SpaceX открывает аккредитацию для СМИ на запуск Falcon Heavy с миссией Arabsat 6A с LC-39A KSC

А дальше своим ходом.

Для перехода с переходной на стационар - необходим импульс 1,5м/с, что при при начальной массе и импульсе 300с - даст на геостационаре - 35...37 тонн, что само по себе неимоверно много. А если довыводить двигателями малой тяги с импульсом 2000....6000с - то можно получить, но время довыведения будет порядка 6 месяцев. 45тонн

Боюсь, что в ваши расчеты вкралась ошибка. Переход с ГПО на стационар по любому проще и дешевле, чем сразу на стационар.

Почему же ошибка? Тем более, что вывод на стационар всегда производится через переходную орбиту. Причин несколько 1. космодромы не находятся на экваторе (Куру очень близко - не в счет), надо изменить плоскость орбиты; 2. необходимо не просто на ГСО, а в конкретную точку, что бы спутник был в нужной точке стояния; 3. время перелета с ГП на ГСО - 5,3 часа. При выводе на НОО двигатели работают до выхода на орбиту. При выводе на высокие орбиты - как правило выводят вначале на эллиптическую орбиту с перигеем 200...400км и апогеем = высоте нужной орбиты. Для ГСО это 35800км от поверхности или 42200 от центра Земли. В апогее переходной орбите поворачивают плоскость в плоскость экватора, и после фазировки орбиты дают еще один импульс в апогее что бы орбита стала круговой. А теперь не много цифр... переходная орбита перигей 200...400км (6600...6800км) Vп=10км/с апогей 35800км (42200км) Vа=1,6км/с; период обращения 10...13 часов. Для ГСО Vгсо=3,07км/с т.е нужен импульс 1,4км/с. И тут возникает вопрос. Если это импульс произойдет через 5 часов, то? способен ли двигатель ракеты к повторному запуску в условиях космоса?

В СССР в 60гг эту проблему решили создав 4-х ступенчатую ракету "Молния" фактически - носитель "Восход" с 4 ступенью, которая и выдавала импульс в апогее для перехода на высокую круговую орбиту... Потом 4ую ступень заменили новым термином - "Разгонный блок" - и включили его в полезную нагрузку. Так цифры по полезой нагрузке выглядят лучше. Как правило двигатели РБ имеют возможность многократного включения даже в условиях космоса. Двигатель Мерлин - имеет возможность повторного включения. Поэтому третья ступень Тройного Флакона - может включится в апогее и вывести спутник на ГСО. Тут просто что-то не сходится ранее заявленное с реализацией. Хотя 3 ступень Хеви = 2 ступень Ф-9 - просто мала для оптимального деления на ступени. Она оптимизирована для Ф-9 и на низкие орбиты. А возможно повторный запуск через 5 часов - является проблемным. Топливо керосин/кислород. Сколько кислоррода останется? даже если хватит, но масса не предсказуема, то пересчитывать импульс?

Суть в том, что спутник с носителем тяжелее, чем спутник без носителя. Поэтому носитель выгоднее отсоединить при достижении ГПО.

Спутник с носителем тяжелее - Это - да. И сразу - но: по поводу выгоднее? это вопрос. При такой схеме для выдачи двух импульсов - в перигее и в апогее требуется два двигателя. При повторном использовании - только один. Что выгоднее - ответа нет, так как данных не хватает.

Про один двигатель вы загнули. Маршевый двигатель не годится для коррекции.

Переход с ГПО на ГС - это не коррекция. Это нормальный выскоэнергетический маневр. Берем Мерлин-1D+ vak - тяга 93т, УИ = 347с.Начальная масса 6000кг, требуемый прирост скорости V=1500м/с. И по ф.Циолковского Мкон=Мнач/ехр(V/(gJ)) имеем Мкон=3800кг. Т.е расход топлива = 2200кг. Мерлин при тяге 93т и УИ =347с имеет секундный расход 93/347=0,270т/с= 270кг/с. => 2200/270=8,2с. Т.е. Мерлин 3 ступени должен работать более 8 сек. чтобы в апогее перевести спутник с ГПО на ГС и сжечь более 2тонн топлива.

Моя ошибка на g=9,8 не поделил. массы 6т и 3,7т соответственно.

У вас хорошо получается. Теперь посчитайте с носителем...

8 секунд - это слишком быстро - легко промахнуться. Нормальный переход длится часы и сутки. И поскольку двигатели коррекции все равно нужны, то лучше их и использовать.

"...Нормальный переход длится часы и сутки."

Двух импульсный гоммановский перелет действительно длится часы - 5,3 часа от первого импульса в перигее до второго в апогее. Траектория предложенная Гомманом - самая энергитически выгодная. В указанном случае первый импульс - это продолжение работы двигателя после достижения круговой скорости = 7,9км/с. И доведения скорости до 10км/с. И сразу пошли на эллипс, период обращения 10,6часа => от перигея до апогея 5,3 часа. Но и это главное при такой схеме при старте с Флорида - апогей окажется над юго-восточной азией. А нужен над Арабией. Нужно сфазировать орбиту. один из способов - просто ждать. Период обращения чуть меньше чем полсуток. Каждые два витка апогей сдвигается где-то на 2000км на восток. дождемся и ... стартанем, если топливо не испарится, точнее жидкий кислород.

А вот на счет двигателей коррекции... зачем расходовать на выведение ценный груз - топливо.? Если основную работу может обеспечить последняя ступень РН.

Вы так рассуждаете, как будто топливо последней ступени стоит дешевле, чем топливо спутника.

На Земле они стоят одинаково. Но на орбите их цена отличается в тысячи раз. Посудите сами - время от времени приходится корректировать орбиту спутника, на это уходит топливо. И как только топливо кончилось .... спутнику - копец. И тонны топлива или даже граммы, оставшиеся в баках последней ступени ни чем этому процессу не помогут. Не однократно делались проекты по дозаправки спутников на геостационаре - и ни один не реализован. но не по техническим причинам, а по экономическим. Цена дозаправки соизмерима с ценой спутника. Цена доставки топлива на геостационар = цене доставки спутника на ту же орбиту более 10 000$/кг.

До отделения спутника топливо в ракете и в спутнике так же стоят одинаково.

Если использование топлива из носителя экономит топливо спутника и => продлевает ресурс спутника. То почему этим не воспользовались?

???

Как говорил кот Матроскин, чтобы продать что-то ненужное, надо сначала купить что-то ненужное.

В спутнике столько топлива, чтобы выйти на расчетную орбиту и производить коррекции в течение расчетного времени жизни. В носителе столько топлива, чтобы доставить спутник на ГПО и сойти с орбиты. Лишнего (бесплатного) топлива нет ни там, ни там.