Re: Lancement Falcon-9 v1.1 / SES-8 - 3 décembre 2013

**Syl35** Donateur Messages : 1013 Inscrit le : 02/08/2012

Eyp a écrit:
Un petit calcul certes simpliste, mais je ne pense pas pessimiste: SpaceX a aujourd'hui plus de 3000 employés. A en croire les modèles d'estimations de coûts un employé aux Etats Unis coûte entre 250000 et 300000$ par an. Avec l'hypothèse basse, ca ferait tout de même 750 M$ par an, sans compter les matières premières et les coûts des installations de lancements etc. Pour atteindre 58M$ par lancement (prix catalogue) ça fait 13 lancements par an. Ils n'y sont pas encore, et je n'ai pas pris en compte plein de coût. On verra ce que l'avenir nous réservera. Mais je reste persuadé que le coût réel par lancement est bien supérieur à 58 M$.

Le calcul n'est malheureusement pas si simple. On ne peut pas attribuer la totalité de la masse salariale directement aux coûts de lancements commerciaux. Les ressources peuvent être affectées aux dev/fab pour programme étatiques NASA/DOD (donc grosse marge théorique mais peut être artificiellement "réduite"), les devs/fabs sur fonds propres et investissements (donc amortis sur un certain nombre d'année dans le plan de financement) et finalement aux vols commerciaux (qui pour le moment ne sont qu'une faible part du CA).

Les tarifs seront en effet très certainement lissés et revus sur quelques années (au moins 3 à 5 ans) en fonction du bilan financier. Mais fort à parier que ça n'ira pas du simple au double, ils ont les capacités d'être réellement compétitifs à terme de par la stratégie et philo qu'ils ont depuis le début. La part camouflée d'aide de l'état US joue bien évidemment mais plutôt sur le développement et indirectement sur l'exploitation commerciale finale. M'enfin, peut-on vraiment faire sans? (qui finance les études Ariane et la gestion du CSG déjà? ;-) et ce ne sont pas des clopinettes)

Je pense que l'on est en train de s'éloigner du sujet de ce topique, mais s'agissant d'une discussion interessante (rentabilité, coûts de lancement SpaceX face à la concurence, en premier lieu Ariane), je me demande s'il elle ne pourrait pas se poursuivre sur le sujet dédié aux nouvelles de SpaceX, ou sur un topique plus général sur les couts de lancement des différents acteurs du spatial dans le monde et leur évolution prévisible.

En attendant je rajouterais une note sur cette évaluation du cout des employés chez SpaceX. Sur ce sujet, j'ai lu une discussion dans NSF il ya quelques semaines (il faudrait que je retrouve le topique!), mais en gros le calcul de base du forumeur qui avait débuté cette discussion était ces 250000 dollars/an par employés.
Hors d'aprés les réponses, les salaires seraient beucoup plus bas que cela, la plus grosse parti des employés serait entre 100000 et 150000/an, seul quelques douzaines d'ingénieurs de top et chefs de projet gagneraient ces 250000. Maintenant, je n'ai pas saisi s'ils parlaient du salaire ou du coup total d'un employé, qui comprend salaire et charges. On peut supposer que les charges aux USA ne sont pas les mêmes qu'en France vis à vis de l'ètat, mais les entreprises doivent payés des assurances maladies privées et système de retraites privé, donc un salaire de 100000, correspond à cout total de combien? J'avoue n'avoir aucune idée.
Quand au nombre d'employés, celui-ci n'a vraiment commencer à s'élever au-dessus de mil qu'a partir de 2010, si je ne fais pas erreur, mais devrait atteindre plus de 3600 à la fin de l'année (lá je cite de mémoire un post que j'ai lu récemment, donc c'est à prendre avec réserve). Donc la masse salarial va encore s'élever, Elon Musk devra bien faire ses comptes!

Nikolai39 a écrit:Oui, ce serait un bon moyen de fermer Astrium, Snecma, et quelques autres grands groupes et PME européens qui possèdent tout notre savoir-faire accumulé sur plusieurs décennies. On pourrait de cette manière détruire quelques dizaines de milliers d'emplois, perdre nos compétences, et devenir dépendants des États-Unis pour l'accès à l'Espace, qu'ils ne nous fourniraient bien sûr qu'à leurs conditions...

Oups, Désolé Nikolaï,

Mais j'ai dit remplacer les Soyouzs pas les Arianes.
Quant-aux grands groupes européens, ce sont sont la plupart du temps des gouffres à subvention et à fonds publics.
Le problème en Europe, c'est qu'une startup comme SpaceX n'a virtuellement aucune chance d'exister. Les mammouths seront là pour l'écraser dans l’œuf !

Atlantis a écrit:...

Pour revenir au lancement en lui-même, il semblerait que les moteurs d'attitude du premier étage ont bien fonctionner après sa séparation, permettant son retournement. Mais pas d'allumage des moteurs pour ralentir sa rentrée (faute de carburant). Ils espèrent retirer des données sur la limite de résistance de cet étage au cours de cette rentrée non ralentit...

A-t-on depuis quelques informations à ce sujet? Cet étage s'est-il totalement disloqué ou pas lors de son retour ? A-t-on pu déterminer son point de chute ?

Je reviens sur ma question ..... et je m'en excuse jusqu'à vous en demander pardon. Je la reformule de façon plus générale.

La capacité de la Falcon 9 v 1.1 est donnée comme inférieure à 5 t en GTO. Et on va devoir attendre un peu pour savoir si le lanceur est capable de cette performance lors d'un lancement réel .
D'autant que dans les "plans" il y aura à gérer un reliquat de "capacité" (30 % ai-je lu ?) pour envisager la récupération du premier étage (qui est une des clés de la rentabilité annoncée par Space X).
Avant de s'étendre sur les ratios divers et variés en matière de compétitivité (c'est très à la mode ... même si on sait avec une évidence aveuglante depuis 2008 que les prévisionnels économiques sont totalement bidons) ..... il faudrait savoir si "le produit" fait ce pourquoi il est vendu à un client.
Il reste aussi à voir, si la réduction de masse des satellites (en dessous de 5t) se confirme (allégement des plate-formes, propulsion ionique ...) ou si les clients voudront améliorer leurs capacités et profiter de la marge de masse dégagée puisque des lanceurs fiables existent déjà et peuvent lancer 6 t ?

Si la nécessité de lancer 6 t en GTO ne baissait pas ou même augmentait ...... la Falcon 9 v1.1 serait hors course pour les satellites 6 t , et Space X devrait mettre en oeuvre sa Falcon Heavy.
Je pense qu'ils auront un gros travail ..... pour développer ce nouveau lanceur , le rendre opérationnel et fiable. (tout cela cumulé avec leurs autres charges de travail)

montmein69 a écrit:Si la nécessité de lancer 6 t en GTO ne baissait pas ou même augmentait ...... la Falcon 9 v1.1 serait hors course pour les satellites 6 t , et Space X devrait mettre en oeuvre sa Falcon Heavy.
Je pense qu'ils auront un gros travail ..... pour développer ce nouveau lanceur , le rendre opérationnel et fiable. (tout cela cumulé avec leurs autres charges de travail)

Le travail est déjà fait en grande partie puisque la Falcon Heavy, c'est trois 1er étages de F9 1.1 mis l'un à coté de l'autre.
La F9 1.1 étant validée, il ne leur reste qu'a travailler sur le cross feeding (alimentation de l'étage central par les deux étages latéraux), élément déjà prévu lors de la conception de la F9 1.1, et à effectuer les tests de l'ensemble sur le nouveau banc de test en construction (peut être maintenant terminé?) à Mc Gregor.

Giwa a écrit:
Atlantis a écrit:...

Pour revenir au lancement en lui-même, il semblerait que les moteurs d'attitude du premier étage ont bien fonctionner après sa séparation, permettant son retournement. Mais pas d'allumage des moteurs pour ralentir sa rentrée (faute de carburant). Ils espèrent retirer des données sur la limite de résistance de cet étage au cours de cette rentrée non ralentit...
A-t-on depuis quelques informations à ce sujet? Cet étage s'est-il totalement disloqué ou pas lors de son retour ? A-t-on pu déterminer son point de chute ?

Pas encore de données sur le devenir de ce premier étage, mais la video suivante montre à partir 3'23'' (MECO de ce premier étage) jusqu'à 5' les manoeuvres des moteurs d'attitude de ce premier étage pour le retournement, puis pour le mettre sur une trajectoire de retour optimale, impressionant! On peut aussi suivre la descente des deux moitiers de la coiffe du lanceur après leur séparation.

Quant-aux grands groupes européens, ce sont sont la plupart du temps des gouffres à subvention et à fonds publics.

Voila une intéressante information, des éléments concrets peut être? Dévoilez nous donc l'ampleur des subventions et des fonds publics dont ces groupes bénéficient...C'est certainement sidérant...

Bons Vols

Atlantis a écrit:
Giwa a écrit:
Atlantis a écrit:...

Pour revenir au lancement en lui-même, il semblerait que les moteurs d'attitude du premier étage ont bien fonctionner après sa séparation, permettant son retournement. Mais pas d'allumage des moteurs pour ralentir sa rentrée (faute de carburant). Ils espèrent retirer des données sur la limite de résistance de cet étage au cours de cette rentrée non ralentit...
A-t-on depuis quelques informations à ce sujet? Cet étage s'est-il totalement disloqué ou pas lors de son retour ? A-t-on pu déterminer son point de chute ?
Pas encore de données sur le devenir de ce premier étage, mais la video suivante montre à partir 3'23'' (MECO de ce premier étage) jusqu'à 5' les manoeuvres des moteurs d'attitude de ce premier étage pour le retournement, puis pour le mettre sur une trajectoire de retour optimale, impressionnant! On peut aussi suivre la descente des deux moities de la coiffe du lanceur après leur séparation.

Merci Atlantis pour cette vidéo dont j'ai repris une image vers 4min50s
Lancement Falcon-9 v1.1 / SES-8 - 3 décembre 2013 - Page 12 Falcon10

Où est maintenant cet étage ou plus probablement ses morceaux ? Au fond de l'océan Atlantique ? ;)

SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?

josé a écrit:SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?

Un petit lien qui explique rapidement les principales manœuvres orbitales dont la dernière est justement similaire à celle de ce vol:

http://www.je-comprends-enfin.fr/index.php?/Notions-et-vocabulaire/modifier-la-vitesse-dun-satellite-permet-de-manuvrer-en-orbite/id-menu-45.html

Cette orbite de transfert permet d'arriver plus vite à l'altitude visée mais demande plus d'énergie que l'orbite de transfert d'Hohmann. L'avantage par contre est d'avoir un delta-V supérieur en arrivant à l'altitude souhaitée et donc idéal pour des propulseurs dont la puissance est faible mais l'ISP élevée. C'est le dernier étage du lanceur qui donne une bonne partie du surplus d'énergie nécessaire.

Syl35 a écrit:
josé a écrit:SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?
Un petit lien qui explique rapidement les principales manœuvres orbitales dont la dernière est justement similaire à celle de ce vol:

http://www.je-comprends-enfin.fr/index.php?/Notions-et-vocabulaire/modifier-la-vitesse-dun-satellite-permet-de-manuvrer-en-orbite/id-menu-45.html

Cette orbite de transfert permet d'arriver plus vite à l'altitude visée mais demande plus d'énergie que l'orbite de transfert d'Hohmann. L'avantage par contre est d'avoir un delta-V supérieur en arrivant à l'altitude souhaitée et donc idéal pour des propulseurs dont la puissance est faible mais l'ISP élevée. C'est le dernier étage du lanceur qui donne une bonne partie du surplus d'énergie nécessaire.

Pour compléter deux sites intéressants : le premier sur les AKM (apogee kick motors) et le second sur les STO(Subsynchronous Transfer Orbits)

Geosynchronous Transfer Orbits (GTO): a écrit:Subsynchronous transfer orbits also exist where the rocket only sends the payload part of the way to geostationary height, the payload then uses its own propulsion system to reach the final orbit

Syl35 a écrit:
josé a écrit:SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?
Un petit lien qui explique rapidement les principales manœuvres orbitales dont la dernière est justement similaire à celle de ce vol:

http://www.je-comprends-enfin.fr/index.php?/Notions-et-vocabulaire/modifier-la-vitesse-dun-satellite-permet-de-manuvrer-en-orbite/id-menu-45.html

Cette orbite de transfert permet d'arriver plus vite à l'altitude visée mais demande plus d'énergie que l'orbite de transfert d'Hohmann. L'avantage par contre est d'avoir un delta-V supérieur en arrivant à l'altitude souhaitée et donc idéal pour des propulseurs dont la puissance est faible mais l'ISP élevée. C'est le dernier étage du lanceur qui donne une bonne partie du surplus d'énergie nécessaire.

Trés bon site que je ne connaissait pas. Des explications facilement compréhensibles et très bien illustrées. Bravo pour la trouvaille et pour nous faire partager. Super

**Patou** Messages : 44 Inscrit le : 01/02/2013 Localisation : Paris

josé a écrit:SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?

En plus de la circularisation, il y a surtout le fait que l'orbite d'injection du Falcon 9 est inclinée à 21° (angle entre leplan de l'orbite et celui de l'équateur). Cette correction d'orbite est TRES couteuse. Cependant le "cout" de la correction est proportionnel à la vitesse du satellite sur son orbite. A l'apogée d'une orbite 300/80000 la vitesse est plus faible qu'à l'apogée d'une 300/36000. On peut donc imaginer la mise à poste en plusieurs fois avec la correction d'inclinaison en premier.

Avec une 300/80000/21°, Falcon 9 délivre un satellite à un endroit où ce dernier devra délivrer 1500m/s supplémentaires pour rejoindre la GEO, il s'agit du même "cout" que sur A5 pour une orbite 250/36000/7°.

En résumé: le cout de la mise à poste est le même que sur les orbites : Falcon 9 place le satellite plus "haut" pour compenser la correction d'inclinaison qu'il devra réaliser.

--
Patou

Si Space X est satisfait de sa prestation de services, il ne faut pas perdre de vue qu’ensuite est intervenu un autre prestataire de service pour mettre SES-8 en orbite géostationnaire : SES-Company

SES-8, the latest addition to our Asia-Pacific satellite fleet, was successfully delivered into geostationary orbit on 3 December 2013. SES-8 brings unparalleled coverage and vital expansion capacity to the prime orbital location of 95°E. Featuring two high-powered beams, SES-8 is designed to meet the evolving needs of leading direct-to-home (DTH) operators in South Asia and Indo-China, helping our customers attract new subscribers and deliver a richer variety of digital content. - See more at: http://www.ses.com/16252236/ses-8-launchandmore#sthash.biX5A8V9.dpuf

Le moteur d’apogée utilisé pour cette mise en orbite géostationnaire d’après le site Nasaspaceflight était un BT-4 développé par la société japonaise IHI Corporation .
Toutefois ce site décrit ce moteur-fusée comme utilisant un mono propergol.
Or le BT-4 a déjà été utilisé par Arianespace et se trouve décrit comme un engin bipropergol (hydrazine et mélange d’oxydes d’azote )

BT-4 was developed by IHI Aerospace, Japan and has a dry mass of 4 kilograms and a length of 0.65 meters. The engine provides 450 Newtons of Thrust and uses Hydrazine and mixed Oxides of Nitrogen as propellants.

qui ne peuvent être mélangés préalablement puisque ce mélange est hypergolique (c'est-à-dire avec combustion spontanée lors de la mise en contact) ? Sinon l'hydrazine seule peut être utilisée puisque sa décomposition catalytique est exothermique. Qu'en conclure ?

merci à tous pour les réponses et les explications
c'est un sujet important et pas toujours évident ; il faut retenir :
plus l'apogée est haute , moins onéreuse sera la torsion de l'inclinaison
de l'orbite sur l'équateur à réaliser.

SES satellite géostationnaire : Falcon vise une orbite 300/80 000 km
explications ? pourquoi pas 300/36 000 km à circulariser ?

Photos de Ben Cooper :
http://www.launchphotography.com/SES-8.html

Lancement Falcon-9 v1.1 / SES-8 - 3 décembre 2013 - Page 12 KwlrDjH

nouvelle vidéo qui vient de spacex

Lancement Falcon-9 v1.1 / SES-8 - 3 décembre 2013