el tipo de propulsante:– Líquido: mayor complejidad, posibilidad de sucesivos
encendidos y apagados, impulso específico elevado (entre 260 y 450 segs)
– Sólido: menor complejidad, no es posible el reencendido, impulso específico reducido (200 a 300 segs)
– Híbridos (combustible sólido y oxidante líquido o gas)
• Según el número de etapas– Una, dos, tres o cuatro etapas (sucesivos desprendimientos de
depósitos vacíos de propulsante)
• Según la configuración de propulsores auxiliares• En función de si es posible su reutilización
– Expendable launch vehicle (ELV)– Reusable launch vehicle
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Mercado actualMercado actual
• Grandes empresas y alianzas:– Atlas V (ILS Launch)– Proton (ILS Launch)– Ariane 5 (Arianespace)– Sea Launch (Boeing) (bankruptcy in 2009)– Land Launch (Sea Launch + SSS)– H II-A (Mitsubishi)– United Launch Alliance (Boeing y Lockheed Martin)– SOYUZ (StarSem, now Arianespace)
• Otros competidores y lanzadores:– Cosmos (Cosmos International)– Falcon 1 (SpaceX)– Long March ó Chángzhēng– Eurockot
Dnepr (Kosmotras)
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EstadEstadíística de lanzamientosstica de lanzamientos
Fuente: Via Satellite
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Echo IEcho I• Satélite: esfera de ∅=30.48 m• Requisitos del lanzador
– Esfera + sistema de inflado: esfera de ∅=67 cm y 68 kg• Material de la esfera
– Película de polietileno de 0.00127 cm de espesor– Película exterior de vapor de aluminio (2,200 Å)
• Mejora la reflectividad de las señales (97 % en 400-10000 MHz)• Protección de la radiación UV
∅=30.48 m ∅=67.31 cm
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CSAT 23Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Lanzamiento del Explorer 1 con un Lanzamiento del Explorer 1 con un JupiterJupiter--CC
1958
CSAT 24Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Titan 4 (1990s)Titan 2 (1960s) Titan 34D (1990s)
TitanTitan (EEUU)(EEUU)
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CSAT 25Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Año 2000: el satélite TDRS (Trackingand Data Relay Satellite), lanzado por Atlas, servirá para comunicación entre transbordadores y otras naves espaciales.Atlas 2A
Atlas (ILS Atlas (ILS LaunchLaunch))
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Atlas V (familias 400 y 500)Atlas V (familias 400 y 500)
20,52010,300N/A12,500LEO (28.5°) kg8,6703,9707,6404,950GTO kg
551/552501/502431401/402Misión
CAPE CANAVERAL AIR FORCE STATION, Fla., Aug. 21, 2002 - The first Atlas V launch vehicle scored a triumph for builder Lockheed Martin Corp. (NYSE:LMT) and launch provider International Launch Services (ILS) today, placing its satellite payload into orbit with a flawless flight.
The Atlas V 401 provided the HOT BIRD 6 satellite with an exceptional orbital injection, satisfying orbital requirements:
* Actual Apogee altitude of 45,856 km vs Predicted 45,845 km
* Actual Perigee Height of 314.9 km vs Predicted 314.8 km
* Actual Inclination of 17.827 degrees vs. Inflight-Retargeted Prediction of 17.829
Fuente: ILS
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CSAT 27Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Atlas V (familias 400 y 500)Atlas V (familias 400 y 500)
Carenado de la misión• Misiones de gran volumen
Upper stage(Centaur)• Oxígeno e hidrógeno líquidos
Cohetes de propulsión(entre 1 y 5)• 1.36 MN
Motor RD-180• Impulso inicial• Oxígeno líquido y propelente• Ajuste de aceleración
Etapa de propulsión• ∅=3.81 m, h=32.46 m
20,830 kg284,089 kgMasa de propelente
1,914 kg (single)2,106 kg (dual)21,173 kgMasa inercial
99.2 kN (single)198.4 kN (dual)3.82 MNEmpuje
1 ó 2 RL10A-4-21 RD-180(dos cámaras)Propulsión
3.05 m3.81 mDiámetro
12.68 m32.46 mLongitud
CentaurAtlas
Masa total: 333,298 kgLongitud total: 59.7 m
Fuente: ILS
Fairings (cofias)
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Atlas V: Lanzamiento de Atlas V: Lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F1)4 (F1)
Fuente: ILS
Fecha: 11-03-2005
Inmarsat-4 F1 Spacecraft: Eurostar E3000 (EADS Astrium)
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Lanzamiento con un Lanzamiento con un ProtonProton (Rusia)(Rusia)
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ProtonProton//BreezeBreeze M (ILS M (ILS LaunchLaunch))
ILS to Launch Amazonas Satellite in HISPASAT's 3rd Mission with ILS
MADRID, Spain, Sept. 9, 2003 - International Launch Services (ILS) of the United States will launch the Amazonas satellite for HISPASAT of Spain on a Proton/Breeze M vehicle next year under a contract announced today. This is the third launch pairing for HISPASAT and ILS, who saw the successful flights of HISPASAT 1C in 2000 and HISPASAT 1D in 2002 on Atlas IIAS vehicles from Cape Canaveral, Fla.
The Amazonas launch, planned for mid-2004, is scheduled to be the first Proton mission for HISPASAT. The heavy-lift Proton vehicle, with the proven Breeze M upper stage, will lift off from the Baikonur Cosmodrome in Kazakhstan. The launch will follow several launches from other international satellite operators.
Fuente: ILS
Breeze M Upper (4ª) Stage (19.62 KN)
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Lanzaderas ARIANELanzaderas ARIANE
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ArianeAriane 11
The first Ariane launcher (Ariane L01) blasted into the sky on Christmas Eve1979. An early Christmas present for thethousands of workers throughout Europeand at Europe’s spaceport in Kourou whowere involved in its development andproduction.Ariane 1 was designed primarily to put twotelecommunications satellites at a time intoorbit, thus reducing costs. As the size ofthe satellites grew Ariane 1 began to giveway to the more powerful Ariane-2 andAriane-3 launchers. Altogether, 11 successful Ariane-1 launches took place between 1979 and1986.
Fuente: ESA
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CSAT 33Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
ArianeAriane 5 GS: 5 GS: IntelsatIntelsat 11 y 11 y OptusOptus D2D2
Intelsat 11 (43ºW)2450 kg4.1 x 3.3 x 2.3 m
Optus D2 (152ºE)2350 kg4.0 x 3.2 x 2.4 m
Ariane 5 GS
CSAT 34Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Lanzamiento de Lanzamiento de ArianeAriane 5 ECA5 ECA
Ariane 5 ECA (11-03-2006) SPAINSAT y HOT BIRD 7A
Ariane 5 ECA (12-02-2005) XSAT-EUR y MAQSAT B2
Fuente: Arianspace
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CSAT 35Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
ArianeAriane 55
6.7 tonnes (GTO)Payload mass
750 tonnesLiftoff mass
up to 5.4 mDiameter
up to 47 mHeight
Ariane 5 GSMain data
up to 21 tonnes(260x260, i=51.6º)Payload mass
760 tonnesLiftoff mass
up to 5.4 mDiameter
up to 53 mHeight
Ariane 5 ES ATVMain data
9.6 tonnes (GTO)Payload mass
780 tonnesLiftoff mass
up to 5.4 mDiameter
up to 52 mHeight
Ariane 5 ECAMain data
CSAT 36Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
ESA ATVESA ATV
(420 km altitude, i=51.6 deg)
6 300 kgWaste downloadcapacity:
20 750 kgMass at launch:
7 500 kgTotal cargo uploadcapacity:
13 083 kgTotal vehicle mass:
2 613 kgVehicle consumables:
10 470 kgVehicle dry mass:
Mass budget
22 281 mmSolar arrays span:
4 480 mmLargest diameter:
9 794 mmLength:
Dimensions
Early 2008First flight
Kourou, French GuianaLaunch site
Electrical power will be supplied by non rechargeablebatteries.
ATV will be launched with its solar panels folded to thebody of the spacecraft.
Ariane 5 (300x300 km, 51.6° transfer orbit)Launch vehicle
Total cargo upload capacity: 7 667 kg
ISS re-boost and attitude control propellant: 0-4700 kg
ISS refuelling propellant: 0-830 kg
Gas (nitrogen, oxygen, air, 2 gasses/flight): 0-100 kg
Water: 0-840 kg
Dry cargo: 1 500-5 500 kgCargo mass
Launch config.
Updated: Firstmission in 29/09/2008
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CSAT 37Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
ESA ATVESA ATVATV flight phases
Launch• The ATV is launched from French Guiana by
an Ariane 5 rocket and injected into a 51.6 degree orbit - the same as the ISS - at analtitude of around 260 km, whilst the Station'saltitude is around 340. Approximately 75 minutes after lift-off, when separation isconfirmed with the launcher, the ATV becomesa fully automatic spaceship.
Phasing• Next, ATV enters a three-week phasing stage
of the mission. A set of orbital manoeuvresprepared by the ATV Control Centre are executed to bring ATV to a distance of 39 kmbehind and 5 km below the ISS.
• If needed, the ATV can hold a parked position2000 km from the ISS.
Demonstration daysRendezvous and dockingEye-like sensorsExtension of the StationDestructive re-entryFluid and dry cargo Fuente: ESA
CSAT 38Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Primera misiPrimera misióón del ATV (29/09/2008)n del ATV (29/09/2008)
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CSAT 39Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
EvoluciEvolucióón de n de ArianeAriane
VEGAH=30m, D=3mTres etapas1500 kg/700 km
Ariane 5G (h=45m)
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VEGAVEGA
VEGAH=30m, D=3mTres etapas1500 kg/700 km
Lanzado de bajo coste para satélites LEO polares de peso medio (300 a 2000 kg)
Posibles lanzamientos:Micro-satellites : hasta 300 kgMini-satellites : desde 300 a 1000 kgSmall satellites : desde 1000 a 2000 kg.
Primer test del motor Zefiro 9 (Cerdeña, Dic. 2005)
Montaje de la primera etapa P80 (Kourou, Nov. 2006)
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CSAT 41Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
VEGAVEGA
Combinación de propulsantes sólidos y líquidos
VEGA: Mecanismo de propulsión en cuatroetapas:• 3 etapas de propulsante sólido: initial boost
Mayor empuje (thrust), pero durante pocos minutos después del despegue
Fácil de almacenarBajo coste de mantenimientoIgnición es muy simpleNo pueden reutilizarse
• 1 etapa de propulsante líquido: fase final de la puesta en órbita• La combinación de ambos ofrece el perfil ideal para la trayectoria de lanzamiento
Ejemplo: el motor Vulcain (Ariane 4) de propulsante líquido ofrece 100 ton de empuje; cada cohete sólido, da un empuje seis veces mayor.
UDMH/N2O4Fuel315.2 secondsBurn time2.45 kNThrust1 AVUM (1.74 m, ∅ =1.9 m)EnginesFourth Stage
SolidFuel117 secondsBurn time213 kNThrust
1 Zefiro 9 (3.85 m, ∅ =1.9 m)EnginesThird Stage
SolidFuel71.6 secondsBurn time1200 kNThrust1 Zefiro 23 (7.5 m, ∅ =1.9 m)EnginesSecond Stage
SolidFuel107 secondsBurn time3040 kNThrust1 P80 (10.5 m, ∅ =3 m)Engines
First Stage
UDMH: Unsymmetrical dimethyl hydrazine
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COSMOSCOSMOS
ABRIXAS y MegSat CHAMP, MITA y BIRD-RUBIN
Dos etapas (mayor estabilidad): N2O4+UDMHMasa total: 109 ton. métricasCarga útil: 1500 kg, longitud=4.7m, diámetro=2.2 mÓrbitas:• Circular con altitud entre 250 y 1700 km• Elíptica• Inclinación de 48°, 51°, 66°, 74°, 83°, 87° y SSO Longitud del lanzador: 32.4 m Diámetro del cohete: 2.4 m Precisión:• Semieje mayor: ± 25 km (± 16 km)• Inclinación: ± 0.04°Fiabilidad: 97.4 % (743 lanzamientos)
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COSMOSCOSMOS
Kasputin-YarPlesetsk
CSAT 44Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
SOYUZSOYUZ• Primer lanzamiento: Sputnik (1957)• Primer hombre en órbita• Vuelos (tripulados o no) a la ISS• Versatilidad: LEO, SSO, MEO, GTO, GEO, y escape (p.e., Venus Express)
Soyuz TMA-5 en 2004Cosmódromo de Baikonour
Familia de lanzadores Soyuz (-Fregat)
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CSAT 45Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
SOYUZSOYUZ
Payload (S-type)Longitud=7.7mDiámetro=3.715m
FREGAT: 6 tanque esféricos (4 para propelente, 2 para sistemas) en círculo- Sistemas propios de guiado, naveg., control, tracking, y telemetría.- Propelente: UDMH/NTO. Puedereencenderse hasta 20 veces en vuelo.- Estabilización en 3 ejes o en spin.
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ZenitZenit--3SL (Sea 3SL (Sea LaunchLaunch))
Capacidad hasta la órbita GSO de transferencia: 6000 kg
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H IIH II--A (A (MitsubishiMitsubishi HeavyHeavy Industries, Industries, LtdLtd.).)
0.028.528.5 (+/- 0.02)Inclination (º)
-1249250 (+/- 4)Perigee (km)
7 35,79335,786 (+/-180)Apogee (km)
Difference
ActualTargetallowance)
40min. 02sec.39min. 58sec.12.MTSAT-1R separation
27min. 28sec.27min. 24sec.11.Second stage engine second cutoff
24min. 34sec.24min. 30sec.10.Second stage engine second ignition
12min. 33sec.12min. 26sec.9. Second stage engine first cutoff
6min. 49sec.6min. 45sec.8. Second stage engine first ignition
6min. 43sec.6min. 39sec.7. First and second stages separation
6min. 35sec.6min. 31sec.6. First stage engine cutoff
4min. 16sec.4min. 11sec.5. Payload fairing jettison
2min. 10sec.2min. 10sec.4. SSBs jettison
2min. 09sec.2min. 09sec.3. Solid Rocket Booster (SRB-A) jettison
0min. 46sec.0min. 46sec.2. Solid Strap-on Boosters (SSBs) ignition
0min. 00sec.0min. 00sec.1. Liftoff
Actual *2Estimated *1Event
Lift-off sequence (secuencia de lanzamiento)
MTSAT-1R Injection orbit at 1st apogee
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EUROCKOT LaunchVehicle· Peso: 107 tons· 3 etapas· ∅ externo: 2.5 m· Máx payload: 1950 kgen h=200 km, 63º
EUROCKOTEUROCKOT
29 m
Base de lanzamientoPlesetsk (63ºN, 40ºE)
Facilidad para órbitas polares
Alianza Gemano-Rusa
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EUROCKOTEUROCKOT
Órbita circularh=500 kmi=89º
CSAT 50Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
EUROCKOTEUROCKOT
Órbita 1Órbita elípticahperigeo=320 kmhapogeo=820 kmi=96.8º
Órbita 2Órbita SSOh=820 kmi=98.7º
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EUROCKOTEUROCKOT
Órbita 1Órbita elípticahperigeo=320 kmhapogeo=820 kmi=96.8º
Órbita 2Órbita SSOh=820 kmi=98.7º
Inyección en órbita SSO
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EUROCKOTEUROCKOT
Lanzamientos múltiples (3 satélites)
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Delta 2 (satélite de GPS, 2003)Delta (lanzamiento de un satélite de exploración, 1985)
Delta (Boeing)Delta (Boeing)
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Delta (Delta (UnitedUnited LaunchLaunch AllianceAlliance))
United Launch Alliance (ULA) is a joint venture between Boeing and Lockheed Martin that operates space launch systems using the Atlas V, Delta II, and Delta IV (Dec. 2006).
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Delta 4 (BoeingDelta 4 (Boeing--ULA)ULA)
Cinco configuraciones de lanzamiento
• Capacidad– Lanzamiento simple ó múltiple– GTO: 4210-13130 kg– LEO: 23000 kg
• Uso de un nuevo propulsante RS-68– Motor criogénico– 30 % más eficiente que el
oxígeno/keroseno tradicional– Sólo valor de agua como
subproducto
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DNEPRDNEPR
Misil balístico RM36
Lanzadera DNEPR4.5 toneladas de carga útil en una
órbita polar circular de 200 km
• Lanzamiento del satélite TerraSAR-X (1 ton., h=514km) (17 de junio de 2007)• Primeras señales recibidas en la estación de Malindi (Kenia) a los 15 minutos del lanzamiento• Uso: radar SAR para escanear la superficieterrestre, independientemente de las condicionesmeteorológicas, nubes o luz
TerraSAR-X
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CSAT 57Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
DNEPRDNEPR
150
km
Cráter: 150m de diámetro, 15m de profundidad
150 m
15 m
Lanzamiento fallido en 2006
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Larga Marcha (China)Larga Marcha (China)
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Larga Marcha (China)Larga Marcha (China)
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Larga Marcha (China). Larga Marcha (China). ShenzhouShenzhou 55Shenzhou 5Masa: 7,790 kgPerigeo: 332 kmApogeo: 336 kmInclinación: 42.4°Periodo: 91.2 minutes
Módulo de reentradaAterrizaje en 41.3°N, 111.4°E
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PSLV (Polar PSLV (Polar SatelliteSatellite LaunchLaunch VehicleVehicle))
Peso: 294 tonPayload: 1000-1200 kgAltura: 44.43 m Órbita: Polar y GTO
Cuatro etapas
Originalmente, para satélites en órbita polar; evoluciones posteriores lo han llevado a lanzamientos en GTO.
Operado por la Indian SpaceResearch Organisation (ISRO)
PSLV en la plataforma de lanzamiento del Satish Dhawan Space Centre, Sriharikota
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PSLV (Polar PSLV (Polar SatelliteSatellite LaunchLaunch VehicleVehicle))
Lanzamiento de Meteorological Satellite(METSAT, 1060 kg) hacia GTO con PSLV-C4
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PSLV (Polar PSLV (Polar SatelliteSatellite LaunchLaunch VehicleVehicle))
PSLV-C4 and METSAT trajectory. GTO to GSO Orbit12-Sept-2002
The PSLV-C4 Stage-4 was shutoff 21 minutes after launch afterreaching targeted velocity. It injected the METSAT payload into a 216km x 34,641km GTO orbit at 17.67° inclination against nominal target of 250 x 36,000 Km at 18° inclination and specification ofPerigee > 180Km, Apogee=36,000Km. At such high apogee the shortfall was quite minor that could be corrected by just using 10Kg of METSAT 560 Kg fuel. Of most of the560 Kg fuel would be used for orbit raising from GTO to GSO, leaving around 100 Kg for orbit control during its 7 year life. Thisvariance from target velocity though within specification, indicateslack of full mastery in navigation and flight control that hinges onmore refined sensors and control systems. The first orbit raising maneuver on 13th September involved firing METSAT’s Liquid Apogee Motor (LAM) on its second apogee for 31 minutes and 48 seconds to raise the orbit to 12,144 km x 34,492 Km and reduce the inclination to 4.7° at orbital period of 14Hr 08 minutes. The maneuver consumed approximately 280 Kg fuel resulting in change in orbital period from 10.5 Hrs to 14.16 Hrs. The second orbit raising was done on its forth apogee on 14th September raising the orbit to 34,441 km x 34,535 km at 0.44° at orbital period of 22Hr 50 minutes. Finally the satellite was raised to GSO and parked at the intended slot on its fifth apogee orbit reaching 34,486 km x 35,676 km at –0.49°inclination. After the orbit raising to GSO orbit was completed, the spacecraft which had a propellant of 560 kg at the time of its injection in GTO, is still left with about 105 kg of propellant, sufficient for its station keeping operations during its designed mission life of 7 years. Fuente: http://www.bharat-rakshak.com/MONITOR/ISSUE5-3/arun.html
CSAT 64Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
FalconFalcon 1 (1 (SpaceXSpaceX))Space Exploration TechnologiesBajo coste y alta fiabilidadFalcon 1
– 2 etapas de propulsión – Propulsión química básica
Falcon 5 y 9– Redundancia en las etapas de
vuelo (aviónica y navegación)Hacen uso de motores Merlin
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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
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CSAT 65Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
SpaceXSpaceX. Lanzamiento del . Lanzamiento del FalconFalcon 1 (28/09/20008)1 (28/09/20008)
CSAT 66Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Partes: - Dos cohetes propulsores (SRB): después de la ignición, es lo primero que se separa- Tanque externo de combustible- Orbiter: integra el payload, nave, etc.
Transbordadores (Transbordadores (shuttlesshuttles))
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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
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CSAT 67Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Lanzamiento del Lanzamiento del ShuttleShuttle
CSAT 68Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Aterrizaje del Aterrizaje del ShuttleShuttle
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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
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Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
CSAT 69Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
HubbleHubble a bordo del a bordo del ShuttleShuttle
CSAT 70Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Hermes (Europa)Hermes (Europa)
Hermes, 1987-1993
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CSAT 71Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
PegasusPegasus (Orbital)(Orbital)
Satélites LEO
Lanzamiento desde un avión Stargazer L-1011 (MarshallAerospace) a 40000 pies– Caída en horizontal de 5
segundos antes del encendido– Puesta en órbita breve: 10
minutos
Posibilidad de lanzar hasta dos cargas
Alta tasa de éxito
CSAT 72Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
PegasusPegasus (Orbital)(Orbital)
Pegasus XL Mission Profile: órbita circular polar de h=741 km y carga de 227 kg.
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Bases de lanzamientoBases de lanzamiento
Lanzamientos orbitales Lanzamientos suborbitales
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Bases de lanzamiento para GEOBases de lanzamiento para GEO
1
32
4
1 Kourou (5.23N, 52.45W)
2 Cabo Cañaveral (28.5N, 80.53W)
3 Baikonur (46N, 63.35E)
4 Kirimati (0.0N, 154W)
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Plataformas marítimas reconvertidas en plataformas de lanzamiento
Lanzamientos desde el Ecuador: Lanzamientos desde el Ecuador: ““Sea Sea LaunchLaunch””
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Lanzamientos Sea Lanzamientos Sea LaunchLaunch
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⎟⎠⎞
⎜⎝⎛
∆=
−+=∆
−V
iV
iVVVVV
s
sAsA
sinsin
cos2
1
22
ϑ
Al inyectar el satélite en GEO hay que corregir la inclinación de la órbita de transferencia. Para ello el incremento de velocidad ∆V y la dirección deaplicación θ vienen dados por las fórmulas anteriores.
InyecciInyeccióón en GEOn en GEO
La inclinación mínima de la órbita es igual a la latitud de la base de lanzamiento: ( ) ( )latAzi cossincos =
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ÓÓrbita de transferencia (GTO)rbita de transferencia (GTO)• GTO (Geostationary Transfer
Orbit)– Perigeo en LEO (Ariane 5: 9.88
km/s)– Apogeo en GEO (Ariane 5: 1.64
km/s)
• La inyección en GEO se hace desde la órbita GTO
– Se hace en nodo ascendente (bases de lanzamiento en el hemisferio norte)
– Con los motores del satélite– Sirve para caracterizar la capacidad
del lanzador– Importancia en lanzamientos
interplanetarios– La inyección se hace en el apogeo
⎟⎠⎞
⎜⎝⎛=∆
2sin2 αvv
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a= 24371 Km e=0.73 i=9.5º ω = 180º Ω = 262º
90
90
LsjK
3600 lsjK
Los parámetros típicos de una órbita de transferencia pueden ser:
ParParáámetros metros ÓÓrbita de Transferenciarbita de Transferencia
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0 20 40 60 80 1001000
2000
3000
4000
∆ V( )inc
inc
A mayor inclinación, más gasto de combustible se necesita para inyectar en GEO.
InyecciInyeccióón en GEOn en GEO
Baikonur
Cabo Cañaveral
Kourou
Pérdida masa (Kg)
140
60
0
∆V (m/s)Masa útil
(Kg)
1449
1640
1838
2277
1387
1492
46ºN
28.5ºN
5.23ºN
Latitud
41
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Diferentes emplazamientosDiferentes emplazamientos
145º51º34.45N, 120.37EUSAVandenberg
Inclinación (*)Emplazamiento
30.55S, 136.30E
13.37N, 80.18 E
28.15N, 102.01E41N, 100E
31.15N, 131.04E
0.0N, 154W
28.5N, 80.53W34.45N, 120.37W
46N, 63.35W
5.23N, 52.45W
Latitud, longitudMáxima
84º82ºAustraliaWoomera
47º44ºIndiaSriharikota
36º--
28º--ChinaXichang
Jiquan
75º29ºJapónKagoshima
180º0ºUSASea Launch
57º145º
28º51ºUSA
Cabo CañaveralVandenberg
99º49ºRusiaBaikonur
100º5.0ºFranciaKourou
MínimaPaís Operador
(*) Valores aproximados
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20
20
LsjK
6050 lsjK
El efecto de una inclinación residual de la órbitaes un movimiento aparente de 8 del satélitepara un observador en la superficie terrestre.
InclinaciInclinacióón residualn residual
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Otros aspectos a considerar en la puesta en Otros aspectos a considerar en la puesta en óórbitarbita
• Corrección de la inclinación– De una vez– Repartir el ∆v necesario entre las dos fases
• Si la órbita es polar (↑↑ i), se requieren otros mecanismos de lanzamiento
• Tiempo en cada órbita auxiliar influye en el control de la orientación del satélite
• Tipo de impulso:– Instantáneo: mucho gasto de combustible– A intervalos sucesivos: se dividen las correcciones en varias
maniobras para mejorar la eficiencia• Propulsión química vs. Eléctrica
– Impulso específico (seg) vs. Empuje (N)• Número de cruces con los cinturones de Van Allen (GTO)• Complejidad de la lanzadera
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Ventana de lanzamientoVentana de lanzamiento• Intervalos de tiempo en los que es posible poner en órbita el
sistema teniendo en cuenta todos los condicionantes– Necesidades orbitales: Ω (casi siempre) y/o ω– Optimización del consumo de combustible: misiones interplanetarias– Necesidades operativas: iluminación por el Sol del satélite durante las
primeras fases de vuelo– Emplazamiento de la base de lanzamiento
Fuente: ScySis
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Ventana de lanzamientoVentana de lanzamiento
• Condiciones (L es la latitud de la base):– No hay ventana de lanzamiento si L>i (órbita directa) ó L<i
(órbita retrógrada)– Existe una ventana de lanzamiento si L=i ó L=180º-i– Existen dos ventanas si L<i ó L<180º-i
• Azimut de lanzamiento (β):
IL
eq
IL
I
II
VV
iVVV
Lisen
ββγ
ββγββ
coscos
costan
cos/cos
00⎟⎟⎠
⎞⎜⎜⎝
⎛≈
−=
=≈±=
γ: corrección para tener en cuenta la velocidad de rotación terrestre en lanzamientos polares (<3º)V0=7.8km/s (velocidad del satélite después del lanzamiento)Veq=464.5 m/s (velocidad de rotación de la Tierra en el Ecuador)VL: velocidad inercial en la base
( ) LsmLVV eqL cos/5.464cos ==
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Azimut de lanzamientoAzimut de lanzamiento
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Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
CSAT 87Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
EstadEstadíísticassticas
Número de lanzamientos
0
20
40
60
80
100
120
140
160
180
200
1957
1959
1961
1963
1965
1967
1969
1971
1973
1975
1977
1979
1981
1983
1985
1987
1989
1991
1993
1995
1997
1999
2001
2003
2005
FallosÉxitosTotal
Porcentaje de lanzamientos con éxito
0%
20%
40%
60%
80%
100%
1957
1960
1963
1966
1969
1972
1975
1978
1981
1984
1987
1990
1993
1996
1999
2002
2005
Fuente: http://www.sciencepresse.qc.ca/clafleur/
CSAT 88Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)Spacecraft
13 añosTiempo de vida útil
54ºW en GEOLocalización orbital
~ 5,940kgMasa en lanzamiento
Químico y eléctrico (plasma)Sistemas de propulsión
9 kW (fin vida útil)Potencia de payload
~ 14 kW (inicio)Potencia de paneles solares
45mDimensión panel solar abierto
7 x 2.9 x 2.3mDimensiones
Programable y reconfigurable en órbitaCobertura
Alimentador de 120 elementos activos (banda L)Reflector elíptico de 9 x 12 m
Antenas
67 dBWPIRE
200 haces spot y 19 haces localesCobertura global
Haces
150 (120 activos) agrupados en amplificadoresmultipuerta
Número de SSPAs
L y CBanda de frecuencias
200 KHz (hasta 600 canales)Ancho de banda (canal)
Carga de la misión móvil (payload)
Lanzamiento: • Zenit-3SL (Sea Launch)• Noviembre de 2005
Lanzamiento: • Zenit-3SL (Sea Launch)• Noviembre de 2005
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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
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Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
CSAT 89Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)
Perfil de vuelo
Fuente: Sea Launch
CSAT 90Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)
Traza del punto subsatélite durante puesta en órbita
Fuente: Sea Launch
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Comunicaciones por Satélite (5º curso)Dpto. de Señales, Sistemas y Radiocomunicaciones
ETSI de Telecomunicación.Universidad Politécnica de Madrid
Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
CSAT 91Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
MisiMisióón de lanzamiento de n de lanzamiento de InmarsatInmarsat--4 (F2)4 (F2)
Fases orbitales
Fuente: Sea Launch
CSAT 92Comunicaciones por Satélite. Curso 2009/10. ©Ramón Martínez, Miguel Calvo
Lanzamiento mediante levitaciLanzamiento mediante levitacióón magnn magnééticatica
• NASA's Marshall Space FlightCenter
• Lawrence Livermore NationalLaboratory
• Launch Point Technologies, Inc.• Fundamentos:
– Aprovechar la levitación magnética para acelerar y poner satélites en órbita
– Requiere aceleraciones de 600 mph/hora
– Potencia de 750 kw/hora en 9 segundos
– Almacenamiento y transferencia de energía
Estimación de costesActual: 4000-10000$/lb1ª gen. MagLev: 450$/lb2ª gen. MagLev: 100$/lb