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Em Órbita Em Órbita n.º 116 (Vol. 11) – Outubro de 2011

Índice Voo espacial tripulado O regresso da Soyuz TMA-21 O novo sistema de lançamento da ASA Lançamentos orbitais em Setembro de 2011 Em demanda do GRAIL China lança nova geração de satélites militares de comunicações Proton-M lança satélite militar A quinta missão do Ariane-5ECA em 2011 IGS, Espião do Sol nascente O regresso da Sea Launch TacSat-4 em órbita! O palácio celestial da China Proton-M lança QuetzSat-1 Quadro de lançamentos recentes Lançamentos orbitais previstos para ovembro e Dezembro de 2011 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXXI) Estatísticas do Voo Espacial tripulado Explicação dos termos técnicos

3 16 20 21 36 58 63 72 76 80 85 104 111 113 114 116 121 125 127 130

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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: Lançamento do módulo TG-1 TianGong-1 pela China a 29 de Setembro de 2011 desde Jiuquan.

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Voo espacial tripulado O regresso da Soyuz TMA-21 Após um adiamento devido ao acidente que resultou na destruição do veículo de carga Progress M-12M, a Soyuz TMA-21 tripulada por Alexander Mikhailovich Samokutyayev, Andrei Ivanovich Borisenko e Ronald John Garan, regressou á Terra a 16 de Setembro de 2011. O seu lançamento havia ocorrido a 4 de Abril de 20111.

Regressando à Terra Após ingressarem na Soyuz TMA os cosmonautas, em preparação para o regresso à Terra, envergaram o fato angi-G Kentavr por debaixo dos fatos espaciais pressurizados Sokol. O vestuário Kentvar é um fato de protecção que consiste de calções, polainas, cuecas, meias e um casaco, que agem como uma contra-medida para distúrbios circulatórios, previne a sobrecarga de um tripulante durante a descida e aumenta a tolerância ortostática durante a adaptação após o voo. Os tripulantes são também aconselhados a ingerirem fluidos com aditivos de electrólitos para preparar os seus corpos para os rigores do regresso. Estes fluidos são constituídos por três tabletes de cloreto de sódio ao pequeno-almoço e após o almoço, juntamente com 300 ml de fluído e duas pastilhas durante a refeição a bordo da Soyuz TMA antes da retro travagem. Os três tripulantes dedicaram especial atenção à colocação do cinto médico com sensores, assegurando-se de um bom contacto entre os sensores e o corpo. Durante os preparativos para o regresso, antes da reentrada atmosférica, os tripulantes sentam-se confortavelmente nos assentos Kazbek, apertam os cintos de segurança e asseguram-se de um contacto justo entre o corpo e os assentos. O veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço. O regresso à Terra das tripulações da Soyuz TMA ou Soyuz TMA inicia-se com a entrada dos cosmonautas na cápsula envergando os seus fatos de trabalho. De seguida procede-se ao encerramento das escotilhas de ambos os veículos e depois os cosmonautas no interior da Soyuz TMA envergam o conjunto anti-gravidade e os seus fatos espaciais pressurizados. Estando tudo a postos dá-se a separação entre os dois veículos.

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A Soyuz YMA-21 foi lançada às 2218:20,115UTC do dia 4 de Abril de 2001 por um foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-036) a partir da Plataforma PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5) do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011 3


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Módulo Orbital (Botivoi Otsek) – Tem um peso de 1.278 kg, um comprimento de 3,0 metros, diâmetro de 2,3 metros e um volume habitável de 5,0 m3. Está equipado com um sistema de acoplagem dotado de uma sonda retráctil com um comprimento de 0,5 metros, e um túnel de transferência. O comprimento do colar de acoplagem é de 0,22 metros e o seu diâmetro é de 1,35 metros. O sistema de acoplagem Kurs está equipado com duas antenas, estando uma delas colocada numa antena perpendicular ao eixo longitudinal do veículo. Este módulo separa-se do módulo de descida antes do accionamento dos retro-foguetões que iniciam o regresso à Terra.



Módulo de Reentrada (Spuskaemiy Apparat) – Podendo transportar até 3 tripulantes, tem um peso de 2.835 kg, um comprimento de 2,20 metros, um diâmetro de 2,20 metros e um volume habitável de 4,0 m3. Possui 6 motores de controlo com uma força de 10 kgf que utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O Módulo de Descida permite aos seus tripulantes o uso dos seus fatos espaciais pressurizados durante as fases de lançamento e reentrada atmosférica, estando também equipado com o sistema de controlo do veículo, pára-quedas, janelas e sistema de comunicações. A aterragem é suavidade utilizando um conjunto de foguetões que diminui a velocidade de descida alguns segundos antes do impacto no solo.

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Em Órbita Durante o lançamento, acoplagem, separação, reentrada atmosférica e aterragem, o Comandante está sentado no assento central do módulo com os restantes dois tripulantes sentados a cada lado. 

Módulo de Propulsão e Serviço (Priborno-agregatniy Otsek) – Tem um peso de 3.057 kg, um diâmetro base de 2,2 metros e um diâmetro máximo de 2,7 metros. Está equipado com 16 motores de manobra orbital com uma força de 10 kgf cada, e 8 motores de ajustamento orbital também com uma força de 10 kgf. Todos os motores utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O sistema de manobra orbital possui um I.E. de 305 s. O seu sistema eléctrico gera 0,60 kW através de dois painéis solares com uma área de 10,70 m2.

Os três módulos separam-se de forma simultânea poucos segundos após a manobra de retro travagem que fará o veículo deixar a órbita terrestre e iniciar a reentrada. Esta separação dá-se a cerca de 140 km de altitude. Os preparativos para a separação da Soyuz TMA-21 tiveram início às 2000UTC do dia 15 de Setembro com a activação da cápsula levada a cabo pelos cosmonautas Alexander Samokutyayev e Andrei Borisenko que também executaram testes de comunicações e de verificação dos sistemas do veículo. Os motores da secção russa da ISS foram inactivados entre as 2100UTC e as 2240UTC para evitar cargas físicas durante a remoção dos para fusos BZV do mecanismo de acoplagem e de interface SSVP que executa a ligação ao módulo MRM-2 Poisk. Após a cerimónia de despedida dos três elementos, estes entraram na Soyuz TMA-21 entre as 2120UTC e as 2140UTC. As escotilhas foram encerradas por Samokutyayev (no interior da cápsula) e por Sergei Volkov (no interior do Poisk), iniciando-se de seguida a verificação da inexistência de fugas no vestíbulo entre os dois veículos. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita Após a entrega do controlo de atitude ao Centro de Controlo de Korolev pelas 2345UTC, a estação espacial manobrou para a atitude de separação. De seguida os três tripulantes verificam a inexistência de figas nos seus fatos pressurizados Sokol e procedem à despressurização do módulo orbital. De seguida os três homens envergaram os fatos anti-gravidade Kentavr-g, além dos cintos biomédicos e dos fatos Sokol. Entre as 0034UTC e as 0039UTC do dia 16 de Setembro, a estação espacial entrava em deriva livre para permitir a separação da Soyuz TMA-21. A separação entre a Soyuz TMA-21 e o módulo Poisk teve lugar às 0038:12UTC. A velocidade de separação foi de cerca de 0,12 m/s. Pelas 0041UTC a Soyuz TMA-21 executou a manobra de separação (0,55 m/s), aumentando assim a sua distância à ISS. A manobra de retrotravagem (115,2 m/s) teve início às 0305:25UTC e terminou às 0309:45UTC. A separação dos três módulos ocorreu às 0333:24UTC a uma altitude de 140 km, com o módulo de propulsão e instrumentação a ser colocado numa ângulo de -78,5º em relação ao eixo de referência. Nesta posição, e caso este módulo não se tivesse separado do módulo de descida, o calor da reentrada iria derreter as ligações entre os dois módulos. A reentrada atmosférica iniciava-se às 0336:43UTC a uma altitude de 99,1 km e com uma velocidade de 170 m/s.

A fase de orientação iniciou-se a uma altitude de 81,1 km pelas 0338:20UTC. O primeiro sinal da reentrada atmosférica surge quando as partículas de poeira começam a assentar no módulo de descida. A partir desta altura os três elementos têm de prestar atenção pois as cargas gravíticas começam a aumentar rapidamente. A bordo a sensação da força gravítica no corpo vai-se instalando, tornando os corpos mais pesados e dificultando a respiração e a fala. Estas são sensações normais e os tripulantes são aconselhados a lidarem com elas calmamente. Muitos cosmonautas sentem a sensação de um alto na garganta, mas isto não é caso para ficarem nervosos, pios esta é uma sensação frequente e não deve ser contrariada. A melhor solução é “tentar não engolir e falar nesta altura”. Os tripulantes devem prestar atenção à função visual e, caso ocorra algum distúrbio, criar uma tensão adicional de pressão abdominal e nos músculos das pernas. Os três tripulantes sentiram os efeitos máximos da desaceleração a uma altitude de 38,9 km pelas 0343:01UTC. Durante alguns minutos na descida deu-se uma falha de comunicações entre o Controlo da Missão em Korolev e a Soyuz TMA21. A abertura dos pára-quedas é ordenada a uma altitude de 10,8 km (0345:20). Dois pára-quedas piloto (de 0,62 m2 e 4,5 m2) extraem o pára-quedas de travagem com uma área de 16 m2. Este pára-quedas reduz a velocidade de descida de 230 m/s para 80 m/s e auxilia na estabilização da cápsula ao original uma ligeira rotação da mesma. O pára-quedas de travagem acaba por se separar com a abertura do pára-quedas principal (518 m2) que reduz a velocidade de descida para 7,2 m/s. Inicialmente, a Soyuz TMA-21 encontrava-se suspensa com um ângulo de 30º em relação ao horizonte, colocando-se na vertical pouco antes da aterragem.

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Em Órbita Durante as diferentes fases de abertura dos pára-quedas, os tripulantes sentem alguns «abanões» no interior do módulo de descida. Estes não devem estar preocupados, mas devem estar preparados para o facto de que aquando da abertura do páraquedas principal na posição assimétrica, ocorrem movimentos de balanço e de rotação que podem original irritações vestibulares. É assim importante manter os sistemas de fixação bem apertados na pélvis e no arco peitoral. A irritação vestibular pode ocorrer em diferentes formas tais como vertigens, hiperidrose (transpiração anormalmente aumentada), ilusões posturais, desconforto geral e náusea. Para prevenir a irritação vestibular a tripulação deve limitar os movimentos da cabeça e dos olhos, bem como fixar a visão em objectos imóveis.

Mesmo antes da aterragem (que é suavizada pela ignição de seis motores sólidos que se encontram por detrás do escudo térmico entretanto descartado), a tripulação deve se preparar para o impacto com o solo. Os seus corpos devem estar fixos ao longo da superfície dos assentos personalizados. A velocidade de aterragem é de cerca de 9,9 m/s. A aterragem teve lugar às 0359:39UTC a 144 km SE da cidade de Dzhekazgan num ponto localizado a 47°19'11.6" N, 69°30'06.8" E. A aterragem falhou o ponto previsto a 47°18' N, 69°35' E; 151 km SE de Dzhezkazgan por 6,5 km NO. A tripulação não se deve levantar de imediato após a aterragem. São assim aconselhados a permanecer no interior sentados nos assentos Kazbek durante alguns minutos e somente depois se devem levantar. Ao se levantarem, devem limitar os movimentos da cabeça e dos olhos para evitar assim movimentos excessivos, procedendo de forma calma e lenta. Os seus corpos não se devem adaptar à gravidade terrestre na posição vertical de forma muito rápida. Para tal são colocados em assentes reclináveis logo após serem removidos do interior do módulo de descida. Mais tarde são transportados para uma tenda médica ou de imediato para um helicóptero que os transportam para um local seguro. Após a aterragem Alexander Samokutyayev, Andrei Borisenko e Ronald Garan foram transportados para Karaganda onde foram submetidos a um exame médico. Após estarem presentes numa cerimónia de boas-vindas, Garab foi transportado para o Centro Espacial Johnson a bordo de avião Gulfstream-III da NASA, enquanto que Samokutyayev e Borisenko seguiram a bordo de um Tupolev Tu-134 para a Base Aérea de Chkalovsky que serve o Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin na Zvesdniy Gorodok (Cidade das Estrelas), perto de Moscovo. A missão da Soyuz TMA-21 teve uma duração de 164 dias 5 horas 41 minutos e 19 segundos.

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Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Александр Михайлович Самокутяев) – Tenente-coronel da Força Aérea Russa e Cosmonauta Teste do Destacamento de Cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Alexander Samokutyayev nasceu a 13 de Março de 1970 em Penza, Rússia. É casado com Oksana Nikolaevna Samokutiaeva e tem uma filha (Anastasia Alexandrovna Samokutyayva). Em 1992 terminou os seus estudos na Escola Militar Superior de Chernigov ‘Lenine Komsomol’. Entre 1998 e 2000 estudou na Academia Aérea Militar Yuri A. Gagarin. Entre 1992 e 1998 havia servido na escola de Chernigov, nomeadamente na escola de pilotagem de helicópteros na Ucrânia, no distrito militar do Extremo Oriente onde lhe foi atribuído o posto líder de esquadrão. Foi designado Piloto Militar de Terceira Classe. Enquanto permaneceu neste destacamento, Samokutyayev acumulou um tempo total de voo de 560 horas, tendo feito 25 saltos de páraquedas e pilotado os aviões Vilga-35A, L-13, Blanik, L-39 e Su-24M. Após a sua formação na academia aérea, e desde 2000, trabalhou no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin como chefe da divisão de planeamento. A 20 de Janeiro de 2003 teve uma apreciação médica positiva que lhe permitiu iniciar o treino espacial. A 23 de Maio foi integrado no destacamento de cosmonautas após uma reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas. A partir de 16 de Junho começou o treino geral de cosmonauta que terminou a 27 de Junho de 2005. Samokutyayev superou os exames de formação com a classificação de “excelente”. A 5 de Julho, e por decisão do Comité de Qualificação Interdepartamental, foi classificado como Cosmonauta Teste. Em Julho de 2008 foi nomeado para a tripulação suplente da Expedição 25 para a estação espacial internacional. Numa reunião da Direcção Médica levada a cabo a 10 de Fevereiro de 2009, obteve autorização para treinar com a tripulação suplente da Soyuz TMA. Em Outubro de 2008 foi nomeado para a tripulação principal da Expedição 27. A sua nomeação foi confirmada a 7 de Outubro de 2009 pela NASA. Em 11 e 12 de Março de 2010 no Centro de Treino de Cosmonautas e juntamente com o cosmonauta Andrei Borisenko e com o astronauta Scott Kelly, Samokutyayev foi aprovado nos exames pré-voo com as classificações de “Bom” e “Excelente”. Foi Comandante Suplente da missão da Soyuz TMA-18 a 2 de Abril de 2010. Numa reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas e para a sua nomeação para as tripulações das Soyuz TMA e das expedições à ISS levada a cabo a 26 de Abril de 2010, Alexander Samokutyayev foi qualificado como Cosmonauta do Destacamento do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. Alexander Samokutyayev tornou-se no 109º cosmonauta da Rússia e no 518º ser humano (juntamente com Andrei Ivanovich Borisenko) a realizar um voo espacial orbital.

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Em Órbita Andrei Ivanovich Borisenko (Андрей Иванович Борисенко) – Cosmonauta Teste da Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’, Andrei Borisenko nasceu a 17 de Abril de 1964 em Leninnegrado, Rússia. É casado e tem um filho e uma filha. Em 1981 ingressou no Instituto Militar de Mecânica de Leninegrado (agora BSTU ‘Voenmekh” ‘D. F. Ustinov’) no qual se formou em 1987. Entre 1987 e 1989 trabalhou como empregado civil na Marinha Soviética. Desde 1989 trabalha na Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’ onde até 1999 trabalhou no grupo de análise de sistemas da estação orbital Mir, estando integrado na Equipa de Controlo de Operações. Desde 1999 até ao início do seu treino geral de cosmonauta, trabalhou como director de turno no Centro de Controlo de Missão, Korolev – Moscovo, primeiro para a estação orbital Mir (participendo directamente nas operações de retirada de órbita da estação) e depois para o programa da estação espacial internacional. A 12 de Setembro de 2002 teve uma apreciação médica positiva que lhe permitiu iniciar o treino espacial. Em Janeiro de 2003 superou os testes técnicos efectuados na Corporação RKK Energia e a 26 de Maio o Comité Mandatário Interno da Corporação RKK Energia recomendou-o à Comissão Estatal Interdepartamental. A 29 de Maio, numa reunião do Comité Interdepartamental para a selecção de cosmonautas, foi nomeado para o treino geral do destacamento de cosmonautas. Este treino foi iniciado a 16 de Junho e finalizado a 27 de Junho de 2005, sendo aprovado com a classificação de “Excelente”. A 5 de Julho de 2005, e por decisão do Comité de Qualificação Interdepartamental, foi qualificado como Cosmonauta Teste. A 21 de Setembro de 2008 foi designado como Engenheiro de Voo suplente para a tripulação da Expedição 24, sendo também designado como Engenheiro de Voo para a tripulação principal da Expedição 26. A 21 de Novembro as suas nomeações foram confirmadas pela NASA. Porém, em Maio de 2009 a sua nomeação não foi confirmada durante a rotação regular das tripulações. Em Abril de 2009 era anunciado que Andrei Borisenko havia sido removido da tripulação suplente da Expedição 24 para a ISS e nomeado para a tripulação suplente da Expedição 23. Em Julho de 2009 era anunciado que Borisenko havia sido nomeado para a tripulação da Expedição 27 e a 7 de Outubro a sua nomeação era confirmada pela NASA. Em 11 e 12 de Março de 2010 no Centro de Treino de Cosmonautas e juntamente com o cosmonauta Alexander Samokutyayev e com o astronauta Scott Kelly, Borisenko foi aprovado nos exames pré-voo com as classificações de “Bom” e “Excelente”. Foi Engenheiro de Voo Suplente da missão da Soyuz TMA-18 a 2 de Abril de 2010. Numa reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas e para a sua nomeação para as tripulações das Soyuz TMA e das expedições à ISS levada a cabo a 26 de Abril de 2010, Andrei Borisenko foi qualificado como Cosmonauta do Destacamento da Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’. Andrei Borisenko tornou-se no 109º cosmonauta da Rússia e no 518º ser humano (juntamente com Alexander Mikhailovich Samokutyayev) a realizar um voo espacial orbital. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita Ronald John Garan – Nascido a 30 de Outubro de 1961 em Yonkers – Nova Iorque, Ronald Garan é astronauta da agência espacial norte-americana NASA. É casado com Carmel Courtney e ambos têm três filhos. Garan frequentou o Liceu Roosevelt, Yonkers, terminando aí os seus estudos em 1979. Em 1982 obteve um bacharelato em Economia Comercial pela Faculdade SUNY, Oneonta, e um mestrado em Ciências Aeronáuticas pela Universidade de Aeronáutica Embry-Riddle em 1994. Em 1996 obtinha um mestrado em Engenharia Aeroespacial pela Universidade da Florida. Garan recebeu a sua comissão como Segundo Tenente na Força Aérea dos Estados Unidos em 1984 e recebeu as suas asas de piloto em 1985 enquanto permanecia na Base Aérea de Vance, Oklahoma. Finalizou o treino de F-16 na Base Aérea de Luke, Arizona, e apresentouse Base Aérea de Hahn, República Federal Alemã, onde serviu como piloto de combate de F-16 no 496º Esquadrão de Caças Tácticos entre 1986 e 1988. Em Março de 1988 foi nomeado para o 17º Esquadrão de Caças Tácticos na Base Aérea de Shaw, Carolina do Sul, onde serviu como piloto instrutor, piloto avaliador, e piloto de combate no F-16. Enquanto permaneceu estacionado na Base Aérea de Shaw, frequentou a USAF Fighter Weapons School, terminando a sua formação em 1989 e regressando ao 17º Esquadrão de Caças Tácticos para assumir a posição de Oficial de Esquadrão. Entre Agosto de 1990 e Março de 1991, esteve colocado no Sudoeste Asiático em apoio das Operações Escudo do Deserto e Tempestade do Deserto onde voou missões de combate no F-16. Em 1991, Garan foi nomeado para a USAF Fighter Weapons School, onde serviu como piloto instrutor do F16, Comandante de Voo e Oficial Assistente de Operações. Em 1994 foi nomeado para o 39º Esquadrão de Caças Tácticos na Base Aérea de Eglin, Florida, onde serviu como piloto de teste de desenvolvimento e piloto principal de F-16. Garan frequentou a Escola Naval de Pilotos de Teste dos Estados Unidos na Estação Aeronaval de Patuxent River, Maryland, entre Janeiro e Dezembro de 1997, sendo posteriormente nomeado para o 39º Esquadrão de Caças Tácticos, onde serviu como Director da Joint Air to Surface Standoff Missile Combined Test Force. Garan era o Oficial de Operações do 40º Esquadrão de Caças Tácticos quando foi seleccionado para astronauta. Acumulou mais de 5.000 horas de voo em mais de 30 aeronaves. Reformou-se da Força Aérea a 1 de Junho de 2009. Ronald Garan foi seleccionado como astronauta da NASA em Julho de 2000, tendo-se apresentado para o treino no mês de Agosto. Após a finalização de um treino e de avaliações, foi nomeado para trabalhos técnicos no ramo de operações da estação espacial e do vaivém espacial do Departamento de Astronautas, tendo contribuído para a investigação das causas do desastre com o vaivém espacial Columbia e posterior esforço para o regresso aos voos. Em Abril de 2006 tornou-se num aquanauta através da sua participação na missão NEEMO 9 (ASA Extreme Environment Mission Operations) da NASA e da NOAA, uma missão de pesquisa levada a cabo no Aquarius que é o único laboratório submarino do mundo. Durante a sua missão de 18 dias, a tripulação de seis pessoas no NEEMO 9 desenvolveu procedimentos de exploração lunar e aplicações de tecnologias de tele-medicina em apoio de futuras explorações espaciais.

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Em Órbita A primeira missão espacial de Garan teve lugar entre 31 de Maio e 14 de Junho de 2008 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery. A missão STS-124 transportou o módulo japonês Japanese Experiment Module-Pressurized Module (JEM-PM) e o sistema de manipulação remota japonês Japanese Remote Manipulator System. Nesta missão realizou três actividades extraveículares num total de 20 horas e 32 minutos. A missão STS-124 teve uma duração de 13 dias, 18 horas, 13 minutos e 7 segundos. Ronald Garan foi o 301º astronauta dos Estados Unidos e o 475º ser humano (juntamente com os astronautas Gregory Errol Chamitoff, Kenneth Todd Ham e Akihiko Hoshide) a realizar um voo espacial orbital. Ao participar na Missão Soyuz TMA-21 Expedição 27/28, Garan torna-se no 223º astronauta dos Estados Unidos e no 316º ser humano a realizar dois voos espaciais orbitais.

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O novo sistema de lançamento da NASA A agência espacial norte-americana NASA está pronta para abancar com o desenvolvimento do denominado Space Launch System (SLS), Sistema de Lançamento Espacial – um foguetão lançador avançado que deverá proporcionar uma nova capacidade nacional para a exploração espacial humana para lá órbita terrestre. O SLS irá dar aos Estados Unidos um meio seguro, barato e sustentável para atingir para lá dos actuais limites e abrir novas descobertas a partir do espaço.

O SLS será desenhado para transportar o veículo MPCV (Multi-Purpose Crew Vehicle), Orion, bem como importantes cargas, equipamentos e experiências científicas para a órbita terrestre e para outros destinos. Adicionalmente, o SLS servira como um veículo suplente para as missões comerciais e para os sistemas de transporte internacionais que servem a estação espacial internacional. O foguetão do SLS irá incorporar investimentos tecnológicos do Programa do Vaivém Espacial e do Programa Constellation para assim se tirar vantagem de equipamentos já testados e de tecnologia e métodos de fabrico de ponta que irão reduzir de forma significativa os custos de desenvolvimento e operacionais. Irá utilizar um sistema de propulsão de hidrogénio e de oxigénio líquido que irá incluir o motor RD-25D/E do Programa do Vaivém Espacial para o estágio central e o motor J-2X para o estágio superior. O SLS irá também utilizar os propulsores laterais de combustível sólido para os voos de desenvolvimento iniciais, enquanto que propulsores posteriores serão desenvolvidos tendo por base os requisitos de performance e de considerações de disponibilidade. O SLS terá uma capacidade de lançamento inicial de 70 toneladas métricas, o que corresponde a cerca de 77 toneladas. Esta capacidade irá evoluir para 130 toneladas métricas, ou 143 toneladas. O primeiro voo de desenvolvimento está previsto para ter lugar em finais de 2017. Esta arquitectura específica foi seleccionada em grande parte porque utiliza uma aproximação de desenvolvimento evolutivo que permite à NASA se abordar as actividades de desenvolvimento de alto custo na fase inicial do programa e tira partido de um grande poder de compra antes da inflação eliminar os fundos disponíveis num orçamento fixo. Esta arquitectura também permite a nivelação das actuais capacidades e baixar os custos de desenvolvimento ao utilizar o hidrogénio e oxigénio líquido para ambos Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita os estágios. De forma adicional, esta arquitectura proporciona um veículo lançador modular que pode ser configurado para missões específicas utilizando uma variedade de elementos comuns. Pode não ser necessário lançar 130 toneladas métricas para cada missão e a flexibilidade desta arquitectura modular permite à agência espacial utilizar diferentes módulos centrais, estágio superior e combinações de propulsores de primeiro estágio para atingir o veículo lançador mais eficiente para a missão desejada.

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Em Órbita O Space Launch System será o primeiro veículo de exploração desde o foguetão Saturn-V que transportou os astronautas da Apollo para a Lua. Com a sua superior capacidade de lançamento, o SLS irá expandir a nossa capacidade de explorar o Sistema Solar e vai-nos permitir explorar o espaço cis-lunar, asteróides que passem próximo da Terra, Marte e as suas luas, e outros corpos celestes. Vamos descobrir mais sobre a formação do Sistema Solar, de onde originaram os elementos orgânicos e a água da Terra, e a forma como a vida pode ser sustentada em lugares longe da atmosfera do nosso planeta, além de nos permitir expandir as fronteiras da nossa exploração.

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Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

Lançamentos orbitais em Setembro de 2011 Em Setembro de 2011 foram levados a cabo 9 lançamentos orbitais. No total colocaram-se em órbita 11 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Setembro de 2011 foram realizados 4809 lançamentos orbitais, 424 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 8,8% do total e a uma média de 8,2 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (476 lançamentos que correspondem a 9,9% com uma média de 9,2 lançamentos) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (286 lançamentos que correspondem a 5,9% com uma média de 5,5 lançamentos).

2011

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 16 15 16 1414 13 13 14 12 12 12 11 12 10 10 10 9 9 9 99 99 10 8 8 8 8 8 8 8 7 7 7 7 7 8 6 6 66 6 66 6 5 5 5 5 6 4 4 4 3 3 3 4 2 1 2 00 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Setembro 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 (Setembro)

54

70

63 65 67 53 52

19

35

40

75

82 1999

58 62 61

77 73

1996

79

75 73

55

60

86

89

95 88

87

80

72

Lançamentos

100

2

8

14

20

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

0

Ano

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Em Órbita

Em demanda do GRAIL Apesar de já ter sido visitada pelos astronautas das missões Apollo e estudada por inúmeras sondas, a verdade é que a Lua ainda esconde muitos segredos. Ao mapear o campo gravitacional da Lua com uma precisão e resolução sem precedentes, a missão GRAIL (Gravity Recovery And Interior Laboratory) irá, na sua essência, perscrutar o interior lunar para revelar a sua estrutura interna e a sua história térmica.

A missão da GRAIL O conhecimento da Lua que será adquirido pela missão GRAIL, será utilizado para compreender as histórias evolutivas de outros corpos rochosos no Sistema Solar: a Terra, Vénus, Marte e Mercúrio. De facto, a Lua é uma peça vital para a compreensão da forma como evoluíram os planetas terrestres. A missão GRAIL é a análoga lunar da missão GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment) levada a cabo por duas sondas lançadas para a órbita terrestre em 20022 e que continuam a operar. A missão GRAIL é implementada com uma carga científica simplificada a partir da missão GRACE e utilizando um modelo de satélite que deriva do satélite XSS-11 (Experimental Small Satellite-11) da Lockheed Martin e que foi lançado em 20053. A missão GRAIL colocará dois satélites (GRAIL-A e GRAIL-B) numa órbita lunar polar a 50 km de altitude para levar a cabo medições de alta precisão da distância entre os dois veículos utilizando uma carga de banda Ku. A análise posterior dos dados referentes à distância entre os dois satélites, irá proporcionar uma medição directa da gravidade lunar. A carga, sistema de voo e desenho da missão garantem que todas as fontes de erro que perturbem as medições de gravidade, são contidas a níveis bem abaixo àqueles necessários para garantir os requisitos científicos.

O gráfico ao lado ilustra as margens de performance entre os requisitos científicos (vermelho e verde), a performance dos veículos (preto) e a performance das Melhores Estimativas Actuais CBE ‘Current Best Estimate’ (dourado). Estas margens permitem um baixo risco de implementação da missão GRAIL. A curta duração da missão GRAIL (270 dias) inclui um período de mapeamento de 90 dias denominado Fase Científica. Os produtos científicos iniciais estarão disponíveis 30 dias após o início da Fase Científica e serão entregues ao PDS num período de 3 meses. Incluído nos dois satélites está um sistema ‘E/PO MoonKam’ que irá fornecer imagens e vídeo da superfície lunar como parte do segmento E/PO e de Colaboração Estudantil da GRAIL.

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A missão GRACE é composta por dois satélites, o GRACE-1 / ESSP-2A ‘Tom’ (27391 2002-012A) e o GRACE-2 / ESSP-2B ‘Jerry’ (27392 2002-012B), lançados às 0921:26,875UTC do dia 17 de Março de 2002 por um foguetão 15A30 Rokot/Breeze-KM a partir do Complexo de Lançamento LC133/3 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. 3 O satélite XSS-1 (28636 2005-011A) foi lançado às 1335UTC do dia 11 de Abril de 2005 por um foguetão Minotaur-I (SLV-3) a partir do Complexo de Lançamento SLC-8 da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

Objectivos científicos e investigações A Lua é o mais acessível e o melhor estudado dos corpos rochosos (ou terrestres) para lá da Terra. Ao contrário da Terra, porém, a geologia da superfície lunar preserva o registo de cerca de 4,5 mil milhões de anos de história do Sistema Solar. As observações orbitais combinadas com amostras da superfície trazidas de volta para a Terra, mostram que nenhum outro corpo preserva os registos da história geológica de forma tão clara como a Lua. A estrutura e composição do interior lunar (e por inferência a natureza e escala temporal da sua estrutura interna e perda de calor) guardam a chave para a reconstrução desta história. Velhas questões tais como a origem dos mares, a razão para a assimetria da espessura da superfície entre o lado oculto e o lado visível e a explicação para a intrigante magnetização das rochas na crosta, todas estas questões requerem uma compreensão melhorada do interior lunar. Decifrando a estrutura do seu interior irá trazer uma compreensão da evolução da própria Lua, e também estender o conhecimento da origem e da evolução térmica da Lua para outros corpos no Sistema Solar interior. Por exemplo, enquanto que em tempos pensou-se que a Lua tinha sido a única a desenvolver «oceanos de magma» pouco tempo após a sua acreção, esse fenómeno foi agora proposto para Marte também. Esta necessidade de compreender a estrutura interna para reconstruir a evolução planetária, motiva os principais objectivos científicos da GRAIL, que tentam determinar a estrutura do interior da Lua desde a crusta até ao núcleo e procura compreender melhor a evolução térmica do nosso satélite natural. A missão GRAIL deverá cumprir estes objectivos ao levar a cabo medições de alta precisão (<10 mGal4) ao nível global, regional e local (30 x 30 km), a partir de uma órbita polar baixa (50 km) e utilizando um sistema de medição em banda Ka. A Equipa Científica da GRAIL irá levar a cabo seis investigações para: •

Mapear a estrutura da crusta e litosfera.

Compreender a evolução térmica assimétrica da Lua.

Determinar a estrutura da subsuperfície das bases de impacto e a origem dos mascons.

Verificar a evolução temporal da breciação da crusta e o seu magnetismo.

Determinar a estrutura interior profunda a partir das marés.

Estabelecer limites ao tamanho do possível núcleo.

Na imagem ao lado, o painel superior mostra a actual incerteza do actual campo gravitacional em mGal a partir de um modelo gravítico realizado pelo co-investigador Alex Konopliv. A parte inferior mostra a incerteza do campo gravítico em mGal antecipada a partir da base científica da GRAIL. As incertezas da GRAIL (baixo) são globalmente uniformes em 0,1 mGal com um factor de melhoria de >100 para o lado visível e ~1000 para o lado oculto em comparação com o estado do conhecimento actual. Desenho da missão As sondas GRAIL foram lançadas lado a lado num único foguetão Delta-2 durante uma janela de lançamento de 26 dias que abriu a 8 de Setembro de 2011. A missão foi desenhada para evitar os eclipses lunares de 10 de Dezembro de 2011 e 4 de Junho de 2012 que interferem com a missão. O complexo de Goldstone implementa a aquisição inicial das duas sondas incluindo a fase de abertura dos painéis solares. A fase de cruzeiro translunar consiste numa transferência de baixa energia de 3,5 meses através do ponto Lagrange L1 (EL1) no sistema Terra – Sol. Em comparação com uma trajectória directa, esta transferência de baixa energia foi escolhida para reduzir os requerimentos de combustível dos dois veículos (em cerca de 130 m/s), para permitir mais tempo para a verificação dos dois veículos e libertação de gases, e para aumentar o número de dias disponíveis no período de lançamento em cada mês. 4

1 Gal (ou Galileu) é a medição da aceleração e é definida nas unidades SI como 0,01 m/s2; 1 mGal ~1 g.

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Em Órbita Ambos os veículos aproximam-se da Lua por debaixo do Pólo Sul onde executam uma manobra de inserção orbital (LOI – Lunar Orbit Insertion) para os colocar numa órbita elíptica com um período ligeiramente superior a 8 horas. A manobra LOI para cada veículo está separada por um dia. Cada LOI é simultaneamente visível a partir dos complexos DSN (Deep Space etwork) de Goldstone e Camberra. Uma série de quatro manobras são levadas a cabo para reduzir as órbitas para órbitas quase circulares com uma média de 50 km de altitude e um período orbital de 113 minutos. Manobras posteriores posicionam os dois veículos na distância de separação inicial desejada, que depois irá derivar entre 175 km e 225 km. A Fase Científica de 90 dias é dividida em três ciclos de 27,3 dias orientados para o nadir. Duas passagens de 8 horas permitem à rede DSN obter os dados científicos e da E/PO MoonKam. Após a Fase Científica (ou fase da missão prolongada), está planeado um período de decomissionamento de 5 dias após o qual os veículos irão impactar na superfície lunar num período de cerca de 40 dias. As sondas e as suas cargas As sondas O desenho das duas sondas GRAIL e os seus componentes derivam da herança do satélite XSS-11. A arquitectura única destes veículos cumpre os requisitos de viabilidade da missão. O desenho resultante cumpre todos os requisitos e requerimentos científicos com amplas margens técnicas que proporcionaram flexibilidade para resolver problemas que possam ter surgido durante o desenvolvimento e que vão ao encontro ou excedem os princípios de desenho estabelecidos pelo JPL (Jet Propulsion Laboratory – Laboratório de Propulsão a Jacto). A estrutura de cada sonda é uma estrutura rectangular compósita. As antenas de rastreamento da carga científica encontram-se montadas em volumes térmicos e estão colocadas de forma que estão nominalmente na linha entre os centros de massa das duas sondas. Os outros componentes da instrumentação abordo encontram-se num painel interior para fácil integração e teste. Cada veículo está equipado com dois painéis solares não articulados também derivados do XSS-11. os painéis são abertos logo após a separação do último estágio do lançador. Sistemas de gás quente idênticos aos utilizados no XSS-11 proporcionam a desejada variação de velocidade para manobras e activação dos giroscópios. Componentes adicionais do controlo de atitude incluem uma unidade de medição inercial, sensores solares e detectores estelares. O sistema C&DH, o sistema de gestão de energia, e a bateria de iões de lítio são também derivados do XSS-11. O sistema de telecomunicações de banda S para comunicações com a rede DSN utiliza componentes derivados das missões Themis e Genesis. As sondas foram construídas nas instalações da Lockheed Martin em Denver, Colorado, bem como se deu a integração da carga e os testes dos sistemas. A Lockheed Martin utilizou dois laboratórios de teste e um software de simulação para a integração e verificação de todo o equipamento e software ao longo da fase de teste de montagem e ao longo do ciclo de operações de lançamento. A carga Para medir a distância entre as duas sondas cada uma delas está equipada com um sistema LGRS (Lunar Gravity Ranging System) em banda Ka que é derivado do instrumento da missão GRACE. Na figura ao lado estão representados os elementos do LGRS. A verificação da performance do LGRS foi levada a cabo pelo instrumento GRIP (Gravity Recovery Instrument for Planets) do JPL que tem uma capacidade de verificação de performance de nível X e ajustabilidade sub-X numa câmara anecóica de 18 metros. Operações da missão e ajustamento de dados O Caltech do JPL irá gerir as operações da missão GRAIL a partir das suas instalações em Pasadema, além de proporcionar navegação e apoio da missão utilizando actuais sistemas operacionais (o Multi-mission Ground System Services e a Deep Space etwork). O parceiro industrial da GRAIL, a Lockheed Martin Space System, leva a cabo as operações de voo espacial a partir das suas instalações em Denver que também é utilizada para as missões Mars Odyssey, Mars Reconnaissance Orbiter e Phoenix. O JPL e a LM possuem uma parceria duradoura e bem sucedida ao longo de mais de 15 anos que foi estabelecida em muitas missões planetárias. Ambas estão bem versadas na utilização de actuais infra-estruturas no solo para montagem, teste e operações de lançamento, além de operações de voo. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita O processamento de dados nos Níveis Científicos 0 e 1 serão levados a cabo no JPL com uma reutilização a 90% do software da missão GRACE; o processamento do Nível Científico 2 será feito no JPL, no Centro de Voo Espacial Goddard (GSFC) e no Instituto de Tecnologia de Massachusetts (MIT); os produtos avançados e a interpretação científica serão feitos pelas instituições que fazem parte da equipa científica. A entrega final dos produtos científicos para o PDS (Planetary Data System) será feita pelo MIT. Gestão do projecto A equipa do GRAIL é composta por uma gestão experiente e pessoal científico com experiência específica em investigações de mapeamento gravitacional da Terra e de outros corpos planetários. O Cientista de Projecto, Sistema de Gestão de Missão e Gestor de Instrumentação da GRAIL tinham os mesmos papéis na missão GRACE.

O Programa Discovery O Programa Discovery foi iniciado em 1992 e tem como objectivo o estudo do Sistema Solar. A missão GRAIL é a 11ª missão no âmbito deste programa. A tabela seguinte mostra um resumo das missões anteriores. Missão NEAR - Near Earth Asteroid Rendezvous Mars Pathfinder Lunar Prospector

Stardust

Genesis

CONTOUR Comet Nucleus Tour

MESSENGER

Deep Impact

Dawn

Kepler

Lançamento (UTC)

Veículo lançador e local de lançamento

Designação internacional

17 / Fev. / 1996

Delta-2 7925-8 (D232)

23784

2043:27

Cabo Canaveral AFS LC-17B

1996-008A

4 / Dez. / 1996

Delta-2 7925A (D240)

24667

0658:07

Cabo Canaveral AFS LC-17B

1996-068A

7 / Jan. / 1998

Athena-2 (LM-004)

25131

0228:44

Cabo Canaveral SPFL SLC-46

1998-001A

7 / Fev. / 1999

Delta-2 7426-9.5 (D266)

25618

2104:15

Cabo Canaveral AFS SLC-17A

1999-003A

8 / Ago. / 2001

Delta-2 7326-9.5 (D287)

36884

1613:40,324

Cabo Canaveral AFS SLC-17A

2001-034A

3 / Jul. / 02

Delta-2 7425-9.5 (D292)

27457

0647:41.366

Cabo Canaveral AFS, SLC-17A

2002-034A

3 / Ago. / 2004

Delta-2 7925H-9,5 (D307)

28391

0615:56.537

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2004-030A

12 / Jan. / 2005

Delta-2 7925-9.5 (D311)

28517

1847:08

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2005-001A

27 / Set. / 07

Delta-2 7925H-9,5 (D327)

32249

1134:00,372

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2007-043A

Delta-2 7925-10L (D339)

34380

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2009-011A

06 / Mar. / 09

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Objectivos

Exploração do asteróide 433 Eros. Descida em Marte e colocação na superfície do veículo Sojourner. Estudo da superfície lunar utilizando espectroscopia. Recolha de amostras do cometa 81P/Wild-2. As amostras foram recolhidas em Janeiro de 2006 e a sonda prosseguiu para o cometa 9P/Tempel-1. Recolher amostras do vento solar. Deveria estudar os cometas 2P/Encke e 73P/SchwassmannWachmann 3, mas foi destruída devido a uma avaria no motor de bordo. Estudo do planeta Mercúrio a partir da sua órbita. Estudo do cometa 1P/Tempel-1 utilizando uma sonda lançada para a sua superfície. A sonda foi depois usada para estudar o cometa 103P/Hartley-2. Estudo do asteróide 4 Vesta a partir da sua órbita e depois estudará Ceres também da sua órbita. Procura de exoplanetas.

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Em Órbita

O foguetão Delta-2 7920H-10 Os foguetões Delta (Delta-2 e Delta-IV) são comercializados pela ULA (United Launch Alliance). Este foi o 356º lançamento de um foguetão da série Delta desde 1960, sendo o 150º Delta 2 a ser utilizado (contando com os dois lançamentos das versões Heavy) e o 3º voo da versão 7920H-10. Os Delta são construídos pela Boeing em Huntington Beach, Califórnia. As diferentes partes do lançador são montadas em Pueblo, Colorado. A versão 7920H-10 é composta por seis partes principais: o primeiro estágio que é composto pelos propulsores laterais a combustível sólido, o motor principal no corpo principal do lançador, o inter-estágio (que faz a ligação física entre o primeiro e o segundo estágio), o segundo estágio e uma ogiva de 10 pés (3,05 metros) de diâmetro fabricada em materiais compósitos. De facto, este lançador tem a mesma configuração da série 7000, exceptuando o facto de estar equipado com propulsores laterais de combustível sólido mais poderosos GEM-46 que foram originalmente desenvolvidos para o Delta-III. O Delta-2 7920H-10 atinge uma altura de 38,71 metros e tem um diâmetro de 2,44 metros (sem entrar em conta com os propulsores sólidos na base). No lançamento tem um peso de 231.871 kg. É capaz de colocar uma carga de 5.959 kg numa órbita terrestre baixa, 2.120 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona ou então 1.000 kg numa órbita heliocêntrica. Os nove propulsores laterais GEM-46 (Graphite Epoxy Motor-46), são fabricados pela Alliant Techsystems e cada um pode desenvolver 885 kN no lançamento. Têm um comprimento de 14,66 metros, diâmetro de 1,16 metros e uma massa de 19.140 kg, tendo um tempo de queima de 76 segundos. O primeiro estágio (Delta Thor XLT-C) tem um peso bruto de 101.697 kg e um peso de 5.888 kg sem combustível. Tem um comprimento de 26,09 metros e um diâmetro de 2,44 metros. Está equipado com um motor RS-27A que tem um peso de 1.027 kg, um diâmetro de 1,07 metros e uma altura de 3,78 metros. No vácuo produz uma força de 1.024 kN no vácuo (890 kN ao nível do mar), tendo um Ies de 264 s e um tempo de queima de 265 s. Consome LOX e querosene altamente refinado (RP-1). O RS-27A é construído pela Rocketdyne. O segundo estágio do Delta 2 (Delta K) tem um peso bruto de 6.953 kg e um peso de 949 kg sem combustível, tendo um comprimento de 5,9 metros e um diâmetro de 1,7 metros. No vácuo o seu motor Aerojet AJ10-118K (com um peso de 124,74 kg, diâmetro de 1,53 metros e comprimento de 2,68 metros) produz uma força de 43,4 kN, tendo um Ies 318 s e um tempo de queima de 444 s. Consome N2O4 e Aerozine-50.

25-Ago-03 11-Jun-08

Veículo Lançador D300 D333

Cabo Canaveral AFS Cabo Canaveral AFS

Plataforma Lançamento SLC-17B SLC-17B

08-Set-11

D356

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

Lançamento

Data

2003-038 2008-029 2011-046

Local Lançamento

Satélite Spitzer ‘SIRTF’ (27871 2003-038A) Fermi ‘GLAST’ (33053 2008-029A) GRAIL-A (XXXXX 2011-046A) GRAIL-B (XXXXX 2011-046B)

O Delta-2 pode ser lançado a partir do Cabo Canaveral (Air Force Station), plataformas SLC-17A e SLC-17B, e da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia, (plataforma SLC-2W). O Space Launch Complex-17 (SLC-17) do Cabo Canaveral foi construído pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) para o desenvolvimento do míssil balístico de alcance intermédio (IRBM) Thor, tendo a construção das plataformas A e B sido iniciada em Abril de 1956. Em Setembro desse mesmo ano a Força Aérea ocupou parcialmente a plataforma SLC-17B, tendo o primeiro lançamento sido efectuado a 25 de Janeiro de 19575. O primeiro lançamento bem sucedido ocorreu a 20 de Setembro de 1957 a partir da plataforma LC-17B6. A primeira modificação ao complexo de lançamento teve lugar em 1960 de forma a suportar o lançamento de veículos derivados do Thor. O primeiro lançamento orbital a ter lugar desde a Plataforma B ocorreu a 13 de Abril de 1960 com um foguetão Thor-Ablestar a colocar em órbita o satélite Transit-1B7. O último lançamento de um Thor-Ablestar desde a Plataforma B teve lugar a 10 de Maio de 19628 e posteriormente começaram os lançamentos dos foguetões Delta. O primeiro lançamento a partir da Plataforma LC-17B ocorreu a 10 de Julho de 19629. A partir desta data a plataforma foi utilizada por uma variedade de versões dos foguetões Delta.

5

O primeiro Thor a ser lançado desde o complexo SLC-17 tinha o número de série 101 e o lançamento resultou num fracasso com a explosão do míssil devido a um problema de contaminação do LOX que originou uma falha numa válvula do motor. 6 Inicialmente só se utilizada a expressão ‘Launch Complex’ (LC). 7 O foguetão Thor Ablestar (257 AB002?) foi lamçado às 1202UTC do dia 13 de Abril de 1960 e colocou em órbita o satélite Transit-1B (00031 1960-003B 1960 Gama 2) e o modelo do satélite GRAB (00033 1960-003C 1960 Gama 3). 8 Às 1207UTC do dia 10 de Maio de 1962 era lançado o foguetão Thor Ablestar (314 AB011) que transportava o satélite ANNA-1A. No entanto o lançamento não foi bem sucedido. 9 Às 0835UTC um foguetão Thor Delta (Thor 316 / Delta D11) colocava em órbita o satélite Telstar-1 (00340 1962-029A 1962 A Épsilon 1). Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

Entre 1963 e 1963 a plataforma foi utilizada para seis lançamentos suborbitais que transportaram veículos ASSET que demonstraram tecnologias que seriam utilizadas no veículo X-20 DynaSoar. Estes lançamentos utilizaram os foguetões Thor DSV2F e Thor DSV-2G que incluía um estágio superior Delta. As plataformas foram transferidas para a NASA em 1965, pois para a USAF já não havia qualquer utilização militar para o complexo. Os lançamentos a partir da Plataforma B recomeçariam somente a 23 de Setembro de 1972 com um foguetão Delta-1604 (579/D90) a colocar em órbita o satélite Explorer-47 ‘IMP-7’ (06197 1972-073A)10. Em 1974 a plataforma começava a ser utilizada pelos modelos 2000 (o último lançamento ocorreria em 1979)11 e entre 1983 e 1989 foi utilizada pelos modelos 300012. Os modelos 4000 só realizaram dois lançamentos a 27 de Agosto de 198913 e a 12 de Junho de 199014.

10

O lançamento ocorreu às 0120UTC. O primeiro lançamento ocorreu às 0138UTC do dia 19 de Janeiro de 1974 com o foguetão Delta-2313 (587/D100) a colocar em órbita o satélite de comunicações Skynet-IIA (07096 1974-002A). O último lançamento ocorreu ás 2142UTC do dia 30 de Janeiro de 1979 com o foguetão Delta-2914 (629/D148) a colocar em órbita o satélite militar SCATHA ‘P78-2’ (11256 1979-007A). 12 O primeiro lançamento ocorria às 2239UTC do dia 11 de Abril de 1983, tendo o foguetão Delta-3924 (653/D167) colocado em órbita o satélite de comunicações RCA Satcom-6 / Satcom-1R (13984 1983-030A), enquanto que o último lançamento ocorreu às 11

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Em Órbita Devido ao acidente do Challenger os lançamentos comerciais e militares foram na sua totalidade transferidos para os lançadores convencionais e em resultado a Boeing criou o lançador Delta-2. A USAF decidiu também transferir o lançamento dos seus satélites Navstar, anteriormente destinados a serem lançados pelo vaivém, para o novo Delta-2. O complexo SLC-17 foi escolhido como local de lançamento do Delta-2 e o complexo regressou novamente à responsabilidade da USAF em Outubro de 1988. O complexo teve de sofrer obras profundas com a instalação de novas plataformas de serviço, de um sistema hidráulico de elevação de cargas e de um sistema de armazenamento e fornecimento de hidrogénio líquido. A torre de serviço móvel do complexo teve de ver o seu tamanho aumentado em 3 metros de forma a acomodar o novo lançador. Os lançamentos da versão Delta-2 tiveram início desde o Complexo de Lançamento 17B a 11 de Dezembro de 1989 com o foguetão Delta-6925 (D190) a ser lançado às 1810UTC e a colocar em órbita o satélite de navegação USA-49 Navstar GPS-17 ‘Navstar SVN17’ (20361 1989-097A). O primeiro lançamento do modelo 7000 a partir da Plataforma B teve lugar 8 de Janeiro de 199115. A Plataforma B seria alvo de mais modificações para poder acomodar o novo foguetão Delta-III. A última modificação ao complexo finalizou em Outubro de 1997 e por esta altura o complexo era designado SLC-17 (Space Launch Complex-17) e o primeiro lançamento do Delta-III ocorria a 27 de Agosto de 199816 (imagem ao lado). O segundo lançamento do Delta-III a 5 de Maio de 1999 colocaria o satélite de comunicações Orion3 numa órbita mais baixa do que o previsto e uma situação semelhante ocorreria a 23 de Agosto de 2000, levando ao cancelamento do programa. Com as modificações para o Delta-III, a Plataforma B era a única capaz de pode ser utilizada para lançar a versão Delta-2 Heavy com o primeiro lançamento a ter lugar a 10 de Junho de 2003. Segundo o plano actual, a missão D356 é a última a ser lançada desde o Complexo de Lançamento SLC-17. O seu lançamento ocorreu da Plataforma B com a Plataforma A a ser desactivada em 2009 O primeiro lançamento do Delta-2 a partir do complexo (plataforma A) teve lugar a 14 de Fevereiro de 198917. No total foram realizados 326 lançamentos desde o SLC-17, sendo 161 da Plataforma A e 165 da Plataforma B. O sistema de designação do Delta-2 As diferentes versões do foguetão Delta-2 são designadas por um sistema de dígitos que identifica as diversas partes do lançador. O primeiro dígito designa a série Delta (6 – série 6000, 7 – série 7000). O segundo dígito designa o número de propulsores laterais de combustível sólido (3, 4 ou 9), com o terceiro dígito a designar o motor do terceiro estágio (2 – motor Aerojet AJ-10). O quarto dígito assinala o terceiro estágio (0 – sem terceiro estágio, 5 – PAM, 6 – Star-37FM). O ‘H’ indica a versão ‘Heavy’ e o número a seguir ao traço indica o tipo de carenagem de protecção. Breve história dos foguetões Delta-2 O foguetão Delta-2 descende de uma linhagem de lançadores orbitais iniciada com o míssil Thor. Nos anos 80 parecia que a utilização dos lançadores Delta iria terminar, estando todas as possíveis cargas destinadas a voar a bordo do vaivém espacial. Porém, quando a 28 de Janeiro de 1986 o vaivém espacial OV-099 Challenger foi destruído nos céus da Florida, deu-se uma alteração na política anteriormente estabelecida. Em Janeiro de 1987 a Força Aérea dos Estados Unidos ordenava uma nova série de lançadores Delta com o objectivo primário de colocar em órbita os satélites de posicionamento global GPS (Global Positioning System). Assim, o foguetão Delta-2 faria o seu voo inaugural a 14 de Fevereiro de 1989 utilizando o modelo 692518.

2150UTC do dia 24 de Março de 1989 com um foguetão Delta 3920-8 a colocar em órbita a missão militar Delta Star ‘USA-36’ (19911 1989-036A). 13 Às 2259UTC o foguetão Delta 4925-8 (D187) colocava em órbita o satélite de comunicações Marcopolo-1 (20193 1989-067A), mais tarde rebaptizado Sirius-1 ‘BSB-R1’. 14 Às 0552UTC o foguetão Delta 4925-8 (D196) colocava em órbita o satélite de comunicações indiano Insat-1D (20643 1990051A). 15 Às 0053UTC o foguetão Delta-2 7925 (D202) colocava em órbita o satélite de comunicações NATO-4A (21047 1991-001A). 16 O primeiro lançamento do Delta-3 teve lugar a 27 de Agosto de 1998 e resultou num fracasso quando o foguetão Delta-3 893013.1C (D259) não conseguiu colocar em órbita o satélite Galaxy-10. 17 A plataforma utilizada foi a SLC-17A. O lançamento teve lugar às 1830UTC e o foguetão Delta-2 6925 (D184) colocou em órbita o satélite USA-35 / Navstar 2-1 GPS-14 (19802 1989-013A). 18 O foguetão Delta-2 6925 (D184) foi lançado às 1830UTC do dia 14 de Fevereiro de 1989 e colocou em órbita o satélite USA-35 ‘Navstar GPS-14 / Navstar SVN 14’ (19802 1989-013A) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral.

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Em Órbita De facto, os modelos da série 6000 foram desenvolvidos como um intermédio até à chagada dos modelos 7000. O primeiro estágio era um Delta Thor XLT-C equipado com um motor RS-27, enquanto que o segundo estágio era um Delta-K. O primeiro estágio era auxiliado por nove propulsores laterais de combustível sólido Castor-4A. A série 7000, cujo lançamento inaugural teria lugar a 26 de Novembro de 199019, introduziria o motor RS-27A e os propulsores laterais de combustível sólido GEM-40. A série 6000 levou a cabo 17 voos, sendo 3 no modelo 6920 e 14 no modelo 6925. O seu último voo teve lugar a 24 de Julho de 1992 ao colocar em órbita20 os satélites Geotail e DUVE. A série 7000 foi utilizada numa grande variedade de configurações com o programa Delta Lite a ser desenvolvido em configurações com três ou quatro propulsores laterais de combustível sólido, utilizando dois ou três estágios e dois tipos distintos de terceiro estágio. Na totalidade, foram lançados 127 foguetões; 10 com o modelo 7320 de dois estágios com três propulsores laterais de combustível sólido; 13 no modelo 7420 com quatro propulsores laterais de combustível sólido; e 27 na configuração 7920 com nove propulsores laterais de combustível sólido. A configuração 7326 (com três propulsores laterais de combustível sólido) fez 3 voos e a configuração 7426 (com quatro propulsores laterais de combustível sólido) fez somente 1 voo, com ambos a utilizarem como terceiro estágio o motor Star37FM. O modelo 7425 (com quatro propulsores laterais de combustível sólido) e um motor Star-48B como terceiro estágio, fez 4 voos. O modelo que foi mais utilizado foi o 7925 com nove propulsores laterais de combustível sólido e um terceiro estágio Star-48B, tendo realizado 69 voos.

Lançamento da missão GRAIL Primeira tentativa e adiamento O primeiro estágio do foguetão Delta-2 7920H-10 (D356) foi colocado na Plataforma de Lançamento SLC-17B no dia 7 de Abril de 2011. Os nove propulsores laterais foram acoplados ao primeiro estágio na primeira semana de Maio, seguindo-se a colocação do segundo estágio no dia 10 de Maio. A 12 de Maio as duas partes da carenagem de protecção foram colocadas na sala estéril da torre móvel de serviço. Os testes eléctricos, mecânicos e do sistema de propulsão tiveram início a 20 de Maio no mesmo dia em que aterrava na SLF (Shuttle Landing Facility) um avião C-17 da Força Aérea dos Estados Unidos transportando as duas sondas GRAIL provenientes das instalações da Lockheed Martin em Denver, Colorado. Após a aterragem e da sua remoção do interior do avião de carga, as duas sondas foram colocadas individualmente em plataformas de teste nas instalações da AstroTech no Centro Espacial Kennedy. Seguiram-se testes de comunicações entre as sondas e a rede DSN, inspecções aos painéis solares, e início da colocação dos cobertores térmicos. Entretanto, na plataforma de lançamento, o foguetão lançador era submetido a uma série de testes aos sistemas hidráulicos dos dois estágios. Estes testes foram concluídos entre 23 e 25 de Maio. Com os testes funcionais terminados nas duas sondas GRAIL, procedeu-se à instalação das baterias eléctricas a 14 de Junho. No dia seguinte foram colocados os painéis solares e o seu sistema de abertura foi testado a 18 de Junho. Entretanto, os testes funcionais do sistema pneumático e de propulsão do primeiro estágio tiveram início a 15 de Junho, seguindo a 22 a verificação eléctrica e hidráulica do lançador. No dia 27 foram iniciados os testes funcionais do sistema pneumático e de propulsão do segundo estágio. Nas primeiras semanas de Julho as duas sondas foram submetidas aos testes funcionais da fase de cruzeiro e da fase científica, seguindo-se um teste que simulou as manobras de inserção orbital. A 28 de Julho foi realizado um teste de iluminação dos painéis 19

O foguetão Delta-2 7925 (D201) foi lançado às 2139UTC do dia 26 de Novembro de 1990 e colocou em órbita o satélite USA-66 ‘Navstar GPS-23 / Navstar SVN 23’ (20959 1990-103A) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral. 20 O foguetão Delta-2 6925 (D212) foi lançado às 1426UTC do dia 24 de Julho de 1992 e colocou em órbita os satélites Geotail (22049 1992-044A) e DUVE (22050 1992-044B) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita solares das duas sondas e no dia 30 foram transferidas para as instalações de manuseamento de materiais perigosos onde se fez o seu abastecimento. A 21 de Julho foi realizado um teste de fluxo criogénico no primeiro estágio do foguetão lançador. Este teste serviu para verificar a possível existência de fugas com o abastecimento de oxigénio líquido. O teste serviu também como certificação da equipa de controlo de lançamento. A 27 de Julho foi realizado o denominado CST (Combined Systems Test) que testa todos os sistemas do lançador numa simulação do lançamento e voo do veículo. No dia 9 de Agosto as duas sondas foram pesadas em separado e depois as duas instaladas no anel do adaptador de carga a 10 de Agosto. A 12 de Agosto foram colocadas no interior do contentor de transporte e preparação para a sua deslocação para a plataforma de lançamento. Este transporte foi realizado na madrugada do dia 18 de Agosto e de seguida o contentor foi elevado para a sala estéril da plataforma de lançamento. A colocação das duas sondas no interior da carenagem de protecção teve lugar a 23 de Agosto. No dia seguinte as duas sondas foram electricamente activadas para um teste final. Ainda a 24 de Agosto foi realizado o Flight Readiness Review que analisou os preparativos para o lançamento, tendo autorizado o abastecimento do lançador a 1 e 2 de Setembro com Aerozine 50 e tetróxido de azoto. A 6 de Setembro foram realizados mais testes no foguetão lançador, nomeadamente testes eléctricos que verificaram a capacidade do veículo em comunicar com o Eastern Range através da banda C. Esta ligação é utilizada para seguir o foguetão na fase inicial de voo. O teste também verificou o estado do sistema de segurança do Delta-2. Após o teste procedeu-se ao alinhamento do azimute de voo e foi realizado o denominado Launch Readiness Review (LRR) que analisou os preparativos para o lançamento, o estado do foguetão lançador, das duas sondas, da rede de apoio no solo e as previsões atmosféricas. Às 0314UTC do dia 8 de Setembro iniciavase a remoção da torre móvel de serviço, expondo o foguetão lançador na plataforma de lançamento. Chegou à sua posição de lançamento às 0406UTC. Pelas 0837UTC a contagem decrescente encontrava-se a T-150 m, entrando aqui na sua primeira paragem prevista e que terminaria às 0937UTC, recomeçando a contagem decrescente. Nesta fase iniciava-se a Contagem Decrescente Terminal (Terminal Count) que teria uma duração de três horas. Para este dia estavam previstas duas janelas de lançamento instantâneas às 1237:06UTC e às 1316:12UTC. Durante a contagem decrescente o sistema de orientação do lançador seria activado, seriam pressurizados os tanques de hélio e de azoto a bordo do lançador, proceder-se-ia ao abastecimento do primeiro estágio com querosene e oxigénio líquido, seriam realizadas verificações ao sistema de segurança do lançador e levados a cabo testes ao sistema de orientação dos motores. Antes de se iniciar os trabalhos de abastecimento do primeiro e do segundo estágio e de se proceder à pressurização dos tanques de hélio e de azoto, a área em torno da plataforma de lançamento foi evacuada às 0940UTC. Pelas 0942UTC eram activados o sistema de controlo e o computador de orientação do lançador, com os trabalhos a serem finalizados às 1028UTC.

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Em Órbita Os preparativos para o abastecimento do querosene RP-1 para o primeiro estágio iniciaram-se às 0957UTC. Nesta fase os técnicos verificaram as válvulas, medidores de fluxo, sensores e equipamento de controlo. O abastecimento teve início às 1002UTC. O querosene encontrava-se armazenado em tanques adjacentes à plataforma de lançamento e era conduzido através de condutas específicas até à base do foguetão a partir da qual, e através de condutas internas, era conduzido ao depósito. O processo de abastecimento dos 37.805 litros de RP-1 terminou às 1022UTC num processo que teve uma duração de 19 minutos e 42 segundos. Este abastecimento é levado a cabo em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 98% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. Pelas 1048UTC eram iniciados os preparativos para o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao primeiro estágio do foguetão Delta-2. A luz verde para o abastecimento foi dada às 1049UTC e este iniciou-se às 1055UTC. O LOX encontra-se a uma temperatura de -183ºC e é consumido durante a fase inicial do lançamento. Tal como aconteceu com o querosene, o abastecimento do LOX é feito em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 95% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. O abastecimento de LOX ao primeiro estágio terminou às 1123UTC num processo que teve uma duração de 27 minutos. Ao contrário do que acontece com o querosene, há a necessidade de se proceder ao abastecimento contínuo de LOX durante a contagem decrescente devido à natureza criogénica do propolente que se vai evaporando naturalmente.

Após o abastecimento do primeiro estágio, os controladores procederam à verificação do sistema de segurança do lançador, seguindo-se um teste de mobilidade dos motores dos dois estágios. Estes testes garantem que os motores podem ser orientados durante o lançamento. Os testes de mobilidade dos motores do segundo estágio terminaram às 1144UTC enquanto que os testes de mobilidade do primeiro estágio terminaram às 1148UTC. De seguida procedeu-se à verificação das ligações de dados para atestar a recepção dos dados telemétricos do lançador. Pelas 1152UTC (T-15m) a contagem decrescente entrava numa nova paragem prevista que teve uma duração de 20 minutos. Estas paragens na contagem decrescente permitem aos controladores tempo para a resolução de problemas ou para retomar algum procedimento que se tenha eventualmente atrasado no decorrer da contagem decrescente. A contagem decrescente seria retomada às 1212UTC (T-15m) e entrava numa nova paragem às 1223UTC (T-4m). Entretanto, o tanque de querosene do primeiro estágio era pressurizado às 1220UTC (T-7m).

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Em Órbita Às 1227UTC o índice das condições meteorológicas passou de ‘verde’ para ‘vermelho’ devido à ocorrência de fortes ventos em altitude. Porém, o Director de Voo decidiu prosseguir com a contagem decrescente enquanto que aguardava pelos dados que seriam enviados pelo último balão meteorológico. Apesar de não haver registo de qualquer problema técnico, a suspensão na contagem decrescente foi prolongada às 1230UTC o que implicou a perda da primeira janela de lançamento. Entretanto, eram enviados novos balões atmosféricos para atestar as condições dos ventos em altitude. Infelizmente os dados enviados por esses balões não foram satisfatórios o que levou ao adiamento do lançamento às 1307UTC. Após a decisão de se adiar o lançamento por 24 horas, os técnicos procederam à remoção dos propolentes criogénicos dos dois estágios do lançador e do querosene do primeiro estágio. Para protecção do foguetão e da sua carga a torre móvel de serviço foi novamente deslocada para junto do lançador. Para o dia 9 de Setembro as janelas de lançamento previstas ocorriam às 1233:25UTC e às 1312:31UTC. O lançamento seria novamente adiado no dia 9 de Setembro para assim proporcionar tempo adicional para os especialistas reverem os dados recebidos do sistema de propulsão aquando do processo de remoção dos propolentes. Após a drenagem do oxigénio líquido do tanque do primeiro estágio, um sistema de aquecimento ficou ligado mais tempo do que o previsto havendo o perigo de que alguns componentes do lançador poderem ter sido danificados. Após a revisão dos dados, a NASA anunciou que tal não havia acontecido e deu luz verde para o lançamento. Segunda tentativa e lançamento Às 0401UTC do dia 10 de Setembro iniciava-se a remoção da torre móvel de serviço, chegando à sua posição de lançamento às 0453UTC. Pelas 0829UTC a contagem decrescente encontrava-se a T-150 m, entrando aqui na sua primeira paragem prevista que terminaria às 0929:45UTC, recomeçando a contagem decrescente. Nesta fase iniciava-se a Contagem Decrescente Terminal que teria uma duração de três horas. Para este dia estavam previstas duas janelas de lançamento instantâneas às 1229:45UTC e às 1308:52UTC. Antes de se iniciar os trabalhos de abastecimento do primeiro e do segundo estágio e de se proceder à pressurização dos tanques de hélio e de azoto, a área em torno da plataforma de lançamento foi evacuada às 0900UTC. Pelas 0935UTC eram activados o sistema de controlo e o computador de orientação do lançador. A pressurização dos tanques de hélio e de azoto foi terminada às 0947UTC.

Após os técnicos verificaram as válvulas, medidores de fluxo, sensores e equipamento de controlo, o abastecimento de querosene RP-1 teve início às 0954UTC. O querosene encontrava-se armazenado em tanques adjacentes à plataforma de lançamento e era conduzido através de condutas específicas até à base do foguetão a partir da qual, e através de condutas internas, era conduzido ao depósito. O processo de abastecimento dos 37.805 litros de RP-1 terminou às 1022UTC num processo que teve uma duração de 19 minutos e 42 segundos. Este abastecimento é levado a cabo em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 98% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. Pelas 1048UTC eram iniciados os preparativos para o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao primeiro estágio do foguetão Delta-2. A luz verde para o abastecimento foi dada às 1049UTC e este iniciou-se às 1055UTC. O LOX encontra-se a uma temperatura de -183ºC e é consumido durante a fase inicial do lançamento. Tal como aconteceu com o querosene, o abastecimento do LOX é feito em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 95% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. O abastecimento de LOX ao primeiro estágio terminou às 1123UTC num processo que teve uma duração de 27 minutos. Ao contrário do que acontece com o querosene, há a necessidade de se proceder ao abastecimento contínuo de LOX durante a contagem decrescente devido à natureza criogénica do propolente que se vai evaporando naturalmente. Após o abastecimento do primeiro estágio, os controladores procederam à verificação do sistema de segurança do lançador, seguindo-se um teste de mobilidade dos motores dos dois estágios. Estes testes garantem que os motores podem ser orientados durante o lançamento. Os testes de mobilidade dos motores do segundo estágio terminaram às 1144UTC enquanto que os testes de mobilidade do primeiro estágio terminaram às 1148UTC. De seguida procedeu-se à verificação das ligações de dados para atestar a recepção dos dados telemétricos do lançador.

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Em Órbita Pelas 1152UTC (T-15m) a contagem decrescente entrava numa nova paragem prevista que teve uma duração de 20 minutos. Estas paragens na contagem decrescente permitem aos controladores tempo para a resolução de problemas ou para retomar algum procedimento que se tenha eventualmente atrasado no decorrer da contagem decrescente. A contagem decrescente seria retomada às 1212UTC (T-15m) e entrava numa nova paragem às 1223UTC (T-4m). Entretanto, o tanque de querosene do primeiro estágio era pressurizado às 1220UTC (T-7m). Pelas 1221UTC, o Director de Lançamento, Tinn Dunn, decidia prolongar a suspensão na contagem decrescente devido aos dados recebidos de um balão meteorológico que indicavam fortes ventos em altitude. Com este adiamento perdia-se a primeira janela de lançamento. Foi então decidido enviar novos balões meteorológicos e pelas 1254UTC surgia a indicação de que o lançamento poderia ter lugar.

A contagem decrescente seria retomada às 1304:52UTC (T-4m) e pelas 1305UTC os sistemas do lançador começavam a ser transferidos para o fornecimento interno de energia. As ordenanças do foguetão eram activadas às 1306:07UTC (T-2m 45s) e a T2m 30s (1306:22UTC) as duas sondas GRAIL eram declaradas prontas para o lançamento. As válvulas de ventilação do tanque de LOX do primeiro estágio eram encerradas às 1306:52UTC (T-2m) e o enchimento final do tanque ocorria a T-1m 30s (1307:22UTC). O Eastern Range dava autorização para o lançamento às 1307:37UTC (T-1m 15s). Devido ao facto de o lançamento ocorrer na segunda janela de oportunidade teria um azimute de 99º (o azimute seria de 93º caso ocorresse na primeira janela de lançamento). A sequência de ignição teve início às 1308:50UTC (T-2s) com a ignição dos motores vernier e do motor principal do primeiro estágio. Às 1308:52,775UTC dava-se a ignição de seis dos propulsores laterais de combustível sólido e o lançador abandonava a plataforma de lançamento.

O lançador atinge a velocidade do som Mach 1,0 a T+29,0s (1309:26UTC) e a T+1m 19s dá-se a ignição dos restantes três propulsores laterais. Entretanto, termina a queima dos seis primeiros propulsores e estes separam-se a T+1m 20,5s (1310:14UTC). A queima dos restantes três propulsores terminava às 1311:33UTC (T+2m 39,5s). O final da queima do primeiro estágio (MECO – Main Engine Cut-Off) ocorre a T+4m 23,2s (1313:16UTC) e a sua separação a T+4m 31,2s (1313:24UTC). A primeira ignição do segundo estágio ocorre a T+4m 36,7s (1313:30UTC) e a separação da carenagem de protecção tem lugar às 1313:34UTC (T+4m 41s). O final da primeira queima do segundo estágio (SECO 1 – Second Engin Cut-Off) ocorreu a T+7m 10,4s (1316:03UTC). Nesta altura, o conjunto foi colocado numa lenta rotação em torno do seu eixo longitudinal para assim diminuir o aquecimento na fuselagem provocado pelo Sol. O segundo estágio executa também duas manobras de reorientação. A segunda ignição do segundo estágio teria início a T+1h 5m 51s (1414:44UTC) e terminaria (SECO 2) a T+1h 10m 22,7s (1419:16UTC). A separação da sonda GRAIL-A teve lugar às 1418:46UTC (T+1h 19m 52,7s), enquanto que a separação da sonda GRAIL-B ocorria às 1437:01UTC (T+1h 28m 7,7s).

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Em Órbita Pelas 1453UTC chegava a confirmação da abertura dos dois painéis solares em ambas as sondas, estabelecendo-se também comunicações com a rede DSN. As duas sondas fazem uma viagem de 4,8 milhões de quilómetros antes de entrarem em órbita lunar a 31 de Dezembro e a 1 de Janeiro de 2012.

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China lança nova geração de satélites militares de comunicações Após o desaire com o lançamento do satélite SJ-11 ShiJian 11-04 a 18 de Agosto de 2011, a China procedeu a uma análise dos lançadores derivados do CZ-2 Chang Zheng-2 bem como dos lançadores que possuam elementos em comum com o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C que esteve na origem do acidente que levou à perda do satélite militar.

O primeiro FengHuo-2 O ZX-1A ZhongXing-1A será o primeiro de uma nova geração de satélites de comunicações militares tácticas, os FH-2 FengHuo-2. O primeiro satélite de comunicações militares tácticas FengHuo foi lançado às 1645:05UTC do dia 25 de Janeiro de 2000 por um foguetão CZ-3A Chang Zeng-3A (Y4) desde o Centro de Lançamento de satélites de Xichang. O satélite ZX-22 ZhongXing-22 (26058 2000-003A) era baseado no modelo DFH-3A desenhado pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial e tinha como função proporcionar comunicações de voz seguras para uma rede de comando, controlo, comunicações e inteligência. Aquando do seu lançamento, a comunicação social chinesa não lhe deu muito destaque referindo apenas que o satélite era operado pela empresa China Telecommunications Broadcast Satellite (ChinaSat). Porém, de facto, o satélite era operado pelo Exército de Libertação do Povo, sendo conhecido pela designação FH-1 FengHuo-1. Anteriormente as forças militares chinesas haviam utilizado satélites de comunicações civis, sendo este o primeiro satélite inteiramente dedicado a este tipo de comunicações. O ZX-22 ZhongXing-22 tinha uma massa de 2.800 kg e o seu tempo de vida útil era de oito anos. O segundo satélite FengHuo foi colocado em órbita às 1602:00UTC do dia 12 de Setembro de 2006. Lançado por um foguetão CZ3A Chang Zheng-3A (Y10) desde Xichang, o ZX-22A ZhongXing-22A (29398 2006-038A) veio substituir o satélite anterior. Entretanto, a Corporação Industrial Grande Muralha da China, desenvolveu a plataforma de satélite DFH-4. Esta é a terceira geração de plataformas de satélite proporcionando uma alta potência, forte capacidade de carga e uma vida de serviço útil prolongada. O modelo DFH-4 é composto por um módulo de serviço, um módulo de propulsão e dois painéis solares. A estabilização é feita nos três eixos espaciais. O quadro seguinte mostra os parâmetros técnicos da plataforma DFH-4 em comparação com a plataforma DFH-3 (Tabela CGWIC). DFH-3

DFH-4

Dimensões

2200mm×1720mm×2000mm

2360mm×2100mm×3600mm

Massa no lançamento (kg)

2,320

5,200

Tipo de órbita

GEO e outras órbitas

GEO e outras órbitas

Potência dos painéis solares( (kw) )

1,7 (EOL)

10,5 (EOL)

Potência da carga (kw)

1

8

Grupo de repetidores

C / Ku

C / Ku / Ka /L

Modo de estabilização

3-eixos

3-eixos

Precisão da localização

±0,1°(3σ)

Oeste/Este ±0,05°(3σ) Norte/Sul ±0,05°(3σ)

Precisão na orientação da antena

Pitch, Roll≤0,15°(3σ) Yaw≤0,5°(3σ)

<0,1°(3σ)

Tempo de vida útil (anos)

>8

15

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Em Órbita A plataforma DFH-4 é aplicável a satélite de comunicações de alta capacidade, satélites de retransmissão, satélites de comunicações móveis regionais, etc. A sua capacidade de carga é de 588 kg e os seus painéis solares fornecem 10,5 kW no final da vida útil de 15 anos. O satélite estará equipado com três antenas de recepção e duas antenas de transmissão, possuindo fortes capacidades contra interferências. A tabela seguinte mostra os satélites baseados na plataforma DFH-4 lançados até à data. Satélite Xinuo-2 'SinoSat-2' igComSat-1 Simon Bolivar 'VEESAT-1' ZX-6A ZhongXing-6A ZX-10 ZhongXing-10 PakSat-1R ZX-1A ZhongXing-1A igComSat-1R ZX-9A ZhongXing-9A LaoSat-1 ZX-13 ZhongXing-13 Túpac Katari 'TKSat-1' BelaruSat-1

Desig. Int. ORAD 2006-048A 2007-018A 2008-055A 2010-042A 2011-026A 2011-042A 2011-047A

29516 31395 33414 37150 37677 37779 37804

Data Lançamento 29-Out-06 13-Mai-07 29-Out-08 04-Set-10 20-Jun-11 11-Ago-11 18-Set-11 25-Dez-11 2012 ??-Jul-13 2013 2013 2014

Hora UTC

Veículo Lançador

16:20:52 16:01:03 16:53:53 16:14:04 16:13:04 16:15:04 16:33:04

CZ-3B Chang Zheng-3B (Y7) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/W (Y9) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y12) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y13) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y20) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y19) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E

Os satélites baseados na plataforma DFH-4. Todos os lançamentos foram levados a cabo pelo foguetão CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E, excepto o XinNuo-2 lançado por um CZ-3B. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang, Plataforma de Lançamento LC2. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Em Órbita

O lançador CZ-3B Chang Zheng-3B O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B representa uma evolução em relação ao lançador orbital CZ-3A Chang Zheng-3A, sendo um dos veículos mais potentes disponíveis pela China. O CZ-3B é um lançador a três estágios auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível hipergólico, possuindo uma grande capacidade de carga para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona utilizando para tal tanques de propolente mais largos e uma maior ogiva. A Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores (CALT) iniciou o desenho do CZ-3A Chang Zheng-3A em meados dos anos 80. O CZ-3A é um veículo lançador a três estágios com uma capacidade de 2.600 kg para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O seu terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio e oxigénio líquido. A capacidade do CZ-3B para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 5.100 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3B proporciona quatro tipos de carenagens de protecção e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade. As principais características do CZ-3B estão assinaladas na seguinte tabela. Estágio

Propulsores laterais

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

426.000

Massa no lançamento (kg)

N2O4/UDMH

Propolente

LOX/LH2

Massa do Propolente (kg)

37.746 (x4)

171.775

49.605

18.193

Massa do estágio (kg)

41.000 (x4)

179.000

55.000

21.000

DaFY20-1 (Principal) Motor

DaFY5-1 (YF-20B)

DaFY6-2 (YF-20B)

DaFY21-1 (vernier)

YF-75

(YF-22A/23A) 742 (Principal)

Força (k)

740,4 (x4)

2.961,6

Impulso específico (s)

291

189

297

440

Imp. esp. nível do mar (s)

261

259

260

-

Tempo de queima (s)

128

155

110

470

Diâmetro (m)

2,25

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

15,326

23,272

9,943

12,375

11,8 x 4 (vernier)

Comprimento carenagem (m)

9,56

Diâmetro carenagem (m)

4,0

Comprimento total (m)

4.312

54,838

O sistema do CZ-3B é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar. A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelos propulsores, primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B.

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Em Órbita

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Em Órbita Cada propulsor lateral é composto pela zona frontal, tanque de oxidante, zona inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, estabilizador, válvulas e condutas, etc. O primeiro estágio é composto pela secção inter-estágio, tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, válvulas e condutas, etc. O segundo estágio é composto pelo tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, válvulas e condutas, etc. O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanque de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3B e reparte as cargas entre ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento para o método de introdução da carga na plataforma de lançamento (Encapsulation-on-pad) é uma placa circular fabricada numa estrutura metálica em favos de mel onde estão montados os sistemas aviónicos do lançador. Se a carenagem é montada no método BS3, a secção de equipamento será uma estrutura cilíndrica com uma altura de 0,9 metros apoiada no terceiro estágio (As duas figuras seguintes mostram os diferentes tipos de secção de equipamento). O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior. A carenagem é composta por uma abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida.

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Em Órbita O sistema de rastreio e de segurança mede os dados da trajectória e parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador seria levada a cabo de forma remota caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto. O sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase de voo não propulsionada leva a cabo o controlo de atitude e gestão de propolente em órbita e reorienta o lançador antes da separação da carga. Um motor alimentado por hidrazina em pressão trabalha de forma intermitente neste sistema que pode ser accionado repetidamente segundo os comandos recebidos. O sistema de utilização dos propolentes criogénicos mede em tempo real o nível de propolentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propolentes residuais numa proporção óptima. O ajustamento é utilizado para compensar o desvio da performance do motor, estrutura da massa, carga de propolente, etc., para o propósito de se obter uma maior capacidade de lançamento. O sistema contém um processador, sensores de nível de propolente e válvulas de ajustamento. Os seguintes esquemas representam a estrutura dos sistemas de propulsão do primeiro, segundo e terceiro estágios.

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Em Órbita

Durante a fase de voo do CZ-3B Chang Zheng-3B existem cinco eventos de separação: a separação dos quatro propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio. •

Separação dos propulsores – os propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio por três piromecanismos localizados na secção frontal e por mecanismos de separação na secção posterior. Quatro pequenos foguetões geram forças de separação para o exterior após a abertura simultânea dos mecanismos de separação.

Separação entre o primeiro e o segundo estágio – a separação entre o primeiro e o segundo estágio é uma separação a quente, isto é o segundo estágio entra em ignição em primeiro lugar e depois o primeiro estágio é separado com a força dos gases de exaustão após o accionamento de 14 parafusos explosivos.

Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro-foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação.

Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os parafusos explosivos que ligam a carenagem e o terceiro estágio são accionados em primeiro lugar e depois todos os dispositivos pirotécnicos que ligam as duas metades da carenagem são accionados, com a carenagem a ser separada longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas.

Separação entre a carga e o terceiro estágio – a carga está fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.

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Em Órbita

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Em Órbita O sistema de coordenadas do foguetão lançador (OXYZ) tem origem no centro de massa instantâneo do veículo, isto é no centro de massa integrado da combinação carga / veículo lançador, incluindo o adaptador, propolentes e carenagem, etc., caso seja aplicável. O eixo OX coincide com o eixo longitudinal do foguetão. O eixo OY é perpendicular ao eixo OX e estão no interior do plano de lançamento 180º para lá do azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita. A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado. O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos. Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3B O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões: •

Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3B e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3B, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo);

Injectar cargas numa órbita terrestre baixa (LEO) localizada abaixo de uma altitude média de 2.000 km;

Injectar cargas em órbitas sincronizadas com o Sol (SSO). O plano destas órbitas encontra-se ao longo da direcção de rotação do eixo de rotação da Terra ou aponta para a rotação da Terra em torno do Sol. A velocidade angular do satélite é igual à velocidade angular média da Terra em torno do Sol.

Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Em Órbita

Performance do CZ-3B Chang Zheng-3B No total já foram levadas a cabo 16 lançamentos do CZ-3B, tendo uma taxa de sucesso de 93,75% (ou 87,50% se assumirmos que o lançamento do Palapa-D foi um lançamento mal sucedido). O primeiro lançamento do CZ-3B teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 (1901UTC) quando o veículo Y1 tentou colocar em órbita o satélite Intelsat-708. Infelizmente o lançamento levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang não foi bem sucedido devido a um problema no sistema de orientação do lançador que acabou por se despenhar 22 segundos após abandonar a plataforma de lançamento LC2, matando ou ferindo 59 pessoas. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3B: Lançamento Veículo lançador 1996-F01 Y1

Data de Lançamento 15-Fev-96

Hora (UTC) 19:01:00

1997-042

Y2

20-Ago-97

17:50:00

1997-062

Y3

16-Out-97

19:13:00

1998-033

Y5

30-Mai-98

10:00:00

1998-044

Y4

18-Jul-98

9:20:00

2005-012

Y6

12-Abr-05

12:00:00

2006-048

Y7

29-Out-06

16:20:52

2007-018

Y9*

13-Mai-07

16:01:02,937

2007-031

Y10

5-Jul-07

12:08:03,807

2008-028

Y11

9-Jun-08

12:15:04,393

2008-055

Y12*

29-Out-08

16:53:43,093

2009-046

Y8

31-Ago-09

9:28:00

2010-042

Y13*

4-Set-10

16:14:04,227

2011-026

Y20*

20-Jun-11

16:13:04,358

2011-042

Y19*

11-Ago-11

16:15:04,434

2011-047

Y16

18-Set-11

16:33:03,621

Satélites Intelsat-708 Agila-2 (24901 1997-042A) Apstar-2R (25010 1997-062A) Zhongwei-1 'ChinaStar-1' (25354 1998-033A) Xinnuo-1 ‘Sinosat-1’ (25404 1998-044A) Apstar-6 (28638 2005-12A) Xinnuo-2 'Sinosat-2' (29516 2006-048A) igComSat-1 (31395 2007-018A) ZX-6B ZhongXing-6B 'ChinaSat-6B' (31800 2007-031A) ZX-9 ZhongXing-9 'ChinaSat-9' (33051 2008-028A) Simon Bolivar 'VEESAT-1' (33414 2008-055A) Palapa-D (35812 2009-046A) ZX-6A ZhongXing-6A ‘ChinaSat-6ª' (37150 2010-042A) ZX-10 ZhongXing-10 ‘ChinaSat-10’ (37677 2011-026A) PakSat-1R (37779 2011-042A) ZX-1A ZhongXing-1A ‘ChinaSat-1A' (XXXXX 2011-047A)

Esta tabela mostra os lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang. Tabela: Rui C. Barbosa.

Mais recentemente uma versão melhorada do CZ-3B tem estado em desenvolvimento para aumentar a sua capacidade de carga GTO para os 5.500 kg. O CZ-3B/E tem basicamente a mesma configuração do CZ-3B exceptuando um estágio central mais alargado. O primeiro voo do CZ-3B/E teve lugar a 14 de Maio de 2007 (na tabela os lançamentos com o CZ-3B/E estão assinalados com *).

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Em Órbita

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Em Órbita

Descrição da missão do CZ-3B21 O CZ-3B é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3B coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.954 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3B Chang Zheng-3B. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores Separação dos propulsores Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade Fim do ajustamento de velocidade Separação da carga

Tempo de Voo (s) 0,000 10,000 127,211 128,711 144,680 146,180 215,180 325,450 330,450 331,450 615,677 619,177 1258,424 1437,673 1457,673 1537,673

Sequência de voo típica do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B Tabela: Rui C. Barbosa.

21

A discussão da performance do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B aqui discutida é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3B transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Evento Lançamento Final da queima dos propulsores Separação dos propulsores Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio Fim do ajustamento de velocidade terminal Separação da carga

Projecção Projecção Velocidade Altitude Distância Inclinação Latitude Longitude relativa de Voo ao Solo Balística Satélite Satélite (m/s) (km) (km) (º) (º) (º) 0,000 1,825 0,000 90,000 28,246 102,027 2242,964

53,944

68,716

24,804

28,161

102,720

2282,754 2735,779 2740,492 3317,843

55,360 70,955 72,466 131,512

71,777 108,172 111,953 307,187

24,509 21,711 21,480 12,479

28,157 28,110 28,105 17,829

102,751 103,117 103,155 105,115

5148,022

190,261

744,771

4,334

27,090

109,464

5164,813

192,145

769,756

4,096

27,043

109,711

5164,493

192,509

774,756

4,047

27,034

109,760

7358,010

204,340 2466,220

-0,003

22,800

125,868

7362,919 7373,724

204,322 3491,177 200,109 7061,323

0,006 -0,033

22,724 4,363

126,096 164,098

9792,292

219,913 8231,117

3,025

-2,348

175,503

9791,531

231,622 8719,973

3,806

-3,195

176,979

9724,207

304,579 9466,105

6,879

-6,514

182,839

Parâmetros característicos da trajectória de voo típica do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B Tabela: Rui C. Barbosa.

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Em Órbita

As carenagens do CZ-3B A carga está protegida por uma carenagem que a isola de várias interferências da atmosfera, que inclui correntes de ar de alta velocidade, cargas aerodinâmicas, aquecimento aerodinâmico e ruídos acústicos, etc., enquanto que o lançador ascende através da atmosfera. A carenagem proporciona assim à carga um bom meio ambiente. O aquecimento aerodinâmico é absorvido ou isolado pela carenagem. A temperatura no interior da carenagem é controlada dentro dos limites estabelecidos. Os ruídos acústicos gerados por correntes de ar e pelos motores do lançador são reduzidos para níveis permitidos para a respectiva carga. A carenagem é separado e ejectada quando o foguetão lançador voa fora da atmosfera. A altura exacta da separação da carenagem é determinada pelo requisito de que o fluxo de calor aerodinâmico na separação da carenagem seja inferior a 1.135 W/m2. Vinte e dois tipos de testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ-3B, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc. O CZ-3B Chang Zheng-3B proporciona quatro tipos distintos de carenagens: 4000F, 4000Z, 4200F e 4200Z, conforme referidas no seguinte quadro: Designação

Descrição

4000F

Diâmetro de 4.000 mm; a carenagem é montada na plataforma de lançamento.

4000Z

Diâmetro de 4.000 mm; a carenagem é montada em BS3.

4200F

Diâmetro de 4.200 mm; a carenagem é montada na plataforma de lançamento.

4200Z

Diâmetro de 4.200 mm; a carenagem é montada em BS3.

A carenagem 4000F tem uma altura de 9,561 metros e suporta as interfaces de carga 937B, 1194, 1194A e 1666. A carenagem 4000Z tem uma altura de 8,98 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666. A carenagem 4200F tem uma altura de 9.777 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666, tal como a carenagem 4200F que tem uma altura de 9,381 metros.

As carenagens utilizadas no foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B: à esquerda as carenagens 4000F e 4000Z e à direita as carenagens 4200F e 4200Z.

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Em Órbita O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Podese permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (Φ3650 ou Φ3850) da secção cilíndrica da carenagem. As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo. A parte superior da secção bicónica é um cone de 25º com uma altura de 1,400 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior. A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso. A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC. A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm. O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999. O plane de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga. Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.

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Em Órbita O mecanismo de separação da carenagem é composto por dobradiças e molas. Cada metade da carenagem é suportada por duas dobradiças que se localizam no quadrante I e III. Existem seis molas de separação colocadas em cada metade da carenagem; o máximo de força exercida por cada mola é de 37,8 kN. Após a abertura da carenagem, cada metade roda em torno de uma dobradiça. Quando a taxe de rotação da metade da carenagem é superior a 18º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado na figura em baixo.

Em cima: Mecanismo de separação da carenagem. Em baixo: Distribuição dos parafusos explosivos de separação lateral.

Podem ser incorporadas na secção bicónica da carenagem e na secção cilíndrica janelas transparentes às radiofrequências RF para fornecer ao satélite a capacidade de transmissão através da carenagem de acordo com as necessidades do utilizador. As janelas transparentes RF são fabricadas em fibra de vidro na qual a taxa de transparência é indicada na tabela em baixo.

Podem ser proporcionadas portas de acesso à secção cilíndrica para permitir um acesso limitado ao satélite após a colocação da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF.

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O Complexo de Lançamento O complexo de lançamento LC2 para o foguetão Chang Zheng-3B no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, inclui a plataforma de lançamento, torre de serviço, torre umbilical, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc. Um desenho esquemático do complexo de lançamento em Xichang é apresentado na figura seguinte.

A torre de serviço é composta pela torre do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores. Esta torre tem uma altura de 90,60 metros. No topo da torre existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. A torre tem plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga. A parte superior da torre é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg. Na torre de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1Ω. A área desta sala é de 8 m2. Para além de um sistema de hidratação, a torre de serviço está também equipada com pó extintor e extintores 1211. A torre umbilical serve para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. A torre tem um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. A torre umbilical também está equipada com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através desta torre umbilical. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%. A Sala 722 da torre umbilical é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A). A resistência é menos de 1Ω. Na página seguinte encontra-se um esquema do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de satélites de Xichang.

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Centro de Controlo de Lançamento O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2. O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado. Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1Ω. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais. Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.

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Centro de Controlo e Comando da Missão O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes. O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão. O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme. Centro de Controlo, Telemetria e Detecção O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e o CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang consiste na estação de rastreio de Xichang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação. O Centro de rastreio de Xichang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão. As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção. Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo. Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados. Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados. Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança. A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xichang para processamento e monitorização.

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Lançamento do ZX-1A ZhongXing-1A Os rumores sobre este lançamento começaram a surgir em finais do mês de Agosto de 2011 quando uma agência de viagens chinesa iniciou a venda de pacotes de viagens para visitar o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang em meados de Setembro. Nesta altura não se conhecia a natureza da carga a bordo, havendo indicações de que se poderia tratar de um satélite de comunicações militares ou de um novo satélite de posicionamento global da série BeiDou-2. Porém, esta informação não se enquadrava na utilização do foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B prevista para a missão. De facto, a confirmação de que a carga era um satélite de comunicações só seria feita após o lançamento, mas não indicando a sua natureza militar. Apesar de haverem referência a este lançamento nos sítios da Internet chinesa, bem como fotografias do foguetão na Plataforma de Lançamento LC2, nunca foi emitido um anúncio oficial sobre o lançamento. Este acabou por ter lugar às 1633:03,621, sendo este o primeiro lançamento de um foguetão chinês após o desastre que resultou na perda do satélite SJ-11 ShiJian 11-04.

Após abandonar a plataforma de lançamento numa coluna de fumo laranja propulsionado pelos quatro propulsores laterais de combustível líquido e pelo motor YF-25 do primeiro estágio, o foguetão iniciou uma ascensão vertical, abandonando rapidamente a plataforma de lançamento. A separação dos quatro propulsores surgiu a T+141 s (1335:25UTC), enquanto que a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorria a T+159,5 s (1635:45UTC). A separação da carenagem de protecção ocorria a T+235,6 s (1637:00UTC).

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Em Órbita Após o final da queima do motor YF-21C do segundo estágio ocorria a separação entre este e o terceiro estágio a T+344,2 s (1639:09UTC) na mesma altura em que o motor YF-24E do terceiro estágio entrava em ignição pela primeira vez. Esta queima terminaria a T+619,8 s (1643:24UTC). O terceiro estágio juntamente com a sua carga estava já numa órbita inicial onde permaneceria até às 1654:09UTC (T+1.264,5 s), altura em que se iniciava a segunda queima do terceiro estágio. Esta queima teria uma duração de 2 minutos e 56 segundos, terminando às 1657:05UTC. O motor vernier YF-23C do terceiro estágio terminava a sua queima 19 segundos mais tarde após estabilizar o estágio em órbita. A separação do satélite ZX-1A ZhongXing-1A ocorria às 1658:45UTC (T+1.540,9 s).

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Proton-M lança satélite militar Recuperando dos acontecimentos de Agosto de 2011, o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M voltaria ao activo a 20 de Setembro de 2011 ao colocar em órbita um importante satélite de comunicações militar russo. Este era um lançamento vital para as aspirações deste lançador e por consequência para a empresa International Launch Services que o comercializa no lucrativo mercado internacional do lançamento de satélites.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M Tal como o 8K82K Proton-K, o 8K82KM Proton-M (Прото́н-M) é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energiya. O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M. O primeiro estágio Proton KM-1 tem um peso bruto de 450.400 kg, pesando 31.000 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.074.000 kgf no vácuo, tendo um Ies de 317 s (o seu Ies-nm é de 285 s) e um Tq de 108 s. Este estágio tem um comprimento de 21,0 metros e um diâmetro de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253 (14D14) e cada um tem um peso de 1300 kg e desenvolvem 178.000 kgf (em vácuo), tem um Ies de 317 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 108 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko. O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH. O terceiro estágio, Proton K-3, tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH. O quarto estágio, Briz-M, tem um peso bruto de 22.170 kg e uma massa de 2.370 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 2.000 kgf, tendo um Ies de 326 s e um Tq de 3.000 s. Tem um diâmetro de 2,5 metros, uma envergadura de 1,1 metros e um comprimento de 2,6 metros. Está equipado com um motor S5.98M (também designado 14D30). O S5.98M tem um peso de 95 kg e desenvolve 2.000 kgf (em vácuo) com um Ies de 326 s e um Tq de 3.200 s. O motor tem uma consome N2O4/UDMH. Neste lançamento foi utilizado um estágio superior Briz-M Fase III. Esta é uma recente melhoria deste estágio que utiliza dois novos tanques de pressão (com uma

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Em Órbita capacidade de 80 litros), substituindo os anteriores seis tanques de dimensões mais pequenas. Procedeu-se ainda a uma recolocação dos instrumentos de comando para a zona central do tanque para assim mitigar as cargas de choque que o tanque de propolente adicional é ejectado. Lançamento 2010-025 2010-034 2010-053 2010-061 2010-069 2011-021

Data 3-Jun-10 10-Jul-10 14-Out-10 14-ov-10 26-Dez-10 20-Mai-11

Hora (UTC) 22:00:07.997 18:40:35.599 18:53:20.986 17:29:19,979 21:50:59,972 19:15:18,960

º Série 93512 / 99513 93515 / 99515 93516 / 99517 93513 / 99516 93517 / 99518 93519 / 99520

Plataforma LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-24 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-39

2011-035

15-Jul-11

23:16:09,940 93518 / 99519

LC200 PU-39

2011-045 2011-048 2011-054

17-Ago-11 20-Set-11 29-Set-11

21:25:01 93521 / 99522 22:47:00 53542 / 88529 18:31:59,960 93522 / 99524

LC200 PU-39 LC81 PU-24 LC200 PU-39

Satélites Badr-5 'Arabsat-5B' (36592 2010-025A) EchoStar-15 (36792 2010-034A) Sirius XM-5 (37185 2010-053A) SkyTerra-1 (37218 2010-061A) KA-SAT (37258 2010-069A) Telstar-14R/Estrela do Sul-2 (37602 2011-021A) SES-3 ‘OS-2’ (37748 2011-035A) KazSat-2 (37749 2011-035B) Express-AM4 (37798 2011-045A) Cosmos 2473 (37806 2011-048A) QuetzSat-1 (37826 2011-054A)

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M. Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa

O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 535-01 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24). Modificações A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase III) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.150 kg, tendo um aumento de massa de 1.150 kg em relação à versão original do lançador. Entretanto, foi já iniciada uma nova fase de modificações (Fase IV) que deverá terminar em 2013 com a capacidade de carga a ser aumentada para 6.300 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona e uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona.

O satélite 14F136 Garpun O satélite 14F136 Garpun (14Ф136 Гарпун) será utilizado para a transmissão de importante informação estratégica para as forças militares e para outras forças de segurança russas. Esta transmissão é feita em tempo quase real mesmo com o satélite fora do contacto directo com o controlo em terra. Os satélites Garpun irão substituir os satélites do tipo Potok (Geizer).

Lançamento do Garpun O lançamento do Garpun estava originalmente previsto para ter lugar em princípios de 2009, mas a missão foi sucessivamente adiada. O lançamento foi depois agendado para 15 de Setembro de 2011, sendo novamente adiado para 18 de Setembro e depois para o dia 21 de Setembro. O transporte do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (53542/88529) para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 teve lugar no dia 17 de Setembro e o lançamento ocorreu às 2247UTC do dia 21 de Setembro. Pelas 2257UTC ocorria a separação do estágio Briz-M do terceiro estágio do lançador, com o estágio superior a iniciar a sua primeira queima. O perfil de lançamento foi semelhante a uma missão comercial tendo uma duração de pouco mais de 9 horas. A separação do satélite Garpun n.º 11L ocorreu às 0753UTC tendo recebido a designação militar Cosmos 2473.

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A quinta missão do Ariane-5ECA em 2011 A 5ª missão da Arianespace em 2011 foi lançada sem qualquer problema no dia 21 de Setembro de 2011 transportando dois novos satélites de comunicações. A Arianespace reforça assim a sua posição de liderança no mercado internacional do lançamento de satélites numa altura em que os preparativos para o lançamento do primeiro foguetão Soyuz-2 desde Kourou avançam a bom ritmo.

A carga da missão VA204 A bordo do foguetão Ariane-5ECA (VA204/L561) foram transportados os satélites Arabsat-5C e SES-2. O satélite Arabsat-5C foi construído pela EADS Astrium e pela Thales Alenia Space. A EADS Astrium é responsável pela plataforma Eurostar E3000, enquanto que a Thales Alenia Space foi responsável pelo desenvolvimento e construção da carga de comunicações a bordo do satélite. O satélite está equipado com 26 repetidores em banda C, 4 antenas e tinha uma massa de 4.619 kg no lançamento. O Arabsat-5C será operado pela empresa Arabsat, servindo principalmente o Médio Oriente, a península arábica e África. O satélite estará operacional a 20º Este longitude. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais na separação, na transferência para a órbita geossíncrona e na sua órbita operacional. As suas dimensões são 4,09 x 2,10 x 2,35 metros tendo uma envergadura de 30,75 metros em órbita. O seu tempo de vida útil em órbita será superior a 15 anos. Está equipado com dois painéis solares que formecem um máximo de 14 kW de energia que é armazenada em baterias de iões de Lítio. O satélite utilizará um motor de apogeu e pequenos motores de 10 N para controlo orbital O satélite SES-2 será operado pela empresa SES que é composta por duas subsidiárias: a SES-ASTRA e a SES WORLD SKIES, sendo a segunda operadora de satélite de comunicações a nível mundial. O satélite é baseado na plataforma Star 2.4 da Orbital Sciences Corporation, estando equipado com 24 repetidores em banda Ku e 24 repetidores em banda C. A sua massa no lançamento era de 3.200 kg e o seu tempo de vida útil será superior a 16 anos, operando a 87º longitude Oeste. Está equipado com dois painéis solares. O satélite é estabilizado nos seus três eixos espaciais por giroscópios (na separação é estabilização é feita por uma rotação de 0,6º/s antes da separação) e as suas dimensões são 4,93 x 3,37 x 2,30 metros, tendo uma envergadura em órbita de 23,58 metros. Será utilizado para cobrir a América do Norte e as Ilhas das Caraíbas. A bordo do SES-2 segue também o CHIRP (Commercially Hosted InfraRed Payload) para a Força Aérea dos Estados Unidos e que integra um grande número de sensores no satélite

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Em Órbita

O Ariane-5ECA O super lançador europeu Ariane-5ECA é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros. Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante). Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente. O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma. O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg. A tabela seguinte mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Ariane-5ECA.

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Lançamento Missão

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora

2010-021

V194

L551

21-Mai-10

22:01:00

2010-032

V195

L552

26-Jun-10

21:41:00

2010-037

V196

L554

4-Ago-10

20:59:00

2010-056

V197

L555

28-Out-10

21:51:00

2010-065

V198

L556

26-ov-10

18:39:00

2010-070

V199

L557

29-Dez-10

21:27:00

2011-012

VA201

L558

30-Mar-11

21:37:00

2011-022

VA202

L559

20-Mai-11

20:37:00

2011-041

VA203

L560

6-Ago-11

22:53:30

2011-049

VA204

L561

21-Set-11

21:23:00

Satélites ASTRA-3B (36581 2010-021A) COMSATBw-2 (36582 2010-021B) COMS-1 (36744 2010-032A) Arabsat-5A (36745 2010-033B) ilesat-201 (36830 2010-037A) Rascom-QAF 1R (36831 2010-037B) Eutelsat-W3B (37206 2010-056A) BSAT-3b (37207 2010-056B) Hylas-1 (37237 2010-065A) Intelsat-17 (37238 2010-065B) Hispasat-1E (37264 2010-070A) Koreasat-6 (37265 2010-070B) YahSat-1A (37392 2011-012A) Intelsat ew Dawn (373932011-011B) GSAT-8 ‘Insat-4G’ (37605 2011-022A) ST-2 (37606 2011-022B) Astra-1 (37775 2011-041A) BSAT-3c/JCSAT-110R (37776 2011-041B) Arabsat-5C (37809 2011-049A) SES-2/CHIRP (37810 2011-049B)

Características do veículo L561 A missão VA204 foi o 60º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 5º em 2011. Este foi o 5º Ariane-5 da fase de produção PB que foi assinado em Março de 2009 para garantir a continuidade dos serviços de lançamento após a finalização da fase de produção PA que foi constituída por 30 veículos. A fase de produção PB será composta por 35 Ariane-5ECA e cobre o período de 2010 a 2016. Consequentemente, o lançador L561 é o 35º lançador a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob a responsabilidade da Astrium. Na sua configuração dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 47-A) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite Arabsat-5C ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194C Variante A (desenvolvido pela CASA) e o satélite SES-2 a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 937S (desenvolvido pela RUAG Aerospace AG) colocado sobre um sistema de absorção de choques MFD-C (desenvolvido pela CASA). A carenagem estava protegida pelo novo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).

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A missão VA204 O principal objectivo da missão VA204 era o de colocar os satélites Arabsat-5C e SES-2 numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude, inclinação orbital de 2,0º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -120,65º22. Tendo em conta os adaptadores de carga e a estrutura Sylda-5, a performance total requerida do lançador para a órbita descrita era de 8.966 kg. De recordar que a máxima performance conseguida pelo Ariane-5ECA é de cerca de 10.000 kg, performance esta que foi atingida na missão VA201 a 22 de Abril de 2011 com o veículo L558 para uma órbita standard com uma inclinação de 6º. Isto também demonstra a capacidade do lançador em termos de massa de carga. Parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação da órbita alvo. Fases de voo Tomando H0 como a referência temporal básica (1s antes da abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+2,7s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a H0+7,05s, levando ao lançamento. A massa no lançamento é de cerca de 774.000 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP). Após uma ascensão vertical de 5s para permitir que o lançador deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 93º em relação a Norte. A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude. A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a cerca de H0+140s a uma altitude de 68,3 km e a uma velocidade relativa de 2,995 m/s. No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação. Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente. 22

Este valor é em relação a um eixo fixo (Ho – 3s) e passando pelo complexo de lançamento ELA3. O Ho é a referência temporal básica (1 s antes da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain ser aberta). A ignição do Vulcain ocorre a H0 + 2,7 s. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA204, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 106 km, 188 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e á necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico. O final da queima do motor Vulcain ocorre quando são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 186,8 km de altitude, perigeu a -1.009,2 km de altitude, inclinação orbital de 7,24º, argumento do perigeu de -36,0º e longitude do nodo ascendente de 129,1º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+538,6s. O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -2,85º e a longitude do ponto de impacto é registada a 4,0º O. O voo do ESC-A tem uma duração de cerca de 16 minutos. Esta fase de voo é finalizada por um comendo enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.502,5s. O propósito da fase balística seguinte é o de: a) orientar o conjunto na direcção requerida para a separação dos dois satélites e na direcção necessária para a separação do adaptador Sylda-5; b) estabilização nos três eixos espaciais antes da separação do Arabsat5C e da Sylda-5; c) colocar o conjunto numa lenta rotação antes da separação do satélite SES-2; d) separação dos satélites Arabsat5C e SES-2, além do adaptador Sylda-5; e) rotação final do conjunto a 45º/s; e f) despressurização do estágio ESC-A (tanques de oxigénio líquido e hidrogénio líquido), precedida de uma fase de despressurização que envolve a abertura simultânea de oito escapes SCAR. Estas operações contribuam para a gestão a curto e médio prazo da distância mútua dos objectos em órbita. A fase balística da missão é composta por 25 fases elementares que incluem a separação do Arabsat-5C, a separação da Sylda-5 e a separação do SES-2.

Lançamento da missão VA204 Integração A campanha para o lançamento da missão VA204 teve início a 23 de Junho de 2011 tendo sido no mesmo dia iniciado o processo de integração do foguetão Ariane-5ECA (L561) com a colocação do estágio EPC na plataforma móvel de lançamento no interior do edifício BIL (Basic Integration Building), após a sua despressurização. Neste mesmo dia e no dia seguinte procedeu-se à transferência dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP, sendo integrados no EPC a 25 de Junho. O sistema compósito superior foi despressurizado e colocado em posição a 29 de Junho. O controlo de síntese do lançador ocorreu a 22 de Julho. Nesta fase faz-se um controlo de qualidade do lançador.

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Em Órbita

A 2 de Agosto chegava a Kourou o satélite SES-2, iniciando-se logo de seguida a sua campanha de preparação para o lançamento no edifício S5C. O satélite Arabsat-5C chegava a Kourou no dia 8 de Agosto, sendo também transferido para o edifício S5C.

O Ariane-5ECA (L561) é entregue à Arianespace a 19 de Agosto, sendo transferido do BIL para o FAB (Final Assembly Building) a 23 de Agosto. No dia 25 são executadas as operações de integração do sistema MFD no lançador. As operações de abastecimento do satélite SES-2 decorreram entre 17 e 19 de Agosto enquanto que as operações de abastecimento do Arabsat-5C decorreram entre 19 e 24 de Agosto. No dia 26 o satélite Arabsat-5C é colocado no seu adaptador com o conjunto a ser transferido para o BAF a 27 e integrado no Sylda no dia 29 de Agosto. Por seu lado, o SES-2 é montado no seu adaptador a 29 de Agosto e é transferido para o BAF a 30 de Agosto. A integração do lançador ocorre no dia seguinte.

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Em Órbita A integração da carenagem com o adaptador Sylda ocorre a 30 de Agosto e a 2 de Setembro ocorre a integração do Arabsat-5C juntamente com o seu adaptador PAS, o Sylda e a carenagem no lançador. Um ensaio geral do lançamento ocorreu a 13 de Setembro. O Flight Readiness Review, no qual se revê todos os procedimentos e preparativos para o lançamento teve lugar no dia 18, com o lançador a ser armado nesse mesmo dia. No final do Flight Readiness Review é dada a luz verde para o transporte do lançador para o Complexo de Lançamento ELA3 que ocorre a 19 de Setembro. Neste mesmo dia dá-se o abastecimento da esfera de hélio do estágio EPC.

A contagem decrescente final inicia-se a H0 – 7h 30m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento para os satélites. A contagem decrescente termina com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0-7 m. Em alguns casos, uma sequência présincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada. A janela de lançamento para a missão VA204 decorria entre as 2138UTC e as 2302UTC do dia 20 de Setembro, com uma duração de 84 minutos. A H0-7h 30m, no início da contagem decrescente final, procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior

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Em Órbita abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a H0-6h com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a H0-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada. A pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando ocorre a H05h. A H0-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, sendo também feito em quatro fases: pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); condicionamento térmico durante 30 minutos das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada. O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a H0-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a H0-30m (2053UTC) e a sequência sincronizada iniciou-se às 2116UTC (H0-7m). As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0 – 6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0-7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0-6s até H0-3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.

A H0-6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0-6m. A H0-4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0-3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0-3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0-3m e é comparado com o valor a H0 no solo. O aquecimento eléctrico das baterias do EPC e da secção de equipamento do lançador dá-se a H0-2m 30s ao mesmo tempo que se procede à desactivação do sistema de aquecimento eléctrico do sistema de ignição do motor Vulcain-2. A H0-2m dá-se a abertura das membranas das válvulas do Vulcain-2 e a válvula do condicionamento térmico do motor é encerrada. A pré-deflexão do da tubeira HM7B ocorre a H0-1m 50s e o fornecimento de energia eléctrica ao lançador é transferido para a fonte a bordo do lançador a H0-1m 5s. Nesta fase termina a pressurização dos tanques do estágio ESC-A a partir do solo e inicia-se a verificação da selagem das válvulas do estágio.

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Em Órbita O início do sistema de controlo automático da sequência de ignição tem lugar a H0-37s, ao mesmo tempo que são activados os gravadores de bordo e são armadas as linhas de segurança pirotécnicas. Segue-se a H0-30s a verificação da purga do circuito umbilical entre o solo e o lançador e são abertas as válvulas do estágio EPC. Os sistemas de controlo de atitude do estágio EPC são activados a H0-22s, dando-se nesta altura a autorização para a transferência para o controlo de bordo. O sistema de correcção do efeito POGO é activado a H016,5s e procede-se à ventilação da carenagem e da secção de equipamento do lançador. As válvulas do sistema de supressão de ondas de choque são abertas a H0-12s. A sequência irreversível inicia-se a H0-6s com a activação e ignição do sistema AMEF para queimar o hidrogénio residual que se possa ter acumulado na plataforma de lançamento. São enviados os comandos para a retracção dos braços de abastecimento criogénico. O fusível de controlo de comunicação de informação é transferido para o lançador. A sequência de ignição inicia-se a H0-3s com a verificação do estado do computador, transferência dos sistema de orientação inercial para o modo de voo, monitorização das pressões do oxigénio e do hidrogénio líquido, e activação das funções de controlo de navegação, orientação e atitude. A deflexão da tubeira HM7B é verificada a H0-2,5s e a H0-1,4 é encerrada a válvula de purga do motor. A H0-0,2s é verificada a recepção do sinal de ‘retracção dos braços criogénico’ enviado pelo computador de bordo. Entre H0 e a H0+6,65s dá-se a ignição do motor Vulcain-2 e a verificação da sua operação correcta (o tempo a H0+1s corresponde à abertura da válvula da câmara de hidrogénio). O final da verificação da operação motor principal ocorre a H0+6,9s e a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a H0+7,05s. O lançamento da missão VA204 teve lugar às 2123UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,30s. A T+12,62s iniciava-se a manobra de inclinação e a T+17,05s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal. Esta manobra terminava a T+32,05s. O foguetão Ariane-5ECA atingia a velocidade do som a T+47,9s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 20,8s. A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu a T+3m 08,1s. A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal a T+7m 31s e a T+8m 58,6s terminava a queima do estágio criogénico principal EPC, com a sua separação a ter lugar a T+9m 04,6s. A ignição do estágio criogénico superior ocorria a T+9m 8,6s e os dados telemétricos do lançador começavam a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão a T+13m 11s, começando a ser recebidos na estação de Libreville a T+18m 26s. Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 162,7 km) é atingido a T+15m 11s. A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane-5ECA a T+23m 11s. O final da queima do estágio superior ESC-A ocorria a T+25m 02,5s com o lançador a entrar na fase balística. O procedimento para a separação do satélite Arabsat-5C iniciava-se a T+25m 15s com a orientação do conjunto e posterior estabilização. O satélite separava-se às 2150UTC (T+27m 21s). O conjunto é agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite SES-2. Logo após a separação do Arabsat5C, iniciava-se o procedimento de orientação do conjunto em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorria a T+34m 38s. De seguida (T+34m 48s) iniciava-se a manobra de orientação e estabilização (T+35m 33s) para a separação do satélite SES-2 que ocorria às 2159UTC (T+35m 53s). Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. O estágio era orientado para a manobra de separação a T+36m 07s e colocado com uma rotação de 45º/s a T+41m 51s. O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+46m 5s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+48m 00s. Após a separação ambos os satélites utilizariam os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona.

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Em Órbita

IGS, Espião do Sol nascente Tentando manter o seu vizinho nuclear sob vigilância apertada, o Japão levou a cabo o lançamento de um novo satélite de observação militar da série IGS no dia 23 de Setembro de 2011. Este satélite irá substituir um veículo anterior que atingiu o final da sua vida útil e vai auxiliar as autoridades nipónicas para manterem a segurança da região com a constante ameaça por parte da Coreia do Norte.

O foguetão H-2A, a esperança espacial do Japão O desenvolvimento do lançador H-2A surgiu após os maus resultados obtidos com o lançador H-2 que resultaram na perda de vários satélites nas suas missões finais. O H-2A na sua versão 202 é um lançador a três estágios auxiliados por dois propulsores laterais de combustível sólido SRB-A que entram em ignição no lançamento. Assim, o H-2A/202 tem a capacidade de colocar 10.000 kg numa órbita baixa de 300 km de altitude com uma inclinação de 30,4º ou então pode colocar 4.100 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento é capaz de desenvolver 5.600 kN, tendo uma massa total de 285.000 kg. A sua envergadura é de 9 metros. O seu diâmetro é de 4,0 metros e o seu comprimento atinge os 53,00 metros.

Cada SRB-A (Solid Rocket Boosters-A), considerado por muitos como o estágio 0 (zero), tem um peso bruto de 75.500 kg, pesando 10.500 kg sem combustível. Cada propulsor tem um diâmetro de 2,5 metros, um comprimento de 15,1 metros e desenvolve 229.435 kgf no lançamento, com um Ies de 282,5 s (vácuo), um Ies-nm de 230 s e um Tq 101 s. O primeiro estágio do H-2A/202 (H-2A-1) tem um peso bruto de 113.600 kg, pesando 13.600 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 37,2 metros e desenvolve 111.964 kgf no lançamento, com um Ies de 440 s (vácuo), um Ies-nm de 338 s e um Tq 390 s. Está equipado com um motor LE-7A, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2. O LE-7A pode variar a sua potência em 72%. Finalmente o segundo estágio tem um peso bruto de 16.900 kg, pesando 3.100 kg sem combustível. Tem um diâmetro de 4,0 metros, um comprimento de 9,2 metros e desenvolve 13.970 kgf no lançamento, com um Ies de 448 s e um Tq 534 s. Está equipado com um motor LE-5B, desenvolvido pela Mitsubishi, que consome LOX e LH2.

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Em Órbita A tabela seguinte mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão H-2A nas suas diferentes versões. Missão F10 F11

Versão 202 204

Data de Lançamento 11-Set-06 18-Dez-06

Hora (UTC) 04:35:00 06:32:00

F12

2024

24-Fev-07

04:41:00

F13

2022

14-Set-07

01:31:01

F14

2024

23-Fev-08

08:55:00

F15

202

23-Jan-09

03:54:00

F16

202

28-ov-09

01:21:00

F17

202

20-Mai-10

21:58:22

F18 F19

202 202

11-Set-10 23-Set-11

11:17:00 04:36:50

Satélites IGS Optical-2 (29393 2006-037A) Kiku-8 'ETS-8' (29656 2006-059A) IGS Radar-2 (30586 2007-005A) IGS Experimental Optical-3 (30587 2007-005B) Kaguya 'SELEE (32054 2007-039A) Okina 'RSat' (32055 2007-039B) Ouna 'VRAD' (32056 2007-039C) Kizuna 'WIDS' (32500 2008-007A) Ibuki 'GOSAT (33492 2009-002A) SDS-1 (33494 2009-002C) Rising 'SpriteSAT' (334952009-002D) Maido-1 'SOHLA-1' (33496 2009-002E) Kagayaki 'SorunSat' (33497 2009-002F) Kisaki 'KKS-1' (33498 2009-002G) Kukai-1 'STARS-1' (33499 2009-002H) Hitomi 'PRISM' (33500 2009-002J) IGS Optical-3 (36104 2009-066A) Hayato 'KSAT' (36573 2010-020A) WASEDA-SAT 2 (36574 2010-020B) egai (36575 2010-020C) Akatsuki 'Planet-C' (36576 2010-020D) IKAROS (36577 2010-020E) UITEC-1 (36578 2010-020F) QZS-1 'Michibiki' (37158 2010-045A) IGS-6A (37813 2011-050A)

Os satélites IGS (情報収集衛星) O desenvolvimento dos satélites IGS (Information Gathering Satellite) foi iniciado em 1998 após a Coreia do Norte ter levado a cabo o teste de um míssil que sobrevoou o território japonês. Os satélites têm como objectivo fornecer dados de aviso antecipado de lançamento de mísseis na região. Os satélites dividem-se em dois tipos: observação óptica e radar. Inicialmente a resolução dos satélites ópticos era de cerca de 1 metro (pancromático) e 5 metros (multiespectral), com os satélites radar a terem uma resolução de 3 metros. A segunda geração de satélites ópticos tem uma resolução de cerca de 0,6 metros. A tabela seguinte mostra os satélites da série IGS lançados até à data.

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Designação Optical-1 Radar-1 Optical-2 Radar-2 Optical-2 Radar-2 Optical Demo-3 Optical-3 Optical-4

Designação ORAD IGS-1A IGS-1B IGS-2A IGS-2B IGS-3A IGS-4A IGS-4B IGS-5A IGS-6A

Designação ORAD Internacional 2003-009A 27698 2003-009B 27699 2003-F02 2003-F02 2006-037A 29393 2007-005A 30586 2007-005B 30587 2009-066A 36104 2011-050A 37813

Data Lançamento 28-Mar-03

Hora UTC 01:27:00

Veículo Lançador H-2A/2024 (F5)

29-Nov-03

04:33:00

H-2A/2024 (F6)

11-Set-06 24-Fev-07

04:35:00 04:41:00

H-2A/202 (F10) H-2A/202 (F12)

28-Nov-09 23-Set-11

01:21:00 04:36:50

H-2A/202 (F16) H-2A/202 (F19)

Lançamento do satélite IGS-6A O lançamento do satélite IGS-6A estava previsto para ter lugar a 28 de Agosto de 2011 no início de uma janela de lançamento que decorria entre as 0436UTC e as 0449UTC. No entanto, a 25 de Agosto, o lançamento era adiado devido a um problema encontrado num receptor do sistema de segurança do foguetão. O lançamento seria então agendado para o início de uma janela de lançamento semelhante à anterior no dia 17 de Setembro. O lançamento seria novamente adiado devido à passagem de um tufão, sendo adiado por 24 horas (janela de lançamento das 0436UTC às 0449UTC). No dia 18 de Setembro teria lugar um novo adiamento devido às más condições atmosféricas. Finalmente, e com o tufão já longe de poder causar qualquer impedimento, o lançamento seria novamente agendado para o dia 23 de Setembro com uma janela de lançamento entre as 0436UTC e as 0449UTC. O foguetão seria transportado desde o edifício de integração e montagem às primeiras horas do dia 23 de Setembro. Com a contagem decrescente a decorrer sem problemas, o lançamento teria lugar às 0436:50UTC. Não foram revelados dados acerca do lançamento.

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O regresso da Sea Launch Quando a 20 de Abril de 2009 depois de colocar em órbita o satélite de comunicações Sicral-1B23 e depois de recuperar do acidente que resultou na perda do satélite NSS-824 e numa paragem de vários meses devido a danos na Plataforma Odyssey, ninguém esperava que em Junho de 2009 a Sea Launch Co. LLC pedisse protecção para recuperar de uma falência surgida após a «fuga» de vários clientes para outras empresas comerciais no lucrativo mercado internacional do lançamento de satélites. A empresa iria emergir da falência a 27 de Outubro de 2010 e iniciaria um lento caminho até ao seu próximo lançamento que acabaria por ter lugar a 24 de Setembro de 2011.

O lançador Zenit-3SL DM-SL O foguetão Zenit-3SL DM-SL pertence à família dos lançadores Energia e foi desenvolvido, na sua versão original como 11K77 Zenit-2, para servir como substituto dos lançadores derivados a partir de mísseis balísticos intercontinentais utilizados desde os anos 60. O desenvolvimento do Zenit foi iniciado em 1978 e os primeiros testes do primeiro estágio Zenit-1 foram iniciados em 1982, tendo os trabalhos na primeira plataforma destes lançadores sido concluídos em Dezembro de 1983. Apesar de todos os trabalhos nas instalações de apoio para os veículos estarem prontas, o primeiro lançamento foi sucessivamente adiado devido aos problemas no desenvolvimento do primeiro estágio. Finalmente a 13 de Abril de 1985 foi iniciada uma série de lançamentos de ensaio que se prolongou até 1987 colocando em órbita uma série de cargas experimentais, findos os quais todo o sistema do Zenit foi aceite para uso militar. Uma versão do seu primeiro estágio foi utilizada como propulsor lateral do potente 11K25 Energia, entretanto abandonado. Foram construídas duas plataformas em Baikonur, mas outras plataformas em GIK-1 Plesetsk nunca foram concluídas sendo entretanto convertidas para serem utilizadas com os Angara. Desde o inicio do programa que estava prevista a construção de um lançador a três estágios, o Zenit-3, para colocar cargas na órbita geossíncrona. Esta versão utilizaria o estágio 11D68 Blok-D já utilizado no 11A52 N1 e 8K82K Proton-K, podendo assim substituir este lançador na colocação de satélites na órbita de Clarke. Nos anos 80 foi considerado o seu lançamento a partir de uma base situada no Cabo York, Austrália, sendo posteriormente adoptado pelo consórcio Sea Launch para lançamentos a partir de uma plataforma petrolífera norueguesa reconvertida e situada no Oceano Pacífico no equador terrestre. Este foi o 24º lançamento do 11K77 Zenit-3SL dos quais 3 fracassaram (a 12 de Março de 2000 o segundo estágio do foguetão lançador terminou a sua queima antes do previsto fazendo com que a sua carga mergulhasse no Oceano Pacífico a Sul da Ilha de Pitcaim; a 29 de Junho de 2004 o satélite Apstar-5 foi colocado numa órbita inútil; a 28 de Janeiro de 2008 o foguetão lançador explodiu na plataforma de lançamento), tendo assim uma taxa de sucesso de 88,00%. O primeiro lançamento do Zenit-3SL ocorreu a 28 de Março de 1999 (0129:59UTC) tendo colocado em órbita o satélite DemoSat (25661 1999-014A). Por outro lado, o primeiro fracasso teve lugar no seu terceiro lançamento ocorrido a 12 de Março de 2000 (1449:15UTC) quando falhou o lançamento do satélite ICO F-1.

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O satélite Sicral-1B (34810 2009-020A) foi lançado às 0815:59,155UTC do dia 20 de Abril de 2009 por um foguetão Zenit3SL/DM-SL (SL-??/30L) a partir da Plataforma Odyssey fundeada no Equador a 154º longitude Oeste. 24 O acidente que levou à perda do satélite NSS-8 e a grande estragos na Plataforma Odyssey ocorreu às 2321:38,034UTC do dia 29 de Janeiro de 2007. O problema surgiu devido a uma avaria durante a ignição do foguetão Zenit-3SL/DM-SL (SL-24/25L)Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita O Zenit-3SL desenvolve uma força de 740.000 kgf no lançamento, tendo um peso de 471.000 kg. Tem um comprimento de 59,6 metros e um diâmetro de 3,9 metros. O seu primeiro estágio, Zenit-1, tem um peso bruto de 354.300 kg, pesando 28.600 kg sem combustível. No lançamento desenvolve 834.243 kgf, tendo um Ies (vácuo) de 337 s, um Ies-nm de 311 s e um Tq de 150 s. Tem um comprimento de 32,9 metros e um diâmetro de 3,9 metros. Este estágio está equipado com um motor RD-171 (11D521), com quatro câmaras de combustão, que consome LOX/Querosene. Este motor tem um peso de 9.500 kg, um diâmetro de 4,0 metros e um comprimento de 3,8 metros, sendo capaz de desenvolver 806000 kgf (vácuo) com um Ies (vácuo) de 337 s, um Ies-nm de 309 s e um Tq de 150 s. Uma versão deste estágio foi utilizada como propulsor lateral no lançador 11K25 Energiya e recuperados após o lançamento com o uso de pára-quedas. O segundo estágio, Zenit-2, tem um peso bruto de 90.600 kg e uma massa de 9.000 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 93.000 kgf (vácuo), tendo um Ies de 349 s e um Tq de 315 s. Tem um diâmetro de 3,9 metros e um comprimento de 11,5 metros. Está equipado com um motor RD-120 (também designado 11D123). Desenvolvido por Valentin Glushko, o motor tem um peso de 1.125 kg, um diâmetro de 1,9 metros e um comprimento de 3,9 metros, desenvolvendo 85.000 kgf (em vácuo) com um Ies de 350 s e um Tq de 315 s. O RD-120 tem uma câmara de combustão e consome LOX/Querosene. O terceiro estágio, Block DM-SL ou 11D68, tem um peso bruto de 17.300 kg e uma massa de 2.720 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 8.660 kgf, tendo um Ies de 352 s e um Tq de 650 s. Tem um diâmetro de 3,7 metros e um comprimento de 5,6 metros. Está equipado com um motor RD-58M (também designado 11D58M). Desenhado por Korolev e desenvolvido entre 1970 e 1974, o RD-58M tem um peso de 230 kg, um diâmetro de 1,2 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 8.500 kgf (em vácuo) com um Ies de 353 s e um Tq de 680 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome LOX/Querosene. A seguinte tabela indica os últimos 10 lançamentos levados a cabo pelo Zenit-3SL/DM-SL: Lançamento Data 2006-034 22-Ago-06 2006-049 30-Out-06 2007-F01 30-Jan-07 2008-001 15-Jan-08 2008-013 16-Mar-08 2008-024 21-Mai-08 2008-035 16-Jul-08 2008-045 24-Set-08 2009-020 20-Abr-09 2011-051 24-Set-11

Hora UTC 03:27:00 23:48:59 23:22:38 11:48:59 22:47:59 09:34:59 05:20:19 09:27:59 08:15:59 20:17:55

Veículo Lançador / Est. DM-SL SL-23/23L SL-22/24L SL-24/25L SL-25/15L SL-26/26L SL-27/27L SL-28/28L SL-29/29L SL-??/30L SL-??/31L

Carga Koreasat-5 (29349 2006-034A) XM-4 Blues (29520 2006-049A) SS-8 Thuraya-3 (32404 2008-001A) DirecTV-11 (32719 2008-013A) Galaxy-18 (32951 2008-024A) ExhoStar-XI (33207 2008-035A) Galaxy-19 (33376 2008-045A) Sicral-1B (34810/2009-020A) Atlantic Brid-7 (37816 2011-051A)

Os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Zenit-3SL DM-SL. Todos os lançamentos são executados desde a plataforma Odyssey situada no Oceano Pacífico a 154º de longitude Oeste sobre o equador terrestre. Tabela: Rui C. Barbosa

Atlantic Bird-7 O Atlantic Bird-7 é um satélite de comunicações construído pela EADS Astrium sendo baseado no modelo EurostarE3000. No lançamento tinha uma massa de 4.600 kg e está equipado com 44 repetidores em banda Ku que estão ligados a uma pegada de alta potência que cobre o Médio Oriente e o Norte de África para retransmissão DTH (Direct-To-Home). Uma segunda pegada para o Noroeste de África ao longo dos países do Magrebe e que se alonga para o Golfo da Guiné será conectada a uma carga de até 12 repetidores de banda Ku desenhados para serviços de retransmissões e que está equipada para serviços de Internet de alta demanda. O satélite terá uma vida útil de 15 anos. Em órbita o satélite tem uma envergadura de 33 metros e no final da sua vida útil, os painéis solares serão capazes de produzir 12 kW.

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Lançamento do Atlantic Bird-7 O lançamento do Atlantic Bird-7 estava originalmente previsto para ter lugar a 18 de Setembro de 2011 sendo posteriormente adiado para o período de 22 a 25 de Setembro. O abastecimento do estágio Blok DM-SL nas instalações da Sea Launch em Long Beach, Califórnia decorreu entre 29 e 31 de Agosto e a montagem do foguetão lançador começou depois. A 1 de Setembro era anunciado que o lançamento teria lugar a 22 de Setembro com uma janela de lançamento entre as 2018UTC e as 2132UTC. A 6 de Setembro, e antes de rumar para o mar alto em direcção à zona de lançamento, o foguetão foi colocado na posição vertical na plataforma de lançamento enquanto esta permanecia no seu porto de abrigo. Isto serviu para testar os sistemas do lançador antes da partida para a missão. A Plataforma Odyssey partia de Long Beach a 9 de Setembro enquanto que o navio de controlo de comando Sea Launch Commander partia a 16 de Setembro. Entretando, neste dia surgia a notícia que o lançamento era adiado para o dia 23 de Setembro com uma janela de lançamento entre as 2018UTC e as 2132UTC. A 20 de Setembro a plataforma de lançamento chegava á posição de lançamento a 154º longitude Oeste no equador terrestre. Aqui, procedeu-se ao balastro da plataforma permitindo-se que a água do mar inundasse a parte inferior da plataforma, proporcionando assim mais estabilidade. A 21 de Setembro o lançamento era adiado para o dia 24 de Setembro devido a problemas registados durante a operação de estabilização da plataforma. No dia do lançamento o foguetão é removido do hangar e colocado na posição vertical, iniciando-se de seguida o seu abastecimento depois da evacuação da plataforma de lançamento.

No dia do lançamento o foguetão é removido do hangar e colocado na posição vertical, iniciando-se de seguida o seu abastecimento depois da evacuação da plataforma de lançamento. O lançamento teve lugar às 2017:59.064UTC. O foguetão atingiu a zona de MaxQ às 2019:04UTC, tendo atingido a aceleração máxima às 2019:54UTC. O final da queima e separação do primeiro estágio teve lugar às 2020:28UTC, com o segundo estágio a entrar de imediato em ignição. A separação das duas metades da carenagem de protecção teve lugar às 2021:11UTC e o final da queima e separação do segundo estágio ocorreu às 2026:28UTC. O terceiro estágio iniciava a sua primeira queima às 2026:38UTC que terminaria às 2032:17UTC com o conjunto a ficar colocado numa órbita inicial com um apogeu a 1.855 km de altitude, perigeu a 180 km de altitude e inclinação orbital de 0º. A segunda ignição do Blok DM-SL teria lugar às 2109:30UTC e terminaria às 2115:21UTC com o conjunto colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.740 km de altitude, perigeu a 1.596 km de altitude e inclinação orbital de 0º. A separação do Atlantic Brid7 teve lugar às 2125:11UTC.

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Em Órbita

TacSat-4 em órbita! Após uma longa série consecutiva de adiamentos por diversas razões, o satélite militar TacSat-4 foi finalmente colocado em órbita a 27 de Setembro de 2011 por um foguetão Minotaur-IV+ a partir de Kodiak, Alasca.

Tacsat-4 O satélite TacSat-4 é uma missão conjunto liderada pela Marinha dos Estados Unidos para aumentar a actual capacidade das comunicações por satélite e para desenvolver sistemas espaciais de resposta operacional. A missão TacSat-4 foi seleccionada por um processo levado a cabo em conjunto que culminou após a votação por parte do Exército, Marinha, Força Aérea, Marines e Comando Estratégico. O satélite tem uma massa de 460 kg e está equipado com uma antena de 3,8 metros que proporciona dez canais de ultra alta-frequência (UHF) que podem ser utilizados para qualquer combinação de comunicações, filtragem de dados, ou Blue Force Tracking (BFT). A órbita singular do TacSat-4 aumenta a capacidade de comunicação geossíncrona ao fornecer uma cobertura quase global mas não contínua, incluindo latitudes elevadas. O satélite melhora a actual capacidade ao fornecer comunicações a dispositivos que não requerem antenas direccionais. O TacSat-4 fornece canais flexíveis para envio e recepção de comunicações que aumentam assim a capacidade para operar em ambientes com fortes interferências. O sistema de tarefas Virtual Mission Operations Center (VMOC) em conjunto com a órbita do satélite permite uma relocação dinâmica em 24 horas durante as operações normais, para diferentes teatros de operações em todo o mundo permitindo um aumento rápido de comunicações por satélite quando ocorrem operações ou eventos naturais imprevistos. O aval Research Laboratory (NRL) é o gestor do programa com a gestão do financiamento da carga pelo Office of aval Research, bem como do primeiro ano de operações. O Office of the Secretary of Defence/Director of Defense Research end Engineering financiaram o modelo no qual o satellite é baseado. O Operationally Responsive Space (ORS) Office e o Air Force’s Space and Missile System’s Center (SMC) fornecem o lançamento a bordo de um foguetão MinotaurIV+ desde Kosdia, Alasca. A estação de rastreio de Blossom Point do NRL irá levar a cabo as operações em coordenação com o aval Warfare Command e o Global and Regional SATCOM Centers. O modelo do satélite foi construído pela NRL e pelo Laboratório de Física Aplicada da Universidade de Johns Hopkins para amadurecer os standards do modelo ORS desenvolvido por uma equipa de engenharia integrada envolvendo o governo e a industria, tendo uma representação activa da AeroAstro, do Air Force Research Laboratory, do John Hopkins Laboratory APL, da ATK Space, da Ball, Boeing, Design Net Engineering, General Dynamics AIS, Microcosm, Microsat Systems Inc, do Laboratório Lincoln do MIT, da OSC, NRL, SMC, SSL, e da Raytheon.

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O foguetão Minotaur-IV O Minitaur-IV é baseado no míssil balístico intercontinental Peacekeeper que foi retirado de serviço ao abrigo dos tratados de redução de armas estratégicas. A combinação de três estágios a combustível sólido governamentais, um motor a combustível sólido comercial e os processos e sistemas de voo da Orbital Scienes Corporation (OSC), proporcionam uma mistura de valor e performance. A integração de motores governamentais com motores comerciais e com uma arquitectura tecnológica única, é uma das características da OSC que se alarga por várias décadas, incluindo a utilização do primeiro estágio do míssil Peacekeeper. Para o foguetão Minotaur-IV são utilizados sistemas aviónicos standard, bem como o software de voo e subsistemas que são integrados numa Guidance Control Assembly (GCA) que também incorpora o quarto estágio de propulsão sólida. Este estágio é o mesmo motor Orion-38 utilizado no Minotaur-I, Pegasus e Taurus, e outros lançadores da OSC. Está também disponível o motor Star-48V para uma performance adicional na configuração Minotaur-IV+. A família de lançadores Minotaur é fornecida através do programa Orbital/SuborbitalProgram 2 (OSP-2) e é gerida pela U.S. Air Force Space and Missile Systems Center (SMC), Space Development and Test Wing’s (SDTW) Launch Test Squadron (LTS) localizado na Base Aérea de Kirtland, Novo México.

O Minotaur-IV é capaz de colocar uma carga de 1.735 kg numa órbita terrestre baixa com uma inclinação de 28,5º (185 km). Utilizando o motor Star-48V no quarto estágio, o lançador é capaz de colocar uma carga de 2.000 kg numa órbita terrestre baixa e realizar missões para órbitas mais elevadas. O Minotaur-IV tem um comprimento de 23,88 metros, uma largura de 2,34 metros e uma massa de 86.300 kg. O primeiro estágio, SR-118, utiliza combustível sólido e é capaz de desenvolver 2.200 kN. O segundo estágio a combustível sólido (SR-119) desenvolve uma força de 1.365 kN, tendo um Tq de 54 s. Por seu lado, o terceiro estágio, SR-120, desenvolve uma força de 329 kN tendo um Tq de 62 s. O estágio Orion-38 (quarto estágio regular) desenvolve uma força de 32,2 kN e tem um Tq de 67,7 s. O estágio Star-48V (Minotaur-IV+) desenvolve uma força de 68,6 kN e tem um Tq de 84,1 s.

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O foguetão Minotaur-IV+ na plataforma de lançamento em Kodiak. Imagem: Steven Young

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Em Órbita O seguinte quadro mostra os lançamentos efectuados pelo foguetão Minotaur-IV nas suas diferentes versões. Lançamento

Data

Local Lançamento

2010-048

22-Abr-10 26-Set-10

Vandenberg AFB Vandenberg AFB

Plt. Lanç. SLC-8 SLC-8

2010-062

20-ov-10

Kodiak

LP-1

2011-052

11-Ago-11 27-Set-11

Vandenberg AFB Kodiak

SLC-8 LP-1

Carga HTV-2a USA-216 'SBSS' (37168 2010-048A) USA-217 'STPSat-2' (37222 2010-062A) USA-218 'RAX' (37223 2010-062B) USA-219 'O/OREOS' (37224 2010-062C) USA-220 'FASTSAT-HSV01 'STP-S26'' (37225 2010-062D) USA-221 'FalconSat-5' (37226 2010-062E) USA-222 'FASTRAC-A, Sara-Lily, anosat 3A' (37227 2010-062F) USA-222 'FASTRAC-B, Emma, anosat 3B' (37227 2010-062F)

anoSail-D2 Ballast-A Ballast-B HTV-2b Tacsat-4 (37818 2011-052A)

Os lançamentos levados a cabo pelo foguetão Minotaur-IV em todas as suas versões. Os dois lançamentos suborbitais HTV-2a e HTV-2b utilizaram a versão ‘Lite’. O lançamento do satélite USA-216 utilizou a versão básica e o lançamento de 20 de Novembro de 2010 utilizou um estágio auxiliar HAPS. Tabela: Rui C. Barbosa

Lançamento do Tacsat-4 O lançamento do Tacsat-4 teve lugar às 1549UTC com o foguetão Minotaur-IV+ abandonar rapidamente a plataforma de lançamento. O veículo passa pela zona de máxima pressão dinâmica 37 segundos mais tarde e o final da queima do primeiro estágio ocorre às 1550UTC (T+50s). A ignição do segundo estágio ocorre de imediato e termina às 1552UTC (T+1m 42s). Após o final da queima do segundo estágio, o veículo voo sem propulsão durante dez segundos antes da separação deste e da ignição do terceiro estágio às 1553UTC (T+1m 52s). A ignição do terceiro estágio tem uma duração de 73 segundos, terminando às

1554UTC (T+3m 5s). A separação da carenagem de protecção ocorreu às 1553UTC (T+2m 5s). Assim que ocorre o final da queima do terceiro estágio, inicia-se uma fase sem propulsão que termina 19 minutos e 37 segundos mais tarde, ocorrendo a separação do terceiro estágio e com a ignição do quarto estágio a ocorrer 11 segundos mais tarde. Esta queima terá uma duração de 82 segundos. A separação do tacsat-4 ocorreu 23 minutos e 20 segundos mais tarde, tendo ficado colocado numa órbita com um apogeu a 11.865 km de altitude e perigeu a 182 km de altitude.

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O palácio celestial da China Após se afirmar como a terceira potência mundial no campo do voo espacial tripulado com o lançamento das cápsulas Shenzhou e com a realização de uma actividade extraveícular, a China torna-se na terceira nação a colocar em um laboratório espacial em órbita terrestre. O TianGong-1 representa mais uma ambiciosa fase na carreira espacial da China que em 2020 pretende colocar em órbita uma estação espacial modular semelhante à estação espacial russa Mir.

O módulo espacial TG-1 TianGong-1 (天宫一号) O módulo espacial TG-1 TianGong-1 (tiān gōng yí hào) é um módulo espacial experimental que será principalmente utilizado para a realização de ensaios de aproximação e acoplagem, bem como para o aperfeiçoamento das tecnologias relacionadas com o encontro e a acoplagem em órbita e para acumular experiência na construção, gestão e operação de uma estação espacial. O módulo tinha uma massa de 8.506 kg no lançamento e tem um comprimento de 10,40 metros. É composto por dois módulos cilíndricos com um mecanismo de acoplagem na parte frontal. Os dois módulos são o módulo experimental e o módulo de serviço. O módulo experimental tem um diâmetro máximo de 3,35 metros e é composto de uma secção frontal cónica, uma secção cilíndrica e uma secção cónica posterior que faz a ligação com o módulo de serviço. Na parte frontal do módulo existem um mecanismo de acoplagem com uma escotilha de 0,8 metros de diâmetro, e equipamento de medição e de comunicações que será utilizado para apoiar as manobras de encontro e acoplagem. É no módulo de serviço onde os taikonautas irão viver e trabalhar, tendo um volume habitável de 15 m3. Esta secção está também equipada com duas zonas para dormir com sistemas de iluminação ajustáveis, equipamento de exercício, sistemas de entretenimento, dispositivos de comunicação visual e sistemas de controlo. Um esquema de cores irá auxiliar os taikonautas a manterem a orientação. As paredes interiores do módulo têm duas cores, sendo uma comummente associada ao céu e outra à terra. O módulo de serviço tem um diâmetro de 2,8 metros e tem como função fornecer a energia necessária para o funcionamento do módulo espacial, contendo também dois painéis solares, tanques de propolente, e outros sistemas. Após um período de testes e verificações do TianGong-1, os especialistas espaciais chineses estarão prontos para o lançamento da cápsula espacial não tripulada SZ-8 Shenzhou8. O lançamento será levado a cabo pelo foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y8) e está previsto para o dia 1 de Novembro. A acoplagem terá lugar após a verificação dos sistemas dos dois veículos. O TG-1 TianGong-1 deverá permanecer operacional durante dois anos e deverá realizar manobras de encontro e acoplagem com três veículos. Para além da Shenzhou-8, o TianGong-1 irá acoplar com a SZ-9 Shenzhou-9 e com a SZ-10 Shenzhou-10 que realizarão missões similares e pelo menos um destes veículos irá transportar uma tripulação. Os taikonautas deverão permanecer um máximo de duas semanas a bordo do módulo, porém antes de ingressarem a bordo as condições no interior do módulo experimental serão ajustadas para garantir que a tripulação possa viver num ambiente que contenha oxigénio suficiente, além do nível seguro de humidade e de calor. Após o lançamento, o TG-1 é colocado numa órbita quase circular com uma altitude média de 350 km após duas manobras orbitais. Antes do lançamento da Shenzhou-8, a sua órbita será baixada para os 343 km. Dois dias após o seu lançamento, terá lugar a

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Em Órbita acoplagem entre os dois veículos. O TianGong-1 e a Shenzhou-8 permanecem acoplados durante 12 dias, separando-se depois para que possam repetir as manobras de aproximação e realizar uma segunda acoplagem. Após um novo período de junção em órbita, os dois veículos separam-se definitivamente e a cápsula não tripulada regressa à Terra após um curto voo autónomo.

No futuro os módulos TianGong serão melhorados para se transformarem num veículo de carga para a estação espacial da classe Mir. Entretanto, a China deverá lançar o módulo TG-2 TianGong-2 em 2014 com o objectivo de desenvolver as tecnologias necessárias para a regeneração de água e de oxigénio necessária para estadias de curta duração e para levar a cabo algumas experiências científicas. No período de 2015 / 2016, será colocado em órbita o laboratório TG-3 TianGong-3 que provavelmente será dotado de dois mecanismos de acoplagem (sendo uma estação da classe Salyut-6/7). Estes dois mecanismos poderão permitir uma ocupação permanente do laboratório que será utilizado para o desenvolvimento das tecnologias necessárias para estadias de médio e longo prazo em órbita e para a realização de experiências científicas e pesquisas mais sofisticadas.

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As fotografias mostram diversos aspectos dos trabalhos de preparação e processamento do módulo TG-1 TianGong-1 em Jiuquan antes do lançamento

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O foguetão CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G O módulo espacial TG-1 TianGong-1 utilizou o primeiro foguetão CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G, uma versão do foguetão lançador CZ-2F Chanf Zheng-2F utilizado no programa espacial tripulado Shenzhou (Projecto 921). Este lançador também pode ser designado como CZ-2F Chang Zheng-2G ‘Fase Um’. Este lançador, desenvolvido pela Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores sobre coordenação da Corporação de Ciência e Tecnologia Aeroespacial da China, é diferente da versão original Shenjian (Seta Mágica) que foi desenvolvida a partir do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E que por sua vez foi baseado na tecnologia matura do lançador CZ-2C Chang Zheng-2C. O desenho conceptual do Chang Zheng-2E foi iniciado em 1986, com o veículo a ser colocado no mercado mundial de lançadores após um voo de teste em Julho de 1990.

Para satisfazer os requisitos da missão de encontro e acoplagem, o Chang Zheng-2F sofreu mais de 170 modificações e utilizou cinco novas tecnologias. O foguetão chegou a Jiuquan a 23 de Julho e desde esse dia foi submetido a diferentes testes de preparação para o lançamento.

Este veículo será utilizado para o lançamento do TianGong-1 e dos futuros veículos de carga até um lançador mais potente estar disponível, no caso o CZ-7 Chang Zheng-7. Uma diferença substancial no CZ-2F/G é a ausência do sistema de emergência no topo do lançador, uma carenagem mais larga e uma sequência de separação melhorada. Outras características desta versão são o facto de ser capaz de uma maior precisão na inserção orbital. Isto é possível com a introdução de sistemas de navegação melhorados e complexos sistemas de orientação com a obtenção de dados em tempo real e utilização de dados de GPS nos parâmetros de correcção para se conseguir uma dupla redundância. Por outro lado, mais propolente é abastecido nos propulsores e no lançador, aumentando assim o tempo de ignição. Tal como o CZ-2F, o CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G é um lançador a dois estágios auxiliado por quatro propulsores laterais de combustível líquido durante a ignição do primeiro estágio. O comprimento total do CZ-2F/G é de 52,0 metros com um estágio central de 3,35 metros de diâmetro e um diâmetro máximo de 8,45 metros na base e contando com os propulsores laterais. No lançamento a sua massa é de 493.000 kg, sendo capaz de colocar numa órbita baixa uma carga de 8.600 kg.

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No foguetão Chang Zheng-2F, os propulsores laterais LB-40 têm um comprimento de 15,326 metros, 2,25 metros de diâmetro, um peso bruto de 40.750 kg e uma massa de 3.000 kg sem propolente. Cada propulsor está equipado com um motor YF-20B de escape fixo que consome UDMH/N2O4 desenvolvendo uma força de 740,4 kN ao nível do mar. o seu tempo de queima é de 127,26 segundos (será de 137 segundos para o CZ-2F/G). Os propulsores no CZ-2F/G têm um maior comprimento e maior capacidade de propolente o que permite um maior tempo de queima.

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Vários aspectos do transporte do foguetão CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (T1) desde o edifício de integração e montagem para a Plataforma de Lançamento 921 de Jiuquan.

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O primeiro estágio L-180 tem um comprimento de 28,465 metros, diâmetro de 3,35 metros, peso bruto de 198.830 kg e uma massa de 12.550 kg sem propolentes. Está equipado com um motor YF-21B composto de quatro motores YF-20B que desenvolvem 2.961,6 kN ao nível do mar. Os motores consomem UDMH/N2O4. O seu tempo de queima é de 160,00 segundos (poderá ser superior na versão CZ-2F/G). O segundo estágio L-90 tem 14,223 metros de comprimento, 3,35 metros de diâmetro, uma massa bruta de 91.414 kg e uma massa de 4.955 kg sem propolente. Está equipado com um motor YF-24B composto de um motor YF-22B de escape fixo e por quatro motores vernier de escape amovível YF-23B. Os motores consomem UDMH/N2O4 desenvolvendo 738,4 kN (motor principal) e 47,04 kN (motores vernier) de força em vácuo. O tempo total de queima é de 414,68 segundos (motor principal) e de 301,18 segundos (motores vernier). O lançamento do TG-1 TianGong-1 constituiu o 147º lançamento orbital bem sucedido da China, sendo o 147º lançamento orbital bem sucedido da família de lançadores Chang Zheng, o 49º lançamento orbital bem sucedido desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan e o 10º lançamento bem sucedido por parte da China em 2011.

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O Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan Também conhecido como Shuang Cheng Tse, o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan foi o primeiro local na China a partir do qual se procedeu ao teste e lançamento de vários tipos de mísseis e dos primeiros lançadores espaciais Chang Zheng e Feng Bao. O centro inclui um Centro Técnico, dois complexos de lançamento, um Centro de Comando e Controlo, um Centro de Controlo de Lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de previsão meteorológica, e sistemas de suporte logístico. Jiuquan foi originalmente utilizado para o lançamento de satélites científicos e de satélites recuperáveis para órbitas terrestres baixas ou de média altitude com altas inclinações.

O programa espacial tripulado utiliza a Plataforma de Lançamento 921 situada no Complexo de Lançamento Sul. Este foi construído na segunda metade dos anos 90 e mais tarde foi-lhe acrescentada a Plataforma de Lançamento 603 para lançamentos não tripulados. Para além das plataformas de lançamento, o complexo de lançamento está dotado de um centro técnico onde decorrem os preparativos do foguetão lançador e das suas cargas. O Centro Técnico é composto de instalações de processamento e de montagem vertical do lançador, edifícios de processamento de cargas, edifício de processamento dos propulsores sólidos, edifício de armazenamento de propolentes hipergólicos e o centro de controlo de lançamento. Para o lançamento do TianGong-1 o complexo foi equipado com um centro computacional melhorado, sistemas de monitorização e comando, e uma capacidade aumentada para se adaptar às alterações nas condições das missões, bem como os recursos necessários para lidar com as tarefas do lançamento e de comando. Um sistema integrado de treino para os lançamentos espaciais foi também desenvolvido para esta missão. Os engenheiros também levaram a cabo uma verificação técnica intensiva de dois meses no equipamento entre Março e Maio de 2011. A segurança e a fiabilidade dos instrumentos foram significativamente melhoradas. Os lançamentos orbitais desde Jiuquan são supervisionados desde o Centro de Comando e Controlo situada na cidade espacial de Dongfeng, 60 km a sudoeste do centro de lançamento. A torre umbilical do complexo 921 é composta por uma estrutura fixa e um par de seis plataformas rotativas. Uma vez chagado à plataforma de lançamento, as plataformas rotativas são colocadas em torno do foguetão para permitir o seu abastecimento e para que os técnicos tenham acesso às suas diferentes zonas para realizarem os procedimentos finais de verificação. A torre umbilical também contém uma área protegida e de ambiente controlado para permitir o acesso dos taikonautas ao interior dos veículos. As plataformas rotativas são removidas uma hora antes do lançamento, enquanto que quatro braços móveis proporcionam ligações para o fornecimento de electricidade, gases e fluidos para o lançador. Estes braços são removidos minutos antes do lançamento. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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O foguetão lançador é transportado sobre uma plataforma móvel de lançamento desde o edifício de integração vertical para a plataforma de lançamento. A plataforma móvel move-se num sistema de carris separados 20 metros e atinge uma velocidade máxima de 25 metros/minuto. A plataforma tem um comprimento de 24,4 metros, largura de 21,7 metros e uma altura de 8,34 metros, tendo um peso de 750.000 kg. A viagem entre o edifício de montagem e a plataforma de lançamento demora 60 minutos estando afastados 1,5 km. O primeiro lançamento orbital desde Jiuquan teve lugar a 24 de Abril de 1970 quando um foguetão CZ-1 Chang Zheng-1 colocou em órbita o primeiro satélite artificial da China, o Dong Fang Hong-1 (04382 1970-034A).

Lançamento do TG-1 TianGong-1 Após passar a sua certificação após a sua construção, o módulo TianGong-1 chegou ao local de lançamento através de caminho-de-ferro no dia 29 de Junho de 2011 para a realização dos testes e preparativos finais. O seu foguetão lançador foi transportado para o Centro de Lançamento de satélites de Jiuquan a 23 de Julho. A 17 de Agosto os especialistas e técnicos espaciais chineses levaram a cabo o primeiro ensaio do lançamento. Este, estava originalmente previsto para ter lugar a 30 de Agosto mas a perda do satélite militar SJ-11 ShiJian 11-04 devido a uma falha no segundo estágio do foguetão lançador CZ-2C Chang Zheng-2C (Y26) a 18 de Agosto, levou a um adiamento no lançamento do módulo espacial. Este adiamento foi necessário porque o foguetão que seria utilizado no lançamento do TG-1 pertencia à mesma família de lançadores do CZ-2C, tendo vários elementos em comum. Assim, houve a necessidade de se proceder a uma criteriosa inspecção do foguetão.

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Em Órbita Após uma comissão de investigação ter detectado a causa do acidente, os especialistas espaciais chineses decidiram avançar com o lançamento do TianGong-1. O lançamento foi agendado para o período entre 27 e 30 de Setembro, sendo a data preferida o dia 27 de Setembro. O veículo lançador contendo o módulo TianGong-1 foi transportado para a Plataforma de Lançamento 921 (SLS-1) no dia 20 de Setembro, mas o lançamento seria adiado para 29 ou 30 de Setembro devido às previsões de más condições atmosféricas que indicavam a passagem de uma massa de ar frio ao centro espacial. A 25 de Setembro os técnicos procederam a uma simulação completa dos procedimentos a serem executados durante a contagem decrescente, durante o lançamento e posterior inserção orbital. A simulação serviu para certificar todos os técnicos e atestar a sua prontidão para o lançamento. No dia seguinte eram levados a cabo os preparativos finais com as equipas de técnicos a colocarem as condutas de abastecimento de propolente e cabos de dados e de fornecimento de electricidade. No dia 28 de Setembro era anunciado que o lançamento do TianGong-1 teria lugar no dia 29 de Setembro preferencialmente no início de uma janela de lançamento que decorria entre as 1316UTC e as 1331UTC. Pelas 0525UTC do dia 29 de Setembro, todos os controladores já se encontravam em posição nas suas consolas no interior do Centro de Controlo de Lançamento. Às 0616UTC eram iniciados os procedimentos de verificação das funções de todos os sistemas do lançador, do módulo TianGong-1, da plataforma de lançamento e do centro de controlo. As embarcações que iriam seguir e receber os sinais de telemetria enviados pelo módulo espacial, encontravam-se nas suas posições no Oceano Pacífico pelas 0908UTC. Às 1239UTC todas as estruturas de apoio e serviço da plataforma de lançamento foram deslocadas para a posição de lançamento, restando apenas os braços umbilicais de fornecimento de energia e dados.

O complexo de lançamento era evacuado pelas 1303UTC e pelas 1315UTC procedia-se à retracção dos braços umbilicais.

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Em Órbita Com o foguetão CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (T1) somente apoiado na sua base na plataforma de lançamento, ouviu-se a contagem regressiva em mandarim. Com a ignição a ter lugar às 1316:03,507UTC, viram-se as chamas a surgir na base do lançador e este começou a elevar-se graciosamente no céu nocturno de Jiuquan. O veículo elevava-se propulsionado pelo seu estágio central e pela força desenvolvida pelos quatro propulsores laterais. Várias câmaras a bordo permitiram a visualização das diferentes fases do voo.

A separação dos quatro propulsores laterais ocorreu a T+2m 35,305s (1318:38,812UTC), seguindo-se um processo de estabilização a T+2m 39,100s (1318:42,607UTC) e com o primeiro estágio a separar-se a T+2m 39,600s (1318:43,107UTC). O conjunto de motores do segundo estágio entrava de imediato em ignição. A carenagem de protecção do TianGong-1 separava-se a T+3m 34,600s (1319:38,107UTC). O final da queima do segundo estágio ocorria a T+9m 42,396s (1325:45,903UTC), com o módulo espacial a separarse de seguida e a ficar colocado numa órbita com um apogeu a 346,854 km de altitude, perigeu a 200,046 km de altitude, inclinação orbital de 42,757º e período orbital de 89,7 minutos. Finalmente, e após vários anos de espera, o módulo espacial TG-1 TianGong-1 encontrava-se em órbita terrestre permitindo assim à China dar um passo importante no seu programa tripulado de exploração espacial. Este é a primeira vez desde 2001 que duas estações espaciais estão em órbita ao mesmo tempo.

Nas horas após o lançamento, o módulo espacial executaria duas manobras para elevar os seus parâmetros orbitais. A primeira manobra foi realizada às 1758UTC e colocava o módulo numa órbita com um apogeu a 355 km de altitude e perigeu a 200 km, enquanto que a segunda manobra (realizada às 0809UTC do dia 30 de Setembro) colocava o módulo numa órbita com um apogeu a 362 km de altitude e perigeu a 355 km de altitude.

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Em Órbita O TianGong-1 inicia um período de verificação em órbita durante o qual serão testados todos os seus sistemas. Alguns dias antes do lançamento da SZ-8 Shanzhou-8, a sua órbita será baixada para uma altitude de cerca de 343 km onde aguardará a chegada do veículo não tripulado. A Shenzhou-8 deverá ser lançada a 1 de Novembro e a primeira acoplagem do programa espacial da China deverá ter lugar a 3 de Novembro.

Em 2012 serão lançados os primeiros tripulantes que deverão ocupar o novo módulo espacial. Se tudo correr como o previsto com a missão da Shenzhou-8 poderemos assistir ao lançamento da SZ-9 Shenzhou-9 em Abril de 2012. Ainda não existe qualquer tripulação designada para as missões, no entanto é provável que a SZ-9 possa já transportar dois taikonautas para o TianGong-1. Em finais de 2012 veremos o lançamento da SZ-10 Shenzhou-10 que deverá transportar na sua tripulação a primeira taikonauta.

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Em Órbita

Proton-M lança QuetzSat-1 A segunda missão de um foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M em menos de um mês teve lugar a 29 de Setembro de 2011 com o lançamento do satélite QuetzSat-1 pela International Launch Services. Este lançamento vem novamente comprovar a robustez do lançador após o desaire de 17 de Agosto no qual resultou a colocação numa órbita inútil do satélite Express-AM4.

O QuetzSat-1 O Quetzsat-1 faz parte da frota de satélites da SES e estará localizado a 77º longitude Oeste na qual o Governo do México cedeu os direitos da frequência DTH à empresa QuetzSat S. de R.L. de C.V., uma companhia mexicana que é composta por investidores mexicanos e pela SES. O satélite irá fornecer cobertura ao México e América Central e do Norte. O satélite está totalmente reservado para a EchoStar Corporation e será utilizado em parte pela Dish México, uma joint-venture da EchoStar, para serviços DTH no México e a uma subsidiária da DISH etwork para ser utilizada em conexão com a sua semelhante nos Estados Unidos. Tendo 32 repetidores de banda Ku, o satélite deverá ter uma vida útil de 15 anos. O QuetzSat-1 foi construído pela Space Systems/Loral e é baseado no modelo LS-1300, tendo uma massa de 5.514 kg no lançamento. Está dotado de dois painéis solares para o fornecimento de energia que é armazenada em baterias de iões de Lítio. Como propulsão utiliza um motor R-4D e quatro motores SPT-100 de plasma.

Lançamento do QuetzSat-1 A 8 de Agosto de 2011 chegava ao cosmódromo de Baikonur a bordo de um avião de carga Antonov An-124-100 ‘Ruslan’, o satélite QuetzSat-1 bem como do seu equipamento auxiliar. Depois de realizadas as inspecções alfandegárias seriam transportados para o edifício 92A-50. O lançamento estava originalmente previsto para ter lugar a 18 de Agosto, sendo adiado para o dia 18 de Setembro devido aos problemas registados com o estágio Briz-M (99522) a 17 de Agosto. Mais tarde seria antecipado para 11 de Setembro e posteriormente seria novamente adiado para o dia 14 de Setembro, chegando a surgir rumores que davam como certo um adiamento para o dia 14 de Novembro. Compreendidos e resolvidos os problemas ocorridos com o estágio Briz-M, o lançamento foi agendado para o dia 29 de Setembro.

Chegada do satélite Quetzsat-1 a Baikonur (Imagens: Roscosmos).

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Em Órbita A 8 de Setembro o estágio Briz-M (99524) era transportado para a estação de abastecimento 11G12 localizada na Área 31. O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93522/99524) foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 a 26 de Setembro, dando-se assim início a dois dias de preparativos finais para o lançamento que decorreram sem problemas.

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Em Órbita

Com os preparativos para o lançamento e a contagem decrescente a decorreram sem problemas, a Comissão Estatal que analisou os preparativos finais para o lançamento deu a autorização para se prosseguir com o abastecimento do foguetão lançador a confirmando a hora do lançamento.

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Em Órbita A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5s do dia 29 de Setembro e os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,756s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (1831:59,960UTC) e a confirmação para o lançamento surge de imediato. A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento.

O foguetão ascende verticalmente durante cerca de 10 segundos. O controlo de arfagem, da ignição e fim de queima dos motores, o tempo de separação da ogiva de protecção e o controlo de atitude, são todos calculados para que os estágios extintos caíam nas zonas pré-determinadas. A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 55s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+1m 59s. A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 24s com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 27. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre a T+5m 27s e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre a T+5m 29s. A T+5m 45s inicia-se o processo de separação da carenagem de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. O comando preliminar para o início da separação entre o terceiro estágio e o estágio superior Briz-M é enviado T+9m 30s e o comando principal é enviado a T+9m 45s. A separação da Unidade Orbital (estágio Briz-M juntamente com o satélite QuetzSat-1) ocorre a T+9m 4s. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M.

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Em Órbita

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Em Órbita Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao longo da trajectória suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição. A figura em baixo mostra as diferentes fases de manobra do estágio Briz-M para colocar o satélite QuetzSat-1 na órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

A segunda queima do Briz-M é executava no primeiro nodo de ascensão da órbita de suporte e após esta queima a Unidade de Ascensão atinge uma órbita intermédia. A terceira e quarta queima irão ter lugar após a Unidade de Ascensão executar uma órbita em torno do planeta e têm lugar no perigeu, formando uma órbita de transferência com um apogeu próximo do que será conseguido na órbita final. Após a separação do QuetzSat-1 (que ocorre às 0344:44,591UTC do dia 30 de Setembro) procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada do satélite. O Briz-M levaria ainda a cabo mais duas manobras orbitais procedendo à ignição do seu motor para afastar a sua órbita do QuetzSat-1. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais.

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Em Órbita

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Em Órbita

Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Agosto e Setembro 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 são 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.

ORAD Designação

Lançador

Local

Peso (kg)

05 Ago. 1625:00 2011-040A Órbita heliocêntrica 06 Ago. 2253:30 2011-041A

37773

Juno

Atlas-V/551 (AV-029)

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

37775

Astra-1N

Ariane-5ECA (VA203/L560)

CSG Kourou, ELA3

2011-041B

37776

BSAT-3c/JCSAT-110R

11 Ago.

1615:04 2011-042A

37779

PakSat-1R

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y19)

Xichang, LC2

5.119,5

15 Ago.

2257:19 2011-043A

37781

HY-2A Hai Yang-2A

CZ-4B Chang Zheng-4B (Y14)

Taiyuan, LC2

1.575

17 Ago.

0712:26 2011-044G

37794

Sich-2

14A18 Dnepr-1

Dombarovskiy, LC13

175

2011-044C

37790

NX (NigeriaSat X)

87

2011-044B

37789

NigeriaSat-2

270

2011-044D

37791

RASAT

95

2011-044A

37788

EDUSAT

10

2011-044E

37792

AprizeSat-5

14

2011-044F

37793

AprizeSat-6

14

2011-044H

37795

BPA-2 (Blok Perspektivnoy Avioniki-2)

0,12

17 Ago.

2125:01 2011-045A

37798

Ekspress-AM4

8K82KM Proton-M/Briz-M (93521/99522) Baikonur, LC200 PU-39

5.775

18 Ago.

0928:03 2011-F02

-

SJ-11 Shi Jian 11-04

CZ-2C Chang Zheng-2C

Jiuquan, 603 (SLS-2)

24 Ago.

1300:08 2011-F03

-

Progress M-12M (ISS-44P)

11A511U Soyuz-U (Л15000-132)

Baikonur, LC1 PU-5

10 Set.

1308:53 2011-046A

37801

GRAIL-A

Delta-2 7920H-10 (D356)

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2011-046B

37802

GRAIL-B

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

5.330 2.910

307 307 111


Em Órbita 18 Set.

1633:04 2011-047A

37804

ZX-1A ZhongXing-1A

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E

20 Set.

2247:00 2011-048A

37806

Cosmos 2473

8K82KM Proton-M/Briz-M (53542/88529) Baikonur, LC81 PU-24

21 Set.

2123

2011-049A

37809

Arabsat-5C

Ariane-5ECA (VA204/L561)

CSG Kourou, ELA3

2011-049B

37810

SES-2/CHIRP

23 Set.

0436:50 2011-050A

37813

IGS-6A

H-2A/202 (F-19)

Tanegashima, Yoshinobu LP1

24 Set.

2017:59 2011-051A

37816

Atlantic Bird-7

Zenit-3SL/DM-SL (??/31L)

Oceano Pacífico – 154º O, Odyssey

27 Set.

1549

2011-052A

37818

TacSat-4

Minotaur-IV+

Kodiak, LP-1

29 Set.

131604 2011-053A

37820

TG-1 TianGong-1

CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G (T1)

Jiuquan, 921 (SLS-1)

29 Set.

1832:00 2011-054A

QuetzSat-1

8K82KM Proton-M/Briz-M (93522/99524) Baikonur, LC200 PU-39

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

Xichang, LC2

5.320

4.600

8.506

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Em Órbita

Lançamentos orbitais previstos para Novembro e Dezembro de 2011 Dia

Lançador

Carga

Local

1

CZ-2F Chang Zheng-2F (Y8)

SZ-8 Shenzhou-8

Jiuquan, 921

4

8K82KM Proton-M/Briz-M (99523/53539)

Uragan-M (3x)

Baikonur, LC81 PU-24

8 (1916:00UTC) Zenit-2SLB (SLB40.1)

Fobus-Grunt YH-1 YingHuo-1

Baikonur, LC45 PU-1

9

JCSAT-13 INSAT-3D

CSG Kourou, ELA3

14 (0414:05UTC)11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-038)

Soyuz TMA-22 (232 ISS-28S)

Baikonur, LC1 PU-5

16

8K82KM Proton-M/Briz-M

SES-4

Baikonur, LC200 PU-39

22

14A14-1B Soyuz-2-1B/Fregat (218/1030)

Uragan-M

GIK-1 Plesetsk, LC43/4

25 (1421:00UTC)Atlas-V/541

MSL 'Curiosity'

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

30

Falcon-9

Dragon COTS-2 Orbcomm-2G (2x) Orbcomm-AIS (2x)

Cabo Canaveral AFS, SLC-40

??

CZ-3C Chang Zheng-3C

BeiDou-2 ‘Compass-G5’

Xichang, LC3

5

14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (007/1027)

Globalstar (6x)

Baikonur, LC31 PU-5

10

8K82KM Proton-M/Briz-M (93523/99525)

Luch-5A Amos-5

Baikonur, LC200 PU-39

11

PSLV-C19 (PSLV-XL)

RISAT-1 Venta-1

Satish Dawa, Ilha Sriharikota

14

Taurus-II

Cygnus Demo

Wallops Island, LP-0A

19

Soyuz-STA/Fregat

Pléiades-1 ELISA-1, ELISA-2 ELISA-3, ELISA-4 SSOT

CSG Kourou, ZLS

25

14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (164/1024)

Meridian-15L

GIK-1 Plesetsk, LC43/4

25

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E

NigComSat-1R

Xichang, LC2

26

11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-039)

Soyuz TMA-03(703 ISS-29S)

Baikonur, LC31 PU-6

??

CZ-4B Chang Zheng-4B

ZY-3 ZiYuan-3

Taiyuan, LC9

ovembro

Ariane-5ECA (VA205)

Dezembro

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados Soyuz TMA-22 (ISS-28S) 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-038) Baikonur, LC1 PU-5 14 – ovembro – 2011

Anton Nikolayevich Shkaplerov (1) Anatoli Alexeiyevich Ivanishin (1) Daniel Christopher Burbank (3)

Gennadi Ivanovich Padalka Sergei Nikolayevich Revin Joseph Michael Acaba

Soyuz TMA-03M 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-039) Baikonur, LC31 PU-6 16 – Dezembro – 2011

Oleg Dmitriyevich Kononenko (1) Donald Roy Pettit (3) André Kuipers (2)

Yuri Ivanovich Malenchenko Sunita Lyn Williams Akihiko Hoshide

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita

30 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG Gennadi Ivanovich Padalka (4); Sergei Nikolayevich Revin (1); Joseph Michael Acaba (2) Oleg Viktorovich Novitsky; Yevgeni Tarelkin; Kevin Anthony Ford

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Abril de 2012 Shenzhou-9 CZ-2F Chang Zheng-2F (Y9) Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield; Thomas Henry Marshburn

Jiuquan, 921 (SLS-1)

30 de Maio de 2012 Soyuz TMA-05M 11A511U-FG Soyuz-FG Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield; Thomas Henry Marshburn

Baikonur, LC1 PU-5

26 de Setembro de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG Oleg Viktorovitch Novitsky (1); Yevgeni Igorevich Tarelkin (1); Kevin Anthony Ford (2) Pavel Vladimirovich Vinogradov; Alexander Alexandrovich Misurkin; Christopher John Cassidy

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Outubro de 2012 Shenzhou-10 CZ-2F Chang Zheng-2F (Y10) Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield; Thomas Henry Marshburn

Jiuquan, 921 (SLS-1)

27 de ovembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Maksim Viktorovich Surayev; Luca Salvo Parmitano; Karen LuJean Nyberg

Baikonur, LC1 PU-5

2 de Abril de 2013 Soyuz TMA-08M 11A511U-FG Soyuz-FG Pavel Vladimirovich Vinogradov; Alexander Alexandrovich Misurkin; Christopher John Cassidy Oleg Valeriyevich Kotov; Sergey Nikolayevich Ryazansky; Michael Scott Hopkins

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Maio de 2013 Soyuz TMA-09M 11A511U-FG Soyuz-FG Maksim Viktorovich Surayev; Luca Salvo Parmitano; Karen LuJean Nyberg Mikhail Vladislavovich Tyurin; Koichi Wakata; Richard Alan Mastracchio

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Setembro de 2013 Soyuz TMA-10M 11A511U-FG Soyuz-FG Oleg Valeriyevich Kotov; Sergey Nikolayevich Ryazansky; Michael Scott Hopkins Alexander Vikentyevich Skvortsov; Oleg Germanovich Artemyev; Steven Ray Swanson

Baikonur, LC1 PU-5

?? de ovembro de 2013 Soyuz TMA-11M 11A511U-FG Soyuz-FG Mikhail Vladislavovich Tyurin; Koichi Wakata; Richard Alan Mastracchio

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Março de 2014 Soyuz TMA-12M 11A511U-FG Soyuz-FG Alexander Vikentyevich Skvortsov; Oleg Germanovich Artemyev; Steven Ray Swanson

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Maio de 2014 Soyuz TMA-13M Fyodor Yurchkhin; Gregory Reid Weisman; Alexander Gerst

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Setembro de 2014 Soyuz TMA-14M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de ovembro de 2014 Soyuz TMA-15M 11A511U-FG Soyuz-FG Cosmonauta russo; Astronauta da ESA ou da JAXA; Astronauta dos EUA

Baikonur, LC1 PU-5

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Em Órbita

Futuras Expedições e actividades na ISS A Expedição 29 é 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 14 de Novembro 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 116 / Outubro 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 TMA-03M a 26 de Dezembro de 2011. Shkaplerov, Ivanishin e Burbank regressam à Terra a 14 de Março de 2012.

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (EUA), André Kuipers (Holanda), Gennadi Padalka (Rússia), Sergei Revin (Rússia) e Joseph Acaba (EUA), sendo estes três últimos lançados a 30 de Março de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Sergei Revin (Rússia), Joseph Acaba (EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Sunita Williams (EUA) e Akihiko Hoshide (Japão), sendo estes três últimos lançados a 30 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.

Actividades futuras na ISS As próximas actividades que serão levadas a cabo na estação espacial internacional.

2011 Outubro 5 (2105UTC) – manobra de elevação orbital da ISS utilizando os motores do módulo Zvezda: ∆V 3,3m/s 19 (1602UTC) – manobra de elevação orbital da ISS utilizando os motores do módulo Zvezda: ∆V 1,7m/s 26 (1233UTC) – manobra de elevação orbital da ISS utilizando os motores do módulo Zvezda: ∆V 1,0m/s 29 – Separação do veículo de carga Progress M-10M do módulo Pirs 30 – Lançamento do veículo de carga Progress M-13M ovembro 2 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-13M ao módulo Pirs 14 – Lançamento da Soyuz TMA-22 tripulada por Shkaplerov, Ivanishin e Burbank 16 – Acoplagem do Soyuz TMA-22 ao módulo Poisk 22 – Separação da Soyuz TMA-02M do módulo Rassvet e aterragem (tripulada por Volkov, Furukawa e Fossum) Dezembro 1 – Manobra de elevação orbital da ISS utilizando os motores do módulo Zvezda 14 – Manobra de elevação orbital da ISS utilizando os motores do módulo Zvezda 26 – Lançamento da Soyuz TMA-03M tripulada por Kononenko, Kuipers e Pettit 28 – Acoplagem da Soyuz TMA-03M ao módulo Rassvet 2012 Janeiro 25 – Separação do veículo de carga Progress M-13M do módulo Pirs 25 – Lançamento do veículo de carga Progress M-14M 28 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-14M com o módulo Pirs

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Em Órbita Final de Janeiro / Fevereiro (a determinar) – lançamento do veículo de carga Dragon (SpX-D) (a determinar) – separação do satélite Chibis-M do veículo de carga Progress M-13M (a determinar) – reentrada do Progress M-13M February (a determinar) – Dragon (SpX-D) captura a acoplagem ao porto nadir módulo Harmony utilizando o SSRMS (a determinar) – separação do veículo de carga Dragon do módulo Harmony e libertação pelo SSRMS 14 – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-30) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Kononenko e Shkaplerov Março 7 – Lançamento do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" 16 – Separação da Soyuz TMA-22 do modulo Pirs e aterragem com os cosmonautas Shkaplerov, Ivanishin e Burbank 19 – Acoplagem do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" ao módulo Zvezda 30 – Lançamento da Soyuz TMA-04M com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba Abril 1 – Acoplagem da Soyuz TMA-04M com o módulo Poisk 24 – Separação do veículo de carga Progress M-14M do módulo Pirs 25 – Lançamento do veículo de carga Progress M-15M 27 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-15M ao módulo Pirs Maio (a determinar) – lançamento do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" (a determinar) – captura do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" e acoplagem ao módulo Harmony utilizando o SSRMS (a determinar) – actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-31) desde a escotilha do módulo Pirs 16 – Separação da Soyuz TMA-03M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Kononenko, Kuipers e Pettit 30 – Lançamento da Soyuz TMA-05M com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams e Hoshide Junho 1 – Acoplagem da Soyuz TMA-05M com o módulo Rassvet Junho / Julho – separação do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" do módulo Harmony e libertação pelo SSRMS Julho 24 – Separação do veículo de carga Progress M-15M do módulo Pirs 25 – Lançamento do veículo de carga Progress M-16M 27 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-16M ao módulo Pirs Agosto (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-32) desde a escotilha do módulo Pirs (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest 27 – Separação do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" do módulo Zvezda Setembro 12 – Separação da Soyuz TMA-04M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba 26 – Lançamento da Soyuz TMA-06M com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford

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Em Órbita 28 – Acoplagem da Soyuz TMA-06M com o módulo Poisk Outubro 23 – Lançamento do veículo de carga Progress M-17M 25 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-17M com o módulo Zvezda ovembro 16 – Separação da Soyuz TMA-05M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams, Hoshide 30 – Lançamento da Soyuz TMA-07M com os cosmonautas Romanenko, Hadfield e Marshburn (a determinar) – actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-33) desde a escotilha do módulo Pirs Dezembro 2 – Acoplagem da Soyuz TMA-07M com o módulo Rassvet 12 (a determinar) – lançamento do módulo MLM "Nauka" 13 (a determinar) – separação do veículo de carga Progress M-16M com o módulo Pirs do módulo Zvezda e reentrada 20 (a determinar) – acoplagem do módulo MLM "Nauka" com o módulo Zvezda 2013 Janeiro (a determinar) – actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-34) desde a escotilha do módulo Poisk (a determinar) – actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-35) desde a escotilha do módulo Poisk 29 – Lançamento do veículo de carga Progress M-18M 31 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-18M com o módulo Nauka Fevereiro 27 – Separação do veículo de carga Progress M-17M do módulo Zvezda 28 – Lançamento do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein" Março 8 – Acoplagem do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein" com o módulo Zvezda 19 – Separação da Soyuz TMA-06M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford Abril 2 – Lançamento da Soyuz TMA-08M com os cosmonautas Vinogradov, Misurkin e Cassidy 4 – Acoplagem da Soyuz TMA-08M com o módulo Poisk

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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

11 Ago. 1445 24 Ago. 27 Ago 0320 01 Set. 01 Set. 03 Set. 08 Set. 24 Set. 26 Set. 27 Set. 29 Set. 30 Set.

1353 1354 0946

ome

Lançador

Local

HTV-2b

Minotaur-IV Lite Blue Origin Bulava

Vandenberg AFB, SLC-8 Van Horn, Texas Yuri Dolgoruky, Mar Branco

ARAV (?) Aegis KV

Terrier-Oriole SM-3 Blok-1B Topol Terrier Mk12 Shourya Prithvi-2 RS-24 Yars Liner Agni-2

Kauai USS Lake Erie CG-70, Kauai GIK-1 Plesetsk Wallops Island ITR Chandipur ITR Chandipur, IC3 GIK-1 Plesetsk K-114, Mar de Barents ITR Chandipur, IC4

NASA 12.076GT 0900 0320 0708 0400

Altitude (km)

10

220

1 Setembro – Teste Aegis No dia 1 de Setembro de 2011 a agência MDA (Missile Defense Agency) levou a cabo um teste de intercepção, porém os resultados não foram os esperados. Segundo a MDA no dia 1 de Setembro pelas 1353UTC foi lançado desde o U.S. avy’s Pacific Missile Range Facility localizado na Ilha de Kauai, Havai, um míssil balístico de curto alcance propulsionado por um foguetão-sonda Terrier-Oriole. Cerca de 90 segundos mais tarde (1354UTC) foi lançado um míssil de intercepção Standard Missile-3 (SM-3) Block-1B a partir do cruzador USS Lake Erie (CG-70), mas a intercepção não foi conseguida. Este foi um voo teste da versão mais avançada do míssil interceptor SM-3 Block-1B. Será levada a cabo uma investigação para determinar o fracasso do teste. Já ocorreram 22 intercepções bem sucedidas em 27 testes desde o início dos testes do sistema Aegis Ballistic Missile Defense em 2002, incluindo uma intercepção bem sucedida de um satélite militar por um míssil SM-3 Block-1A modificado em Fevereiro de 2008.

3 Setembro – RT-2PM Topol A Rússia levou a cabo um teste de um míssil balístico intercontinental RT-2PM Topol às 0946UTC do dia 3 de Setembro de 2011. O míssil estava equipado com uma nova ogiva desenhada para penetrar nos escudos de defesa anti-míssil. O lançamento deu-se desde o Cosmódromo GIK-1 Plesetsk, na região de Arkhangelsk. Segundo o Comando Estratégico de Mísseis da Rússia, a ogiva experimental atingiu o alvo designado com grande precisão em Kura na Penínsila de Kamchatka a 6.000 km de distância. Este míssil terá sido fabricado em 1988 e permanecido em serviço até Março de 2011. O lançamento vem assim confirmar o tempo de serviço útil de 23 anos. Um teste anterior levado a cabo em 2010 havia já prolongado o tempo de serviço dos mísseis Topol de 21 anos para 23 anos que havia sido anteriormente confirmado num teste executado em Outubro de 2007.

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Em Órbita O propósito oficial do teste foi o de confirmar a estabilidade das características técnicas dos mísseis deste tipo e para testar futuras cargas de combate dos mísseis balísticos intercontinentais. A ogiva que foi utilizada neste teste foi descrita como uma «ogiva experimental». Muito provavelmente, o voo envolveu tecnologias de defesa anti-míssil. Os mísseis Topol têm sido utilizados para a realização destes testes no passado – no teste levado a cabo em Dezembro de 2010, o míssil foi lançado desde Kapustin Yar em direcção à zona de testes de Sary-Sharan. O míssil RT-2PM Topol / SS-25 Sickle Tendo o tamanho aproximado do míssil americano Minutman, o RT-2PM Topol transporta uma única ogiva sobre um sistema de propulsão de três estágios. O míssil é móbil, sendo transportado por estradas, sendo capaz de sobreviver a ataques inimigos e capaz de realizar operações de recarregamento e disparo. Pode operar de qualquer lugar e através de instalações que possuem telhados ou coberturas móveis (tal como os que existem nas bases de armazenamento do diversos batalhões operacionais). O míssil tornou-se operacional junto das forças militares soviéticas em 1985. Uma área total de cerca de 190.000 km2 pode ser necessária para colocar uma força de 500 mísseis deste tipo. Um número muito mais elevado de pessoal para a manutenção das versões móveis do que dos mísseis fixos, e a manutenção e operação dos mísseis móveis tornam o sistema significativamente mais dispendioso. O míssil RT-2PM de três estágios a combustível sólido tornou-se no primeiro míssil balístico intercontinental móvel da União Soviética. Foi colocado ao serviço após quase duas décadas de tentativas sem sucesso por parte de vários bureaus de desenho para desenvolver um míssil deste tipo. O Topol surge na linha do desenvolvimento de mísseis móveis tais como o RT-21 Temp-2S (SS-16 SS-X-16 Sinner) e do RT21M Pioneer (SS-20 Saber), sendo colocado ao serviço como um substituto do UR-100 (SS-11 Sego). Todos os estágios do RT-2PM são fabricados em materiais compósitos. Durante o funcionamento do terceiro estágio, é implementado um controlo de voo através de quatro aletas. Quatro superfícies aerodinâmicas posteriores são utilizadas para estabilização. Durante a ignição do segundo e do terceiro estágio, é injectado gás para a parte divergente da tubeira. Com uma capacidade de carga de 1.000 kg, o Topol transporta uma única ogiva de 550 KT e uma capacidade de precisão de 900 metros de acordo com fontes russas (ou 300 metros de acordo com fontes ocidentais). O míssil é transportado num contentor sobre um veículo de lançamento móvel. O sistema de lançamento e transporte está colocado sobre um chassis de sete eixos todo-o-terreno que incorpora sistemas hidráulicos e cilindros com uma capacidade de várias toneladas para elevar e nivelar o sistema de lançamento, aumentar a velocidade elevação (em combate) ou abrandar (manutenção) o contentor com o míssil para uma posição vertical. O sistema de lançamento e transporte é acompanhado por um posto de comando móvel que transporta as instalações de suporte sobre um chassis de quatro eixos num transporte articulado. O complexo está equipado com sistemas de navegação inercial que providencia a capacidade para levar a cabo o lançamento independentemente dos locais de operação no terreno. Estes subsistemas de suporte de navegação e topo-geodésicos, permite que a tripulação leve a cabo o lançamento de mísseis a partir de qualquer ponto. O desenvolvimento do Topol foi aprovado em 19 de Julho de 1977 e levado a cabo pelo Instituto de Tecnologia Térmica de Moscovo. Os voos de ensaio foram levados a cabo a partir do Cosmódromo NIIP-53 GNIIP Plesetsk (agora GIK-1)25 de 8 de Fevereiro a 23 de Dezembro de 1985. Durante este período o sistema de organização de batalha constituiu o principal problema para ser resolvido. Após a conclusão da primeira série de testes em Abril de 1985, o primeiro regimento com mísseis RT-2PM Topol foi colocado ao serviço no dia 23 de Julho de 1985. No entanto os trabalhos para melhoras o sistema de organização de batalha continuaram e o primeiro regimento que utilizava centros de combate modernizados foi colocado em alerta a 27 de Maio de 1988 em Irkustk. Os ensaios e teste com o Topl foram finalmente concluídos no dia 23 de Dezembro de 1987.

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GIK-1 – Gosudarstvennyy Ispytatelnyy Kosmodrom (1º Cosmódromo Estatual), controlado pelas Forças Militares Espaciais da Federação Russa (VKS). IIP-53 GIIP – 53-y auchno-Issledovatelskiy Ispytatelnyy Poligon (53º Polígono Estatual de Pesquisa Científica) Gosudarstvennyy auchno-Issledovatelskiy Ispytatelnyy Poligon (Polígono Estatual de Pesquisa Científica), controlada pelas Forças Estratégicas de Foguetões. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Em Órbita Na altura da assinatura do tratado START-1 em 1991 a União Soviética havia colocado no terreno 288 mísseis Topol. Em finais de 1996 existiam 360 mísseis deste tipo no terreno. O Topol foi colocado em locais já preparados anteriormente. Após o tratado INF que foi assinado em 1987, vários locais onde anteriormente se encontravam mísseis RT-21M Pioneer foram adaptados para os mísseis Topol. Os Estados Unidos expressaram então preocupações durante as negociações do INF. Quando o sistema Topol foi colocado em serviço com o míssil colocado no interior de um contentor e montado num lançador, os americanos argumentaram que o contentor poderia esconder um míssil RT-21M Pioneer. O factor que distinguia os dois sistemas, tal como argumentavam os americanos, era o facto de o RT21PM possuir uma única ogiva enquanto que o RT-21M possuía três ogivas. Após discussões consideráveis, ao lado soviético concordou em permitir a equipas de inspecção o direito de utilizar equipamento de detecção de radiações para medir o fluxo de neutrões que emanava do contentor. Um contentor de lançamento com um míssil no seu interior que contém uma única ogiva (Topol) emite um padrão de radiação distinto de um míssil contendo três ogivas (Pioneer). Num memorando de entendimento assinado a 21 de Dezembro de 1989, a União Soviética e os Estados Unidos concordaram em procedimentos para a obtenção dessas medições durante as inspecções aos locais de lançamento. Como as provisões do tratado SALT-2 proíbem a utilização de mais do que um novo míssil (que se veio a tornar no RT-23UTTh), foi oficialmente declarado pela União Soviética que o RT-2PM Topol seria melhorado para substituir os mísseis RT-2P (SS-14 Scamp / Scapegoat) colocados em silos subterrâneos. O governo americano discordou deste ponto de vista argumentando que o míssil era 5% maior e que possuía uma maior capacidade de cargo do que o RT-2P. Um míssil Topol contendo duas ogivas MIRV pode ter sido testado em 1991 e o míssil foi testado pelo menos uma vez com quatro ogivas MIRV, mas posteriormente não se procedeu ao desenvolvimento de outras versões com ogivas múltiplas. Este facto tornou-se num ponto de discussão durante a conclusão das negociações do tratado START em 1991, numa altura em que os Estados Unidos pressionaram por uma definição de “descarga” (remoção das ogivas dos mísseis) que iria complicar qualquer tentativa da URSS em colocar ao serviço ogivas múltiplas no Topol. A Rússia planeia reequipar 400 silos nos quais os mísseis UR-100 (SS-11 Sego), RT-2P (SS Scamp) e UR-100MR (SS-17 Spanker) estão localizados. De acordo com o tratado START-II é permitido à Rússia colocar 90 mísseis de combustível sólido com uma única ogiva em silos reequipados utilizados pelos mísseis R-36M (SS-18 Satan). As inspecções às operações de reconversão dos silos são um aspecto particularmente importante da verificação do START-II de acordo com o protocolo de procedimentos que regulamenta a eliminação de mísseis balísticos intercontinentais pesados e nos procedimentos de regulamenta as conversões dos silos de lançamento de mísseis balísticos intercontinentais pesados. Os inspectores americanos poderiam testemunhar fisicamente a colocação de cinco metros de cimento no fundo dos silos ou medir a profundidade destes após a colocação do cimento. Apesar do tratado proibir a colocação em tais silos de mísseis com um contentor de lançamento superior a 2,5 metros de diâmetro, existe a possibilidade da Rússia modificar os silos dos mísseis R-36M de forma a permitir que sejam utilizados por mísseis diferentes dos que foram declarados. O desmembramento da União Soviética teve um impacto significativo no programa de mísseis Topol. A fábrica que construía o veículo de transporte do Topol está localizada na Bielorrússia e 90% dos componentes do sistema de orientação eram fabricados na Ucrânia. Em Dezembro de 1995, 65 dos RT-2PM originalmente colocados na Bielorrússia haviam sido transferidos para a Rússia. Nessa altura a Bielorrússia possuía dois regimentos móveis operacionais no seu território, com um total de 18 ogivas nucleares. Em Julho de 1992 a Bielorrússia assinou um acordo com a Rússia que colocava os regimentos sobre controlo exclusivo da Rússia. Em Setembro de 1993, Moscovo e Misnk assinaram um acordo que previa o regresso destes mísseis e todo o material de suporte para a Rússia até finais de 1996. Um total de 81 mísseis e ogivas associadas foram transportados para a Rússia a partir da Bielorrússia. Em finais de 1990 a falta de recursos e de pessoal qualificado forçou a marinha russa a reduzir as operações de uma forma considerável, com não mais de um ou dois regimentos de mísseis Topol móveis colocados no terreno.

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8 de Setembro – NASA 12.076GT / Terrier Mk12 A 8 de Setembro de 2011 a NASA levou a cabo um teste de um foguetão-sonda desde Wallops Island. Aparentemente o segundo estágio do lançador era composto por um modelo e o lançamento terá atingido somente 10 km de altitude. O objectivo desta missão foi o de verificar as modificações ao desenho introduzidas no Terrier Mk12 para compensar a diminuição dos grãos do propulsor sólido que ocorrem com o passar dos anos.

24 de Setembro – Shourya Às 0900UTC do dia 24 de Setembro de 2011 a Índia levou a cabo um teste do míssil balístico terra-terra Shourya. O lançamento foi levado a cabo desde um complexo de lançamento localizado no Integrated Test Range (ITR) em Chandipur, Orissa, no distrito de Balassore. O míssil, com um alcance de 600 km foi lançado desde um contentor e atingiu o alvo localizado na Baía de Bengala. O Shourya pode ser equipado com ogivas convencionais e nucleares.

26 de Setembro – Prithvi-2 Um novo teste de um míssil balístico por parte da Índia teve lugar às 0320UTC do dia 26 de Setembro de 2011 com o lançamento de um míssil Prithvi-2. O lançamento teve lugar desde o Complexo de Lançamento 3 do ITR Chandipur. Após um voo de cerca de 500 segundos, atingiu um alvo localizado na Baía de Bengala com uma precisão de menos de 10 metros. O teste atingiu todos os objectivos do programa e decorreu como previsto. Um conjunto de radares, sistemas electro-ópticos e estações de telemetria localizadas ao longo da costa seguiram o míssil ao longo do seu voo. Um navio de guerra localizado perto do local de impacto observou os segundos finais do teste. O Prithvi-2 é um míssil de um só estágio de propolentes líquidos e está equipado com um sistema avançado de navegação inercial, controlo e orientação, podendo transportar uma carga de 500 kg a 1.000 kg até uma distância de 350 km.

27 Setembro – RS-24 Yars Um protótipo de um míssil RS-24 Yars modificado despenhou-se pouco depois do lançamento que ocorreu às 0708UTC do dia 27 de Setembro de 2011 desde o Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. Pouco depois do lançamento o míssil desapareceu dos sistemas de radar e os seus destroços seriam encontrados pelas 0910UTC por um grupo de busca a bordo de um helicóptero Mi-8 a cerca de 8 km do local onde se encontrava a plataforma móvel de lançamento. O teste foi levado a cabo no âmbito de um programa para o desenvolvimento de um novo míssil. Segundo informações do jornal Kommersant que citava uma fonte no Ministério da Defesa Russo, o primeiro estágio do míssil é idêntico ao do míssil TopolM/Yars. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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29 Setembro – Liner A Rússia testou com sucesso um míssil balístico intercontinental Liner no dia 29 de Setembro de 2011. O lançamento foi executado a partir do submarino K-114 Tula da Classe Projecto 667BDRM, fundeado no Mar de Barents. Todas as ogivas terão atingido o alvo localizado na zona de teste de Kura, Península de Kamchatka. Este míssil foi testado pela primeira vez em Maio de 2011 a partir do submarino Ekaterinburg e parece ser uma modificação do míssil R-29RM Sineva, transportando mais ogivas.

30 Setembro – Agni-2 Após os testes dos mísseis Shourya e Prithvi-2, a Índia levou a cabo a 30 de Setembro de 2011 um teste com o míssil balístico Agni-2. O lançamento teve lugar às 0400UTC a partir do Complexo de Lançamento IV do ITR Chandipur. O lançamento estava originalmente previsto para ter lugar a 2 de Setembro mas foi adiado devido a problemas técnicos. O míssil Agbi-2 é composto por dois estágios a combustível sólido e está equipado com sistemas de navegação de alta precisão. O míssil atingiu uma altitude máxima de 220 km. Todos os parâmetros do veículo foram seguidos por sistemas de radar e de telemetria.

Cronologia Astronáutica (LXXI) Por Manuel Montes -Julho de 1948: Os especialistas recomendam uma zona pantanosa da Florida para a instalação do polígono de testes de mísseis de largo alcance. A existência próxima do Oceano Atlântico facilitará o ensaio deste tipo de veículos. -14 de Julho de 1948: o primeiro míssil MX-774 (RTV-A-2) é lançado desde White Sands. Espera-se que alcance uns 160 km de altitude e que o seu cone seja recuperado com a ajuda de um pára-quedas, mas os seus motores actuam só durante 13 segundos (em vez de 75) devido a uma falha eléctrica. Por tanto, alcança apenas 2 km de altitude e se despenha a 180 metros da zona de lançamento. Apesar de tudo, demonstra-se a utilização de motores orientáveis e outras características que depois se incorporarão no míssil Atlas. Em relação aos motores do MX-774, o sistema XLR35-RM-1, fabricado pela Reaction Motors, está baseado no 6000C4 usado no avião-foguete X-1. Possui quatro câmaras de combustão, usa etano e oxigénio líquido e desenvolve um impulso de entre 3.450 e 3.800 kg. O XLR35-RM-1 abrirá caminho mais adiante ao XLR10-RM-2, pensado para impulsionar o foguetão-sonda Viking. -14 de Julho de 1948: Tikhonravov lê um relatório na Academia de Ciências da Artilharia no qual se descreve a possibilidade de alcançar velocidades e altitudes muito elevadas utilizando novos mísseis. Com a excepção de Korolev, a proposta não é bem recebida, por ser demasiado fantasiosa. -26 de Julho de 1948: O Aerobee A-7 é lançado 76 minutos antes do que a V-2 número 40. Ambos transportam 30 metros de filme e câmaras fotográficas para fotografias aéreas. O Aerobee alcança 108 km de altitude e cobre uma superfície de 550.000 km quadrados. São recuperadas as câmaras. Por seu lado, a V-2 sofre uma avaria na propulsão (o combustível deixa de fluir aos 61 segundos) o que deixa o seu apogeu a somente 86 km. Apesar de todo, fotografa uma zona de 1.480.000 km quadrados. -5 de Agosto de 1948: A V-2 número 43 é lançada desde White Sands e alcança 168 km de altitude. A missão pretende realizar observações da radiação solar e os raios cósmicos. Uma falha impede a transmissão dos resultados. Uma vez recuperado o cone, Robert Burnright, do NRL, examina o obscurecimento da emulsão fotográfica e infere que o Sol emite raios-x. -5 de Agosto de 1948: O oitavo Aerobee (NRL-1) realiza experiências solares e atmosféricas após alcançar 97 km de altitude. Será o primeiro de vários voos científicos patrocinados pelo NRL. -19 de Agosto de 1948: É lançado o segundo Bumper (BU-2) desde White Sands. Porém, fecha-se uma válvula na V-2 de forma prematura e apagam-se os motores. Só se alcançam 13 km de altitude já que o WAC não chegou a actuar.

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Em Órbita -Setembro de 1948: Inicia-se uma série de artigos dedicados à propulsão nuclear na revista técnica da British Interplanetary Society. Os seus autores são L.R. Shepherd e A.V. Cleaver. -2 de Setembro de 1948: É lançada desde White Sands a V-2 número 33. Alcança 151 km de altitude numa missão de medição da densidade e da pressão atmosféricas. O cone separa-se e é recuperado. -15 de Setembro de 1948: Decide-se continuar estudando o problema dos mísseis de longo alcance no programa Hermes, incluindo a possibilidade do lançamento de um satélite artificial. -17 de Setembro de 1948: É lançado o primeiro míssil soviético R-1. Chamado SS-1 no Ocidente e também 8A11 na URSS, está expressamente baseado na V-2 alemão, apesar do seu motor (RD-100) ter sido redesenhado por Glushko para obter mais 25% de impulso. Consume álcool e oxigénio líquido. O R-1 é um pouco mais alto que a V-2 (14,5 metros) e a sua ogiva explosiva permanecerá unida ao veículo em todos os momentos. Nesta primeira tentativa, uma falha no sistema de orientação provoca um desvio de 50º, e o veículo despenha-se a 10 km de distância. Um segundo R-1 falha também devido a um problema numa válvula de oxigénio. Os R-1 formarão o corpo de mísseis soviéticos durante os primeiros anos da Guerra-fria, entrando em operação em 1950. -21 de Setembro de 1948: Finaliza o desenvolvimento do motor XLR10-RM-2, encomendado em 1946 para propulsionar o foguetãosonda Viking. O seu impulso inicial será de cerca de 9.280 kg, apesar deste número aumentar em cerca de 500 kg durante os últimos voos da série. Nesta data realiza-se com êxito o último teste, o que propicia a sua aprovação por parte do aval Research Laboratory. -27 de Setembro de 1948: É lançado desde White Sands o segundo exemplar do míssil experimental MX-774. Actua melhor que o seu predecessor e alcança os 48 km de altitude. Porém, os motores param aos 16 km e o míssil explode no ar devido a uma pressão excessiva no tanque de oxigénio. -28 de Setembro de 1948: O NACA altera o nome do Aircraft Engine Research Laboratory para Lewis Flight Propulsion Laboratory, em honor do seu director, recentemente falecido. -30 de Setembro de 1948: O terceiro míssil Bumper (BU-3) é lançado desde White Sands. O primeiro estágio V-2 funciona perfeitamente, alcançando uns 150 km de altitude. Porém, o segundo estágio WAC-Corporal não funciona como previsto, explodindo pouco antes da separação. 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 “oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “C&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 Alexander Yurievich Kaleri (Soyuz TM-14; Soyuz TM-24; Soyuz TM-30; Soyuz TMA-3; Soyuz TMA-01M) Tempo total de voo: 769d 06h 35m 02s 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 Gennadi Ivanovich Padalka (Soyuz TM-28, TMA-4, TMA-14) Tempo total de voo: 585d 06h 29m 54s 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: 512d 23h 58m 10s As datas após o ‘Tempo total de voo’ indicam a altura em que deixou o activo.

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Em Órbita

Os 10 voos mais longos Valeri Vladimirovich Polyakov 437d 17h 58m 32s 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 51m 10s 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 22h 38m 58s 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 22h 38m 58s 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 11h 37m 59s 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 20h 00m 54s 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 22h 34m 47s 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 236d 22h 49m 04s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 2 de Outubro de 1984 (Soyuz T-11) Vladimir Alexeievich Solovyov 236d 22h 49m 04s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 2 de Outubro de 1984 (Soyuz T-11) Oleg Yurievich Atkov 236d 22h 49m 04s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 2 de Outubro 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

520

Segundo a USAF

526

Cosmonautas e Astronautas em órbita

517

128


Em Órbita

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

Rússia

110

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

9

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 – 520

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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 116 - Outubro de 2011  

Edição do Boletim Em Órbita referente ao mês de Outubro de 2011. Nesta edição: O regresso da Soyuz TMA-21; O novo sistema de lançamento da N...

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Edição do Boletim Em Órbita referente ao mês de Outubro de 2011. Nesta edição: O regresso da Soyuz TMA-21; O novo sistema de lançamento da N...

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