Soyuz en el Centro Espacial de Guayana (también conocido como Soyuz en CSG o Arianespace Soyuz ) es un programa en curso de la Agencia Espacial Europea (ESA) para operar vehículos de lanzamiento Soyuz-ST desde Centre Spatial Guyanais (CSG), proporcionando capacidad de lanzamiento de tamaño mediano para Arianespace para acompañar al ligero Vega y al pesado Ariane 5 . [3] El vehículo Soyuz es suministrado por Roscosmos con TsSKB-Progress y NPO Lavochkin , mientras que los componentes adicionales son suministrados por Airbus , Thales Group.y RUAG . [1] : 28–30
Función | Vehículo de lanzamiento de clase media para complementar el Vega ligero y el Ariane 5 pesado. |
---|---|
Fabricante | Progress Rocket Space Center , NPO Lavochkin |
País de origen | Rusia |
Tamaño | |
Altura | 46,2 m (152 pies) |
Diámetro | 10,3 m (34 pies) |
Masa | 308 t (303 toneladas largas; 340 toneladas cortas) |
Etapas | 3 |
Capacidad | |
Carga útil a GTO | |
Masa | 3.250 kg (7.170 libras) |
Carga útil a GEO | |
Masa | 1.440 kg (3.170 libras) |
Carga útil a SSO | |
Masa | 4400 kg (9700 libras) [1] : 43 |
Cohetes asociados | |
Familia | Soyuz-2 ( R-7 ) |
Historial de lanzamiento | |
Estado | Activo |
Sitios de lanzamiento | Centro espacial Guyanais |
Lanzamientos totales | 25 |
Éxito (s) | 24 |
Fracaso (s) | 0 |
Fallas parciales | 1 |
Primer vuelo | 21 de octubre de 2011 [2] |
Último vuelo | 29 de diciembre de 2020 |
Impulsores | |
No impulsores | 4 [1] : 21 |
Largo | 19,6 m (64 pies) |
Diámetro | 2,68 m (8 pies 10 pulgadas) |
Masa vacía | 3.784 kg (8.342 libras) |
Masa bruta | 44,413 kg (97,914 libras) |
Motores | 1 RD-107A |
Empuje | 838,5 kN (188.500 libras f ) |
Impulso específico | 262 segundos |
Quemar tiempo | 118 segundos |
Propulsor | LOX / Queroseno |
Etapa central | |
Largo | 27,1 m (89 pies) |
Diámetro | 2,95 m (9 pies 8 pulgadas) |
Masa vacía | 6.545 kg (14.429 libras) |
Masa bruta | 99,765 kg (219,944 libras) |
Motores | 1 RD-108A |
Empuje | 792,5 kN (178.200 libras f ) |
Impulso específico | 255 segundos |
Quemar tiempo | 286 segundos |
Propulsor | LOX / Queroseno |
Segunda etapa (ST-B) | |
Largo | 6,7 m (22 pies) |
Diámetro | 2,66 m (8 pies 9 pulgadas) |
Masa vacía | 2.355 kg (5.192 libras) |
Masa bruta | 27,755 kg (61,189 libras) |
Motores | 1 RD-0124 |
Empuje | 297,9 kN (67.000 lb f ) |
Impulso específico | 359 segundos |
Quemar tiempo | 270 segundos |
Propulsor | LOX / Queroseno |
Etapa superior - Fregat | |
Largo | 1,5 m (4 pies 11 pulgadas) |
Diámetro | 3,35 m (11,0 pies) |
Masa vacía | 920 kg (2030 libras) |
Masa bruta | 7.558 kg (16.663 libras) |
Motores | S5.92 |
Empuje | 19,85 kN (4.460 lb f ) / 14 kN (3.100 lb f ) |
Impulso específico | 332 segundos |
Quemar tiempo | hasta 1100 segundos (máximo 20 quemaduras) |
Propulsor | N 2 O 4 / UDMH |
El proyecto Arianespace Soyuz fue anunciado por la ESA en 2002. La cooperación con Rusia comenzó en dos áreas: construcción de un lugar de lanzamiento para Soyuz en CSG y desarrollo del vehículo de lanzamiento Soyuz modificado para el Centro Espacial de Guayana. Se firmó una Declaración del Programa en 2003 y la financiación junto con la aprobación final se otorgó el 4 de febrero de 2005. [4] [5] La excavación inicial para el Ensemble de Lancement Soyouz (ELS; Complejo de lanzamiento Soyuz) comenzó en 2005, la construcción comenzó en 2007, y el complejo de lanzamiento se completó a principios de 2011, [6] lo que permitió a Arianespace ofrecer servicios de lanzamiento en la Soyuz ST-B modificada a sus clientes. [1] [7] Dos de los primeros vuelos, VS02 y VS04, y un vuelo reciente, VS17, utilizaron la variante Soyuz ST-A. [8] [9] [10] Desde 2011, Arianespace ha encargado un total de 23 cohetes Soyuz, suficientes para cubrir sus necesidades hasta 2019 a un ritmo de tres a cuatro lanzamientos por año. [11] [12] : 10
Características de Soyuz modificada para el Centro Espacial de Guayana
- Primer uso de una torre de servicios móviles en ELS que permitió la integración de carga útil vertical. [1]
- Adaptadores de carga útil suministrados en Europa. [1]
- KSE suministrado en Europa ( francés : Kit de Sauvegarde Européenne , lit. 'European Safeguard Kit'), un sistema para localizar y transmitir una señal de terminación de vuelo . [1] Activaría el comando de apagado del motor y dejaría el vehículo en una trayectoria balística. [13]
- Adaptación del sistema de telemetría S-Band en todos los escenarios desde las 5 bandas TM disponibles en Baikonur y Plesetsk a las 3 permitidas en el rango CSG. [1]
- Adaptación de la codificación y frecuencia de telemetría de banda S al estándar del Grupo de instrumentación entre rangos (IRIG) utilizado en CSG. [1]
- Adaptación del sistema de purga de oxígeno para dirigir al exterior del pórtico móvil. [1]
- Adaptación al clima tropical del CSG, incluida la adaptación del sistema de aire acondicionado a las especificaciones locales y las medidas de protección para evitar la formación de hielo. [1] Todos los agujeros y cavidades fueron estudiados y certificados para estar adecuadamente protegidos contra la intrusión de insectos y roedores. [13]
- Los cuatro propulsores y la etapa central se actualizaron con dispositivos pirotécnicos para romper los tanques de combustible y asegurar que se hundieran en el océano. Se demostró que las otras etapas perdían integridad estructural en el impacto y, por lo tanto, se demostró que se hundían. [13]
- Al menos inicialmente, los impulsores y la etapa central usarían el 14D22 ( RD-107 A) y 14D23 ( RD-108 A) de encendido pirotécnico en lugar de los 14D22 kHz y 14D23 kHz encendidos químicamente utilizados en el resto de Soyuz-2. [13]
Procesamiento de vehículos
Los componentes de Soyuz llegan al CSG a través de un barco, se descargan y se colocan en un área de almacenamiento. Desde allí, los componentes se llevan al edificio de integración del vehículo de lanzamiento, donde se ensamblan horizontalmente en un entorno con aire acondicionado. Los primeros cuatro impulsores se conectan a la etapa central, y luego la tercera etapa se conecta al núcleo, idéntico al procedimiento en el cosmódromo de Baikonur y Plesetsk . Por separado, la carga útil se monta en un dispensador en una instalación de procesamiento de carga útil y luego se transfiere al edificio S3B para ser montada en la etapa superior Fregat y luego encapsulada en un carenado . Posteriormente, las primeras 3 etapas de la Soyuz-ST son transportadas desde el Edificio de Integración hasta la plataforma de lanzamiento por un tren que también coloca el cohete en posición vertical en la plataforma, donde Soyuz está suspendida por cuatro brazos de soporte. Una vez vertical, un pórtico móvil entra y encierra a Soyuz. A continuación, el Fregat encapsulado y la carga útil se elevan verticalmente mediante un pórtico móvil que se monta en la parte superior de Soyuz. El pórtico móvil se retrae una hora antes del lanzamiento. [14] [15] [16] [17] [18]
Futuros desarrollos
Arianespace planeaba operar Soyuz hasta al menos el final de 2019, y a partir de 2014 tenía la intención de continuar operando Soyuz junto con el Ariane 6 planeado cuando ese lanzador haga su debut. [11] [19] Sin embargo, el anuncio de los nuevos diseños de Ariane 6 de Airbus y Safran abre la posibilidad de que Ariane 6.2 reemplace a Soyuz. [20] Dado que la prueba de vuelo del Ariane 6 llega hasta 2022, [21] se han planificado varios vuelos para Soyuz en 2020.
Historial de lanzamiento
Vuelo inaugural
El primer contrato para el lanzamiento de Soyuz ST-B del Centre Spatial Guyanais (CSG) fue firmado en el Salón Aeronáutico de París de 2009 por el Director del Programa Galileo y Actividades relacionadas con la Navegación, René Oosterlinck, y un CEO de Arianespace, Jean-Yves Le Gall. . Este contrato cubría 2 lanzamientos de dos satélites Galileo cada uno. [22] El contrato para los propios satélites ya había sido firmado por la ESA y Galileo Industries en 2006. [23]
Los componentes del vehículo de lanzamiento enviados desde San Petersburgo llegaron por primera vez a la Guayana Francesa por barco en noviembre de 2009. [24] La revisión de aceptación del sitio de lanzamiento de Soyuz se llevó a cabo durante la última semana de marzo de 2011, lo que dio lugar a la primera campaña de lanzamiento simulada entre el 29 de abril y el 4 de mayo. 2011. [6] [25] El lugar de lanzamiento fue entregado oficialmente de la ESA al Arianespace el 7 de mayo de 2011. [26]
El montaje de la Soyuz ST-B comenzó el 12 de septiembre de 2011 en el edificio de Montaje y Pruebas, mientras que dos satélites Galileo se sometieron a las pruebas finales tras su llegada desde las instalaciones de Thales Alenia Space en Italia los días 7 y 14 de septiembre de 2011. [27] El lanzamiento estaba previsto para el 20 de octubre de 2011, sin embargo, se detectó una anomalía en el sistema neumático responsable de desconectar las líneas de combustible de la tercera etapa de Soyuz, lo que obligó a posponer la misión por 24 horas. El 21 de octubre de 2011, a las 10:30 UTC, Soyuz ST-B despegó para su vuelo inaugural de 3 horas y 49 minutos, [28] por lo que es la primera vez que Soyuz se lanza fuera del territorio de la ex Unión Soviética. [29]
Vuelo VS09
El 22 de agosto de 2014, Arianespace lanzó los dos primeros satélites de capacidad operativa total para la constelación de navegación por satélite Galileo en una órbita terrestre media . [30] La misión pareció avanzar con normalidad y Arianespace informó que el lanzamiento fue un éxito, sin embargo, el análisis de los datos de telemetría proporcionados por las estaciones de seguimiento de la ESA y el CNES mostró que los satélites se inyectaron en una órbita incorrecta. [31]
Orbita | Inclinación | Excentricidad | |
---|---|---|---|
Dirigido | 23,222 x 23,222 kilometros | 55,0 ° | 0,00 |
Logrado | 25,900 x 13,713 kilometros | 49,8 ° | 0,23 |
La órbita fue determinada por el Centro Europeo de Operaciones Espaciales dentro de las 3 horas posteriores a la separación del lanzador, y los satélites estaban funcionando normalmente y bajo control. [32] Ambos satélites se cambiaron al modo seguro, apuntando al sol mientras los equipos de la ESA / CNES y OHB investigaban la falla y las opciones para los satélites. [33]
El 25 de agosto de 2014, Arianespace anunció la creación de una comisión de investigación independiente para investigar la anomalía. [34] El 28 de agosto de 2014, surgieron detalles sobre los eventos que probablemente llevaron al fracaso de la etapa superior de Fregat. Al final de la fase de reorientación, el sistema de control de vuelo detectó una velocidad angular incorrecta e intentó sin éxito utilizar propulsores para corregir la situación. El sistema de control de vuelo no detectó el problema del propulsor y continuó el plan de vuelo con la etapa superior orientada en una dirección incorrecta, dejando los satélites en una órbita incorrecta. [35]
A fines de septiembre de 2014, el informe de la comisión Roscosmos , citado por Izvestia , indicó que la falla de Fregat se debió a un defecto de diseño que provocó la congelación en una de las líneas de propulsor de hidracina , que se colocó junto a una línea que transportaba helio frío utilizado para presurizar tanques principales de propulsante. Durante la primera combustión larga requerida para la inserción orbital de Galileo, la línea del propulsor se enfrió por debajo del punto de congelación de la hidracina. Las investigaciones adicionales se centraron en el error del software y en un medio para prevenir fallas similares en el futuro. Izvestia también informó que la falla del vuelo VS09 provocó una seria reacción en el gobierno ruso. Oleg Ostapenko , director de Roscosmos, tuvo una "conversación difícil en la Casa Blanca (de Moscú)". [36] [37]
El 7 de octubre de 2014, la Junta de Investigación Independiente anunció las conclusiones de su investigación, revelando que la proximidad de las líneas de alimentación de helio e hidracina resultó en un puente térmico que provocó una interrupción del suministro de propulsor a los propulsores. Las ambigüedades en los documentos de diseño que permitieron que esto sucediera fueron el resultado de no tener en cuenta las transferencias térmicas en los análisis térmicos del diseño del sistema de escenario. La Junta recomendó 3 acciones correctivas: Modernización del análisis térmico, corrección de los documentos de diseño y modificación de los procedimientos de fabricación, montaje, integración e inspección de las líneas de suministro. [38]
En noviembre de 2014, la ESA anunció que los satélites realizarían un total de 15 maniobras orbitales para elevar su perigeo a 17.339 km. Esto reduciría la exposición de los satélites al cinturón de radiación de Van Allen , reduciría el efecto Doppler , aumentaría la visibilidad del satélite desde el suelo y permitiría que los satélites mantuvieran sus antenas apuntando a la Tierra durante el perigeo. Estas órbitas repetirían la misma trayectoria terrestre cada 20 días, lo que permitiría la sincronización con otros satélites Galileo que repiten la misma trayectoria terrestre cada 10 días. Una vez en sus nuevas órbitas, los satélites podrían comenzar las pruebas en órbita. [39]
La recuperación de los satélites concluyó en marzo de 2015, cuando Galileo-FOC FM2 entró en una nueva órbita, reflejada en la órbita de Galileo-FOC FM1, que concluyó sus maniobras a finales de noviembre de 2014 y superó con éxito las pruebas. Actualmente, los satélites sobrevuelan la misma ubicación en tierra cada 20 días, en comparación con los 10 días de los satélites Galileo estándar. [40]
Misiones
Fecha y hora ( UTC ) | Vuelo | Carga útil | Masa de carga útil | Orbita | Resultado | No. |
---|---|---|---|---|---|---|
21 de octubre de 2011, 10:30:26 | VS01 [2] | Galileo IOV-1/2 | 1.580 kg (3.480 libras) | MEO | Éxito | 1 |
17 de diciembre de 2011, 02:03:48 | VS02 [41] | Pléyades 1 , SSOT , 4 x ELISA | 2.191 kg (4.830 libras) | SSO | Éxito | 2 |
12 de octubre de 2012, 18:15:01 | VS03 [42] | Galileo IOV-3/4 | 1.580 kg (3.480 libras) | MEO | Éxito | 3 |
2 de diciembre de 2012, 02:02:50 | VS04 [43] | Pléiades 1B | 1.070 kg (2.360 libras) | SSO | Éxito | 4 |
25 de junio de 2013, 19:27:03 | VS05 [44] | O3b F1 | 3.204 kg (7.064 libras) | MEO | Éxito | 5 |
19 de diciembre de 2013, 09:12:19 | VS06 [45] | Gaia | 2.105 kg (4.641 libras) | L2 | Éxito | 6 |
3 de abril de 2014, 21:02:26 | VS07 [46] | Sentinel-1A | 2.272 kg (5.009 libras) | SSO | Éxito | 7 |
10 de julio de 2014, 18:55:56 | VS08 [47] | O3b F2 | 3.204 kg (7.064 libras) | MEO | Éxito | 8 |
22 de agosto de 2014, 12:27:11 | VS09 [30] | Galileo FOC FM1 / FM2 | 1.607 kg (3.543 libras) | MEO | Fallo parcial [48] | 9 |
18 de diciembre de 2014, 18:37:00 | VS10 [49] | O3b F3 | 3.184 kg (7.020 libras) | MEO | Éxito | 10 |
27 de marzo de 2015, 21:46:19 | VS11 [50] | Galileo FOC FM3 / FM4 | 1.597 kg (3.521 libras) | MEO | Éxito | 11 |
12 de septiembre de 2015, 02:08:10 | VS12 [51] | Galileo FOC FM5 / FM6 | 1.601 kg (3.530 libras) | MEO | Éxito | 12 |
17 de diciembre de 2015, 11:51:56 | VS13 [52] | Galileo FOC FM8 / FM9 | 1.603 kg (3.534 libras) | MEO | Éxito | 13 |
25 de abril de 2016, 21:02:13 | VS14 [53] | Sentinel-1B , [54] MICROSCOPIO , 3 CubeSats | 3.099 kg (6.832 libras) | SSO | Éxito | 14 |
24 de mayo de 2016, 08:48:43 | VS15 [55] | Galileo FOC FM10 / FM11 | 1.599 kg (3.525 libras) | MEO | Éxito | 15 |
28 de enero de 2017, 01:03:34 | VS16 | Hispasat 36W-1 | 3200 kg (7100 libras) | GTO | Éxito | dieciséis |
18 de mayo de 2017, 11:54:53 | VS17 [56] | SES-15 | 2.302 kg (5.075 libras) | GTO | Éxito | 17 |
9 de marzo de 2018, 14:10:06 | VS18 [57] | O3b F4 | 3.198 kg (7.050 libras) | MEO | Éxito | 18 |
7 de noviembre de 2018, 03:47:27 | VS19 [58] | MetOp -C [59] | 4.212 kg (9.286 libras) | SSO | Éxito | 19 |
19 de diciembre de 2018, 16:37:14 | VS20 [60] | CSO -1 | 3.565 kg (7.859 libras) | SSO | Éxito | 20 |
27 de febrero de 2019, 21:37:00 | VS21 [61] | OneWeb F6 | 1.945,2 kg (4.288 libras) | LEÓN | Éxito | 21 |
4 de abril de 2019, 17:03:37 | VS22 | O3b F5 | 3,177 kg (7,004 libras) | MEO | Éxito | 22 |
18 de diciembre de 2019, 08:54:20 | VS23 | CHEOPS , COSMO-SkyMed [62] | 3.250 kg (7.170 libras) | SSO | Éxito | 23 |
2 de diciembre de 2020 01:33:28 [63] | VS24 | FalconEye-2 | 1,190 kg (2,620 libras) | SSO | Éxito | 24 |
29 de diciembre de 2020 16:42:07 [64] | VS25 | CSO-2 | 3562 kg (7853 libras) | SSO | Éxito | 25 |
Vuelos programados
Fecha y hora ( UTC ) | Vuelo | Carga útil | Masa de carga útil | Órbita dirigida | Resultado | No. |
---|---|---|---|---|---|---|
Octubre de 2021 [65] | VS26 | OneWeb × 34 | LEÓN | Planificado | 26 | |
Noviembre de 2021 [65] | VS27 | Galileo FOC 23, 24 | MEO | Planificado | 27 | |
Febrero de 2022 [65] | VS28 | OneWeb × 34 | LEÓN | Planificado | 28 | |
Marzo de 2022 [66] | VS29 | Galileo FOC 25, 26 | MEO | Planificado | 29 |
Estadísticas
Éxito Falla Fallo parcial Programado
Secuencia de lanzamiento
Por lo general, las operaciones 3 días antes del lanzamiento incluyen el ensayo de la cuenta regresiva para todas las etapas, así como los preparativos finales y la verificación de la etapa superior de Fregat . Dos días antes del lanzamiento comienzan los preparativos para el repostaje. Este es también el último día en el que puede ocurrir la actividad previa al lanzamiento con la carga útil. [67] La secuencia de lanzamiento está optimizada para cada misión, la secuencia descrita aquí se basa en el vuelo VS07 que levantó el satélite Sentinel-1A : [18] [68]
T menos | Evento | Altitud |
---|---|---|
T- 06:30:00 | Equipo de control de misión B en una consola, comienzo de una cuenta regresiva de red | |
T- 04:50:00 | Reunión de la Comisión Estatal dando autorización de combustible | |
T- 04:00:00 | Inicio de repostaje | |
T- 03:00:00 | Carga útil cambiada al modo de prelanzamiento | |
T- 02:20:00 | Informe de preparación | |
T- 01:45:00 | Fin de repostaje | |
T- 01:21:00 | GO / NO-GO nominal | |
T- 01:00:00 | Retirada de pórtico móvil | |
T- 00:10:00 | La carga útil cambia a la fuente de alimentación a bordo | |
T- 00:06:10 | Inicio de la autosecuencia | |
T- 00:05:00 | Fregat cambia a la fuente de alimentación a bordo | |
T- 00:01:00 | Activación de la secuencia de lanzamiento automática | |
T- 00:00:40 | El lanzador cambia a la fuente de alimentación a bordo | |
T- 00:00:20 | Retirada del mástil umbilical en etapa inferior | |
T- 00:00:17 | Encendido del motor principal | |
T- 00:00:15 | Nivel de empuje preliminar | |
T- 00:00:03 | Nivel máximo de empuje | |
T + 00:00:00 | Despegar | |
T + 00:01:11 | Max Q | |
T + 00:01:58 | Separación de impulsores | 60 km (37 millas) |
T + 00:03:29 | Separación de carenado | 120 km (75 millas) |
T + 00:04:47 | Separación de la 2da etapa | 240 km (150 millas) |
T + 00:04:48 | Encendido de 2a etapa | |
T + 00:04:53 | Separación de la sección de popa (conecta la 1a con la 2a etapa) | |
T + 00:08:46 | Separación de la etapa superior de Fregat | |
T + 00:09:46 | Encendido rápido | 410 km (250 mi) |
T + 00:20:04 | Apagado de Fregat | |
T + 00:23:29 | Separación de carga útil | 693 km (431 millas) |
Referencias
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