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Em Órbita Em Órbita n.º 107 (Vol. 11) – Fevereiro de 2011

Índice Lançamentos orbitais em Janeiro de 2011 Zenit-3F lança Elektro-L O primeiro Delta-IV Heavy de Vandenberg Uma cegonha branca para a ISS O primeiro Progress de 2011 Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Lançamentos orbitais previstos para Março e Abril de 2011 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXIV) Estatísticas do Voo Espacial tripulado Explicação dos termos técnicos

3 4 16 34 50 63 64 65 66 67 70 73 74 76 79

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O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ - www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa este número colaboraram José Roberto Costa e Manuel Montes. Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia do autor. Rui C. Barbosa BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rmcsbarbosa@gmail.com

a Capa: O gigante Delta-IV Heavy transportando um satélite espião para o NRO, aguarda a hora do lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.

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Em Órbita

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Lançamentos orbitais em Janeiro de 2011 Em Janeiro de 2011 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais colocando-se em órbita 5 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Janeiro de 2011 foram realizados 4759 lançamentos orbitais, 286 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 6,0% do total e a uma média de 5,5 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (476 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,2 lançamentos por mês de Janeiro) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais.

2011

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 13 14 12 10 10 10 10 9 9 9 9 10 8 88 88 8 7 7 7 8 66 6 6 6 55 5 5 5 5 5 5 5 5 6 4 4 44 4 3 33 4 2 2 2 2 22 2 2 2 00 10 11 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Janeiro desde 1957

Ano

120

119

112 118

127

140

110 114 120 106 109 106 125 128 124 124 106 105 123 121 127 129 121 103 110 116 101 116

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2011 (Janeiro)

70

75 53 52

19

35

40

63 65 67

58 62 61 1999

82 77 73

1996

79

75 73

55

60

86

89

95 88

87

80

72

Lançamentos

100

2

4

8

14

20

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

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1960

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Zenit-3F lança Elektro-L O primeiro lançamento orbital de 2011 teve lugar às 1229:01,712UTC do dia 20 de Janeiro com um foguetão 11K77 Zenit3F/Fregat-SB (1-2007/1*2001) a colocar em órbita o satélite meteorológico Elektro-L n.º 1L1. O lançamento teve lugar desde a Plataforma de Lançamento PU-1 do Complexo de Lançamento LC45. O satélite Elektro-L O satélite Elektro-L (Электро-Л) representa a segunda geração de satélites meteorológicos geostacionários construídos e operados pela Rússia. O desenho do satélite tem uma composição modular e consiste num Módulo de Serviço e um Módulo de Instrumentação, o módulo universal Navigator desenvolvido pela NPO Lavochkin para ser utilizado como núcleo em vários satélites, tais como a série de observatórios orbitais Spektr. Com uma massa no lançamento de 1.766 kg, a sua massa operacional em órbita é de 1.500 kg, tendo um tempo útil efectivo de vida de 10 anos. O Elektro-L foi desenhado como um veículo com elevada compatibilidade operacional. Completamente montado e testado nas instalações do fabricante NPO Lavochkin, o satélite é entregue no local de lançamento já virtualmente pronto para o lançamento. Esta tecnologia permite assim uma poupança nos custos dos trabalhos de preparação para o lançamento.

O seguinte quadro mostra algumas características importantes da carga operacional a bordo do Elektro-L.

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O satélite Elektro-L é também designado GOMS-2 (Geostationary Operational Meteorological Satellite-2).

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Instrumentação meteorológica

MSU-GS (Sistema de observação multiespectral) • Condições de funcionamento: Elevação solar 10-90°, albedo 0.07-0.9, contraste do objecto 0.2-0.7 • Largura angular da zona de observação: 20°x20° • Bandas espectrais observadas: 10, variando de 0.5 a 12.5 mkm (ver bandas de observação em baixo) Banda Comprimentos de Rácio sinal / ruído ou Utilização # onda (mkm) resolução bolométrica Observação de nuvens, observação de nuvens para a 1,2 0.5 – 0.65,0.65 – 0.8 >10 determinação da direcção, observações dos aerossóis 3 0.8 - 0.9 >7 Observação de nuvens de pequenas dimensões Detecção de nuvens baixas, temperaturas oceânicas nocturnas 4 3.5 - 4.01 <0.35°K e do solo Observação do vapor de água, determinação de ventos, 5 5.7 - 7.0 <0.75°K Nuvens semi-transparentes 6,7 7.5 – 8.5, 8.2 - 9.2 <0.28°K Observação das camadas de nuvens semi-transparentes Monitorização da concentração de Ozono na baixa 8 9.2 - 10.2 <1.5°K estratosfera Determinação das temperaturas do oceano e do solo, 9,10 10.2 - 11.2,11.2 - 12.5 <0.3°K quantidade de precipitação sobre os oceanos

Resolução por pixel no nadir: canais 1-3 (luz visível) não mais do que 1 km/pix; canais 4-10 (luz IV) não mais do que 4 km/pix. • Pixéis por linha de varredura para 0.5-0.8 mkm bandas: 12 576 • Pixéis por linha de varredura para 3.5-12.5 mkm bandas: 3 144 • Varreduras numa frame: 34 • Limites de medição de temperaturas, K: 220 - 340 • Tempo para obter uma varredura, a 0.5-0.8 mkm: <= 15 minutos • Tempo para obter uma varredura, a 3.5-12.8 mkm: <= 2 minutos • Nível de bit para emissão de informação total, kbit/s: 3150 - 4000 • Modo de funcionamento: tipo sessão, com uma sessão em 30 minutos em standard uma vez em 15 minutos em modo de emergência • Tempo de activação: 5 minutos • Método de observação: espelho em passos discretos • Consumo de energia, W: <= 200 • Dimensões do instrumento, mm: 875 х 520 х 450 • Massa do instrumento, kg: <= 88 GGAK-E (Sistema de Sondagem do Ambiente Espacial) fornece as seguintes medições: • Constante Integral Solar em energia de 0.2 - 100.0 mkm • Espectro Diferencial de Energia de electrões e protões nos níveis de energia 0.05 - 20.0 kEv • Densidade do fluxo de electrões nos níveis de energia: 0.03, 0.1-0.7, 2.0-4.0, 6.0; > 6.0 MEv Instrumentação do tempo espacial • Densidade do fluxo de protões nos níveis de energia: 0.5, 3.0-10.0, 30.0, 50.0, 100.0, 300.0; >300.0, >600.0 MEv • Intensidade da radiação dos raios-x solares nos níveis de energia 3.0-10.0 kEv • Intensidade da radiação solar UV nas linhas de ressonância HL-alfa (121.6 nm) • Magnetometria em eixos triplo ortogonais (até 300.0 nT) BSSD é um sistema de processamento de dados a bordo com as seguintes funções: • Acumulação de dados de MSU-GS • Acumulação de dados de GGAK-E Instrumentação de informação • Acumulação de informação operacional vinda dos sistemas do satélite • Armazenamento de dados • Repetição e transformação dos dados para transmissão através da ligação de rádio Fornece as seguintes funções: • Transmissão de informação de imagens em 7.5 GHz a 15.26 Mbit/s (modulação de fases de banda única) • Transmissão das leituras do ambiente espacial em 1.7 GHz a 2500 bit/s • Recepção de informação meteorológica a partir de plataforma autónomas na superfície em 401-403 MHz, a partir de satélites em órbitas baixas a 470 MHz, e suas transmissões a 1.7 GHz em forma de fase modulada. Comunicação rádio • Retransmissão de dados processados de hidrometeorologia e ambiente espacial (em mensagens HRIT, LRIT em recepção 8.2 GHz / 1.7 GHz transmissão; em 15.36 Mbit/s sobre 8.2 GHz recepção / 7.5 GHz transmissão) • Sinais de socorro SARSAT (406 MHz recepção, 1.54 GHz transmissão) • Recepção e transmissão a 8.2 e 7.5 GHz são transportados através de antenas de alto ganho orientáveis.

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O satélite Elektro-L tem três objectivos principais, isto é a obtenção de imagens multiespectrais de nuvens e do solo em todo o disco de observação da Terra, a obtenção de dados da atmosfera heliogeofísica na altitude em que se encontra o satélite e a implementação de funções de telecomunicação, troca de dados hidrometeorológicos e heliogeofísicos e transmissão de informação enviada a partir de plataformas de recolha no solo.

Com os dados pretende-se fornecer ao Serviço Federal Russo de Monitorização Hidrometeorológica e Ambiental bem como a outros serviços operacionais, informação hidrometeorológica para: a) análise sinóptica de previsão meteorológica numa escala global (natureza e parâmetros das formações nublosas, secções de frentes nublosas, especialmente s circulação de massas de ar, e eventos meteorológicos extremos); b) análise das alterações espaciais e temporais dos cobertos de neve e abastecimentos de água para prever o crescimento de culturas agrícolas; c) análise e previsão das condições para a aviação (altitude do topo de nuvens, velocidade do vento e sua direcção em três níveis atmosféricos, correntes de ar, área de turbulência, desenvolvimento de zonas de convecção activa na atmosfera); d) análise e previsão da situação heliogeofísica, estado da ionosfera e do campo magnético terrestre); e) monitorização do clima e alterações globais. O satélite será também utilizado para o controlo de situações de emergência (observação e áreas de emergência de forma a determinar o impacto dos desastres naturais, acidentes, desastres e planeamento da sua eliminação, além do controlo e consequências dos fogos florestais). O Elektro-L irá ainda auxiliar no controlo e protecção ambiental (controlo ambiental em áreas industriais e identificação de zonas de poluição nas zonas cobertas de neve).

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O satélite Elektro-L durante a fase de processamento final e de preparação para o lançamento no Cosmódromo de Baikonur.

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O foguetão 11K77 Zenit-3F O satélite Elektro-L foi lançado desde Baikonur pelo primeiro foguetão 11K77 Zenit-3F/Fregat-SB (Зеніт-3SLБФ/Фрегат-СБ), também designado Zenit-3SLBF/Fregat-SB. Este é um lançador a três estágios nos quais os dois primeiros são designados Zenit2SB80 (Зеніт-2SБ80) e o terceiro estágio é um Fregat-SB (Фрегат-СБ - сбрасываемые баки, isto é tanques ejectáveis). O Zenit2SB80 é fabricado pela empresa ucraniana Yuzhnoye enquanto que o estágio Fregat-SB é fabricado pela russa NPO Lavochkin.

Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kN) Força ao nível do mar (kN) Diâmetro (m) Comprimento (m) Iesp (s) Tq (s) Propolentes

1º Estágio

2º Estágio

Fregat-SB

RD-174 352.700 33.900 7.908 7.259 3,9 32,90 337 150 RP-1/LOX

RD-120 / RD-8 89.900 9.300 834 / 78 3,9 11,50 349 190 RP-1/LOX

S5.92 8.150 1.050 19,6 3,7 2,4 327 >877 N2O4/UDMH

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A tabela ao lado mostra as principais características do foguetão. O 11K77 Zenit3F/Fregat-SB tem 58,65 m de comprimento, 466.200 kg de massa total no lançamento (do quais 425.000 kg correspondem aos propolentes) e é capaz de colocar uma carga de 3.750 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. A sua carenagem de protecção tem 4,1 m de diâmetro e 10,4 m de comprimento. Em baixo vemos os esquemas do foguetão 11K77 Zenit-3F/Fregat-SB, do estágio Fregat-SB e da carenagem de protecção de carga.

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Preparação e lançamento do Elektro-L Os preparativos para o lançamento do satélite Elektro-L prolongaram-se por mais de um ano no Cosmódromo de Baikonur. O estágio superior Fregat-SB (2001) chegou ao cosmódromo a 4 de Abril de 2009. Após chegar a Baikonur, o estágio juntamente com os dois estágios inferiores do foguetão, foram preparados para a realização de testes na Plataforma de Lançamento PU-1 do Complexo de Lançamento LC45. Na segunda metade de Abril de 2009, o estágio foi acoplado com os estágios inferiores do lançador Zenit-2SB80 juntamente com a carenagem de protecção e respectivo adaptador de carga para o modelo Navigator. Este conjunto formou a unidade orbital que ficou pronta a 20 de Abril e que foi transportada para o edifício de integração e montagem do foguetão lançador (MIK 45) a 23 de Abril. Nesta altura o lançamento do satélite Elektro-L estava previsto para ter lugar a de de Dezembro de 2009. Entretanto, e prosseguindo os testes com o novo lançador, o veículo foi transportado para o complexo de lançamento a 4 de Maio. Durante a permanência no complexo de lançamento foram levados a cabo diversos testes de integração e verificação de compatibilidade com a plataforma de lançamento. O foguetão acabou por ser transportado de volta para as instalações de integração e montagem a 5 de Maio. Já nos preparativos para o lançamento do satélite Elektro-L, o estágio Fregat-SG foi abastecido com os seus propolentes hipergólicos a 9 de Novembro na estação de abastecimento 11G12. Entretanto, o satélite Elektro-L n.º 1L chegava ao cosmódromo no dia 1 de Dezembro. Após a chegada às instalações de processamento, o satélite foi submetido a uma inspecção e foram realizados testes funcionais. A 7 de Dezembro o Elektro-L era transportado para a estação de serviço da Área 31 onde seria abastecido com os propolentes e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais. O abastecimento terminaria no dia seguinte. Entretanto, continuavam os preparativos com o foguetão lançador sendo realizados testes do seu sistema eléctrico. Após o seu abastecimento, o satélite Elektro-L foi transportado de volta para o edifício de integração onde foi acoplado com o estágio superior Fregat-SB (2001) Entretanto, o lançamento seria adiado para o período de 15 a 20 de Janeiro de 2011 a 20 de Dezembro, sendo agendado para 20 de Janeiro a 25 de Dezembro. Os trabalhos de preparação do satélite e do lançador seriam suspensos por alguns dias e retomados a 11 de Janeiro de 2011. Neste dia o conjunto Elektro-L n.º 1L / Fregat-SB (2001) foi colocado na posição horizontal e colocado no interior da carenagem de protecção do foguetão lançador. Após a integração com os estágios inferiores do foguetão lançador, todo o conjunto seria transportado para a Plataforma de Lançamento PU-1 a 18 de Janeiro.

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Os preparativos finais para o lançamento e a contagem decrescente decorreram sem qualquer problema. O lançamento teve lugar às 1229:02UTC do dia 20 de Janeiro. Após a ascensão orbital, o perfil de lançamento seria dividido em quatro fases: o estágio FregatSB com o satélite Elektro-L seria colocado numa órbita inicial com um perigeu a 178 km de altitude, apogeu a 640 km de altitude e uma inclinação de 51,3º. Após a primeira ignição do Fregat-SB o conjunto ficaria colocado numa órbita intermédia com um perigeu a 306 km de altitude, apogeu a 4.440 km de altitude e uma inclinação de 50,4º. A órbita de transferência para a órbita geossíncrona (com um perigeu a 361 km de altitude, apogeu a 35.914 km de altitude e uma inclinação de 48,6º) seria atingida após a segunda queima do estágio superior. Finalmente, a órbita geossíncrona (com um perigeu a 35.413,6 km de altitude, apogeu a 35.785,8 km de altitude e uma inclinação de 0,5º) seria atingida após a terceira e última queima do Fregat-SB.

Após terminar a queima dos estágios iniciais do lançador Zenit-2SB80, a separação entre o segundo estágio e o estágio superior Fregat-SB ocorria às 1237:38UTC, com este a ficar colocado na órbita inicial. A sua primeira queima seria iniciada às 1344:26UTC e teria uma duração de 8 minutos e 14 segundos, terminando às 1352:40UTC. Após a primeira queima do Fregat-SB dava-se a ejecção do tanque auxiliar de propolente APT pelas 1353:17UTC. A segunda queima do Fregat-SB iniciava-se às 1558:20UTC. Esta queima teria uma duração de 10 minutos e 29 segundos, terminando às 1608:59UTC. O conjunto permaneceria nesta órbita de transferência até às 2119:06UTC, altura em que se iniciava a sua terceira e última queima com uma duração de 8 minutos e 37 segundos, terminando às 2127:43UTC. O conjunto estava órbita na órbita geossíncrona e a separação do satélite Elektro-L teria lugar às 2128:13UTC. Estando o estágio FregatSB também na órbita geossíncrona, era necessário afastá-lo o satélite Elektro-L. Para tal foi levada a cabo uma manobra que teve início às 0028:19UTC do dia 21 de Janeiro. Esta manobra teve uma duração de 1 minuto e 20 segundos, terminando às 0029:39UTC e colocando o estágio superior numa órbita na qual não irá interferir com a operação do novo satélite. Após a tingir a órbita terrestre, o Elektro-L colocou em posição todos os instrumentos de transmissão e recepção de informação, bem como os paneis solares. O satélite iniciou um período de funcionamento experimental testando os seus sistemas, antes de iniciar a sua fase operacional a 76º de longitude Este sobre o Oceano Índico.

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O primeiro Delta-IV Heavy de Vandenberg O primeiro foguetão Delta-IV Heavy a ser lançado desde a Base Aérea de Vandenberg não poderia transportar uma carga tão misteriosa como a que colocou em órbita na missão NRO L-49. O usual véu de secretismo cobriu esta missão e mesmo a transmissão do lançamento foi interrompida logo após a separação da carenagem de protecção. Porém, dias mais tarde os observadores amadores acabaram por descobrir o satélite em órbita terrestre revelando assim de certa forma a natureza do novo espião em órbita.

Os satélites Improved Crystal Podemos imaginar os satélites Improved Crystal, como o telescópio espacial Hubble com um grande sistema de propulsão acoplado na sua parte posterior proporcionando assim manobrabilidade ao satélite. Tal como o telescópio espacial, estes satélites têm 4,5 metros de diâmetro e 15,0 metros de comprimento (com a adição do sistema de propulsão). Sem combustível, os satélites terão uma massa de cerca de 10.000 kg, tendo um peso total de 18.000 kg. A geração anterior de satélites deste tipo, os KH11, tinha um peso inferior. No entanto, e com a capacidade de transportar uma maior quantidade de propolente, os Improved Crystal têm uma vida operacional mais prolongada e uma melhor capacidade de manobra, permitindo-lhe assim uma cobertura superior da superfície terrestre. Os Improved Crystal são fabricados pela TRW e pela Lockheed Martin. Os sensores ópticos utilizados nos satélites Improved Crystal são similares aos sensores utilizados nos satélites KH-11 Kennon. Estas câmaras electrónicas fornecem transmissões de imagens em tempo real para as estações terrestres através da rede de satélites de comunicações militares em órbita, como por exemplo os satélites Milstar. Estes sensores operam em luz visível e no infravermelho próximo, bem como no infravermelho térmico permitindo-lhes assim detectar fontes de calor. Os sensores provavelmente incorporam intensificadores de imagem com baixos níveis de luz para fornecer imagens obtidas durante a noite. Os Improved Crystal possuem sistemas electrónicos sofisticados que lhes permitem imagens mais nítidas do que aquelas obtidas pelos KH-11. De facto, a resolução das imagens é de cerca de 0,1 metros. Um espelho rotativo tipo periscópio reflecte as imagens para um espelho principal, permitindo assim a obtenção de imagens em ângulos muito elevados de obliquidade e a observação de objectos a centenas de quilómetros de distância da sua trajectória de voo. Designação

Missão

Desig. Int.

ORAD

USA-86 USA-116 USA-129 USA-161 USA-186 USA-224

RO L-2 RO L-14 RO L-20 RO L-49

1992-083A 1995-066A 1996-072A 2001-044A 2005-042A 2011-002A

22251 23728 24680 26934 28888 37348

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Data Lançamento 28-ov-93 05-Dez-95 20-Dez-96 05-Out-01 19-Out-05 20-Jan-11

Veículo Lançador

Local Lançamento

Titan-404A (K-3 45J-1) Titan-404A (K-15 45J-3) Titan-404A (K-13 45J-5) Titan-404A (B-34) Titan-404B (B-26) Delta-IV Heavy (D352)

Vandenberg AFB, SLC-4E Vandenberg AFB, SLC-4E Vandenberg AFB, SLC-4E Vandenberg AFB, SLC-4E Vandenberg AFB, SLC-4E Vandenberg AFB, SLC-6

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O foguetão Delta-IV O segundo veículo lançador do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) lançado pela Força Aérea dos Estados Unidos para o desenvolvimento de novos foguetões, foi o Delta-4. Este veículo baseia-se numa secção central comum CBC (Common Booster Core) a várias versões do lançador: Delta-4 Small, Delta-4 Medium, Delta-4 Medium+(4.2), Delta-4 Medium+(5.2), Delta-4 Medium+(5.4) e Delta-4 Heavy (ver diferentes características na página seguinte). O desenvolvimento da versão Delta-4 Small foi entretanto cancelado. O Delta-4 Medium é um lançador a dois estágios com um peso bruto de 249.500 kg, desenvolvendo 295.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 63,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 8.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.210 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O Delta-4 Medium+(4.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 66,2 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 11.700 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 5.845 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Esta foi a primeira versão utilizada do Delta-4.

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Medium Propulsores laterais Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores Primeiro estágio CBC

Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores

Segundo estágio Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores

Medium+ (4.2) Medium+ (5.2) Medium+ (5.4)

Heavy

-

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

Delta RS-68 226.400,00 26.760,00

-

88.452,00 1,52 1,5 13,0 275 243 90 Sólido 1 (GEM 60)

88.452,00 1,52 1,5 13,0 275 243 90 Sólido 1 (GEM 60)

88.452,00 1,52 1,5 13,0 275 243 90 Sólido 1 (GEM 60)

337.807,00 5,1 5,1 40,8 420 365 249 LOX/LH2 1 (RS-28)

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

337.807,00 5,1 5,1 38,0 420 365 249 LOX/LH2

337.807,00 5,1 5,1 38,0 420 365 249 LOX/LH2

337.807,00 5,1 5,1 38,0 420 365 249 LOX/LH2

337.807,00 5,1 5,1 38,0 420 365 249 LOX/LH2

337.807,00 5,1 5,1 38,0 420 365 249 LOX/LH2

1 (RS-682)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4H-2 30.710,00 3.490,00

11.222,00 2,4 4,0 12,0 462 850 LOX/LH2 1 (RL-10B-23)

11.222,00 2,4 4,0 12,0 462 850 LOX/LH2 1 (RL-10B-2)

11.222,00 2,4 4,0 12,0 462 850 LOX/LH2 1 (RL-10B-2)

11.222,00 2,4 4,0 12,0 462 850 LOX/LH2 1 (RL-10B-2)

11.222,00 2,4 5,0 12,0 462 1.125 LOX/LH2 1 (RL-10B-2)

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O motor RL-68 é um motor criogénico desenvolvido pela Rocketdyne Propulsion & Power da Boeing Company. É capaz de desenvolver 337.807 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 420 s, durante um Tq de 249s. Tem um peso de 6.597 kg e uma câmara de combustão. (Ver texto). 3 O motor RL-10B-2 é um motor criogénico desenvolvido pela Pratt & Whitney e já utilizado no Delta-3. É capaz de desenvolver 11.226,60 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 465,5 s, durante um Tq de 700s. Tem um diâmetro de 2,1 metros e uma câmara de combustão. Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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O Delta-4 Medium+ (5.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O Delta-4 Medium+ (5.4) é um modelo semelhante Delta-4 Medium+ (5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Finalmente, o Delta-4 Heavy tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta. Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta4 a cor que caracteriza os seus antecessores. De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-4 Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido. Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência. A parte superior do Delta-4 pode variar consoante as versões. Para o delta-4 Medium e Delta-4 Medium+ (4.2), um adaptador inter-estágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-4 Medium+ e o Delta-4 Heavy utilizam um inter-estágio semelhante a um cilindro.

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Em Órbita O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 19984 o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 19995 o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 20006, o estágio superior funcionou sem qualquer problema. A versão do segundo estágio utilizado no Delta-4 é quase idêntica á versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona inter-estágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta 20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona. O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+ (5.2), Medium+ (5.4) ou Heavy. Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima.

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O Delta-3 8930-13.1C (D259) foi lançado às 0117UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite de comunicações Galaxy-X (1998-F02). 5 O Delta-3 8930-13.1C (D269) foi lançado às 0100UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral. 6 O Delta-3 8930 (D280) foi lançado às 1105UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite DM-F3 (26475 2000-048A). Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-4, tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira colocase em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo. Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4. Os foguetões Delta-4 são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama. O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70.

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Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos. Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade. O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbo-bomba de hidrogénio líquido.

As designações dos foguetões Delta-4 As diferentes configurações da família de foguetões Delta-4 são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo, isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-4 LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido7, e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido. Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central. Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros. A tabela seguinte mostra os lançamentos do foguetão Delta-4 Heavy levados a cabo até à presente missão. Lançamento

Data

2004-050 2007-054 2009-001 2010-063 2011-002

21-Dez-04 11-ov-07 18-Jan-09 21-ov-10 20-Jan-11

Veículo Lançador D310 D329 D337 D351 D352

Local Lançamento C.C.A.F.S. C.C.A.F.S. C.C.A.F.S. C.C.A.F.S. Vandenberg AFB

Plataforma Lançamento SLC-37B SLC-37B SLC-37B SLC-37B SLC-6

Satélite DemoSat (28500 2004-050) USA-197 'DSP-23' (32287 2007-054A) USA-202 'ROL-26' (33490 2009-001A) USA-223 'ROL-32' (37232 2010-063A) USA-224 'ROL-49' (37348 2011-002A)

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Muitas vezes esta configuração é referida como estágio superior ‘0’ com um motor PAM-D devido à natureza modular da configuração PAM. Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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As plataformas de lançamento para o Delta-4 Os foguetões Delta-4 podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-4 utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturno-I e Saturno-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno. As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers & Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento. Os lançamentos desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, o complexo viu projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia. Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 eram extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch, foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966. No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondose a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma.

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Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha. Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado. No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC-6 de forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares. Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility). A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg. Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares. Infelizmente esta era a ponta do iceberg dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo. A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo. Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado. A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga).

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Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL. Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas. A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial. Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas. Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC-6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado. Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo, vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar. Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois. As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1). A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica. O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.

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Mais tarde do complexo seria modificado para ser utilizado pela família de lançadores Delta-IV. Numa fase inicial o complexo só podia ser utilizado pelas versões mais leves do lançador, mas após serem realizados dois lançamentos em Junho e Novembro de 2006, e com a necessidade de se colocar em órbita novos satélites espiões pesados, foi dada a aprovação a 1 de Dezembro de 2006 para uma modificação estrutural de forma a suportar o lançamento da versão Heavy. Os trabalhos iniciais de projecto e análise prolongaram-se até Julho de 2007 e a fase seguinte (construção, montagem e instalação do equipamento) decorreu de Março de 2007 a Julho de 2010. As modificações no complexo implicaram a instalação de mais de 835 partes e as alterações específicas incluíram a instalação de estruturas em forma de caixa (os denominados TSM – Tail Service Masts) para encaminhar energia, gases, e condutas de hidrogénio e oxigénio líquido para a parte inferior do foguetão; melhoramentos no sistema de fornecimento de hélio e azoto gasoso, além de melhorias nos sistemas de alimentação para o Delta-IV Heavy; modificações na sala dos sistemas pneumáticos; melhoria da unidade do sistema de ar condicionado e das condutas do sistema de controlo ambiental para o lançador; o braço umbilical inferior da plataforma de lançamento foi equipado com novos sistemas umbilicais para os propulsores laterais; adição de uma extensão ao braço umbilical superior para fornecer ar condicionado à carenagem de protecção e à carga no seu interior; ajustamento das plataformas de acesso no interior da torre móvel de serviço; instalação de um sistema suplente de fornecimento de energia ao equipamento de suporte extra no solo; a plataforma foi equipada com água para arrefecimento e ignitores de hidrogénio para os motores dos propulsores laterais; e a adição de um tanque de armazenamento de oxigénio auxiliar para proporcionar à equipa de lançamento a capacidade para várias contagens decrescentes sem haver a necessidade de restabelecer as reservas.

A missão RO L-49 Construído nas instalações da ULA em Decatu, Alabama, os componentes do Delta-IV Heavy foram transportados em meados de Agosto de 2009 a bordo do Delta Mariner para uma viagem de um mês que passou pelo Canal do Panamá até Vandenberg. Após chegar à base aérea em Setembro de 2009, o veículo foi transportado para as instalações de integração horizontal HIF (Horizontal Integration Facility). Aqui, os componentes do lançador foram montados e testados ao mesmo tempo que prosseguiam os testes na plataforma de lançamento antes de receber o veículo. A 29 de Janeiro de 2010 o foguetão foi transportado na horizontal para o complexo de lançamento e colocado na posição vertical. No resto do ano o lançador e a plataforma de lançamento foram submetidos a testes exaustivos que incluíram testes de abastecimento, ensaios com as equipas de lançamento, demonstrações logísticas e de segurança, etc.

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Envolta em profundo secretismo, a missão NRO L-49 deverá ter tido uma sequência de lançamento semelhante a outras anteriores envolvendo satélites do mesmo tipo. Os últimos dois lançamentos de Titan-IV que transportaram satélites Improved Crystal, colocaram as suas cargas em órbita em menos de dez minutos. Nestes lançamentos a carga foi directamente colocada numa órbita terrestre baixa. No entanto, alguns analistas apontam para a possibilidade de o perfil de voo possuir duas queimas do estágio superior antes da separação do satélite cerca de hora e meia após o lançamento. Este teve lugar após uma contagem decrescente sem problemas às 2110:30UTC do dia 20 de Janeiro. As fases inicias do lançamento decorreram de forma semelhante às já decorridas em anteriores lançamento com o Delta-IV Heavy. Os três motores RS-68 entram em ignição a T-5,5s, com o lançador a iniciar o voo a T=0s. A T+50s é iniciado o procedimento de redução da potência do motor central é diminuída para 57% para assim se conservar propolente. Este processo tem uma duração de cerca de cinco segundos. A fase de máxima pressão dinâmica ocorre a T+1m 21s ao se aproximar da velocidade do som. Os propulsores laterais diminuem por sua vez a potência a T+3m 55s, terminando a sua queima a T+4m 2s. A sua separação ocorre a T+4m 5s e logo de seguida a potência do motor RS-68 é aumentada. A separação da carenagem de protecção da carga ocorre a cerca de T+4m 37s. A queima do primeiro estágio termina a T+5m 28s e a T+5m 34s ocorre a separação entre o primeiro e o segundo estágio. Nesta fase dá-se a abertura do escape do segundo estágio e a T+5m 49s ocorre a primeira ignição do segundo estágio. A partir deste ponto não se sabe a forma como poderá ter decorrido a missão mas se assumir-mos que o segundo estágio executa duas queimas, então a primeira queima deverá terminar a T+12m 8s. Após o final da primeira queima, o conjunto atinge uma órbita inicial na qual deve ter permanecido até T+1h 23m 32s, altura em que o motor RL10 do segundo estágio inicia a sua segunda queima com uma duração de dezanove segundos, terminando a T+1h 23m 51s. Com esta queima a velocidade do conjunto é aumentada em 60 m/s. A separação entre o satélite e o segundo estágio terá ocorrido por volta das 2235UTC.

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(Imagens nesta página de Gene Blevins - LA Daily 2ews)

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Uma cegonha branca para a ISS O Japão lançou o seu segundo veículo de carga para a ISS no dia 22 de Janeiro de 2010. O HTV (H-II Transfer Vehicle), é totalmente desenhado e fabricado no Japão. Tendo feito a primeira missão em Setembro de 2009, o HTV-1 (TDV – Technical Demonstration Vehicle) demonstrou as suas capacidades autónomas e de voo, ao mesmo tempo que transportava 4.500 kg de carga para a ISS. Os principais objectivos da missão do HTV-2 eram a entrega de carga na ISS, remoção de lixo da estação espacial e verificação das modificações ao nível do desenho e ao modo operacional. Entre os 5.300 kg de carga transportada encontrava-se água potável, contentores de alimentos e amostras experimentais, e dois módulos científicos da JAXA (KOBAIRO, e o MSPS ‘Multi-purpose Small Payload Rack’) a bordo do contentor logístico pressurizado (PLC). O HTV-2 transportou ainda duas unidades de substituição orbital despressurizadas: o CTC (Cargo Transport Container) e o FHRC (Flex Hose Rotary Coupler) utilizando o HTV Exposed Pallet. O veículo HTV foi baptizado com o nome Kounotori após um concurso nacional para escolher um nome para o veículo. ‘Kounotori’ significa ‘Cegonha Branca’.

Aspecto geral do HTV ‘Kounotori’. O PLC transporta a carga que será utilizada a bordo da ISS. O ULC alberga a denominada Exposed Pallet que por sua vez transporta experiências externas ou unidades de substituição orbital. A parte inferior do veículo é composta por dois módulos: um módulo de aviónicos (que consiste nos sistemas de navegação e controlo, sistemas de comunicações, sistemas de tratamento de dados, e sistemas de fornecimento de energia) e o módulo de propulsão (que contém o motor principal, motores de manobras e tanques de propolentes). Imagem: JAXA.

De facto, o HTV-2 é uma versão melhorada do HTV-1. A capacidade de transferência de carga foi melhorada ao se proceder a modificações no desenho do interior do veículo baseados nos resultados da missão do HTV-1. A tabela seguinte mostra os dados comparativos entre os dois veículos.

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HTV-1

HTV-2

3.600

4.000

900

1.300

- Carga Total (kg)

4.500 (a)

5.300

Massa Total (kg)

16.000

16.000

347 (perigeu 330)

Cerca de 350

51,6

51,6

-Voo até á ISS (voo solo) (dias)

8 (b)

7

- Operações na ISS (dias)

43 (c)

30 (d)

-

7

Capacidade de carga - Carga pressurizada (kg) - Carga despressurizada (kg)

Órbita alvo - Altitude (órbita circular) (km) - Inclinação (º) Duração da missão

- Reserva de contingência (dias)

Tabela comparativa entre as características do HTV-1 e do HTV-2. (a) Na missão do HTV-1 o total da massa de carga transportada foi ajustada para 4.500 kg dado que o veículo tinha de transportar quatro baterias primárias extra e uma quantidade extra de propolente para as demonstrações de aproximação à ISS. (b) A duração do voo do HTV-1 foi prolongada por um dia, pois o plano original era de 7 dias. (c) A duração nominal de operações na ISS era de 30 dias. (d) A duração das operações na ISS pode ser prolongada até 60 dias. Dados: JAXA. Tabela: Rui C. Barbosa

As modificações levadas a cabo ao HTV-2 concentraram-se no seu desenho estrutural, na sua configuração e nos seus procedimentos operacionais. As alterações ao nível do desenho estrutural alteraram o espaço de carga no PLC e procedeu-se à utilização de produtos japoneses. Para se conseguir espaço de carga adicional no PLC, foram recolocadas no seu interior condutas de ventilação e sistemas de iluminação. Adicionalmente, o HTV Resuply Rack (HRR) foi modificado para acomodar mais sacos de transferência de carga. Além do mais, os espaços entre os contentores de transporte foram disponibilizados como espaço de carga. Estas modificações permitiram ao HTV-2 o transporte de mais sacos CTB (Cargo Transfer Bags). Das quatro luzes de iluminação no PLC, duas foram substituídas por LEDS de fabrico japonês PSL (Permanent Solid-state Lighting), sendo as restantes as comuns luzes de iluminação denominadas GLA (General Luminaire Assembly). Para propósitos de reutilização, as PSL e as GLA serão removidas e armazenadas na ISS antes da separação do HTV-2. Adicionalmente, o transmissor e receptor PLS (Proximity Link System String B Transporder) foi substituído por um repetidor de fabrico japonês (na imagem ao lado vê-se a nova localização dos sistemas de iluminação a bordo do PLC no HTV-2). Nas duas páginas seguintes estão esquematizadas várias alterações levadas a cabo no HTV-2.

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A alteração efectuada ao nível dos procedimentos operacionais na missão do HTV-2 esteve relacionada com a eliminação das demonstrações das manobras de aproximação à estação espacial internacional que por sua vez levaram a um aumento da capacidade de carga. O HTV-1 transportou baterias extra e propolente necessário para as demonstrações técnicas durante a fase de aproximação à ISS. No entanto, estas demonstrações não estão incluídas no plano de voo da missão do HTV-2, permitindo assim o transporte de mais carga aumentando a sua capacidade para 6.000 kg. Carga a bordo do Konouroti-2 Dois módulos científicos japoneses foram transportados a bordo do HYV-2 no PLC. Da mesma forma, duas unidades despressurizadas de substituição orbitais da NASA foram transportadas no ULC. O HTV-2 também transportou água potável no CWC-1 (Contingency Water Container-Iodine) da NASA (imagem em cima), cumprindo assim os requisitos de qualidade da agência espacial norte-americana. Esta água foi preparada no Centro Espacial de Tanegashima utilizando um sistema de produção de água pura (imagem ao lado). Esta água, na qual uma pequena quantidade de iodo (agente esterelizante) é adicionada, foi depois colocada nos CWC-I

A carga a bordo do HTV-2 foi transportada em pequenos contentores HRR (seis no total). Os HRR (imagem ao lado) acomodam os sacos de transferência de carga CTB (imagem em baixo à direita) que contêm vários abastecimentos, incluindo comida espacial (comida em saquetas, comida reidratada, petiscos, bebidas reidratáveis, e comida espacial japonesa), quatro contentores com água potável, amostras experimentais, partes sobressalentes, e outras comodidades diárias para a tripulação da ISS (tais como roupas, sabonetes e champô). Também foram transportados dois contentores experimentais científicos japoneses: o KOBAIRO (723 kg) e o MSPR (580 kg). O KOBAIRO acomoda o GHF (Gradient Heating Furnace) da JAXA. O GHF é uma fornalha de vácuo que contém três blocos de aquecimento (bloco principal, bloco final e sub-bloco). A temperatura em cada bloco pode ser controlada de forma independente, podendo ser assim realizadas experiências em vários perfis de temperatura. O GHF possui um sistema de troca automática de amostras que pode acomodar até 15 cartuchos de amostras, tendo também a capacidade de gerar condições de gradientes de aquecimento com temperaturas que podem atingir os 1.600 ºC. Estas características permitem aos investigadores no solo levar a cabo solidificações unidireccionais ou experiências relacionadas com o crescimento unidireccional de cristais.

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Lançamento do HTV-2 Kounotori-2 O lançamento do segundo veículo de carga japonês tendo por destino a ISS, estava inicialmente agendado para as 0629:19UTC do dia 20 de Janeiro, mas foi adiado devido às más condições atmosféricas nomeadamente devido à formação de um tecto de nuvens com a possibilidade de formação de gelo que poderia pôr em causa a segurança do foguetão H-2B (F-2) após o seu lançamento desde a Plataforma de Lançamento LP-2 do Complexo Yoshinubo no Centro Espacial de Tanegashima. O lançamento acabou por ter lugar às 0537:57UTC do dia 22 de Janeiro. O final da queima dos propulsores laterais de combustível sólido teve lugar a T+1m 57s (0539:54UTC) com a separação do primeiro par a ter lugar a T+2m 7s (0540:04UTC) e a separação do segundo par a ter lugar a T+2m 10s (0540:07UTC). A separação da carenagem de protecção de carga ocorreu a T+3m 40s (0541:37UTC). O final da queima do primeiro estágio ocorreu a T+5m 46s (0543:43UTC) com a separação entre o primeiro estágio e o segundo estágio a ter lugar às 0543:51UTC (T+5m 54s). O segundo estágio entrava em ignição a T+6m 1s (0543:58UTC), terminando a sua queima a T+14m 15s (0552:12UTC). A separação do Kounotori-2 teve lugar às 0553:02UTC (T+15m 5s), sendo confirmada 11s mais tarde. Após a separação do HTV-2, o segundo estágio do foguetão lançador seria enviado para uma reentrada controlada.

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Sumário da missão do HTV-2 Dia de Voo

Eventos da missão HTV-2

DV1

Lançamento / Inserção orbital, auto-sequência pós-inserção (activações dos subsistemas do HTV, controlo de atitude, auto verificações, estabelecimento de comunicações com a rede TDRS, iniciação das comunicações com o Controlo de Missão do HTV, manobra de aproximação.

DV2 a DV7

Manobra de aproximação Operações de proximidade com a ISS / Aproximação final Captura pelo SSRMS Acoplagem com a ISS

DV8

- O HTV é acoplado com o CBM (Common Berthing Mechanism) no porto nadir do módulo Harmony - Preparação do vestíbulo (ligação e colocação dos cabos eléctricos de linhas de comunicação) - Activação do fornecimento de energia do HTV a partir da ISS, activação das linhas de comunicação (das comunicações sem fios para as comunicações por cabo) Entrada da tripulação - Remoção das CPA (Controller Panel Assemblies) do CBM

DV9

- Abertura da escotilha de acesso ao PLC - Activação da ventilação IMV (Inter-Module Ventilation) - Transferência do PBA (Portable Breathing Apparatus) e do PFE (Portable Fire Extinguisher) para o PLC. Transferência de carga do HTV para a ISS Remoção da EP do ULC / instalação temporária do EP no EF (Exposed Facility) do módulo Kibo Transferência e instalação das unidades ORU da NASA transportadas no EP para localizações de instalação temporárias (esta tarefa é executada utilizando o DEXTER) Reinstalação do EP no ULC Recolocação do HTV no porto zénite do Harmony Recolocação do HTV no porto nadir do Harmony (após a missão STS-133) Preparação para as operações de separação do HTV

Separação – 1 dia

Remoção de luzes, detectores de fumo, PFE, e PBA, instalação do CPA no CBM, separação dos cabos, encerramento da escotilha, ligação da linha de comunicações (da linha de comunicações por cabo para as comunicações em fios) Operações de Separação - Desactivação do fornecimento de energia da ISS para o HTV - Arrumação do vestíbulo (separação de cabos e linhas de comunicação) - Captura do HTV pelo SSRMS

Dia da separação

- Abertura dos parafusos do CBM - O SSRMS desloca o HTV para a posição de libertação - Activação do GNC (Guidance 2avigation Control) do HTV, preparação do sistema de propulsão do HTV - O SSRMS liberta o HTV que se afasta da ISS

Dia de Reentrada

Retrotravagem / reentrada

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Uma vez separado do segundo estágio, o HTV-2 iniciava de forma automática uma série de procedimentos para activar os seus subsistemas, estabilizar a sua atitude e levar a cabo a auto-verificação dos seus componentes. Posteriormente, o veículo estabeleceu comunicações com a rede TDRSS (Tracking and Data Relay Satellite System) da NASA e iniciou as comunicações através do Centro de Controlo de Missão no Centro Espacial de Tsukuba da JAXA. Entre o segundo e o sétimo dias de voo, o HTV-2 executou uma série de manobras orbitais aumentando de forma gradual a sua altitude orbital e aproximando-se da ISS.

A primeira manobra de ajustamento orbital teve lugar às 2126UTC do dia 26 de Janeiro, ficando colocado numa órbita com um apogeu a 320 km de altitude e perigeu a 312 km de altitude. A segunda manobra de ajustamento orbital foi realizada às 0220UTC do dia 27 de Janeiro, com a terceira manobra a ter lugar às 0522UTC do mesmo dia. No oitavo dia de voo os principais objectivos foram a realização das operações de proximidade com a ISS e a aproximação final com a captura pelo SSRMS, acoplagem com a ISS (o HTV é acoplado com o CBM (Common Berthing Mechanism) no porto nadir do módulo Harmony), preparação do vestíbulo (ligação e colocação dos cabos eléctricos de linhas de comunicação) e activação do fornecimento de energia do HTV a partir da ISS, activação das linhas de comunicação (das comunicações sem fios para as comunicações por cabo). Após o HTV-2 chegar à zona de comunicações de proximidade, onde o veículo pode comunicar directamente com a ISS, o HTV estabeleceu comunicações com o sistema PROX (Proximity Communication System). O HTV continuou a sua aproximação até chegar ao ponto de iniciação de aproximação AI (Approach Initiation), localizado a 5 km atrás da ISS, que foi atingido às 0608UTC do dia 27 de Janeiro. Neste ponto, o HTV manteve esta distância da estação espacial internacional até às 0825UTC altura em que reiniciou a sua aproximação.

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A 90 minutos do ponto AI, iniciaram-se as operações de integração entre o Centro de Controlo de Tsukuba e o Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H), Texas, no Centro Espacial Johnson da NASA. Após a aprovação da aproximação final por parte do MCC-H, o centro de controlo japonês ordenou a manobra de aproximação final do HTV-2. O veículo deslocou-se do ponto AI para um ponto a 500 metros abaixo da ISS (ponto RI) orientado por navegação relativa por GPS. Utilizando um sistema de laser denominado “Rendezvous Sensor” (RVS), o HTV-2 aproximou-se cada vez mais da estação espacial, parando a sua aproximação a 250 metros (“hold point”) e a 30 metros (“parking point”), eventualmente chegando a um ponto a 10 metros da ISS. Durante esta fase a tripulação da ISS poderia enviar comandos tais como “HOLD”, “RETREAT” e “ABORT”, para o HTV-2 caso ocorre-se alguma emergência. No “hold point”, o HTV-2 levou a cabo uma rotação de 180º para mudar as direcções dos motores principais para a direcção oposta. Esta manobra permitiria assim ao HTV-2 levar a cabo uma manobra CAM (Collision Avoidance Maneuver), manobra para evitar uma colisão, que colocaria o veículo a uma distância segura da ISS na direcção frontal em caso de emergência.

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Quando o Centro de Controlo de Missão de Tsukuba confirmou que o HTV-2 se encontrava a uma distância de 10 metros abaixo da ISS e que mantinha essa distância, a tripulação da ISS enviou comandos para desactivar os motores do veículo colocando-o assim em deriva livre. A seguir, o braço robot SSRMS «agarrou» o dispositivo de fixação FRGF do HTV-2 às 1141UTC, com os astronautas Catherine Coleman e Paolo Nespoli aos comandos. O HTV-2 foi depois acoplado com o mecanismo CBM no porto nadir do módulo Harmony às 1434UTC com as operações a serem finalizadas às 1451UTC.

No dia 1 de Fevereiro a External Pallet foi removida do ULC pelo SSRMS e entregue ao RMS do módulo Kibo. Neste mesmo dia procedeu-se à transferência do módulo KOBAIRO e do MSPR para o módulo japonês.

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O foguetão H-2B Desde há vários anos que o Japão tem vindo a desenvolver os seus próprios foguetões. Entre os veículos desenvolvidos, o foguetão H-2A tem vindo a ser utilizado para o lançamento de satélites como um veículo de larga escala com uma alta fiabilidade. O foguetão H-2B é uma versão melhorada do H-2A que se espera que abra o caminho para uma possibilidade de futuras missões, incluindo o transporte de carga para a estação espacial internacional e para o lançamento de missões não tripuladas para a Lua. O H-2B tem dois objectivos principais. O primeiro é o lançamento do HTV Kounotori para a ISS. O segundo objectivo é proporcionar uma resposta a necessidades mais amplas ao se fazer uma utilização combinada dos lançadores H-2A e H-2B. Adicionalmente, a grande capacidade de carga do H-2B tornará possível o lançamento simultâneo de mais do que um satélite e irá reduzir os custos, contribuindo assim para a vitalização da indústria espacial japonesa.

O H-2B é um lançador a dois estágios que consome oxigénio e hidrogénio líquido e possui quatro propulsores laterais de combustível sólido que consomem polibutadieno. O H-2B possui dois motores de propulsão líquida (LE-7A) no primeiro estágio, ao contrário do H2A que somente está equipado com um desses motores. Os quatro propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio, enquanto que a versão standard do H-2A só possui dois destes propulsores. Adicionalmente, o corpo central do H-2B foi alargado até aos 5,2 metros enquanto que o diâmetro do H-2A é de 4,0 metros. Da mesma forma, o comprimento do primeiro estágio foi aumentado em 1 metros em relação ao H-2A. Em resultado destas alterações, o H-2B consome 1,7 vezes mais propolente do que o H-2A. Juntando vários motores, cuja performance é fixa, tem a vantagem de encurtar o período e reduzir os custos do seu desenvolvimento.

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Missão F1 F2

Data de Lançamento 10-Set-09 22-Jan-11

Hora (UTC) 17:01:46 5:37:57

Satélites HTV-1 (35817 2009-048A) HTV-2 'Kounotori-2' (37351 2011-003A)

SRB-A

Primeiro estágio

Segundo estágio

Motor

SRB-A (x 4)

LE-7A (x 2)

LE-5B

Força (k)

9.220

2.196

137

Impulso específico (s)

283,6

440,0

448,0

Tempo de queima (s)

114

352

499

Propolentes

Polibutadieno

LOX/LH2

LOX/LH2

O H-2B tem um comprimento de 57,0 metros e uma massa de 530.000 kg (sem incluir a carga a colocar em órbita). É capaz de colocar 8.000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona ou 16.500 kg numa missão standard do HTV-

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O primeiro Progress de 2011 Um novo veículo de carga foi lançado para a estação espacial internacional a 28 de Janeiro de 2011, mantendo assim a operacionalidade do complexo. Estes lançamentos irão assumir um papel ainda mais importante com a retirada de serviço dos vaivéns espaciais norte-americanos em 2011, sendo também complementados pelos veículos de carga ATV europeus e HTV japoneses. Tal como os voos anteriores, o voo do Progress M-09M foi a continuação de um sucesso iniciado a 20 de Janeiro de 1978 com a colocação em órbita do Progress-1 (10603 1978-008A). De novo a NASA decidiu designar um veículo pertencente a outra nação com uma designação que não corresponde á verdade. Sendo esta a missão ISS-41P, a NASA designa este cargueiro como Progress-41, referindo-se assim ao número sequencial no programa da estação espacial internacional. Porém, esta é uma designação que induz em erro muitos dos leitores. Na realidade o cargueiro Progress-41 ‘7K-TG n.º 149’ (19895 1989-023A) foi lançado às 1854:15UTC do dia 16 de Março de 1989 por um foguetão 11A511U2 Soyuz-U2 (T15000-034) a partir da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 do Cosmódromo NIIP-58 Baikonur, tendo acoplado a 18 de Março às 2151UTC com a estação espacial Mir. O Progress-41 separar-seia da Mir a 21 de Abril de 1989 às 1316UTC, reentrando na atmosfera terrestre às 1202UTCdo dia 25 de Abril. Os cargueiros Progress M-M Ao abandonar o seu programa lunar tripulado a União Soviética prosseguiu o seu programa espacial ao colocar sucessivamente em órbita terrestre uma série de estações espaciais tripuladas nas quais os cosmonautas soviéticos e posteriormente russos estabeleceram recordes de permanência no espaço. Começando inicialmente com estadias de curtas semanas e passando posteriormente para longos meses, os cosmonautas soviéticos eram abastecidos no início pelas tripulações que os visitavam em órbita, mas desde cedo, e começando com a Salyut-6, a União Soviética iniciou a utilização dos veículos espaciais de carga Progress. Os Progress representaram um grande avanço nas longas permanências em órbita, pois permitiam transportar para as estações espaciais víveres, instrumentação, água, combustível, etc. Os cargueiros são também utilizados para elevar as órbitas das estações, para descartar o lixo produzido a bordo dos postos orbitais e para a realização de diversas experiências científicas.

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NIIP – 2auchno-Issledovatelskiy Ispytatelny Poligon (Polígono Estadual de Pesquisa Científica).

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Ao longo de 30 anos foram colocados em órbitas dezenas de veículos deste tipo que são baseados no mesmo modelo das cápsulas tripuladas Soyuz e que têm vindo a sofrer alterações e melhorias desde então. A versão carga da Soyuz O cargueiro 11F615A60 (7K-TGM) n.º 409 foi o 132º cargueiro russo a ser colocado em órbita, dos quais 43 foram do tipo Progress (incluindo o cargueiro Cosmos 1669), 68 do tipo Progress M (incluindo o Progress M-SO1), 11 do tipo Progress M1 e 9 do tipo Progress M-M. Os Progress 1 a 12 serviram a estação orbital Salyut-6; os Progress 13 a 24 e o Cosmos 1669 serviram a estação orbital Salyut-7; os Progress 25 a 42, Progress M a M-43 e Progress M1-1, M1-2 e M1-5 serviram a estação orbital Mir. O cargueiro Progress M-SO1 também foi utilizado para transportar carga para a ISS ao mesmo tempo que servia para adicionar o módulo Pirs. O veículo Progress M-M (11F615A60) é uma versão modificada do modelo 7K-TGM Progress (11F615A55), com um novo computador TsVM-101 no lugar do velho computador Árgon-16 e com um novo sistema compacto digital de telemetria MBITS no lugar do velho sistema de telemetria analógico. Estas alterações permitem um sistema de controlo mais rápido e eficiente, ao mesmo tempo que permitem uma redução de 75 kg na massa total do sistema de aviónicos. A estrutura do novo sistema de controlo, a arquitectura do software utilizado e das suas capacidades, bom como a sua natureza modular, permite um ajustamento mais fácil a novos sensores.

Tal como os outros tipos de cargueiros, o Progress M-M é constituído por três módulos: •

Módulo de Carga – GO “Gruzovoi Otsek” (com um comprimento de 3,0 metros, um diâmetro de 2,3 metros e um peso de 2.520 kg) com um sistema de acoplagem e está equipado com duas antenas tipo Kurs;

Módulo de Reabastecimento – OKD “Otsek Komponentov Dozapravki” (com um comprimento de 2,2 metros, um diâmetro de 2,2 metros e um peso de 1.980 kg) destinado ao transporte de combustível para as estações espaciais;

Módulo de Serviço PAO “Priborno-Agregatniy Otsek“ (com um comprimento de 2,3 metros, um diâmetro de 2,1 metros e um peso de 2.950 kg) que contém os motores do veículo tanto para propulsão como para manobras orbitais. O seu aspecto exterior é muito semelhante ao dos veículos tripulados da série 17K-STM Soyuz TM (11F732).

Está previsto que os lançamentos dos veículos de carga russos sejam no futuro levados a cabo pelos foguetões 14A14-A Soyuz-2-1A em vez dos foguetões 11A511U Soyuz-U, com os dois lançadores a serem utilizados em simultâneo durante um período de tempo.

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Prevê-se também que os lançamentos dos veículos tripulados Soyuz TMA e Soyuz TMA-M serão lavados a cabo pelo foguetão 14A14-A Soyuz-2-1A e mais tarde os lançamentos dos veículos de carga serão levados a cabo pelos foguetões 14A14-1B Soyuz-21B. Esta alteração acontece devido ao facto que, tal como aconteceu com os foguetões 8K82K Proton-K, os sistemas de controlo analógicos utilizados nos foguetões 11A511U Soyuz-U e 11A511U-FG Soyuz-FG são fabricados na Ucrânia. Como a agência espacial russa Roscosmos e o Ministério da Defesa Russo não querem depender de um fabricante estrangeiro, torna-se necessário proceder a esta alteração nos lançadores pois os novos sistemas de controlo e telemetria são fabricados na Rússia. A seguinte tabela indica os últimos dez veículos de carga colocados em órbita e o plano de lançamentos destes veículos até 2013: Progress M-01M (31P) M-66 (32P) M-02M (33P) M-67 (34P) M-03M (35P) M-04M (36P) M-05M (37P) M-06M (38P) M-07M (39P) M-08M (40P) M-09M (41P) M-10M (42P) M-11M (43P) M-12M (44P) M-13M (45P) M-14M (46P) M-15M (47P)

º de Série 401 366 402 367 403 404 405 406 407 408 409 410 411 412 413 414 415

ORAD 33443 33593 34905 35641 35948 36361 36521 36748 37156 37196 37359

Designação Internacional 2008-060A 2009-006A 2009-024A 2009-040A 2009-056A 2010-003A 2010-018A 2010-033A 2010-044A 2010-055A 2011-004A

Lançamento 26-ov-08 10-Fev-09 7-Mai-09 24-Jul-09 15-Out-09 3-Fev-10 28-Abr-10 30-Jun-10 10-Set-10 27-Out-10 28-Jan-11 27-Abr-11 21-Jun-11 30-Ago-11 26-Out-11 27-Fev-12 14-Mai-12

Acoplagem 30-ov-08 13-Fev-09 12-Mai-09 29-Jul-09 18-Out-09 5-Fev-10 1-Mai-10 4-Jul-10 12-Set-10 30-Out-10 31-Jan-11 29-Abr-11 23-Jun-11 1-Set-11 28-Out-11 29-Fev-12 16-Mai-12

Separação 6-Fev-09 6-Mai-09 30-Jun-09 21-Set-09 22-Abr-10 10-Mai-10 25-Out-10 31-Ago-10 20-Dez-10 24-Jan-11 26-Abr-11 25-Out-11 29-Ago-11 5-Mar-12 26-Fev-12 1-Mai-12

Reentrada 8-Fev-09 18-Mai-09 13-Jul-09 27-Set-09 27-Abr-10 1-Jul-10 15-ov-10 6-Set-10 ??-Fev-11 24-Jan-11

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos dos veículos de carga russos. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Cosmódromo de Baikonur por foguetões 11A511U Soyuz-U e tiveram como destino a estação espacial internacional ISS. Em itálico encontram-se as datas previstas para os acontecimentos indicados. Tabela: Rui C. Barbosa.

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O foguetão 11A511U Soyuz-U O foguetão 11A511U Soyuz-U é a versão do lançador 11A511 Soyuz, mais utilizada pela Rússia para colocar em órbita os mais variados tipos de satélites. Pertencente à família do R-7, o Soyuz-U também tem as designações SS-6 Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos), A-2 (Designação Sheldom). O Soyuz-U é fabricado pelo Centro Espacial Estatal Progress de Produção e Pesquisa em Foguetões (TsSKB Progress) em Samara, sobre contrato com a agência espacial russa. O foguetão 11A511U Soyuz-U com o cargueiro Progress M tem um peso de 313.000 kg no lançamento, pesando aproximadamente 297.000 kg sem a sua carga. Sem combustível o veículo atinge os 26.500 kg (contando com a ogiva de protecção da carga). O foguetão tem uma altura máxima de 36,5 metros (sem o módulo orbital). É capaz de colocar uma carga de 6.855 kg numa órbita média a 220 km de altitude e com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 410.464 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 297.400 kg. O seu comprimento atinge os 51,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros. O módulo orbital (onde está localizada a carga a transportar) pode ter uma altura entre os 7,31 metros e os 10,14 metros dependendo da carga. O diâmetro máximo da sua secção cilíndrica varia entre os 2,7 metros e os 3,3 metros (dependendo da carga a transportar). O foguetão possui um sistema de controlo analógico e tem uma precisão na inserção orbital de 10 km em respeito à altitude, 6 segundos em respeito ao período orbital e de 2’ no que diz respeito ao ângulo de inclinação orbital. É um veículo de três estágios, sendo o primeiro estágio constituído por quatro propulsores laterais a combustível líquido designados Blok B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso de 43.400 kg, pesando 3800 kg sem combustível. O seu comprimento máximo é de 19,8 metros e a sua envergadura é de 3,82 metros. O tanque de propolente (querosene e oxigénio) tem um diâmetro de 2,68 metros. Cada propulsor tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). Cada propulsor tem um motor RD-117 e o tempo de queima é de cerca de 118 s. O RD-117 desenvolve 101.130 kgf no vácuo durante 118 s. O seu Ies é de 314 s e o Ies-nm é de 257 s, sendo o Tq de 118 s. Cada motor tem um peso de 1.200 kg, um diâmetro de 1,4 metros e um comprimento de 2,9 metros. Têm quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão no interior de 58,50 bar. Este motor foi desenhado por Valentin Glushko. O Blok A constitui o corpo principal do lançador e é o segundo estágio, estando equipado com um motor RD-118. Tendo um peso bruto de 99500 kg, este estágio pesa 6.550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 99.700 kgf no vácuo. Tem um Ies de 315 s e um Tq de 280s. Como propolentes usa o LOX e o querosene (capazes de desenvolver um Isp-nm de 248 s). O Blok A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros. O diâmetro máximo dos tanques de propolente é de 2,66 metros. Este estágio tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). O motor RD-118 foi desenhado por Valentin Glushko nos anos 60. É capaz de desenvolver uma força de 101.632 kgf no vácuo, tendo um Ies de 315 s e um Ies-nm de 248 s. O seu tempo de queima é de 286 s. O peso do motor é de 1.400 kg, tendo um diâmetro de 1,4 metros, um comprimento de 2,9 metros. As suas quatro câmaras de combustão desenvolvem uma pressão de 51,00 bar.

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O terceiro e último estágio do lançador é o Blok I equipado com um motor RD-0110. Tem um peso bruto de 25.300 kg e sem combustível pesa 2.710 kg. É capaz de desenvolver 30.400 kgf e o seu Ies é de 330 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um comprimento de 6,7 metros (podendo atingir os 9,4 metros dependendo da carga a transportar) e um diâmetro de 2,66 metros (com uma envergadura de 2,95 metros), utilizando como propolentes o LOX e o querosene. O motor RD-0110, também designado RD461, foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 68,20 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30.380 kgf, tendo um Ies de 326 s e um tempo de queima de 250 s. Tem um diâmetro de 2,2 metros e um comprimento de 1,6 metros.

A tabela seguinte indica os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo com o foguetão 11A511U Soyuz-U. Lançamento 2009-056 2009-060 2009-063 2010-003 2010-014 2010-018 2010-033 2010-044 2010-055 2011-004

Data 15-Out-09 10-ov-09 20-ov-09 3-Fev-10 16-Abr-10 28-Abr-10 30-Jun-10 10-Set-10 27-Out-10 28-Jan-10

Hora UTC 01:14:37.325 14:22:04.057 10:43:59.840 03:45:29.171 15:00:00.216 17:15:08.987 15:35:13.875 10:22:56.829 15:11:49.852 01:31:38.952

Veículo Lançador Ю15000-120 Б15000-121 76043811 Ю15000-117 169 Б15000-118 Б15000-119 Б15000-122 И15000-123 И15000-126

Local Lançamento Plat. Lanç. Carga Baikonur LC1 PU-5 Progress M-03M (35948 2009-056A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-MIM2 (36086 2009-060A) GIK-1 Plesetsk LC16/2 Cosmos 2455 (36095 2009-063A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-04M (36361 2010-003A) GIK-1 Plesetsk LC16/2 Cosmos 2462 (36511 2010-014A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-05M (36521 2010-018A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-06M (36748 2010-033A) Baikonur LC31 PU-6 Progress M-07M (37156 2010-044A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-08M (37196 2010-055A) Baikonur LC1 PU-5 Progress M-09M (37359 2011-004A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 11A511U Soyuz-U sem qualquer estágio superior (Fregat ou Ikar). Este lançador continua a ser o vector mais utilizado pela Rússia. Tabela: Rui C. Barbosa.

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A carga a bordo do Progress M-09M A bordo do Progress M-09M foram transportados 2.666 kg de carga para uma massa total de 7.290 kg. A bordo do sistema de reabastecimento seguiam 502 kg de propolente. A bordo dos contentores de abastecimento de gás (SrPK) seguiam 50 kg de oxigénio. Os tanques de abastecimento de água Rodnik transportavam 420 kg de água e a massa de propolente para as necessidades da ISS era de 250 kg. Em relação à carga para os sistemas da ISS ela estava assim distribuída: sistema de fornecimento de gases SOGS – 7 kg; sistema de fornecimento de água SVO – 106 kg; sistema de controlo térmico SOTR – 9 kg; equipamento de controlo SUBA – 4 kg; itens para o sistema de informação e telemetria (BITS2-12) – 1 kg; equipamento eléctrico SEP – 77 kg; itens de reparação e manutenção STOR – 4 kg; itens higiénicos e sanitários (SSGO) – 71 kg; contentores de alimentos e produtos frescos – 222 kg; itens preventivos da imponderabilidade, de higiene pessoal e equipamento médico – 106 kg; material para o módulo Zarya – 104 kg; material para o módulo Rassvet – 16 kg; equipamento para os veículos Soyuz TMA – 2 kg; parcelas para a tripulação, documentação de bordo, equipamento de vídeo e de fotografia – 23 kg; equipamento científico incluindo as experiências ‘Photom-Gamma’, ‘Typology’, ‘UHF-Radiometry’, ‘’Biodegradation’, ‘RadioSkaf-V (Kedr)’.

Lançamento do Progress M-09M Os preparativos para o lançamento foram iniciados ainda antes do Natal de 2010, sendo o veículo colocado em estado de armazenamento durante o período do Natal Ortodoxo. Entre 25 e 31 de Dezembro de 2010 foram levados a cabo nas instalações da Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’ os testes integrados do satélite Kedr. O satélite, com uma massa de 30 kg e dimensões 550 x 550 x 400 (mm), foi depois enviado para o Cosmódromo de Baikonur. O satélite irá transmitir 25 mensagens de saudações em quinze línguas, além de transportar equipamento fotográfico e científico. O sinal transmitido do satélite poderá ser captado nas frequências de 145,95 MHz, tendo a designação RS15 para os radioamadores.

A 18 de Janeiro a Comissão Estatal levou a cabo uma reunião no final da qual deu luz verde para o abastecimento do sistema de propulsão do veículo de carga. O abastecimento teve lugar nos dias 18 e 19, seguindo-se as operações de processamento finais. A 20 de Janeiro o veículo 11Ф615А60 n.º 409 era acoplado ao compartimento de transferência. Este compartimento é um bloco cilíndrico que permite a união entre a carga a ser colocada em órbita e o último estágio do foguetão lançador, neste caso o Blok-I. No dia seguinte era levada a cabo uma inspecção por parte dos especialistas da Corporação RKK Energiya ‘Sergey Korolev’ e depois o veículo de carga era colocado no interior da carenagem de protecção, constituindo assim o Módulo Orbital. Este conjunto seria transportado para o edifício de integração e montagem do lançador na Área 112 no dia 22 de Janeiro e as operações de integração seriam levadas a cabo a 23 de Janeiro. O transporte do foguetão lançador 11A511U Soyuz-U (И15000-126) com o veículo de carga 11Ф615А60 n.º 409 para a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5) teria lugar a 26 de Janeiro, iniciando-se de seguida dois dias de operações de preparação final para o lançamento. A bordo seguiu ainda uma entrega especial para os membros russos da tripulação (138 kg) e materiais para o segmento norte-americano, incluindo alimentos, meios de segurança sanitária e de protecção de incêndios – 371 kg.

Entretanto, a 24 de Janeiro pelas 0042UTC, separavase do módulo Pirs da ISS o veículo de carga Progress M-08M deixando assim livre o porto de acoplagem para a chegada do Progress M-09M. O Progress M08M reentraria na atmosfera terrestre às 0607UTC após realizar a manobra de retrotravagem às 0516UTC. Ao contrário de veículos anteriores Progress M, o Progress M-08M não foi utilizado para a realização de experiências científicas.

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Com os preparativos finais e a contagem decrescente a decorrerem sem problemas, o lançamento do veículo de carga 11Ф615А60 n.º 409 teria lugar às 0131:38,952UTC do dia 28 de Janeiro. O final da queima e separação dos propulsores laterais ocorria a T+1m 58,78s (0133:37,73UTC), com o motor do Blok-A a continuar em ignição. Os propulsores laterais acabariam por cair nas Áreas de Impacto n.º 16 e 67 localizadas na região de Karaganda, Cazaquistão. A separação da carenagem de protecção ocorreu a T+2m 41,46s (0134:20,41UTC) acabando por cair na Área de Impacto n.º 69 localizada na região de Karaganda. O final da queima do Blok-A ocorreu a T+4m 45,05s (0136:24,00UTC) com a separação entre o Blok-A e o Blok-I a ter lugar a T+4m 47,30s (0136:26,25UTC). O Block-A cairia na Área de Impacto n.º 306 / 307 localizada na região de Cazaquistão Este e na República de Altai, Federação Russa. A T+4m 57,05s (0136:36,00UTC) ocorria a separação da grelha que faz a ligação física entre os dois estágios. Esta grelha acabaria por cair na Área de Impacto n.º 309 localizada na região de Cazaquistão Este e na República de Altai, Federação Russa. O final da queima do Blok-I tinha lugar a T+8m 45,88s (0140:24,83UTC) e a separação entre o Blok-I (11S517A2 И15000-091) e o veículo 11Ф615А60 n.º 409 ocorria às 0140:28,13UTC (T+8m 49,18s), recebendo então a designação de Progress M-09M. O Progress M-09M ficava colocado numa órbita inicial com um apogeu a 245 km de altitude, perigeu a 193 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 88,59 minutos. Nesta altura os parâmetros orbitais da ISS eram de apogeu a 367,3 km de altitude, perigeu a 351,9 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 91,52 minutos. O Progress M-09M iniciava então uma perseguição à estação espacial internacional, realizando uma série de manobras orbitais para aproximar a sua órbita à órbita da ISS. A primeira manobra teve lugar durante a 3ª órbita às 0510:24UTC com os motores do veículo a serem accionados durante 35,8 s e a proporcionarem um impulso de 13,95 m/s. Após esta manobra o Progress M-09M ficou colocado numa órbita com um apogeu a 256,9 km de altitude, perigeu a 215,2 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 89,06 minutos. Ainda no dia 28 de Janeiro teve lugar uma segunda manobra orbital também durante a 3ª órbita às 0544:40UTC com os motores do veículo a serem accionados durante 70,6 s e a proporcionarem um impulso de 28,21 m/s. Após esta manobra o Progress M-09M ficou colocado numa órbita com um apogeu a 315,4 km de altitude, perigeu a 246,3 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 90,04 minutos.

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A 3ª manobra orbital teve lugar no dia 29 de Janeiro às 02125:57UTC, efectuando-se na 17ª órbita. Desta vez os motores do veículo foram accionados durante 29,3 s e proporcionaram um impulso de 2,00 m/s. Após esta manobra o veículo de carga ficou colocado numa órbita com um apogeu a 315,9 km de altitude, perigeu a 252,1 km de altitude, inclinação orbital de 51,64º e período orbital de 90,10 minutos. O início da sequência automática de aproximação teve lugar às 0016:37UTC do dia 30 de Janeiro. O primeiro impulso da quarta manobra orbital teve lugar às 003834UTC com a velocidade do veículo a ser alterada em 17,549 m/s. O segundo impulso ocorrido às 0058:54UTC alterou a velocidade em 1,242 m/s. A activação do sistema Kurs teve lugar às 0103:00UTC com a activação do sistema Kurs-A no Progress M-09M. A activação do Kurs-P, no módulo Zvezda, ocorreu às 0105:00UTC. O terceiro impulso, mas referente à manobra orbital n.º 5, ocorreu às 0125:13UTC com a velocidade do Progress M-09M a ser alterada em 11,232 m/s. O teste de curta distância (15 km) entre o Kurs-A e o Kurs-P ocorreu às 0148:17UTC. A activação do transmissor do Zvezda para a ligação TORU ocorreu às 0154:17UTC e a activação do sistema de televisão do Progress M-09N ocorreu às 0155:37UTC quando o veículo estava a 8 km da ISS. O sistema de recepção do Progress M-09M para o sistema TORU foi activado às 0203:37UTC. O quarto impulso dos motores do veículo ocorreu às 0203:58UTC (alterando a velocidade em 6,732 m/s).

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A ligação do sistema TORU foi testada às 0206:17UTC. O quinto e o sexto impulso ocorreram às 0208:38UTC e às 0211:18UTC, alterando a velocidade em 5,461 m/s e 2,188 m/s, respectivamente. Pelas 0214:27UTC o Progress M-09M iniciava uma translação ao longo da ISS, ficando estacionário em relação à estação espacial às 0221:30UTC. A aproximação final iniciava-se às 0228:00UTC e a acoplagem com o porto Nadir do módulo Pirs teve lugar às 0239:00UTC, ocorrendo de modo automático quando os dois veículos sobrevoavam a costa do Uruguai.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Dezembro de 2010 e Janeiro de 2011. Por debaixo de cada lançamento está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track. Estes são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita. Data

UTC

Des. Int.

05 Dez.

1025:19 2010-F03

ORAD Designação

Lançador

Local

Peso (kg)

-

Uragan-M

8K82KM Proton-M/DM-03 (53537/1L)

Baikonur, LC81 PU-24

1.415

-

Uragan-M

1.415

-

Uragan-M

1.415

08 Dez. 1542 2010-066A 37244 Dragon-C1 (306 / 281 / 34,55 / 90,39) – Regressou à Terra a 8 de Dezembro de 2010 2010-066B 37245 QbX2 (187 / 173 / 34,53 / 88,09) – Reentrou na atmosfera a 16 de Janeiro de 2011 2010-066C 37246 SMDC ONE (184 / 173 / 34,54 / 88,07) – Reentrou na atmosfera a 12 de Janeiro de 2011 2010-066D 37247 Perseus-003 (190 / 179 / 34,52 / 88,18) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066E 37248 Perseus-001 (183 / 176 / 34,53 / 88,08) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066F 37249 QbX1 (197 / 185 / 34,53 / 88,32) – Reentrou na atmosfera a 6 de Janeiro de 2011 2010-066G 37250 Perseus-002 (193 / 183 / 34,52 / 88,25) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066H 37251 Perseus-000 (190 / 180 / 34,52 / 88,19) – Reentrou na atmosfera a 31 de Dezembro de 2010 2010-066J 37252 Caerus/Mayflower (194 / 179 / 34,53 / 88,23) – Reentrou na atmosfera a 22 de Dezembro de 2010 15 Dez. 1909:25 2010-067A 37254 Soyuz TMA-20 (ISS25S) (354 / 350 / 51,65 / 91,58) 17 Dez. 2020:04 2010-068A 37256 BeiDou-2 IGSO-2 'Compass-I2' (35857 / 35724 / 55,21 / 1436,28) 25 Dez. 1034 2010-F04 GSAT-5P 26 Dez. 2151:00 2010-069A (35791 / 35782 / 0,09 / 1436,08)

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

37258

KA-SAT

Falcon-9 (F-2)

Cabo Canaveral AFS, SLC-40

????? ????? 4 ????? ????? ????? ????? ????? 5

11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-034)

Baikonur, LC1 PU-5

7.220

CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18)

Xi Chang, LC3

?????

GSLV-F06

Satish Dawan SHAR, Sriharikota, SLP

2.310

8K82KM Proton-M/Briz-M (93517/99518) Baikonur, LC200 PU-39

5.800

63


Em Órbita 29 Dez. 2127 2010-070A (35794 / 35780 / 0,03 / 1436,1) 2010-070B (35791 / 35784 / 0,03 / 1436,12) 20 Jan. 1229:02 2011-001A (35796 / 35285 / 0,44 / 1423,54) 20 Jan. 2110:30 2011-002A Parâmetros orbitais não disponíveis 22 Jan. 0537:57 2011-003A (354 / 350 / 51,65 / 91,58) 28 Jan. 0131:39 2011-004A (354 / 350 / 51,65 / 91,58) 2011-004

37264

Hispasat-1E

Ariane-5ECA (V199/L557)

CSG Kourou, ELA3

5.270

37265

Koreasat-6 (Mugungwha 6)

37344

Elektro-L

11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1

1.766

37348

USA-224 (NRO L-49)

Delta-IV Heavy (D352)

Vandenberg AFB, SLC-6

?????

37351

HTV-2 'Kounotori-2'

H-2B (F-2)

Tanegashima, Yoshinobu LP-2

16.500

37359

Progress M-09M (ISS-41P)

11A511U Soyuz-U (И15000-126)

Baikonur, LC1 PU-5

7.290

2.622

Kedr

30

Outros Objectos Catalogados Data Lançamento

Des. Int.

ORAD

Designação

Veículo Lançador

Local de Lançamento

29 Dezembro 2010-070C 37266 ESC-A (V199) Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3 29 Dezembro 2010-070D 37267 Sylda-5 (V199) Ariane-5ECA (V199/L557) CSG Kourou, ELA3 16 Junho 1993-036BHG 37268 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 a (são catalogados 75 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036BLK 37343 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 20 Jan. 2011-001B 37345 Objecto B 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 20 Jan. 2011-001C 37346 Objecto C 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 20 Jan. 2011-001D 37347 Objecto D 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 1998-067CC 37349 (Destroço) ISS 1998-067CD 37350 (Destroço) ISS 1998-067CE 37352 (Destroço) ISS 1998-067CF 37353 (Destroço) ISS 20 Jan. 2011-001E 37354 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 20 Jan. 2011-001F 37355 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 20 Jan. 2011-001G 37356 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 20 Jan. 2011-001H 37357 (Destroço) 11K77 Zenit-3SLBF/Fregat-SB (1-2007/1*2001) Baikonur, LC45 PU-1 13 Mar. 1985-021G 37358 (Destroço) Atlas-E/OIS (41E) Vandenberg AFB, SLC-3W

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

64


Em Órbita

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Janeiro de 2011. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão. Data

Status

Des. Int.

ORAD Designação

Lançador

02 Jan. 04 Jan. 04 Jan. 04 Jan. 06 Jan. 06 Jan. 06 Jan. 08 Jan. 10 Jan. 11 Jan. 11 Jan. 12 Jan. 12 Jan. 13 Jan. 13 Jan. 14 Jan. 15 Jan. 16 Jan. 18 Jan. 21 Jan. 24 Jan. 27 Jan. 31 Jan. 31 Jan. 31 Jan.

Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree.

2007-005R 2006-050AZ 1999-025BJ 1999-025CDF 2001-049NZ 2009-028E 2010-066F 2006-050AQ 2006-050AP 1999-025AUW 2006-026BS 1997-051CY 2010-066C 1993-036MG 1993-036ATS 2007-005T 1999-025XT 2010-066B 1968-014B 2007-005S 2010-055A 1999-035L 1993-036PH 2010-068B 2001-004B

37261 29583 29768 31697 28433 35005 37249 29574 29572 30812 32818 34089 37246 34286 35879 37263 30258 37245 03145 37262 37296 34203 34335 37257 37360

H-2A/202 (F12) 24 Fevereiro Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio PSLV-C3 22 Outubro Minotaur-1 (SLV-8) 19 Maio Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro Falcon-1 (F-2) 08 Dezembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho H-2A/202 (F12) 24 Fevereiro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Falcon-9 (F-2) 08 Dezembro SLV-3A Agena-D (5602/6503 AA26) 04 Março H-2A/202 (F12) 24 Fevereiro 11A511U Soyuz-U (И15000-123) 27 Outubro Delta-2 7320-10C (D271) 24 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) 17 Dezembro 11A511U Soyuz-U (И15000-126) 28 Janeiro

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

(Destroço) (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Aerocube-3 QbX-1 (Destroço) (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) Iridium-33 SMDC ONE (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C QbX-2 Agena-D (6503 AA26) (Destroço) Progress M-08M (ISS-40P) (Destroço) FUSE-1 (Destroço) Cosmos 2251 H-18 (Y18) Blok-I (И15000-091)

Data Lançamento Local Lançamento

Tanegashima, Yoshinubo LP-1 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Satish Dawan SHAR, Ilha de Sriharikota Wallops Island, LA-0B Cabo Canaveral AFS, SLC-40 Vandenberg AFB, SLC-6 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Cabo Canaveral AFS, SLC-40 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Tanegashima, Yoshinubo LP-1 Taiyuan, LC1 Cabo Canaveral AFS, SLC-40 Cabo Canaveral, LC13 Tanegashima, Yoshinubo LP-1 Baikonur, LC1 PU-5 Cabo Canaveral AFS, SLC-17A GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Xi Chang, LC3 Baikonur, LC1 PU-5

D. Órbita

1405 1522 4257 4257 3363 597 29 1526 1527 4264 1661 4868 35 6420 6420 1417 4268 39 15660 1424 89 4235 6438 45 3

65


Em Órbita

Lançamentos orbitais previstos para Março e Abril de 2011 Dia

Lançador

Carga

Local

Março 4 11 19

Atlas-V/501 X-37B OTV-2 FLT-1 Delta-IV Medium+(4,2) NRO L-27 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (Б15000-033/1019) Kanopus-V n.º 1; BKA MKA-FKI No. 1 (Zond-PP) ADS-1B; TET Rokot/Briz-KM (4926391835/72515) Gonets-M n.º 13L Gonets-M n.º 14L Rodnik MiR Ariane-5ECA (V201) YahSat-1A Intelsat New Dawn Soyuz TMA-21 ‘Yuri Gagarin’ (ISS-26S) 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-036) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93518/99519) SES-3; KazSat-2 Atlas-V/501 NRO L-34 14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat Uragan-M PSLV-C17 GSAT-12

Cabo Canaveral AFS, SLC-41 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B Baikonur, LC31 PU-6

6 12 16

Minotaur-I (SLV-11) Atlas-V/501 11A511U-FG Soyuz-FG/Fregat (Б15000-0331019)

Wallops Island, LA-0B Vandenberg AFB, SLC-3E Baikonur, LC31 PU-6

19 27 27 30 ?? ??

OV-105 Endeavour 11A511U Soyuz-U (116) 14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (230/1028) Atlas-V/401 CZ-3A Chang Zheng-3A 14A18 Dnepr-1

29

29 30 31 31 ?? ??

GIK-1 Plesetsk, LC133/3

CSG Kourou, ELA-3 Baikonur, LC1 PU-5 Baikonur, LC200 PU-39 Vandenberg AFB, SLC-3E GIK-1 Plesetsk, LC43/4 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl

Abril

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

ORS-1 NRO L-34 Kanopus-V n.º 1 BKA; MKA-FKI No. 1 (Zond-PP) ADS-1B; TET-1 STS-134 / ELC-3 / AMS Progress M-10M (ISS-42P) Meridian-4 (14L) SBIRS-GEO 1 BeiDou-2 IGSO-3 Sich-2; NX NigeriaSat-2; RASAT EDUSAT; AprizeSat-5 AprizeSat-6; PQ-Gmini++ 1 PQ-Gmini++ 2; PQ-Gmini++ 3 PQ-Gmini++ 4

Centro Espacial Kennedy, LC-39A Baikonur, LC1 PU-5 GIK-1 Plesetsk, LC43/4 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 Xi Chang Dombarovskiy, LC13

66


Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados 24 de Fevereiro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Discovery (39) 8 dias Steven Wayne Lindsey (5), Eric Allen Boe (2), Alvin Benjamin Drew Jr. (2), Michael Reed Barratt (2), Timothy Lennart Kopra (2), Nicole Marie Passonno Stott (2)

30 de Março de 2011 Soyuz TMA-21 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Mikhailovich Samokutyayev (1); Andrei Ivanovich Borisenko (1); Ronald John Garan Jr. (2) Anton Nikolayevich Shkaplerov; Sergei Nikolayevich Revin; Daniel Christopher Burbank

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

67


Em Órbita

1 de Abril de 2011 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 10 dias Mark Edward Kelly (4), Gregory Harold Johnson (2), Edward Michael Fincke (3), Gregory Errol Chamitoff (2), Andrew Jay Feustel (2), Roberto Vittori (3)

31 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Sergei Alexandrovich Volkov (2); Michael Edward Fossum (3); Satoshi Furukowa (1) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Donald Roy Pettit; André Kuipers

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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Em Órbita

28 de Junho de 2011 STS-135 / ISS-ULF-7 OV-104 Atlantis (33) 11 dias Christopher John Fergusson (3), Douglas Gerald Hurley (2), Sandra Hall Magnus (3), Rex Joseph Walheim (3)

30 de Setembro de 2011 Soyuz TMA-22 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Anton Nikolayevich Shkaplerov (1); Anatoli Alexeiyevich Ivanishin (1); Daniel Christopher Burbank (3) Gennadi Ivanovich Padalka; Konstantin Anatoliyevich Valkov; Joseph Michael Acaba

30 de ovembro de 2011 Soyuz TMA-03M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Dmitriyevich Kononenko (1); Donald Roy Pettit (3); André Kuipers (2) Yuri Ivanovich Malenchenko; Sunita Lyn Williams; Akihiko Hoshide

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

69


Em Órbita

26 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Gennadi Ivanovich Padalka (4); Konstantin Anatoliyevich Valkov (1); Joseph Michael Acaba (2) Maksim Viktorovich Surayev; Engenheiro de Voo da Rússia; Kevin Anthony Ford

29 de Maio de 2012 Soyuz TMA-05M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield ; Robert Shane Kimbrough

23 de Setembro de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Viktorovitch Novitsky (1); Yevgeni Igorevich Tarelkin (1); Kevin Anthony Ford (2) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Cosmonauta da Rússia; Christopher John Cassidy 20 de ovembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Cosmonauta da Rússia; Luca Parmitano; Karen Nyberg

Futuras Expedições na ISS Expedição 26 Da Expedição 26 farão parte Scott Joseph Kelly (Comandante - EUA), Alexander Yurievich Kaleri (Rússia), Oleg Ivanovich Skripochka (Rússia), Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA) e Paolo Nespoli (Itália), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-20 a 15 de Dezembro de 2010. Kaleri, Skripochka e S. Kelly regressam à Terra a 16 de Março de 2011 a bordo da Soyuz TMA-M.

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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Em Órbita

Expedição 27 A Expedição 27 será composta por Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Comandante - Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA), Paolo Nespoli (Itália), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), Andrei Ivanovich Borisenko (Rússia) e Ranald John Garan, Jr. (EUA), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-21 a 30 de Março de 2011. Kondratiyev, Coleman e Nespoli regressam à Terra a 16 de Maio de 2011 a bordo da Soyuz TMA-20.

A Expedição 28 será composta por Andrei Ivanovich Borisenko (Comandante - Rússia), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), e Ranald John Garan, Jr. (EUA), além de Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Michael Edward Fossum (EUA) e Satoshi Furokowa (Japão) (lançados a bordo da Soyuz TMA-02M a 30 de Maio de 2011. Samokutyatev, Borisenko e Garan regressam à Terra a 16 de Setembro de 2011.

A Expedição 29 será composta por Michael Edward Fossum (Comandante - EUA), Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Satoshi Furokowa (Japão), Anton Nikolayevich Shkaplerov (Rússia), Anatoli Alexeievich Ivanishin (Rússia) e Daniel Christopher Burbank (EUA), estes últimos lançados a 30 de Setembro de 2011 a bordo da Soyuz TMA-22. S. Volkov, Fossum e Furokawa regressam à Terra a 16 de Novembro de 2011. Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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Em Órbita

A Expedição 30 será composta por Daniel Burbank (Comandante – EUA), Anton Shkaplerov (Rússia), Anatoli Ivanishin (Rússia), Oleg Kononenko (Rússia), Donald Pettit (EUA) e André Kuipers (Holanda), sendo estes últimos lançados a bordo da Soyuz TMA03M a 30 de Novembro de 2011. Ainda não está decidida a data de regresso de Shkaplerov, Ivanishin e Burbank. A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (EUA), André Kuipers (Holanda), Gennadi Padalka (Rússia), Konstantin Valkov (Rússia) e Joseph Acaba (EUA), sendo estes três últimos lançados a 26 de Março de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Konstantin Valkov (Rússia), Joseph Acaba (EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Sunita Williams (EUA) e Akihiko Hoshide (Japão), sendo estes três últimos lançados a 29 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M. A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Akihiko Hoshide (Japão), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia) e Kevin Ford (EUA), sendo estes três últimos lançados a 23 de Setembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M. A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia), Roman Romanenko (Rússia), Chris Hadfield Canadá) e Thomas Marshburn (EUA), sendo estes três últimos lançados a 20 de Novembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M. A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Rússia), Thomas Marshburn (EUA) e três novos membros ainda não designados.

Em Órbita – Vol.11 – .º 107 / Fevereiro de 2011

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Em Órbita

Lançamentos Suborbitais A seguinte tabela tenta fazer uma listagem de todos os lançamentos suborbitais realizados. Entre os lançamentos que se pretende listar estarão os lançamentos de mísseis balísticos intercontinentais ou de outros veículos com capacidade de atingir a órbita terrestre mas que são utilizados em lançamentos suborbitais. A listagem é baseada em informação recolhida na rede informática mundial, através de pesquisa quase diária por parte do autor, e de múltipla informação recebida de várias fontes entre as quais se encontram as várias agências espaciais. Esta lista estará sempre incompleta pois será quase impossível obter a informação de todos os lançamentos suborbitais realizados (por exemplo, muitos testes de mísseis balísticos podem ser secretos e a informação recebida poderá, quase de certeza, ser muito escassa). Muitas vezes são realizados lançamentos suborbitais por foguetões sonda mas que não atingem altitudes orbitais. Estes lançamentos que não superam os 100 km de altitude, limite inferior do Espaço internacionalmente reconhecido, serão assinalados. Data

Hora

ome

Lançador

Local

Aititude (km)

04 Dez 05 Dez 06 Dez. 06 Dez 10 Dez 12 Dez 12 Dez 13 Dez 15 Dez 15 Dez 19 Dez

0421 1911 1719 1730 0431 0638:00 1535 0324:30 1957 2003 0236

ECOMA-7 ??? Maracati-2 NASA 41.087 NT Heyne ??? NASA 40.062UE RENU MICROG-1A ECOMA-8 Alvo FTG-06A FTG-06A ECOMA-9

Nike-Orion RT-2PM Topol Orion (V03) Terrier-Orion Agni II+ Black Brant-XII VSB-30 (VO7) Nike-Orion LV-2 GBI Nike-Orion

Andoya GTsP-4 Kapustin Yar Alcântara Wallops Island Wheeler Island, LC4 Andoya Alcântara Andoya Ilha de Meck Vandenberg AFB, LF23 Andoya

135 1000 103 120 500 242 138 1000 1000 135

ASA 36.257UG

Terrier-Oriol Black Brant-IX

Wallops Island Poker Flat

22 Jan 0610 28 Jan 1049

22 de Janeiro – Terrier-Oriol (ARAV) No dia 22 de Janeiro foi utilizado um alvo BMD (Ballistic Missile Defence) como parte do primeiro teste Aegis BMD levado a cabo na Costa Este dos Estados Unidos. O teste foi parte das operações integradas no programa Atlantic Trident 2011. Durante este teste três navios da marinha dos Estados Unidos, o USS Monterey (CG 91), o USS Ramage (DDG 61) e o USS Gonzalez (DDG 66), seguiram com sucesso um míssil balístico de curto alcance que foi lançado desde as instalações da NASA em Wallops Island. O alvo utilizado é parte da família de veículos Aegis Readiness Assessment Vehicle (ARAV) utilizados especificamente nos testes do sistema Aegis BMD.

28 de Janeiro – Black Brant-IX No dia 28 de Janeiro foi lançado desde as instalações de Poker Flat um foguetão-sonda Black Bant-IX na missão NASA 36.257UG destinada à procura de estrelas jovens nas galáxias mais próximas. A bordo do veículo seguia o observatório FIRE que observou uma região do espectro electromagnético que ainda não tinha sido explorada astronomicamente. As observações foram levadas a cabo entre os 900 A e os 1100 A.

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Em Órbita

Cronologia Astronáutica (LXIV) Por Manuel Montes -Outubro de 1946: O Ordnance Department autoriza o Jet Propulsion Laboratory a unir a V-2 com o foguetão WAC Corporal, para examinar o problema técnico dos veículos de vários estágios e a investigação do espaço exterior. O novo vector chamar-se-á Bumper WAC. -10 de Outubro de 1946: A V-2 número 12 ascende até aos 174 km desde White Sands (novo recorde). Realizará medições da pressão atmosférica e dos raios cósmicos. A cápsula será separada com êxito. -21 de Outubro de 1946: Os técnicos e engenheiros alemães que trabalham com os soviéticos, são finalmente transferidos para a URSS com as suas famílias. Um total de 495 pessoas relacionadas com o programa de mísseis é embarcado em comboios para uma estadia mínima de cinco anos. -24 de Outubro de 1946: A V-2 número 13 alcança 105 km de altitude. Apesar da sua missão ser a analise dos raios cósmicos e solares, transporta uma câmara de cinema que filmará pela primeira vez a superfície terrestre a mais de 100 km de altitude. O foguetão não pode alcançar a distância prevista devido a uma mistura incorrecta nos propolentes. -28 de Outubro de 1946: Chega a Moscovo o maior número de engenheiros alemães que preferiram colocar-se ao serviço dos soviéticos. Excepto Helmut Gröttrup, a maioria são técnicos de menor importância do que os enviados para os Estados Unidos. Os alemães serão confinados em dois grupos, um perto de Moscovo (NII-88) e o outro em Gorodomlya. É-lhes permitido trabalhar na melhoria da V-2, aconselhar na criação de uma V-2 soviética, melhorar o motor deste míssil, desenvolver outro com 100 toneladas de impulso, etc. Paradoxalmente, cobram mais dinheiro do que os seus colegas soviéticos, mas estarão virtualmente afastados deles. Quando já não tenham nada original que relatar a estes últimos, serão transportados de volta para a Alemanha de Leste. -5 de Novembro de 1946: Primeiro lançamento com êxito desde Point Mugu. Trata-se de uma V-1 Loon (KVW-1). -7 de Novembro de 1946: A V-2 número 14 tem de ser destruída pelo controlo de terra quando um problema com o sistema de orientação a coloca numa rotação desordenada. A sua missão deveria ser a análise de raios cósmicos. -21 de Novembro de 1946: Uma nova mistura incorrecta mo combustível deixa a altitude máxima da V-2 número 15 a somente 101 km. Apesar disso, realiza estudos da ionosfera e da pressão atmosférica a diferentes níveiss. -2 de Dezembro de 1946: O míssil Tiny Tim-21 alcança 3 km de altitude. É utilizado para testar com êxito um novo tipo de pára-quedas. -3 de Dezembro de 1946: Despega desde White Sands o WAC Corporal-11 (serie 22). Aos 38 segundos de voo perde as aletas que está a testar e só alcança 12 km de altitude. -5 de Dezembro de 1946: A V-2 número 16 despega um pouco inclinada mas recupera e chega aos 153 km de altitude. Completa uma missão científica de estudo dos raios cósmicos e solares. -6 de Dezembro de 1946: Primeiro lançamento do WAC Corporal-B (missão 12) desde White Sands. Perde uma aleta e o controlo aos 32 segundos, chegando aos 17 km de altitude. O WAC-B possui um motor e tanques mais ligeiros e incorpora os ensinamentos de anteriores voos. Utiliza um pára-quedas de goma. -8 de Dezembro de 1946: Efectua-se o primeiro voo com o motor em funcionamento do avião experimental XS-1. Tripulado por Chalmers Goodlin, demonstra a activação do XLR-11, o qual funciona bem. -12 de Dezembro de 1946: Efectuam-se dois lançamentos consecutivos de um WAC Corporal-B (números 13 e 14). Um alcança 32 km de altitude e o outro cerca de 49 km. Ensaiam diferentes tipos de pára-quedas. -13 de Dezembro de 1946: Seguem as missões do WAC-B. O número 15 alcança 53 km e voa com aletas reforçadas. Porém, o páraquedas não se abre e não se pode recuperar o equipamento de telemetria. -18 de Dezembro de 1946: A V-2-17 é um autêntico êxito. Após despegar, bate o recorde de altitude com 183 km e também o de velocidade final (1,64 km/s). O seu motor funciona durante mais de 19 segundos (outro recorde) e é a primeira V-2 que parte de noite desde White Sands. Realiza diversos experiências, entre elas os habituais estudos de radiação cósmica e solar. Também tenta criar meteoritos artificiais mediante granadas de espingarda M-9, mas não o consegue. Transporta esporas de fungos. Ao descer, descontrola-se e explode aos 440 segundos.

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-23 de Dezembro de 1946: A British Interplanetary Society desenha uma V-2 modificada para transportar um passageiro humano. É designada Megaroc e possui uma cápsula superior recuperável. A adaptação da V-2 tem tanques maiores e carece de aletas. Espera-se um voo suborbital de mais 300 km. O plano é apresentado ao correspondente Ministério britânico mas é recusado.

ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “2oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “2oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “2C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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Em Órbita

Estatísticas do Voo Espacial tripulado Esta secção do Em Órbita será dedicada a estabelecer as estatísticas relacionadas com o programa espacial tripulado em geral.

Os 10 mais experientes

Sergei Konstantinovich Krikalev (Soyuz TM-7; Soyuz TM-12; STS-60; STS-80; Soyuz TM-31; Soyuz TMA-6) Tempo total de voo: 803d 09h 33m 29s Sergei Vasilyevich Avdeyev (Soyuz TM-15; Soyuz TM-22; Soyuz TM-28) Tempo total de voo: 747d 14h 14m 11s – 14 de Fevereiro de 2003 Valeri Vladimirovich Polyakov (Soyuz TM-6; Soyuz TM-18) Tempo Total de voo: 678d 16h 33m 36s – 1 de Junho de 1995 Anatoli Yakovlevich Solovyov (Soyuz TM-5; Soyuz TM-9; Soyuz TM-15; STS-71; Soyuz TM-26) Tempo total de voo: 651d 00h 02m 00s – 2 de Fevereiro de 1999 Alexander Yurievich Kaleri (Soyuz TM-14; Soyuz TM-24; Soyuz TM-30; Soyuz TMA-3) Tempo total de voo: 610d 03h 40m 59s Gennadi Ivanovich Padalka (Soyuz TM-28, TMA-4, TMA-14) Tempo total de voo: 585d 06h 30m XXs Victor Mikhailovich Afanasyev (Soyuz TM-11; Soyuz TM-18; Soyuz TM-29; Soyuz TM-33) Tempo total de voo: 555d 18h 28m 48s – 17 de Abril de 2006 Yuri Vladimirovich Usachyov (Soyuz TM-18; Soyuz TM-23; STS-101; STS-102) Tempo total de voo: 552d 22h 19m 12S – 5 de Abril de 2004 Musa Khiramanovich Manarov (Soyuz TM-4; Soyuz TM-11) Tempo total de voo: 541d 00h 28m 48s – 23 de Julho de 1992 Yuri Ivanovich Malenchenko (Soyuz TM-19; STS-106; Soyuz TMA-2; Soyuz TMA-11) Tempo total de voo: 514d 11h 58m XXs As datas após o ‘Tempo total de voo’ indicam a altura em que deixou o activo.

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Os 10 voos mais longos Valeri Vladimirovich Polyakov 437d 16h 48m 00s Soyuz TM-18 (Mir EO-15/16/17) De 8 de Janeiro de 1994 (Soyuz TM-18) a 22 de Março de 1995 (Soyuz TM-20) Sergei Vasilyevich Avdeyev 379d 14h 24m 00s Soyuz TM-28 (Mir EO-26/27) De 13 de Agosto de 1998 (Soyuz TM-28) a 28 de Agosto de 1999 (Soyuz TM-29) Musa Khiramanovich Manarov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Vladimir Georgievich Titov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Yuri Viktorovich Romanenko 326d 12h 00m 00s Soyuz TM-2 (Mir EO-2/3) De 5 de Fevereiro de 1987 (Soyuz TM-2 )a 29 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-3) Sergei Konstantinovich Krikalev 311d 19h 12m 00s Soyuz TM-12 (Mir EO-9/10) De 18 de Maio de 1991 (Soyuz TM-12) a 25 de Março de 1992 (Soyuz TM-13) Valeri Vladimirovich Polyakov 240d 21h 36m 00s Soyuz TM-6 (Mir EO-3/4) De 29 de Agosto de 1988 (Soyuz TM-6) a 27 de Abril de 1989 (Soyuz TM-7) Leonid Denisovich Kizim 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Vladimir Alexeievich Solovyov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Oleg Yurievich Atkov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11)

Os 10 menos experientes Gherman Stepanovich Titov Boris Borisovich Yegorov Konstantin Petrovich Feoktistov Yang Liwei Virgil Ivan 'Gus' Grissom Malcom Scott Carpenter Yuri Alexeievich Gagarin Sharon Christa McAuliffe Gregory Bruce Jarvis Michael John Smith

1d 01h 18m 00s 1d 00h 17m 03s 1d 00h 17m 03s 0d 21h 21m 36s 0d 05h 08m 37s 0d 04h 56m 05s 0d 01h 48m 00s 0d 00h 01m 13s 0d 00h 01m 13s 0d 00h 01m 13s

Vostok-2 Voskhod-2 Voskhod-2 Shenzhou-5 MR-4 Literty Bell-7 MA-7 Aurora-7 Vostok-1 STS-51L Challenger STS-51L Challenger STS-51L Challenger

Os 10 mais experientes em AEV Anatoli Yakovlevich Solovyov Michael Eladio Lopez-Alegria Jerry Lynn Ross John Mace Grunsfeld Steven Lee Smith Scott Eduard Parazynski Joseph Richard Tanner Robert Lee Curbeam ikolai Mikhailovich Budarin Douglas harry Wheelock James Hansen ewman

69h 42m – 14 67h 40m – 10 58h 32m – 9 58h 30m – 8 49h 48m – 7 47h 05m – 7 46h 29m – 7 45h 34m – 7 44h 25m – 9 43h 30m – 6 43h 01m – 6 Cosmonautas e Astronautas

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Segundo a FAI

519

Segundo a USAF

525

Cosmonautas e Astronautas em órbita

516

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Em Órbita

úmero de cosmonautas e astronautas por país em órbita (segundo a Federação Astronáutica Internacional)

Rússia

108

Canadá

9

Espanha

1

Eslováquia

1

Estados Unidos 331

Arábia Saudita 1

Checoslováquia 1

Holanda

2

África do Sul

1

Polónia

1

México

1

Israel

1

Alemanha

10

Síria

1

China

6

Bulgária

2

Afeganistão

1

Brasil

1

Hungria

1

Japão

8

Suécia

1

Vietname

1

Reino Unido

1

Malásia

1

Cuba

1

Áustria

1

Coreia do Sul

1

Mongólia

1

Bélgica

2

Roménia

1

Suíça

1

França

9

Itália

5

Índia

1

Ucrânia

1

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TOTAL – 517

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Em Órbita

Explicação dos Termos Técnicos Impulso específico (Ies) – Parâmetro que mede as potencialidades do combustível (propulsor) de um motor. Expressa-se em segundos e equivale ao tempo durante o qual 1kg desse combustível consegue gerar um impulso de 10N (Newton). É medido dividindo a velocidade de ejecção dos gases de escape pela aceleração da gravidade. Quando maior é o impulso específico maior será o rendimento do propulsante e, consequentemente, do motor. O impulso específico (em vácuo) define a força em kgf gerada pelo motor por kg de combustível consumido por tempo (em segundos) de funcionamento:

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor. Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo). Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar. Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final. Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km. Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra. Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre. Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias. Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus). Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre. Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

Onde T é a força instantânea e m é a massa instantânea. Na ausência de forças exteriores, e quando a força é aplicada numa direcção constante, a expressão em cima simplifica para

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Em Órbita

Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita. Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita. odos ascendente e descendente da órbita: são os pontos de intersecção da órbita com o plano equatorial. Nodo ascendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Sul para o Norte. Nodo descendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Norte para o Sul. A “linha dos nodos” é aquela que liga os nodos ascendente e descendente, passando pelo centro da Terra. Inclinação (I): ângulo entre o plano orbital do satélite e o plano equatorial da Terra. Inclinações próximas a 0º correspondem às chamadas órbitas equatoriais. Inclinações próximas a 90º correspondem às chamadas órbitas polares pois cobrem os dois pólos. Órbitas com inclinação entre 0º e 90º rodam no mesmo sentido que a Terra (Oeste - Este) e por isso são denominadas de "progressivas". Órbitas com inclinação maior que 90º rodam no sentido contrário à Terra (Este - Oeste) e por isso são chamadas de "retrógradas". Inclinações maiores que 50º e menores que 130º correspondem a órbitas "polares" pois atingem latitudes altas. Inclinações menores que 40º correspondem a órbitas próximas ao Equador. Ascensão recta do nodo ascendente (Right Ascension of Ascending ode - RAA - Ω ): ângulo entre o primeiro ponto de Aires e o nodo ascendente. Segundo valor que alinha a elipse orbital no espaço, considerando que a inclinação é o primeiro. Argumento do perigeu (Argument of perigee - ϖ ): é o ângulo medido no plano orbital, na direcção do movimento, do nodo ascendente ao perigeu. É o ângulo entre o eixo maior da elipse (linha entre o perigeu e o apogeu) e a linha dos nodos, medido no plano da órbita. Varia entre 0° e 360°, sendo igual a 0º quando o perigeu está no nodo ascendente, e 180º quando o satélite está mais longe da Terra (apogeu) cruzando o Equador em movimento ascendente. Determina a posição da elipse orbital no plano orbital, visto que a inclinação I e a ascensão recta Ω determinam a posição do plano orbital no espaço. Excentricidade: determina a forma da elipse orbital. Círculo: Excentricidade = 0; Elipse longa e estreita: Excentricidade = 1. Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n = 2. π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra). Anomalia média (Mean anomaly - M): especificação da posição do satélite na órbita numa dada época. Ângulo medido a partir do perigeu na direcção do movimento do satélite, que um satélite teria se se movesse em velocidade angular constante. Anomalia verdadeira: ângulo no plano orbital do satélite entre o perigeu e a posição do satélite medido na direcção do movimento do satélite. Elementos keplerianos: descrevem a forma e orientação de uma órbita elíptica em torno da Terra, bem como a posição de um satélite naquela órbita em uma dada época (data e hora de referência): argumento do perigeu, ascensão recta do nodo ascendente, anomalia média, semi-eixo maior, inclinação e excentricidade. Perturbações: existem os seguintes tipos de perturbações: Geopotencial - devido ao achatamento terrestre, ou seja, ao desvio principal da Terra em relação à forma esférica; altera a orientação do plano orbital no espaço sem alterar a inclinação; altera a orientação da elipse no plano orbital; Atracão lunissolar - devido às acções atractivas do Sol e da Lua; afecta todos os elementos orbitais, diminuindo a altura do perigeu e, consequentemente, afectando o tempo de vida do satélite; Arrasto (atrito) atmosférico devido ao atrito com a atmosfera; diminuição do semi-eixo maior, da excentricidade e do período de revolução.

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Em Órbita

Combustíveis e Oxidantes 2O4 – Tetróxido de itrogénio (Peróxido de Azoto); De uma forma simples pode-se dizer que o oxidante N2O4 consiste no tetróxido em equilíbrio com uma pequena quantidade de dióxido de nitrogénio. No seu estado puro o N2O4 contém menos de 0,1% de água. O N2O4 tem uma coloração vermelho acastanhada tanto nas suas fases líquida como gasosa, sendo incolor na fase sólida. Este oxidante é muito reactivo e tóxico, tendo um cheiro ácido muito desagradável. Não é inflamável com o ar, no entanto inflamará materiais combustíveis. Surpreendentemente não é sensível ao choque mecânico, calor ou qualquer tipo de detonação. O N2O4 é fabricado através da oxidação catalítica da amónia, onde o vapor é utilizado como diluente para reduzir a temperatura de combustão. Grande parte da água condensada é expelida e os gases ainda mais arrefecidos, sendo o óxido nítrico oxidado em dióxido de nitrogénio. A água restante é removida em forma de ácido nítrico. O gás resultante é essencialmente tetróxido de nitrogénio puro. Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC. UDMH ( (CH3)2H2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC. LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC. LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 ortohidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a 259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC. H4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

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Em Órbita n.º 107 Fevereiro de 2011  

O n.º 107 do Boletim Em Órbita editado em Fevereiro de 2011.

Em Órbita n.º 107 Fevereiro de 2011  

O n.º 107 do Boletim Em Órbita editado em Fevereiro de 2011.

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