Re: SpaceX (1/2)

[Invité]

Et puis ce délai de 3 ans fait l'hypothèse que la Falcon 9 et la capsule Dragon "de base" fonctionnent.

[lambda0]

SpaceX commence à montrer Dragon aux astronautes NASA :
http://tiny.cc/JHfai

[yoann]

au prix ou sera la place d'un siege pour aller en orbite, je pense qu'il n'y aura pas beaucoup de monde a par la nasa pour envoyer des astronautes dans la capsule dragon vers l'iss

ce qui me stupéfait, c'est qu'elle sera sur oribite certainement avant orion

non ?

[el_slapper]

au prix ou sera la place d'un siege pour aller en orbite, je pense qu'il n'y aura pas beaucoup de monde a par la nasa pour envoyer des astronautes dans la capsule dragon vers l'iss

ce qui me stupéfait, c'est qu'elle sera sur oribite certainement avant orion

non ?

L'avantage d'avoir un objectif clairement défini, et de ne pas en changer en cours de route tous les deux ans.....

[Pline]

ce qui me stupéfait, c'est qu'elle sera sur oribite certainement avant orion

non ?

Cela me parait bien optimiste. Jusqu'à présent SpaceX n'a jamais été très respectueux de ses engagements calendaires. Pas de raison que cela change, d'autant plus que l'exercice est beaucoup plus difficile que de construire un lanceur en utilisant des technologies qui remontent à 50 ans.

Plus généralement les chantres du libéralisme dans le domaine de la construction astronautique sont victimes de l'air du temps et devraient se pencher sur l'histoire des expériences de ce type. Pas de quoi pavoiser. Quand Boeing, constructeur de la Delta IV est placé en chevalier blanc face au projet Ares I , quelle est la part de lobbying insidieux ?

Question : Comment devions millionnaire dans l'industrie spatiale ?
Réponse : En étant milliardaire.

[yoann]

Et la news sur le site de spaceX

http://www.spacex.com/press.php?page=20091203

SPACEX HOSTS PRELIMINARY TRAINING FOR NASA ISS ASTRONAUTS IN PREPARATION FOR
DRAGON SPACECRAFT RENDEZVOUS AND STATION BERTHING

Hawthorne, CA – December 3, 2009 – Space Exploration Technologies (SpaceX) recently conducted its first Dragon spacecraft operations training for a group of NASA astronauts and personnel at its corporate headquarters in Hawthorne, CA. The October training focused on how the crew will interface with the Dragon spacecraft while it is approaching and berthed to the International Space Station (ISS). Three of the participating astronauts—Tracy Caldwell Dyson, Shannon Walker and Douglas Wheelock—will be on board the ISS when Dragon makes its first visit under the Commercial Orbital Transportation Services (COTS) program.

The astronauts were briefed on vehicle ingress and egress, habitability of the spacecraft, payload handling and commanding through SpaceX's Commercial Orbital Transportation Services (COTS) Ultra High Frequency (UHF) Communication Unit. The training was a key step in SpaceX's progress towards providing NASA an alternative for cargo transport to and from the ISS when the Space Shuttle retires.

“This was the first time the NASA astronauts who will interact with Dragon during its early missions were actually inside a Dragon flight vehicle” said Elon Musk, CEO and CTO, SpaceX. “SpaceX was honored to host the ISS crew for this preliminary training exercise, and we look forward to serving NASA further under the COTS program and CRS contracts.”

Also in attendance were NASA astronauts Marsha Ivins and Megan McArthur, as well as other key NASA personnel from the NASA Astronaut Office and Mission Operations Directorates.

Under the COTS program, SpaceX will execute three flights of the Dragon spacecraft. Dragon will pass in close proximity to, and berth with, the ISS as part of the second and third COTS missions, respectively. Upon completion of these demonstration flights, SpaceX will begin to fulfill the Commercial Resupply Services (CRS) contract for 12 cargo flights between 2010 and 2015 and represents a guaranteed minimum of 20,000 kg to be carried to the ISS.

For more information about the Falcon family of vehicles and the Dragon spacecraft, please visit www.SpaceX.com.




About SpaceX

SpaceX is developing a family of launch vehicles and spacecraft intended to increase the reliability and reduce the cost of both manned and unmanned space transportation, ultimately by a factor of ten. With the Falcon 1 and Falcon 9 vehicles, SpaceX offers highly reliable/cost-efficient launch capabilities for spacecraft insertion into any orbital altitude and inclination. Starting in 2010, SpaceX's Dragon spacecraft will provide Earth-to-LEO transport of pressurized and unpressurized cargo, including resupply to the International Space Station (ISS).

Founded in 2002, SpaceX is a private company owned by management and employees, with minority investments from Founders Fund and Draper Fisher Jurvetson. The SpaceX team now numbers over 800, with corporate headquarters in Hawthorne, California. For more information, please visit the company's web site at www.spacex.com.

[Laurent J]

au prix ou sera la place d'un siege pour aller en orbite, je pense qu'il n'y aura pas beaucoup de monde a par la nasa pour envoyer des astronautes dans la capsule dragon vers l'iss

ce qui me stupéfait, c'est qu'elle sera sur oribite certainement avant orion

non ?

Je crois qu'il y a une petite confusion . Il ne me semble pas qu'on évoque ici la possibilité d'acheminer des astronautes dans la capsule dragon, mais la familiarisation des astronautes avec les équipements qui seront installés à bord de l'ISS pour pouvoir s'interfacer avec les capsules "cargo" dragon et les décharger...

à moins que j'aie mal lu.

[Invité]

au prix ou sera la place d'un siege pour aller en orbite, je pense qu'il n'y aura pas beaucoup de monde a par la nasa pour envoyer des astronautes dans la capsule dragon vers l'iss

ce qui me stupéfait, c'est qu'elle sera sur oribite certainement avant orion

non ?

Je crois qu'il y a une petite confusion . Il ne me semble pas qu'on évoque ici la possibilité d'acheminer des astronautes dans la capsule dragon, mais la familiarisation des astronautes avec les équipements qui seront installés à bord de l'ISS pour pouvoir s'interfacer avec les capsules "cargo" dragon et les décharger...

à moins que j'aie mal lu.

Tu n'as pas mal lu : c'est tout à fait ça.
Les astronautes, dont certains seront dans l'ISS lorsque la capsule Dragon fera ses vols de qualification (si le planning est tenu bien évidemment), ont pris connaissance de l'engin. C'est très habituel. Ainsi pour l'ATV et le HTV, les astronautes sont aussi allé voir les engins, histoire de ne pas être surpris là-haut...

Imaginez ce qui pourrait se passer sans ce genre d'entraînement :
"Ha bon ? C'est là ce truc ? Et ce machin, si j'appuie dessus, ça fait quoi ? Oups ! Houston ! Houston !" :megalol:

Voir sur Enjoy Space : http://www.enjoyspace.com/fr/breves/les-astronautes-rencontrent-le-dragon

[montmein69]

familiarisation des astronautes avec les équipements qui seront installés à bord de l'ISS pour pouvoir s'interfacer avec les capsules "cargo" dragon et les décharger...

Ne pas oublier effectivement que l'objectif actuel c'est bien une capsule cargo

La possibilité de faire une capsule Dragon man-rated pour un équipage .. c'est encore un autre challenge.

[Invité]

SpaceX et l'israélien Space Communication Ltd. (Spacecom) ont signé un contrat aujourd'hui pour la mise en orbite d'un satellite de communication par Falcon 9 en décembre 2012 (au plus tôt) :

http://www.spacex.com/press.php?page=20100127

[tatiana13]

suppression suite trop de post émis jugés sans valeur ajoutée

[yoann]

recu via le mailing de SpaceX

http://www.spacex.com/press.php?page=20100203

[Invité]

Un contributeur de NSF fait remarquer que la capacité annoncée de la Falcon 9 en version heavy a augmenté, passant de 29,5 à 32 tonnes en orbite basse, et de 15 à 19,5 tonnes en GTO :shock: : http://www.spacex.com/falcon9_heavy.php

Comparatif entre anciennes (sur le cache google) et nouvelles perfos :

[Outan]

Un contributeur de NSF fait remarquer que la capacité annoncée de la Falcon 9 en version heavy a augmenté, passant de 29,5 à 32 tonnes en orbite basse, et de 15 à 19,5 tonnes en GTO :shock: : http://www.spacex.com/falcon9_heavy.php

Comparatif entre anciennes (sur le cache google) et nouvelles perfos :

Le coup des 19.5 en GTO est louche! C'est plutot 16.5 et la personne qui a écrit les chiffres va se faire taper sur les mains!

En tout cas c'est bon signe que les capacités soient à la hausse, en générale elles sont à la baisse (Orion...).

[Gybè]

En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?
Si c'est le premier cas c'est super pour Falcon. Si c'est le second, si on veut comparer avec ariane, il faut prendre en compte la manoeuvre de changement d'inclinaison que devra faire le satellite en plus de la circularisation.

EDIT : D'après le Launch Kit du lancement de NSS-12 et THOR 6, la GTO de Ariane 5 ECA n'a pas non plus d'inclisaison nulle. Evidémment elle une inclinaison égale à la latitude de Kourou, à peu près (5,1 °).

Orbite visée
Altitude du périgée 250 km
Altitude de l’apogée 35 786 km à l’injection
Inclinaison 6° degrés

La c'est un peu plus. Mais sans manoeuvre il est impossible de faire moins que la latitude de la base de lancement. Tout simplement car l'orbite passe forcément par le point ou a été "laché" le satellite et avec le meme vecteur vitesse, donc la meme direction. De plus la manoeuvre optimale est à l'apogée, donc il faudrait corriger à cet endroit là. Cela nécessiterait un 3 eme étage réallumable, ce qu'on aura avec ECB :).

Ainsi un satellite lancé par Falcon aurait 22° de plus à corriger que si il était lancé par Ariane 5. Et cette correction il le fait avec son propre moteur.

Bon je vais comparer histoire de voir si c'est négligeable ou pas.

EDIT2 : Bon, comme disent les savants fous dans les films : "si mes calculs sont exacts ..." .... et bien ce n'est pas négligeable du tout.
Je copie le résulta de mon calcul rapide. Je considère un satellite de 3t, avec un moteur d'Isp 300s pour avoir des ordres de grandeur. Et pour simplifier je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Le DV nécessaire est DV = 2V0*sin(i/2).
V0 la vitesse orbitale à l'endroit de la correction, et i l'inclinaison à annuler.

mhu 398700 km3/s2
RT 6371 km
Hgeo 36000 km
Vgeo 3,067529591 km/s
iAriane5 6 deg
DVAriane5 0,321084189 km/s
MergolsA5 346,197404 kg
iFalcon9 28 deg
DVFalcon9 1,484205147 km/s
MergolsF9 1970,119934 kg

Isp 300 s
g0 9,8 m/s2
Msatellite 3000 kg

Diff de Merg 1623,92253

Donc la masse d'ergols nécessaire sur falcon 9 (comprendre plutot depuis cap canaveral) pour corriger les 22 degré de différence est d'environ 5 fois plus que pour ariane 5. C'est autant de masse qui ne sera pas utilisé pour corriger les perturbation, ce qui diminue la durée de vie du satellite.

Ne retenez pas les chiffre. C'était surtout pour voir si la différence était négligeable ou pas.

Bien sûr ce n'est pas du à Falcon 9 mais au site de lancement. Si Arianespace achète des Falcon 9 et les lance de Kourou ça change tout :)

Et dites vous si c'est depuis le Kazakstan avec sa latitude supérieur à 50 degrés...

[Laurent J]

je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Certes, mais ça donne surtout un résultat bien pire que pour une correction "pendant" la circularisation, qui est la façon de faire habituelle, quasiment gratuite pour les petites inclinaisons :) (je te laisse construire le triangle...)

si tu veux t'amuser avec les calculs, tu peux aussi te renseigner sur les orbites supersynchrones...

[Gybè]

je considère qu'on corrige après la circularisation, ça donne un résultat pire qu'avant la circularisation, mais le but est d'avoir un ordre de grandeur.

Certes, mais ça donne surtout un résultat bien pire que pour une correction "pendant" la circularisation, qui est la façon de faire habituelle, quasiment gratuite pour les petites inclinaisons :) (je te laisse construire le triangle...)

si tu veux t'amuser avec les calculs, tu peux aussi te renseigner sur les orbites supersynchrones...

Ah intéressant. Je regarde ça :).

J'ai vite fait en considérant maintenant avant le changement. Il est un peu tard, je comparerais après en faisant en même temps. Et je me renseigne sur ces orbites sypersynchrones

DVAriane5 0,166929513 km/s
MergolsA5 175,2648136 kg
DVFalcon9 0,771628288 km/s
MergolsF9 900,3679313 kg

Euh... désolé d'avoir dévié le sujet

EDIT :

OK, effectivement laurent, en faisant la ciruclarisation en même temps que le changement d'inclinaison pour une inclinaison de 6° le DV est négligeable 1%. Pour Falcon 9, et donc un lancement de cap canaveral on tombe sur 20 %. Sur un satellite de 3t ça représente environ 300kg d'ergols de plus. Comparés au 4t de plus que pourra lancer Falcon 9 en GTO face à Ariane 5, il y a de la marge !

mhu 398700 km3/s2
RT 6371 km
HgtoA 36000 km
HgtoP 250 km
VgtoA 1,594788033 km/s
Vgeo 3,067529591 km/s
iAriane5 6 deg
DVAriane5 0,018085771 km/s 1%
MergolsA5 18,51174836 kg
iFalcon9 28 deg
DVFalcon9 0,347759025 km/s 19%
MergolsF9 376,6958472 kg

Isp 300 s
g0 9,8 m/s2
Msatellite 3000 kg

Diff de Merg 358,1840988


Merci laurent pour ta remarque ça m'a fait réviser :D

PS: Bien sûr je parlais de Falcon 9 Heavy

[Pline]

En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

[Gybè]

En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

Ca veut dire que leur lanceur corrigerait l'inclinaison à environ 200 km d'altitude. Ca n'est plus cohérent car il faudrait un gros Delta V, donc beaucoup de carburant. Vu les perfs ça ne semble pas être le cas.

[Invité]

En voyant le tableau une question me vient à l'esprit : Est-ce que leur GTO correspond à une inclinaison nulle, ou c'est une GTO avec une inclinaison de 28 degré ?

A mon avis c'est l'orbite de transfert avec inclinaison nulle depuis le point de départ précisé. Sinon ce ne serait pas très professionnel comme présentation.

En général l'usage veut que les opérateurs donnent une capacité pour une GTO pénalisée de 1500 m/s par rapport à la GEO. Ensuite les paramètres sont différents selon les sites de lancement mais cela permet d'avoir un dimensionnement du satellite qui peut passer d'un opérateur à un autre sans tout casser.

[CosmoS]

En général l'usage veut que les opérateurs donnent une capacité pour une GTO pénalisée de 1500 m/s par rapport à la GEO. Ensuite les paramètres sont différents selon les sites de lancement mais cela permet d'avoir un dimensionnement du satellite qui peut passer d'un opérateur à un autre sans tout casser.

Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?
D'autre part, je ne comprends pas l'intérêt de ramener la performance à une GTO fictive définie de façon unique comme "GEO-1500 m/s" (si j'ai bien compris ce que tu voulais dire). Au contraire, il me semble que l'information utile pour l'opérateur du satellite est de connaitre d'une part la masse totale à laquelle il a droit sur la "vraie" GTO et d'autre part le deltaV (pas forcément égal à 1500 m/s dans tous les cas, donc) qu'il aura à prendre en charge lui-même (puisque le service de lancement s'arrête à l'injection en GTO). :scratch:

En tout cas, merci de l'info: +30 % de perfo en GTO pour la F9 Heavy, ce n'est pas rien ! :affraid: Y aurait-il un changement d'étage supérieur dans l'air ?

[Invité]

Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?

Je ne parle pas des abaques détaillées des user's manual, qui effectivement détaillent les charges utiles en fonction de nombreux paramètres, mais plutôt d'une performance commerciale annoncée.
Je réponds là à la question de gybé qui se demandait pour quelle GTO la performance de la Falcon 9 était annoncée. Sans plus d'information, l'usage veut que l'on parle d'une pénalité de 1500 m/s.

D'autre part, je ne comprends pas l'intérêt de ramener la performance à une GTO fictive définie de façon unique comme "GEO-1500 m/s" (si j'ai bien compris ce que tu voulais dire). Au contraire, il me semble que l'information utile pour l'opérateur du satellite est de connaitre d'une part la masse totale à laquelle il a droit sur la "vraie" GTO et d'autre part le deltaV (pas forcément égal à 1500 m/s dans tous les cas, donc) qu'il aura à prendre en charge lui-même (puisque le service de lancement s'arrête à l'injection en GTO).

L'intérêt est que l'on peut comparer directement plusieurs opérateurs sans avoir à ouvrir les user's manual.
Le DeltaV sera au minimum de 1500 m/s, toute charge utile inférieure bénéficierait d'un bonus (en terme de réhausse de périgée, ou de diminution de l'inclinaison, voire d'un placement direct en GEO comme Intelsat 16).

Si l'on veut approfondir, voilà ce que je disais dans un autre fil :

Si on calcule en DeltaV du gain de l'effet de fronde :
Sea-Launch (0°) : 464 m/s
Kourou (5°) : 462 m/s
Hainan (19°) : 439 m/s
KSC (28,5°) : 408 m/s
Baikonour (46°) : 322 m/s

Et le DeltaV pour passer d'une GTO "référence" (250x35786 km) à l'orbite géostationnaire :
Sea-Launch : 1470 m/s
Kourou : 1480 m/s
Hainan : 1640 m/s
KSC : 1830 m/s
Baikonour (51,6°)* : 2430 m/s
* dû au corridor de tir

Différence (Sea-Launch étant la référence) :
Sea-Launch : 0 m/s
Kourou : 12 m/s
Hainan : 196 m/s
KSC : 416 m/s
Baikonour : 1102 m/s

[CosmoS]

Je ne te suis pas: dans tous les user's manual de lanceurs (enfin, ceux que je connais ;) ), la performance est donnée pour la GTO qui est effectivement utilisée (dont on précise l'inclinaison et l'altitude de périgée), et qui est donc spécifique au couple "site de lancement+lanceur".
As-tu des contre-exemples pour illustrer cet "usage" ?

Je ne parle pas des abaques détaillées des user's manual, qui effectivement détaillent les charges utiles en fonction de nombreux paramètres, mais plutôt d'une performance commerciale annoncée.
Je réponds là à la question de gybé qui se demandait pour quelle GTO la performance de la Falcon 9 était annoncée. Sans plus d'information, l'usage veut que l'on parle d'une pénalité de 1500 m/s.

Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (standardisée par rapport à cette GTO fictive) et la performance réelle indiquée dans le user's manual ? Perso, je n'ai pas repéré de cas où il y a une différence entre les deux, d'autant qu'à ma connaissance, la perfo en GTO est définie de façon unique dans les user's manuals pour le couple "site de lancement+lanceur" considéré. Si tu as un exemple, ça sera plus parlant.

Par ailleurs, je comprends bien l'intérêt de se ramener à un critère de performance comparable d'un système de lancement à un autre (remarque: il faudrait en trouver un aussi pour les forfaits de téléphonie mobile ;) ), mais je ne comprends pas en quoi cet "usage" répond à la question. Si je résume bien tes explications, on se ramène donc à la masse maximale que le lanceur peut injecter sur une GTO fictive qui représente un cas "optimiste" du point de vue du coût en deltaV du transfert GTO-GEO (le deltaV réel sera donc "pire": plus pénalisant en terme de rapport de masse). J'ai déjà du mal à voir comment on converti la perfo. GTO réelle en cette perfo GTO fictive (conversion que l'opérateur de satellite devra d'ailleurs faire en sens inverse), mais surtout je ne comprends toujours pas bien en quoi cette donnée est significative du point de vue de l'opérateur du satellite: on lui indiquerait donc une masse fictive associée à deltaV GTO-GEO sous-évalué ? :scratch:
Je comprendrais mieux si on comparait les deltaV GTO-->GEO seuls voire les performances finales en GEO (le tout à iso-hypothèses de technologie de propulsion et de stratégie de transfert, bien sûr). Il y a quelque chose qui m'échappe dans cette question (intéressante au demeurant ;) ) de comparaison des perfos ...

[Laurent J]

Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (...) et la performance réelle

Parce que tu fais encore confiance à ce que te racontent les commerciaux ?

En même temps, c'est vrai qu'en général ils sont plus forts que les ingénieurs pour deviner les performances "réelles" d'un système qui n'existe pas encore.

Je n'ai pas vu sur ce forum le manuel utilisateur de Falcon 9 Heavy, mais j'étais déjà surpris que celui de falcon 9 ne donne que les performances de la version "block 2" sur laquelle on a très peu d'infos.

Plus généralement, la perfo précise d'un lanceur me semble pour une bonne partie liée aux choix que l'on fait en matière de marges/dispersion des perfos/niveau de qualification.

Donc tant que la fusée n'a pas volé un certain nombre de fois, on ne peut pas savoir de combien de marge on dispose, et si on fait le choix de les rogner ou de les renforcer...

Dans le cas de la société SpaceX en particulier, je me méfie beaucoup de l'optimisme de la com :suspect: qui n'a pas toujours une base technique très robuste (ex: idée à terme de récupérer et réutiliser l'étage supérieur :megalol: )

[Invité]

Si je te suis bien, il faut faire une distinction entre la "performance commerciale annoncée" (standardisée par rapport à cette GTO fictive) et la performance réelle indiquée dans le user's manual ? Perso, je n'ai pas repéré de cas où il y a une différence entre les deux, d'autant qu'à ma connaissance, la perfo en GTO est définie de façon unique dans les user's manuals pour le couple "site de lancement+lanceur" considéré.

Décidemment je dois bien mal m'exprimer :(
Question : qu'est-ce qu'une orbite de transfert ?
Il s'agit d'une orbite intermédiaire avant l'orbite géostationnaire. Bon, je sais que tu sais :)
Tu seras donc d'accord qu'il existe une infinité d'orbites intermédiaires (inclinaison, périgée, apogée etc ...), avec un DeltaV différent.
Cette GTO à 1500 m/s n'est qu'un cas particulier de la perfo que le lanceur peut offrir, c'est un moyen de savoir rapidement. Evidemment après on peut détailler en allant voir les abaques

mais je ne comprends pas en quoi cet "usage" répond à la question. Si je résume bien tes explications, on se ramène donc à la masse maximale que le lanceur peut injecter sur une GTO fictive qui représente un cas "optimiste" du point de vue du coût en deltaV du transfert GTO-GEO (le deltaV réel sera donc "pire": plus pénalisant en terme de rapport de masse).

Non, ce n'est pas un cas "optimiste", en fait ça serait même plutôt l'inverse, le DeltaV ne sera pire que si ton satellite est plus lourd que la performance annoncée.

J'ai déjà du mal à voir comment on converti la perfo. GTO réelle en cette perfo GTO fictive (conversion que l'opérateur de satellite devra d'ailleurs faire en sens inverse),

C'est un cas particulier

mais surtout je ne comprends toujours pas bien en quoi cette donnée est significative du point de vue de l'opérateur du satellite: on lui indiquerait donc une masse fictive associée à deltaV GTO-GEO sous-évalué ? :scratch:

Je n'ai pas dit que c'était sous évalué !

Je comprendrais mieux si on comparait les deltaV GTO-->GEO seuls

Et quelle orbite GTO choisirais-tu ? Sachant que ce qui intéresse les opérateurs de satellite est le DeltaV à leur charge, que l'orbite soit de 5000x36000 km à 20° (pour Proton) ou 250x36000 à 6° (pour Ariane 5) n'a que peu d'importance.

[Laurent J]

Question : qu'est-ce qu'une orbite de transfert ?

Puisque tu pose la question, et que je sens que tu connais la réponse, je me rends compte que j'ai un doute :scratch: , concernant l'argument du périgée pour les tirs à forte inclinaison. Est-ce que même les russes arrivent à placer le périgée au dessus de l'équateur ? dans le cas contraire cela complexifie un peu la circularisation...