http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=5060.345
ЦитироватьRe: Chinese launch schedule
« Reply #356 on: 08/10/2009 08:22 AM »
As far as I can trace it, the "around August 20" date for Palapa-D1 launch seems to originate in a Chinese stamp collector forum after Indosat had said "end of August". It could well be just the poster's own interpretation of "end of August"....
http://space.skyrocket.de/index_frame.htm?http://www.skyrocket.de/space/doc_sdat/palapa-d.htm
ЦитироватьPalapa-D 1
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/8931.jpg)
Palapa-D [Thales Alenia Space]
PT Indosat Tbk appointed in July 2007 Thales Alenia Space to build and launch the Palapa-D satellite. Palapa-D, which launch is expected during second half 2009, will replace Palapa-C2 satellite which will expired in 2011 placed in slot 113
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=5060.345
ЦитироватьPalapa D1: "Launch will be held on 30 August 2009 or 31, depending on weather conditions." Source: Indosat
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=5060.345
ЦитироватьAccording to this Chinese space forum (http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=5060.345) the launch of TH-1 Tian Hui-1 will probably take place in December.
Palapa-D1 launch will take place on August 31.
Цитировать29 августа Синьхуа анонсировало запуск индонезийского КА Palapa-D1 на CZ-3B. Дата не названа, но, по неофициальным данным, пуск планируется на 31 августа около 12:00 UTC.
ЦитироватьПуск был в 17:28 пекинского = 09:28 UTC. Американцы зарегистрировали объекты 2009-046A и 046B на орбитах с наклонением 22.3° и апогеем порядка 21100 км. Момент их разделения -- примерно 09:52 UTC, что соответствует объявленному только что времени запуска.
Имеется китайское сообщение http://www.chinanews.com.cn/gn/news/2009/08-31/1842854.shtml о пуске без времени и деталей и новое сообщение http://news.xinhuanet.com/mil/2009-08/31/content_11973441.htm , подтверждающее неудачу.
В принципе дефицит скорости не так уж велик, Palapa-D1 может и доползти до стационара.
А какая была расчетная ГПО?
НА форуме http://forum.nasaspaceflight.com Сообщают о:-Confirmation of third stage problem: http://news.xinhuanet.com/mil/2009-08/31/content_11973441.htm
http://forum.nasaspaceflight.com/index.php?topic=18274.15
ЦитироватьIf confirmed, this will have been the first failure of a Long March rocket in over 13 years, and 75 launches. The last was on 18 August 1996, when a Long March 3 failed to launch Chinasat 7.
Это был первый запуск спутника иностранного производства за последние годы?
ЦитироватьА какая была расчетная ГПО?
Неизвестно.
31 августа в 17:28 по пекинскому времени (09:28 UTC) с космодрома Сичан был произведен пуск китайской РН CZ-3B с индонезийским спутником Palapa-D1. В результате сбоя на этапе работы 3-й ступени аппарат был выведен на орбиту с нерасчетно низким апогеем около 21100 км. Вполне вероятно, что операторам индонезийского спутника удастся довывести на геостационар, хотя срок его службы может оказаться меньше расчетного.
Это первая неудача китайских носителей с 18 августа 1996 г.; 75 следующих пусков были успешными.
ЦитироватьЭто был первый запуск спутника иностранного производства за последние годы?
Да нет, спутников Thales Alenia Space с 2005 уже три штуки запустили.
ЦитироватьА какая была расчетная ГПО?
Очень подробное описание.
http://www.globalsecurity.org/space/world/china/cz-3b.htm
Про расчетную орбиту
http://www.globalsecurity.org/space/library/report/1999/lm3bchapter3.pdf
ЦитироватьLM-3B is mainly used for conducting GTO mission. The standard GTO is recommended to the User. LM-3B launches Spacecraft (SC) into the standard GTO with following injection parameters from XSLC.
Perigee Altitude Hp =200 km
Apogee Altitude Ha =35954 km
Inclination i =28.5°
Perigee Argument
По моим скромным прикидкам.
Орбите 200 км * 35954 км соответсвует скорость в перигее в 10,24 км/c
Орбите 200 км * 21100 км соответсвует скорость в перигее в 9,89 км/c
Недобор - 350 м/c.
Сколько это будет в понятиях массы топлива и времени жизни спутника?
ЦитироватьЦитироватьLM-3B is mainly used for conducting GTO mission. The standard GTO is recommended to the User. LM-3B launches Spacecraft (SC) into the standard GTO with following injection parameters from XSLC.
Perigee Altitude Hp =200 km
Apogee Altitude Ha =35954 km
Inclination i =28.5°
Perigee Argument
ЦитироватьВместо i=28.5° имеем i=22.3°. Разница ощутимая (в "хорошую" сторону?).
Да кстати, а как так получилось? Может данные о рассчётной орбите не верны и выведения прошло нормально.
Блин, тут что, никто не знает на какие орбиты на самом деле выводит спутники CZ-3В?
Когда летит с недогрузом, то обычно на суперсинхронные с наклонением около 24 градусов, перигеем 200 км и разной высотой апогея, в зависимости от массы. В данном случае было бы не менее 50 тыс. км. Возможно, произошел глюк с выдачей импульса и вместо подъема апогея было дополнительно изменено наклонение.
ЦитироватьБлин, тут что, никто не знает на какие орбиты на самом деле выводит спутники CZ-3В?
Из последних:
28.10.2006 СZ-3B SinoSat-2 28,0 гр. 207 км x 35932 км
13.05.2007 СZ-3B Nigmosat-3 25,2 гр 209 км х 41951 км
05.07.2007 СZ-3B Chinasat 24,2 гр 192 км х 49758 км
09.06.2008 СZ-3B Сhina DBSat 24,1 гр 209 км х 49592 км
29.10.2008 СZ-3B Venesat-1 24,8 гр 208 км х 41929 км
Видно, что CZ-3B в большенстве случаев выводит даже на суперсинхронную орибиту
Ну и хрен ли вы про 36000 да ещё и со ссылкой на такой "источник" как глобалсекьюрити?
ЦитироватьНу и хрен ли вы про 36000 да ещё и со ссылкой на такой "источник" как глобалсекьюрити?
А ты не кипятись.
Sinosat-2 был выведен именно на классическую ГПО с наклонением 28.7°, так что в числе орбит CZ-3B есть и такая :-)
И лишь в одном пуске наклонение было меньше 24°, но Sinosat-1 с его 18° был легонький, 2832 кг, а не 4100, как нынешний.
Так что полученные 22.3° могут иметь разные объяснения. Нельзя пока исключить ни преждевременное отключение ДУ, ни отклонение в направлении импульса при втором включении.
ЦитироватьSinosat-2 был выведен именно на классическую ГПО с наклонением 28.7°, так что в числе орбит CZ-3B есть и такая :-)
А это исключение которое подтверждает правило. :P :)
ЦитироватьТак что полученные 22.3° могут иметь разные объяснения. Нельзя пока исключить ни преждевременное отключение ДУ, ни отклонение в направлении импульса при втором включении.
Так или иначе расчётного апогея в 36000 который тут принялись обсасывать не может быть никак. Так как апогей в 50000 был для спутников массой 4500 кг, то очевидно для более лёгкого спутника ещё и наклонение уменьшали перигейным импульсом (или апогей был выше 50000 что менее вероятно). Вобщем дофига прийдётся добирать Палапе.
Но что меня возмущает - тянут с глобалсекьюрити данные которые ничему не соответствуют и ну их обсуждать вместо того чтоб глянуть что было на самом деле.
Если предположить, что расчетная орбита была такая же, как у ChinaSat-9 (24°, 200x49600), то для перевода с нее на стационар нужно, грубо говоря, 1450 м/с на совмещенный апогейный импульс подъема перигея и зануления наклонения и 210 м/с на снижение апогея до стационара. Итого 1660 м/с.
С получившейся орбиты (22.3°, 220x21100) нужно 350 м/с на подъем апогея до стационара и 1710 м/с на апогейный импульс. Итого 2060 м/с, или на 400 м/с больше, чем с условно-расчетной орбиты.
Кстати, для почти такого же легкого, как Синосат-1, Чайнастара-1, именно поднимали апогей, а не уменьшали наклонение.
Тут с наклонением фиг его знает. Сомнительно что ступень отказала так грамотно что сама собой разменяла высоту на наклонение. Предполагаю что расчётное наклонение должно было быть гдето градусов 20-21.
Если при выдаче совмещенного импульса произошло такое отклонение вектора тяги, что нарушился баланс между изменением наклонения и подъемом апогея, то примерно такая картина и должна быть. На большие углы наклонение в перигее менять невыгодно.
ЦитироватьТут с наклонением фиг его знает. Сомнительно что ступень отказала так грамотно что сама собой разменяла высоту на наклонение. Предполагаю что расчётное наклонение должно было быть гдето градусов 20-21.
По-моему такой отказ довольно прост, а именно неправильное направление вектора тяги и всё. :)
ЦитироватьЕсли при выдаче совмещенного импульса произошло такое отклонение вектора тяги, что нарушился баланс между изменением наклонения и подъемом апогея, то примерно такая картина и должна быть. На большие углы наклонение в перигее менять невыгодно.
Да в перигее вообще наклонение менять невыгодно.
ЦитироватьНа большие углы наклонение в перигее менять невыгодно.
Слишком задирать апогей тоже не выгодно. Выгодно делать и то и другое одновременно.
ЦитироватьСнимки аварийного пуска:
http://news.21cn.com/domestic/yaowen/2009/08/31/6816319.shtml
http://mil.news.sina.com.cn/s/2009-08-31/2125564267.html
(http://img001.photo.21cn.com/photos/album/20090831/o/BA6A021EC35B2BD2B3A19C4C0D301D04.jpg)
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/9036.jpg) (http://img001.photo.21cn.com/photos/album/20090831/o/3DAB0642C0C0FACF1B74953686D6403E.jpg)
... и найденных обломков:
http://www.scol.com.cn/focus/zgsz/20090831/2009831224807.htm
(http://img.scol.com.cn/200908/31/6/5942193000770813022.jpg)
(http://img.scol.com.cn/200908/31/18/14902656401693316590.jpg)
ЦитироватьЦитироватьЕсли при выдаче совмещенного импульса произошло такое отклонение вектора тяги, что нарушился баланс между изменением наклонения и подъемом апогея, то примерно такая картина и должна быть. На большие углы наклонение в перигее менять невыгодно.
Да в перигее вообще наклонение менять невыгодно.
А сколько раз у CZ-3B может включаться 3-я ступень - теоретически хватает для "выгодного" маневра по наклонению (бинормаль в узле)?
ЦитироватьЕсли при выдаче совмещенного импульса произошло такое отклонение вектора тяги, что нарушился баланс между изменением наклонения и подъемом апогея, то примерно такая картина и должна быть.
Сомнительно чтобы отказ выразился в "нарушении баланса" да ещё и в нужную сторону. Куда более вероятно простое выключение двигателя не доработав расчётного импульса.
Коллеги обсуждают: http://www.9ifly.cn/sub/viewthread.php?tid=266&extra=&page=1 (осторожно, иероглифы!).
Интересно... улетела стандартная версия CZ-3B Y8, в то время как в пусках Nigcomsat-1 и Venesat-1 использовался вариант CZ-3B/E с удлиненными баками ускорителей и 1-й ступени, с заявленной грузоподъемностью 5500 кг на ГПО: http://www.cgwic.com/LaunchServices/LaunchVehicle/LM3B.html (к счастью, на английском).
ЦитироватьИнтересно... улетела стандартная версия CZ-3B Y8...
А ну-ка, кто вспомнил, когда в НК промелькнуло такое обозначение?
Правильно, когда Nigcomsat-1 пускали, было сказано, что улетела версия Y9. Отсюда напрашивается вопрос: существовали ли версии от Y1 до Y7 и где они все? :-)
ЦитироватьБлин, тут что, никто не знает на какие орбиты на самом деле выводит спутники CZ-3В?
http://www.globalsecurity.org/space/library/report/1999/lm3bchapter3.pdf
Таблицы 3-4 и 3-5.
Масса шпутника ~4100кг, вот и смотрите куда его можно было вывести.
ЦитироватьИнтересно... улетела стандартная версия CZ-3B Y8, в то время как в пусках Nigcomsat-1 и Venesat-1 использовался вариант CZ-3B/E с удлиненными баками ускорителей и 1-й ступени...
При запусках Чжунсинов-9 и 6В использовался стандартный вариант? Спутники весили примерно 4500 кг, а орбита была 210х50000 наклонением 24 град. У Апстара-6 масса 4700 кг, высота орбиты та же, наклонение 26 град. То есть лишние 200 кг ПН увеличивают наклонение гдето на 1.5-2 град. Можно предположить что уменьшение ПН на 400 кг снизит наклонение на 3-4 град т.е. до 20-21 град при той же высоте апогея.
Что касается Венесата и Нигкомсата то у них во первых апогей был 42000 т.е. на 8000 км ниже чем у остальных, во вторых наклонение 25 град. Такова очевидно плата за лишние 400-600 кг ПН.
Так что непонятно где тут затесалась добавка от удлинённой первой ступени.
В целом складывается впечатление что модернизация CZ-3В произошла в период 1998-2005 гг (7 лет не было запусков), слишком уж разительны изменения произошедшие за этот период. Если в 90-е на орбиту с наклонением 24.5 и апогеем 45000-48000 Чанчжэн вытаскивал 3700-3800 кг (Апстар-2R и Агила) то теперь на ту же орбиту 4500 кг. Рост почти на тонну!
Вобщем складывается впечатление что во всех запусках 21 века использовалась одна и та же модификация, по крайней мере орбита соответствует ПН.
Цитироватьhttp://www.globalsecurity.org/space/library/report/1999/lm3bchapter3.pdf
Таблицы 3-4 и 3-5.
Масса шпутника ~4100кг, вот и смотрите куда его можно было вывести.
Угу. При апогее 50000 наклонение в районе 21.5 град. То есть если там не предусматривалось какихто дополнительных извращений то третья ступень банально недобрала скорости.
Можно даже предположить что отказала система одновременного опорожнения баков.
Хотя не исключено что просто чтото подломилось в двигателе.
ЦитироватьЧто касается Венесата и Нигкомсата то у них во первых апогей был 42000 т.е. на 8000 км ниже чем у остальных, во вторых наклонение 25 град. Такова очевидно плата за лишние 400-600 кг ПН.
Э-э-э, про этих двух разговор особый. Эти два конкретно улетели на CZ-3B/E с увеличенной длиной ускорителей и 1-й ступени и заявленной грузоподъемностью 5500 кг на ГПО. При пуске Nigcomsat'а товарищ Родин конкретно прописал особенности новой версии, назвав ее Y9.
А вчерашняя птичка пошла на стандартной Y8. Как утверждают неофициально китайские коллеги, 1998 года выпуска, доработанной в 2007 г. с заменой системы управления на современную.
Говорят, расчетное наклонение было 20°. При апогее 35800 км это то же самое, что и 24° при 49600 км: те же 1660 м/с нужны на довыведение.
ЦитироватьЭ-э-э, про этих двух разговор особый. Эти два конкретно улетели на CZ-3B/E с увеличенной длиной ускорителей и 1-й ступени и заявленной грузоподъемностью 5500 кг на ГПО. При пуске Nigcomsat'а товарищ Родин конкретно прописал особенности новой версии, назвав ее Y9.
Если какойто рост ПН за счёт модификации РН и есть то он весьма мал и даже незаметен. По крайней мере рост ПН хорошо соответствует снижению апогея и увеличению наклонения.
ЦитироватьА вчерашняя птичка пошла на стандартной Y8. Как утверждают неофициально китайские коллеги, 1998 года выпуска, доработанной в 2007 г. с заменой системы управления на современную.
Это сообщение хорошо соответствует выводу о том что РН запущеные по 1998 г были старой версии (8-й?) а запущеные с 2005 - новой (9-й?) с удлинёнными баками. Хорошо заметно что после перерыва ПН ракеты на те же орбиты выросла чуть ли не на треть.
А слабо собрать фотографии со всех запусков CZ-3B, привести к одному масштабу и сравнить длину ступеней? Вот это будет настоящее исследование, ато чего впустую гадать...
ЦитироватьА слабо собрать фотографии со всех запусков CZ-3B, привести к одному масштабу и сравнить длину ступеней? Вот это будет настоящее исследование, ато чего впустую гадать...
Можно подумать, это так просто :-)
Ну Intelsat 708 у меня есть, ChinaStar-1 есть, а остальные из 1990-х -- увы :-( Да и сплошь ночные пуски, и качество такое, что разницу в 768 и даже 1488 мм не углядишь.
ЦитироватьЭто сообщение хорошо соответствует выводу о том что РН запущеные по 1998 г были старой версии (8-й?) а запущеные с 2005 - новой (9-й?) с удлинёнными баками.
Я понимаю, конечно, что странно видеть Sinosat-2 на старой ракете, но с другой стороны -- нафига, интересно, "Великой стене" признавать наличие двух вариантов ( http://www.cgwic.com/LaunchServices/LaunchVehicle/LM3B.html ), но неправильно указывать распределение пусков по вариантам?
ЦитироватьМожно подумать, это так просто :-)
Ну Intelsat 708 у меня есть, ChinaStar-1 есть, а остальные из 1990-х -- увы :-( Да и сплошь ночные пуски, и качество такое, что разницу в 768 и даже 1488 мм не углядишь.
Сделал по фотографиям от тов. Брюгге:
http://www.b14643.de/Spacerockets_1/China/CZ-3/Gallery/CZ-3B.htm
Действительно получается что первая ступень и ускорители РН Венесата длиннее чем у Синосата (в лев верхнем углу, надеюсь это Синосат-1) и Чайнасата (в прав. нижнем углу, надеюсь это Чайнасат 8 от 2007 г) Причём длины ступеней Синосата и Чайнасата совпадают полностью.
Странно теперь получается очень, каким образом за время перерыва ПН увеличилась в полтора раза, и почему у варианта "Е" увеличение ПН пришлось компенсировать снижением орбиты...
Цитироватьно с другой стороны -- нафига, интересно, "Великой стене" признавать наличие двух вариантов ( http://www.cgwic.com/LaunchServices/LaunchVehicle/LM3B.html ), но неправильно указывать распределение пусков по вариантам?
Да хрен их знает... Они ж китайцы - от них всего можно ожидать... :)
ЦитироватьЦитироватьИнтересно... улетела стандартная версия CZ-3B Y8...
А ну-ка, кто вспомнил, когда в НК промелькнуло такое обозначение?
Правильно, когда Nigcomsat-1 пускали, было сказано, что улетела версия Y9. Отсюда напрашивается вопрос: существовали ли версии от Y1 до Y7 и где они все? :-)
Y8 - серийный номер ракеты (CZ-3B или CZ-3B/E?)
CZ-3B Y1 до Y7 уже вылетели.
Фигасе! т. Кребс только что прямо на глазах поправил свой сайт выделив 3В/Е в отдельную страницу!
ЦитироватьY8 - серийный номер ракеты (CZ-3B или CZ-3B/E?)
CZ-3B Y1 до Y7 уже вылетели.
На 9ifly говорят, что обычная CZ-3B.
Насчет номеров -- очень похоже на правду.
ЦитироватьДа в перигее вообще наклонение менять невыгодно.
Когда не хочется лишнее включение двигателя делать, то выгодно. А вот Бриз-М, кстати, зачем меняет, не для уменьшения же ПН?
35813-й уже сошел?
ЦитироватьЦитироватьДа в перигее вообще наклонение менять невыгодно.
Когда не хочется лишнее включение двигателя делать, то выгодно. А вот Бриз-М, кстати, зачем меняет, не для уменьшения же ПН?
Ну, к примеру 14С40 должен был менять наклонение в два приема: в первом импульсе довыведения на 1-2 градуса и в апогее переходной орбиты. Т.е. на малых высотах можно, конечно, наклонение менять, но на очень небольшие углы.
Цитировать35813-й уже сошел?
Пока летает. 210 км в перигее - ещё долго.
ЦитироватьЦитировать35813-й уже сошел?
Пока летает. 210 км в перигее - ещё долго.
Хм, спросил потому что:
OBJECT B
NORAD # 35813
COSPAR 2009-046-B
(UTC) 2009-09-01 07:29:40
22.324 370.20 мин 158 x 21 244 км
А 35812-й они потеряли видимо перед маневром спасения(если он был), крайняя тлешка еще от 2009-08-31 19:13:03
Крайний набор (сегодня, 16.27 GMT) на ступень даёт уже 137 x 21263 км; пока данные по перигею imho сомнительны.
ЦитироватьЦитироватьY8 - серийный номер ракеты (CZ-3B или CZ-3B/E?)
CZ-3B Y1 до Y7 уже вылетели.
На 9ifly говорят, что обычная CZ-3B.
Насчет номеров -- очень похоже на правду.
Да, теперь это абсолютно точно. Вот таблица номеров до 2007 года с http://www.9ifly.cn/sub/viewthread.php?tid=407&extra=page=1 :
(http://yp.qihoo.com/pic/1901931q12559.jpg)
Хмм... грузилась, а теперь не грузится? Ладно :-)
(http://s06.radikal.ru/i179/0909/f1/2948b5a774d8.jpg)
(http://i016.radikal.ru/0909/6d/f4a1adeb687dt.jpg) (http://radikal.ru/F/i016.radikal.ru/0909/6d/f4a1adeb687d.gif.html)
1. Причиной неудачи названа недостаточная тяга одного из двух двигателей YF-75 третьей ступени.
2. 1 сентября спутник перевели на безопасную орбиту и будут довыводить. Американцы его пока не отследили.
А это к вопросу о возможных параметрах ГПО, обеспечиваемых РН CZ-3B при разных массах полезного груза:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61227.jpg)
ЦитироватьТ.е. на малых высотах можно, конечно, наклонение менять, но на очень небольшие углы.
Так я именно небольшие углы и имел ввиду.
Цитировать1. Причиной неудачи названа недостаточная тяга одного из двух двигателей YF-75 третьей ступени.
Если только во 2-м включении, значит и УИ этого двигателя был значительно ниже расчетного, а если в обоих, то еще и увеличение гравпотерь сказалось. Или даже скорее тяга могла упасть из-за нерасчетного изменения соотношения компонентов и водород закончился раньше времени.
ЦитироватьА это к вопросу о возможных параметрах ГПО, обеспечиваемых РН CZ-3B при разных массах полезного груза:
(https://img.novosti-kosmonavtiki.ru/61227.jpg)
А почему у них выбран перегей такой низкий для ГПО? Ограничение на число включений? Ведь чуть что, сразу КА делает "бульк".
Для упрощения 3-й ступени они не делают апогейный импульс, т.к. широта космодрома позволяет выводить спутники на стандартную американскую ГПО в два включения, а при недогрузе просто выводят их на суперсинхронные орбиты и немного уменьшают наклонение. А для увеличения ПН опорную орбиту и перигей приходится делать пониже, но в принципе время существования на такой орбите вполне достаточное для принятия решения в случае нештатного выведения. У старых Атласов и Ариан-4 еще ниже перигей был.
Спасибо, это понятно. Но так они отрезают себе возможность исправить на КА устранимый со временем сбой, например, с ориентацией или СУ ДУ.
Очевидно они считают более выгодным меньше терять каждый раз в ПН, чем пытаться выиграть на устранении редко возникающих сбоев. Много за всю историю было на ГПО спутников с устранимыми сбоями, утонувших из-за слишком низкого перигея?
Джентльмены, а разве такая орбита называется "суперсинхронная"? Я почемуто всю жизнь думал что "суперпереходная"...
думаю исходный термин идет с Атласов "СуперСинхронная Переходная Орбита" - SuperSynchronous Transfer Orbit (SSTO)
Цитироватьдумаю исходный термин идет с Атласов "СуперСинхронная Переходная Орбита" - SuperSynchronous Transfer Orbit (SSTO)
Хорошо хоть не "Сингл Стейдж Ту Орбит". :) При чём тут Атласы то?
Двойная аббревиатура, бывает, хотя известный Orion F1 официально летел именно на сей термин (SSTO) и на Атласе, а не куда-то еще, но есть еще и термин Super-GTO, всмысле выше чем High-GTO.
(http://i057.radikal.ru/0909/f3/8e8bcd4baf3d.gif)
Спасение утопающих, дело рук самих утопающих (с)
Я всю жизнь считал что эта орбита называется STO - Супер Трансфер Орбит. - Суперпереходная орбита.
Старый, хотите научу трюку, которым современные дети проверяют орфографию и главное - корректность семантики? Введите в поиск Гугля фразу "Super Transfer Orbit", а потом "SuperSynchronous Transfer Orbit" (кавычки " " обязательны) и не читая результаты просто сравниваете у кого больше счетчик попаданий. Закон больших чисел. :wink:
Норад его опять потерял, а владелец утверждает, что КА уже на ГСО.
http://www.thalesgroup.com/Press_Releases/space_090909_Palapa-D_communications_satellite_now_in_geostationary_orbit/?pid=1575
Добрался все-таки до точки стояния. Несмотря на весь шум.
Добрался. Не смотря на тот же шум потерял более 30% САСа.
Как Liss уже говорил выше - предварительная причина - один из двигателей верхней ступени не смог обеспечить штаный режим тяги.
9/17/09 09:55 AM ET
Long March Operator Announces Board of Inquiry Members
By Peter B. de Selding
LONDON — The operator of China's Long March rockets on Sept. 17 issued a statement on the composition of the board of inquiry investigating the underperformance of the Long March 3B vehicle, saying current plans are to complete the inquiry by mid-November.
Operating under quality-control guidelines set by the China Aerospace Science & Technology Corp., the Chinese Academy of Launch Vehicle Technology (CALT) is coordinating the investigation as manufacturer of the Long March series. CALT selected the members of the two groups — a working team and an investigation committee — that are conducting simultaneous reviews of the first serious failure of a Long March rocket in a decade. The Aug. 31 incident placed Indonesia's Palapa-D telecommunications satellite in a too-low orbit.
China Aerospace Science and Technology Corp. has set up its own committee to review the results of the investigation.
"The Investigation Working Team, headed by Mr. Cen Zheng, General Director of LM-3A series of launch vehicles, consists of system engineering, propulsion subsystem and telemetry subsystem specialist groups. The findings made by the Investigation Working Team are to be reviewed and approved by the Investigation Committee, headed by Mr. Yang Shuangjin, Vice President of CALT for quality control," China Long March Industry Corp. said in its statement. "The investigation results from the Investigation Committee are to be reviewed and approved independently by the Oversight Commission, which is chaired by Mr. Bai Jingwu, Deputy Director of Science and Technology Commission of CASC."
Preliminary results indicate that one of two identical engines on the rocket's upper stage failed to deliver the required thrust to put the Palapa-D satellite into its intended orbit. The satellite's builder, Europe's Thales Alenia Space, announced Sept. 9 that Palapa-D had been placed into final geostationary position using its own thrusters. Thales Alenia Space Chief Executive Reynald Seznek said at the time that the satellite has enough onboard fuel remaining to provide 10 years of full service, or two thirds of its 15-year contractual lifetime.
http://www.spacenews.com/civil/091119-burn-through-blamed-long-march-mishap.html
"The investigation into the underperformance of one of two upper-stage engines during the flight, which placed Indonesia's Palapa-D satellite into a useless orbit, concluded that failure was caused by a burn-through of the engine's gas generator.
The board of inquiry into the vehicle's first failure in 13 years concluded that the most likely cause of the burn-through was foreign matter or humidity-caused icing in the engine's liquid-hydrogen injectors. To prevent a recurrence of the problem, the liquid hydrogen gas-feed system on future rockets will be fitted with a filter to prevent the passage of ice or other foreign objects.
In addition, the gas generator in the third-stage engine's liquid hydrogen cavity in the future will be purged before launch to prevent ice buildup."
"Long March launch services provider China Great Wall Industry Corp. of Beijing said in a Nov. 19 statement that the board of inquiry has reproduced the failure on the ground and concluded that the Aug. 31 failure "was solely caused by the underperformance" of one of the two identical third-stage engines"
"The affected engine was found to have delivered 38 percent less thrust than it should have for 43 percent of its total working time, China Great Wall said in the Nov. 19 statement.
China Great Wall said the new upper-stage engine filter has been qualified for flight and will be flight-tested before this year using otherwise identical engines.
Responding to Space News inquiries, China Great Wall General Manager Fu Zhiheng on Nov. 19 said the demonstration launch will feature the Long March 3C, fitted with two strap-on boosters. The mission is intended to carry a domestic Chinese satellite into geostationary-transfer orbit, the destination of most telecommunications satellites.
Meanwhile, Palapa-D prime contractor Thales Alenia Space of France and Italy announced Nov. 16 that the satellite, which was guided into its intended orbit by a series of firings of its on-board engines, has completed its in-orbit acceptance review and is now ready for use at 113 degrees east longitude by its owner, PT Indosat Tbk of Jakarta.
The satellite's in-orbit service life is now estimated at more than 10.5 years, instead of 15-16 years if it had not used fuel to correct the defective orbit, Thales Alenia Space said."
Прогар газогенератора из-за посторонней частицы... Положительно, все космические державы любят посторонние частица.
Интересно, почему тяга двигателя упала только на 38%...