Nuovi contratti DOD per SPX e ULA

spacex
ula

#1

il DOD degli Stati Uniti (Department of Defense) ha assegnato 6 nuovi lanci di satelliti militari nella fascia temporale 2021-2022. I contratti sono stati divisi equamente tra Space X e ULA.
ULA ha ricevuto un contratto per il valore di 441,768,778 milioni di dollari per 2 lanci GTO e 1 lancio direct GEO. Si tratta di 2 preziosi satelliti SBIRS (GEO 5 e GEO 6) e un Payload top secret di nome SILENTBARKER. I lanciatori probabili sono Atlas 401 per i 2 SBIRS e Atlas 541/551 per SILENTBARKER.


(immagine credit ULA)

Space X vince un contratto da 297 milioni di dollari (belli tondi) per 3 lanci. Si tratta di NROL 85 e 87. NROL 85 andrà in LEO, NROL 87 in SSO. Entrambi i lanci andranno su Falcon 9 Block 5. Il lancio di maggior valore è quello di AFSPC 44 che dovrebbe essere immesso in GTO. Il vettore è sconosciuto. Date le performance richieste a lanciare sarà o un F9 B5 ex. oppure un Falcon Heavy.


(credit Space X)


Ancora un contratto commerciale per il Falcon Heavy
#2

AFSPC 44 dovrebbe andare direttamente in GEO, e probabilmente sarà un Falcon Heavy dato che la massa indicativamente dovrebbe essere di poco inferiore a 4000kg. La cosa strana è che nel contratto non viene menzionato il Kennedy Space Center ma quello potrebbe essere solo un errore o una dimenticanza dato che non viene neanche menzionato McGregor.


#3

Se è direct GEO è FH sicuro.


#4

Copio da un mio commento su reddit i dati riguardanti i satelliti assegnati alla SpaceX, non traduco tutto dato che ci vorrebbe troppo tempo ma se qualcuno avesse domande si faccia avanti.

La fonte è questo file qua:

NROL-85

Parameter Orbit Injection Target Requirement Minimum Accuracy Requirement Maximum Accuracy Requirement
Semi-major Axis (km) 7500.5 N/A N/A
Apogee Radius (km) N/A - 22.2 + 22.2
Perigee Radius (km) N/A - 9.2 + 9.2
Eccentricity 0.0131 N/A N/A
Inclination (deg) 63.535 -0.15 +0.15
Argument of Perigee (deg) 190.0 -5.0 +5.0
Right Ascension of Ascending Node (deg) 0 - 360 -0.2 +0.2

Additional info:
The Offeror shall provide the NROL-85 SV sufficient time in the schedule to perform a three (3) day umbilical checkout within seven (7) days of the encapsulated assembly being mated to the launch vehicle. The Offeror shall provide simulation cables to complete the circuit to the SEIP from the EGSE room and provide an environmentally protected test area with 120 VAC power at the end of the simulation cables. The Offeror can schedule this checkout when the LV is in the horizontal or vertical position.
The Offeror shall provide the NROL-85 SV sufficient time in the schedule prior to launch to perform five (5) days of launch preparations after the Encapsulated Assembly and the EAGE are attached to the launch pad umbilical. The Offeror can schedule this checkout when the LV is in the horizontal or vertical position.
The Offeror shall provide CONOPS for the integration of the Aft Multi Payload Carrier Payload (APLs), which would be available at NET L-4 months in the launch processing flow, in accordance with the Rideshare IRD. The following should be considered for purposes of proposal evaluations when developing the CONOPs and technical interface documentation for the integration of the APLs:
a. The Government will provide final APL design properties, mission design constraints, and configuration to the LVC NLT L-12 months.
b. The APLs will be delivered to the Offeror ready for installation onto the LV.
c. No unique security requirements are needed in the processing of the APLs
d. During ground processing the LVC shall provide access to APLs for battery charging and closeout operations per the Rideshare IRD paragraphs 3.1.1.7 and 3.2.4.
e. The Government will provide Mass Simulators if either of the APLs are not available to
support launch.
The Offeror shall demonstrate capability to provide environmental control of the APLs prior to installation with a GN2 purge in addition to maintaining environments through launch processing consistent with the Rideshare Users Guide (RUG) and the Rideshare IRD for the NROL-85 mission.
The Offeror shall demonstrate capability to support door open and redundant door open commands for each dispenser. The Offeror shall also demonstrate ability to supply telemetry for the door open/close and occupancy status of each dispenser.
The Offeror shall provide a detailed description of their approach for placing the two 12U CubeSats in the same initial orbit as the Primary SV. The Offeror shall provide a detailed description of their approach to perform deployment of the two 12U CubeSats per IRD section 3.4 to include sub-paragraphs.

NROL-87

Parameter Orbit Injection Target Requirement Minimum Accuracy Requirement Maximum Accuracy Requirement
Semi-major Axis (km) 6890.7 N/A N/A
Apogee Radius (km) N/A -10 +10
Perigee Radius (km) N/A -10 +10
Inclination (deg) 97.4 -0.1 +0.1
MLTAN 0.00 sec -20 min +20 min

No additional info worth adding.

AFSPC-44

Parameter Orbit Injection Target Requirement Minimum Accuracy Requirement Maximum Accuracy Requirement
Apogee Radius (km) GEO 42479km -185 +185
Perigee Radius (km) GEO 42479km -185 +185
Inclination (deg) 0 <0.15 <0.15
Geostationary Location (degrees Longitude) 285° East -180.0° +180.0°

Nessuna informazione aggiuntiva importante se non che “The Offeror shall assume the Primary and Secondary SV mass each has a weight of 1850 kg” quando vanno forniti i margini sul carico pagante.

Commenti:
Le due missioni NROL dovrebbero essere entrambe da Vandenberg (O una da Vandenberg e una da Cape Canaveral) e lanciate da un Falcon 9 date le caratteristiche orbitali. NROL-85 verrà immesso in un’orbita SSO 512.7km x 512.7km x 97.4° mentre NROL-87 verrà immesso in un’orbita più alta ma con un’inclinazione particolare 1220.8km x 1024.2km x 63.535° che porta a pensare ad una missione Intruder.
La missione AFSPC-44 è più interessante. E’ una missione GEO (apogeo e perigeo indicati si riferiscono dal centro della terra e non dalla superficie), e anche se la massa dei satelliti è ignota, è fornita una massa da usare per le simulazioni, per un totale di 3700kg.
Dubito che un Falcon 9 possa farcela, anche non recuperabile, ma il Kennedy Space Center non è specificato nell’annuncio del contratto. Potrebbe però essere solo un errore e potrebbero utilizzare un Falcon Heavy. Trovo divertente il requisito “GEO location” che praticamente richiede un inserimento dove si vuole, possibilmente a 285° East se si riesce.

EDIT: Tradotti i miei commenti al riguardo.
EDIT 2: Il raggio dell’orbita per il lancio in GEO includeva il raggio della terra, quindi non è più alta di una GEO normale.


#5

Ho dato un occhiata ai dati. Un Falcon 9 non può lanciare AFSPC 44 in quell orbita li. Troppo pesante. Direi che si può aggiungere con certezza un altro volo di un Falcon Heavy alla lista.
Tra l’altro provando a fare una divisione base…
Space X: FH (130 mln) e i soldi rimanenti sono 83.5 mln per F9 (che può essere una cifra da F9).
Per ULA invece la cosa sembra interessante. Se si divide il costo per 3 si ha 147,3 mln di dollari. Un prezzo inferiore all Atlas 401 per Lucy. Il che significa che ULA ha venduto 2 Atlas 401 a un prezzo inferiore. Atlas 401 in questo caso ULA l’ha venduto a 142,2 mln e l’Atlas 541 a 157,2 mln (aggiunti 15 mln di valore dei GEM63)


#6

Aggiungo qua anche i dati sui satelliti assegnati a ULA:

SILENTBARKER (NROL-107)

Parameter Orbit Injection Target Requirement Minimum Accuracy Requirement Maximum Accuracy Requirement
Apogee Radius (km) 42479 -148 +148
Perigee Radius (km) 41849 -148 +148
Inclination (deg) 0 -0.1 +0.1
Geostationary Location (degrees Longitude) 105° East -1.0° +1.0°

SBIRS GEO-5 e SBIRS GEO-6 (Opzione)

Parameter Orbit Injection Target Requirement Minimum Accuracy Requirement Maximum Accuracy Requirement
Perigee Radius (km) ≥ 193 - 7.4 + 7.4
Apogee Radius (km) 35786 - 130 + 130
Inclination (deg) ≤ 27 -0.1 +0.1
Argument of Perigee (deg) 178 -0.3 +0.3
Right Ascension of Ascending Node (deg) 300 - 340 -0.75 +0.75
ΔV Remaining to Reference Orbit (m/s) ≤ 1594 N/A N/A

The Offeror shall provide a telemetry path for the continuous monitoring of clampband tension from SV mate to the LV until liftoff as specified in IRD paragraph 3.1.7 (IRD0140)
The Offeror shall be able to support a 40-minute launch window for any day of the year
The Offeror shall provide real-time forward-facing video of the space vehicle separation event
The Offeror shall support SV battery charging at the Space Launch Complex (SLC) integration facility and pad. The Offeror’s shall provide a detailed description of their approach for the Multi-manifest SVs, to include the (1) integration NET L-2 of two Government provided integrated 12U CubeSat/Dispensers for integration to the aft multi-payload carrier (AMPC), (2) AMPC to the launch vehicle and (3) launch and deployment of Multi-manifest SVs into a GTO orbit. This shall include requirements from the IRD in developing the CONOPs and technical interface documentation for the integration of the aft Multi-manifest SVs.

Mass Property Minimum Requirement Maximum Requirement
Mass* (kg) 4309.1 5209.1
Center of Mass
XM (mm) -1866.9 -2171.7
YM (mm) -76.2 76.2
ZM (mm) -7.62 76.2
Moments of Inertia
IXX_M (kg-m2) 1762.6 2576.1
IYY_M (kg-m2) 8880.6 11999.0
IZZ_M (kg-m2) 8541.6 11524.4
Products of Inertia
IXY_M (kg-m2) -542.3 542.3
IYZ_M (kg-m2) -542.3 542.3
IYZ_M (kg-m2) -542.3 542.3

*Includes Fueled SV, PLA and harness
Notes:

  1. Moments and products of inertia are referenced to SV coordinate axis passing through its center of mass.
  2. Center of mass coordinates are given in space vehicle manufacturing coordinate with the origin at the centerline of the separation ring and in the separation plane (+Xm = 0.0 in).
  3. Products of Inertia are calculated from the following formula: Ixy = ∫xy dm. (Positive Integral)
  4. SV propellants are modeled as being rigidly attached to the SV structure

The Offeror shall perform a nominal analysis to show that re-contact between the GEO-5, aft Multi-manifest SVs, and upper stage will not occur within 5 orbit revolutions. The Offeror shall assume two 12U (24kg) aft Multi-manifest SVs including satellite dispenser hardware, to have a total mass of 75 kg. The Offeror shall assume a relative separation velocity of 1 fps for each separation event of the aft Multi-manifest SVs.


#7

Qualcuno può spiegare qualcosa riguardo al requisito di asfpc44, con un posizionamento di ± 180 gradi? Grazie


#8

Praticamente vuol dire che può essere messo a qualsiasi longitudine e va bene così… Come viene viene :sweat_smile:


#9

Si è proprio su quello che vorrei essere illuminato, mettilo da qualche parte va bene per un vaso di fiori ma che razza di satellite deve vivere fermo in un punto, ma qualsiasi punto va bene?
Mi viene in mente solo qualcosa che parlerà con altri colleghi in vista che a sto punto verranno lanciati specificando bene la posizione relativa a questo.
Oppure si tratta di specifiche che poi vengono dettagliate in documenti non pubblici.


#10

Nessuno sa con certezza… Ma questa mi sembra un’ottima ipotesi.
Oppure è in grado di manovrare e il motivo per cui viene richiesto l’inserimento in GEO è di avere più propellente possibile per queste operazioni.


#11

In pratica la fine del monopolio ULA con il DoD


#12

beh non è certamente il primo lancio che Space X vince per il conto per il DoD. ULA rimane in saldo possesso dei contratto ad alto valore per missioni ad alto profilo per il momento. Dovrebbero tornare alla carica anche per i carichi meno preziosi una volta che Vulcan entrerà in servizio.