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Em Órbita Em Órbita n.º 121 (Vol. 12) – Fevereiro de 2012

O Em Órbita está no Twitter Visite-nos no Twitter em http://twitter.com/zenite_nu Índice As odisseias espaciais de Richard Linnehan O fim do caminho para a Fobos-Grunt Lançamentos orbitais em Janeiro de 2012 O primeiro lançamento de 2012 China lança novo satélite meteorológico WGS-4 – Comunicações militares ultra-rápidas O primeiro Progress de 2012 Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Lançamentos orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2012 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições e actividades na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXXIV) Explicação dos termos técnicos

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O Em Órbita errou Ao contrário do que foi referido na última edição do Boletim Em Órbita no artigo referente às acoplagens e regresso da Shenzhou-8, a segunda acoplagem entre esta e o módulo TianGong-1 teve lugar às 1153:36UTC e não às 1030UTC como foi indicado. Por outro lado, a separação do módulo de serviço ocorreu às 1045:21,047UTC e a retrotravagem entre as 1046UTC e as 1049UTC. A aterragem ocorreu às 1132:14UTC (um agradecimento a Igor Lissov pelos tempos). Pelo erro, apresentamos as nossas desculpas. - Japão). Esta é a Expedição 22.

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 primeiro foguetão da família Soyuz desde Kourou, Guiana Francesa. Imagem: ESA.

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As odisseias espaciais de Richard Linnehan Numa rara passagem por Portugal por parte de um astronauta (apesar de ser a segunda vez em menos de um ano que teve a oportunidade de conviver com alguém que já treinou ou participou num voo espacial), Richard Linnehan falou das odisseias espaciais de um astronauta numa palestra intitulada "Space Odysseys" realizada no Campus de Gualtar da Universidade do Minho, Braga. A palestra foi organizada pela Escola de Ciências da Universidade do Minho em colaboração com a Embaixada dos Estados Unidos da América. A palestra inseriu-se num programa de visita à universidade minhota de uma delegação da embaixada norte-americana e da Texas A&M University, da qual faz parte Richard Linnehan. A sua visita a Portugal enquadrou-se na vinda de uma delegação da Texas A&M University ao Colégio Pierre de Coubertain, em Santa Maria da Feira, na perspectiva de uma possível parceria entre estas instituições no âmbito do programa STEM (Science, Technology, Engeneering & Mathematics). A palestra iniciou-se com uma breve apresentação por parte do reitor da Universidade do Minho, António M. Cunha, seguida de uma breve apresentação do orador por parte da Presidente da Escola de Ciências da Universidade do Minho, Estelita Graça Lopes Rodrigues Vaz. Richard Linnehan, veterano de quatro missões a bordo do vaivém espacial, falou-nos em especial da sua última missão a bordo da estação espacial internacional (STS-123 em Março de 2008) e dos trabalhos de reparação e manutenção do telescópio espacial Hubble na missão STS-109, em Março de 2002. Percorrendo várias fotografias, Linnehan tirou partido da sua formação como veterinário e ambientalista para descrever com sensibilidade as suas emoções em relação ao voo espacial e ao nosso futuro como espécie exploradora. As fotografias escolhidas mostravam vários aspectos do seu treino espacial como das missões nas quais participou, passando em revista algumas fotografias obtidas pelo telescópio espacial Hubble como base de partida para explicar a necessidade de uma excelência na educação científica e tecnológica. A palestra teve como objectivo atrair os jovens para a Ciência, tornando-os cidadãos interventivos e que possam construir um futuro melhor. Após a apresentação, Linnehan respondeu a várias questões que versaram temas espaciais e em especial a forma como os astronautas respiram em microgravidade, a sua opinião sobre a existência de vida no Universo para lá do nosso planeta, as sensações que sentiu na sua primeira missão espacial e a forma como se preparam os astronautas para as actividades extraveículares. Em termos pessoais foi para mim uma oportunidade de conhecer de perto um astronauta norteamericano e fiquei bastante surpreendido com a abertura e disponibilidade de Richard Linnehan em responder às perguntas colocadas. No final todos tiveram a oportunidade de obter um autógrafo de Linnehan e de tirar uma fotografia pessoal com o astronauta que respondendo a uma pergunta feita pelo Boletim Em Órbita e pelo astroPT, referiu que gostava de voltar ao espaço apesar de esta não ser uma decisão sua. Gostava de referir que para um antigo aluno da Universidade do Minho foi com muito orgulho que vi a minha alma mater receber um viajante cósmico e que pelo aspecto composto do auditório onde decorreu a palestra, seria um tipo de iniciativa a repetir no futuro. Não sendo um dos astronautas mais experientes em termos de tempo de voo espacial, Linnehan viajou quatro vezes no vaivém espacial. Nascido a 9 de Setembro de 1957, em Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Lowell, Massachusetts, frequentou o ensino secundário em Pelhan, New Hampshire, e recebeu o seu Bacharelato em Zoologia em 1980 pela Universidade do New Hampshire. Posteriormente completou o seu Doutoramento em Medicina Veterinária em 1985 pela Universidade Estadual do Ohio. Após completar o seu doutoramento, Linneham ingressou na carreira veterinária e de seguida recebeu uma bolsa de investigação por dois anos em medicina animal e patologia comparativa no Jardim Zoológico de Baltimore e na Universidade de Johns Hopkins. Em 1989 ingressou no Exército dos Estados Unidos, sendo comissionado para o Centro Naval de Sistemas Oceânicos em San Diego, Califórnia, tendo aí executado as funções de veterinário clínico no Projecto dos Mamíferos Marinhos. Foi seleccionado para astronauta em Março de 1992 e em Agosto do ano seguinte completava o treino e o curso que o qualificou como especialista de voo do vaivém espacial. A sua primeira função como astronauta foi no Laboratório de Integração de Aviónicos do Vaivém Espacial. Participou em quatro missões espaciais: STS-78 a bordo do vaivém espacial OV-102 Columbia, uma missão para estudar as ciências da vida e a microgravidade (foi o 219º astronauta dos Estados Unidos juntamente com Charles Eldon Brady, Jr. e o 347º ser humano a realizar um voo espacial orbital juntamente com Jean-Jacques Favier, Charles Eldon Brady Jr. e Robert Brent Thirsk); STS-90 (Columbia), uma missão para estudar os efeitos da microgravidade no cérebro e no sistema nervoso (foi o 158º astronauta dos Estados Unidos e o 214º ser humano a realizar duas viagens espaciais orbitais); STS-109 (Columbia), a quarta missão de reparação e manutenção do telescópio espacial Hubble (114º astronauta dos Estados Unidos e o 149º ser humano a realizar três missões espaciais orbitais juntamente com Scott Douglas Altman); e STS-123 (OV-105 Edeavour), uma missão que transportou parte do laboratório espacial japonês Kibo para a estação espacial internacional (foi o 76º astronauta dos Estados Unidos e o 89º ser humano a realizar quatro missões espaciais orbitais juntamente com o astronauta Dominic Lee Pudwill Gorie). No total acumulou 59 dias 12 horas 3 minutos e 4 segundos de experiência em voo espacial e um total de 42 horas e 11 minutos de experiências em seis actividades extraveículares.

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O fim do caminho para a Fobos-Grunt Em órbita em torno da Terra, a Fobos-Grunt aguardava que algum milagre a pudesse salvar de um destino que estava traçado a partir do momento no qual os seus motores não se activaram para executar a sua primeira manobra orbital. Após inúmeros e inglórios esforços por parte dos controladores russos, não seria possível salvar a sonda e mais uma vez a maldição de Marte terminava com uma ambiciosa missão russo ao planeta vermelho. Vítima de um sistema de velhos hábitos, a Fobos-Grunt terminaria a sua miséria com uma reentrada destrutiva sobre o Oceano Pacífico. Lançamento e tentativas de recuperação Os preparativos para o lançamento começaram a 8 de Novembro com o carregamento das baterias da sonda e com o controlo da temperatura e pressão no interior da carenagem de protecção do lançador. Pelas 0400UTC teve lugar uma reunião da Comissão Estatal que analisou os resultados dos testes e deu autorização para o início do abastecimento do foguetão lançador. Os preparativos para o lançamento decorrerem sem qualquer problema e os motores do primeiro estágio do foguetão lançador entraram em ignição às 2016:02,871UTC do dia 8 de Novembro.

O final da queima e separação do primeiro estágio teve lugar pelas 2018:32UTC, com os motores do segundo estágio a entrarem em ignição. Durante a queima do segundo estágio ocorre a separação das duas metades da carenagem de protecção. O segundo estágio termina a sua queima pelas 2024:33UTC e a Fobos-Grunt separava-se pelas 2027:27UTC. A sonda ficava numa órbita inicial com um apogeu a 347 km de altitude, perigeu a 207 km de altitude e inclinação orbital de 51,4º. A fase inicial de separação foi monitorizada pelas estações terrestres e confirmada pela telemetria recebida do segundo estágio do lançador e do transmissor a bordo da Fobos-Grunt. A telemetria recebida da Fobos-Grunt mostrava que todos os seus sistemas de bordo estavam operacionais, com os painéis solares tendo-se colocado em posição e que o sistema de orientação e estabilização havia orientado a sonda correctamente em relação ao Sol, garantindo assim a possibilidade de se recarregar as baterias. Além do mais, o computador de bordo estava funcional e o sensor solar óptico estavam a funcionar, bem como as baterias no estágio de cruzeiro estavam a carregar. A primeira manobra orbital da Fobos-Grunt deveria acontecer pelas 2255:48UTC com o motor do sistema de propulsão MDU a ser activado para propulsionar a sonda para uma órbita com um apogeu a 4.170 km e um perigeu a 250 km. A Fobos-Grunt ficaria numa órbita na qual demoraria cerca de 2 horas e 12 minutos a completar uma revolução em torno do planeta. Após permanecer nesta órbita por 2 horas e 6 minutos, o MUD entraria de novo em funcionamento para propulsionar a sonda para Marte. Logo após o lançamento a Roscosmos e a NPO Lavochkin anunciaram o sucesso deste, mas não referiram qualquer informação relativa ao sucesso das posteriores manobras. Da mesma forma, os órgãos de comunicação social russo alinhavam com a direcção geral da agência espacial e anunciavam a nova era na exploração de Marte. No entanto, e horas depois do lançamento, escassearam as notícias sobre a missão numa clara sensação de que algo não correra muito bem. As primeiras referências a um possível problema surgiram de Ted Molczan, um famoso observador de satélites, que afirmava que a sonda não havia alterado a sua órbita em resultado da primeira queima. Por outro lado, surgiam referências de que a agência espacial russa ou mesmo a NPO Lavochkin não haviam recebido qualquer telemetria da Fobos-Grunt. As informações oficiais sobre o estado da Fobos-Grunt eram inexistentes. Na prática, era como se existisse um blackout informativo sobre a missão e muito do debate que entretanto se ia desenvolvendo sobre a missão, partia de conjunturas e suposições, por vezes de rumores. Uma fonte referiu que a antena de espaço profundo localizada em Goldstone, a Califórnia, havia detectado um sinal Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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proveniente da sonda e segundo esta informação, a Fobos-Grunt estava a transmitir telemetria em todas as frequências disponíveis num claro sinal de que havia problemas a bordo1. Segundo os dados «disponíveis», a sonda estaria num modo de segurança, o que por si só era indicativo de problema, deixando no entanto a porta aberta para um possível resolução do problema. Para além de Goldstone, aparentemente uma estação localizada na Europa teria recebido um sinal da Fobos-Grunt existindo no entanto algumas indicações de que os painéis solares não estariam orientados em relação ao Sol na altura em que o computador teria enviado o sinal para que as baterias fossem recarregadas. Antes da missão, fora estabelecida uma rede social para a observação das ignições a partir da América do Sul. Os observadores foram aconselhados para procurar pistas visuais da ignição dos motores da unidade MDU da Fobos-Grunt e depois relatar as suas observações num fórum na Internet. Em resultado deste apelo, muitos foram aqueles que procuraram nos céus do Brasil algum sinal da ignição dos motores. Uma testemunha relatou ter visto o que lhe pareceu ser ignições. Porém, a observação pode ter sido confundida com algum reflexo dos painéis solares ou de outras superfícies mais reflectivas da sonda. Mais tarde foi referido que o centro de controlo da missão não conseguiria localizar a Fobos-Grunt ao longo do caminho de voo que estava previsto antes do lançamento e tendo por base os parâmetros orbitais previamente calculados. Tal não era de estranhar, pois a Fobos-Grunt não se encontrava lá! A sonda acabou por ser localizada horas mais tarde ainda na sua órbita inicial, sendo assim possível confirmar que o tanque exterior de combustível ainda se encontrava acoplado à unidade MUD. Infelizmente, não foi recebida qualquer telemetria da sonda. A reacção oficial à situação da Fobos-Grunt surge somente no dia 9 quando se admite que não teriam ocorrido nenhuma das duas manobras. Vladimir Popovkin, Presidente da Roscosmos, admitia a possibilidade de a Fobos-Grunt não ter estabelecido uma correcção orientação no espaço tanto através do sistema de controlo de atitude utilizando o sensor solar ou utilizando os sensores estelares, impedindo assim o comando automático que daria início á sequência de ignição. A situação não era nominal, mas não imprevisível e segundo Popovkin estavam a ser levados a cabo esforços para enviar a sequência de dados para a sonda para permitir a realização das manobras. O responsável espacial russo referia também que os especialistas teriam três dias para enviar a sequência de comando, numa indicação de que os painéis solares não estariam a recarregar as baterias da sonda. No entanto, um representante da NPO Lavochkin, havia referido anteriormente que a companhia havia recebido dados telemétricos da Fobos-Grunt que confirmavam que as baterias estavam a ser recarregadas e que a sonda estivera sempre orientada em relação ao Sol. Por esta altura surgia a questão de se saber qual o origem dos problemas de orientação da Fobos-Grunt. Estes seriam resultado de problemas relacionados com o software ou com o hardware? Esta questão era importante pois se enquanto que os problemas de software poderiam aparentemente ser resolvidos a partir do solo ao se enviar um novo conjunto de procedimentos, os problemas de hardware representariam por si só o fim da missão. Evento

Hora (UTC)

Lançamento

2016:03,145

Separação

2027:27,747

Iª ignição MDU

2255:47,981

Fim 1ª ignição MDU

2305:18,253

2ª ignição MDU

0102:48,870

Fim 2ª ignição MUD

0120:09,975

A sequência de lançamento e as manobras orbitais inicialmente previstas para a Fobos-Grunt. Após a separação a sonda ficaria numa órbita inicial a partir da qual o MDU executaria a sua primeira ignição. A segunda ignição colocaria a Fobos-Grunt numa trajectória para Marte. Fonte: IKI

Ainda a 9 de Novembro, era referido que seriam levadas a cabo tentativas para executar as manobras orbitais entre as 2300UTC do dia 9 e as 0100UTC do dia 10 de Novembro, com a sonda a entrar na área de cobertura de Baikonur pelas 1730UTC. Porém, somente uma estação de comunicações no cosmódromo estava equipada para fazer a recepção da telemetria da sonda e para enviar os novos comandos para as manobras orbitais. O dia 10 de Novembro não trouxe boas notícias sobre o estado da sonda ou sobre as tentativas de contacto com a mesma, que acabaram todas por ser um fracasso. Entretanto, um membro do fórum de debate espacial da revista russa Novosti Kosmonavtiki referia alguns detalhes cruciais sobre a fase inicial da missão. Aparentemente e imediatamente após atingir a órbita terrestre, as estações russas receberam dados telemétricos a partir do segundo estágio do foguetão lançador confirmando a separação da Fobos-Grunt. Durante a segunda órbita, o controlo da missão recebeu a única comunicação da sonda que confirmara que os painéis solares estavam abertos, que o veículo havia adquirido a orientação correcta em relação ao Sol e que todos os sistemas estavam a funcionar correctamente. Porém, e após a segunda órbita, a sonda estava muda e não havia sido recebida qualquer telemetria na noite anterior. A partir de Baikonur, os controladores tentaram reiniciar o computador da Fobos-Grunt e planeavam repetir a mesma tentativa durante a noite seguinte. Durante este dia várias estações de rastreio da agência espacial europeia localizadas na Austrália e em Kourou, tentaram sem sucesso contactar a sonda que se manteve silenciosa durante os dias 11 e 12 de Novembro apesar das tentativas levadas a cabo a partir de várias localizações

Curiosamente, vários observadores começaram a relatar que a sonda se movia nos céus sem criar qualquer brilho anormal de luz, uma evidência de que o sistema de controlo de atitude da sonda estava a controlar a posição da sonda em relação à Terra. Por outro lado, o NORAD ia publicando os parâmetros orbitais da Fobos-Grunt e estes iam mostrando que em vez de perder altitude, a FobosGrunt teria ganho alguns metros. Assim, em vez da esperada perda de 215 metros de altitude, a sonda havia elevado a sua altitude 1

Antes do lançamento a Fobus-Grunt fora programada para orientar a sua antena em direcção a Norte em caso de problemas antes das suas manobras orbitais sobre a América do Sul, facilitando assim o contacto com as estações no solo nos Estados Unidos, Europa e Rússia. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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orbital média em 138 metros (10 de Novembro), com o apogeu a não perder altitude e com o perigeu a ter um ganho de cerca de 300 metros. Como explicar estas alterações? Podendo tratar-se efectivamente de uma acção resultante da actividade do sistema de controlo de atitude, os dados poderiam também ser o resultado de medidas pouco fiáveis. No entanto, a 13 de Novembro os parâmetros orbitais da sonda mostravam que esta estava de novo a perder altitude. A 14 de Novembro, Anatoli Popovkin referia, durante a conferência de imprensa após o lançamento da Soyuz TMA-22, que as hipóteses de salvar a Fobos-Grunt eram muito pequenas ou quase inexistentes, mas que as tentativas de comunicar com a sonda iriam continuar até ao encerramento da janela de partida para Marte em princípios de Dezembro2. As últimas e derradeiras tentativas de contactar a Fobos-Grunt ocorreram entre 21 e 23 de Novembro com a agência espacial europeia a direccionar as suas estações em Kourou, Perth e Maspalomas, para levar a cabo as últimas tentativas para contactar a sonda. A estação de Perth, Austrália, teve várias passagens consecutivas da sonda, enquanto que a estação de Kourou conseguiu seguir a Fobos-Grunt por vários minutos3. Os primeiros sinais da Fobos-Grunt foram recebidos entre as 2021UTC e as 2028UTC do dia 22 de Novembro quando a estação de Perth transmitiu comandos fornecidos pela NPO Lavochkin. Devido às limitações técnicas da estação de Perth4, só poderia receber um sinal transportador que não continha qualquer telemetria. No entanto, a recepção do sinal era muito importante e confirmava que pelo menos o sistema de rádio a bordo da Fobos-Grunt estava operacional. Os dados recebidos foram então transferidos para os especialistas russos. Posteriormente, Perth acabou por recepcionar telemetria da sonda. Esta telemetria provinha do sistema de rádio do estágio de cruzeiro e tratava-se de uma telemetria de emergência que indicava o fornecimento normal de energia e a normal operação do equipamento de comunicações. Duas outras sessões de comunicações com Perth foram bem sucedidas e os dados enviados para a Rússia. No entanto, os especialistas não conseguiram ler estes dados devido a problemas resultantes com codificação e descodificação dos dados por causa da passagem dos mesmos por um sistema de descodificação europeu não compatível. A 24 de Novembro também as estações russas em Baikonur receberam telemetria da Fobos-Grunt. No entanto, outras sessões de comunicação neste dia e a 25 de Novembro não trouxeram qualquer resultado, com a sonda ficar novamente silenciosa, com o mesmo a acontecer a 26 e 27. Entretanto, a 28 de Novembro, e apesar de a sonda continuar silenciosa, os especialistas russos prepararam uma série de comandos com o intuito de elevar a órbita da Fobos-Grunt. Estes comandos seriam enviados a partir de Perth e de Baikonur, e mesmo sabendo que as probabilidades de estes comandos resultarem numa manobra efectiva por parte da sonda, os especialistas decidiram enviá-los na esperança de poderem prolongar a vida da sonda em órbita antes da sua reentrada, aumentando também a janela de comunicações com o veículo. As comunicações com a sonda foram tentadas a partir de Perth na noite de 28 para 29 de Novembro entre as 1821UTC e as 0347UTC. Ocorreram cinco sessões de comunicação, mas a Fobos-Grunt continuou silenciosa e a manobra de elevação orbital não foi bem sucedida. A 30 de Novembro foram enviados novos comandos a partir de Maspalomas para tentar activar o transmissor a bordo da FobosGrunt, mas mais uma vez tais esforços em várias sessões de comunicações não teriam resultados. A situação manteve-se nos primeiros dias de Dezembro com sucessivas tentativas de comunicações a não darem qualquer resultados. A 3 de Dezembro, era anunciado que segundo dados de radar norte-americanos, dois objectos ter-se-ão separado da Fobos-Grunt a 29 e 30 de Novembro. Os dois objectos rapidamente perderam altitude e um deles reentraria na atmosfera terrestre a 1 de Dezembro. As tentativas de comunicar com a sonda foram-se sucedendo, mas todas sem qualquer resultado e a 9 de Dezembro a agência espacial europeia anunciava que as tentativas para comunicar com a Fobos-Grunt nesse dia teriam sido os derradeiros esforços de estabelecer contacto com a sonda em órbita, no entanto outras tentativas seriam levadas a cabo posteriormente. Uma comissão que iria agrupar várias agências para analisar o fracasso da Fobos-Grunt foi anunciada pela agência espacial russa a 10 de Dezembro, com Yuri Koptev a ser designado o seu presidente. Yuri Koptev foi presidente da então Rosaviacosmos, a antiga designação da agência espacial russa, durante o período pós-soviético, sendo também antigo funcionário da NPO Lavochkin. A Roscosmos e o Ministério da defesa também formariam um grupo conjunto destinado a monitorizar a reentrada atmosférica da sonda. Este passo confirmava em definitivo que haviam terminado as hipóteses de salvar a Fobos-Grunt, porém, segundo a NPO Lavochkin, os esforços para contactar a sonda seriam mantidos até ao momento da sua reentrada.

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Anteriormente havia sido referido que a janela de partida para Marte se fechava a 20 de Novembro de 2011. Na realidade, a precessão orbital tornava impossível a partida para Marte após os primeiros dias de voo, no entanto seria possível a partida mais tardia à custa do gasto de propolente reservado para outras tarefas durante a missão. 3 A estação de Perth teve passagens de seis minutos às 2025UTC, 2157UTC e 2332UTC do dia 21 de Novembro, e às 0416UTC e 0549UTC do dia 22 de Novembro, enquanto que a estação de Kourou «escutou» a sonda entre as 1752UTC e as 1759UTC do dia 22 de Novembro. 4 A estação de Perth havia sido equipada com uma antena lateral à juntamente com um cone especial para enviar um sinal de apenas 3 watts para a sonda com o intuito de activar o seu transmissor. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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A 10 de Dezembro a Fobos-Grunt encontrava-se numa órbita com apogeu a 287 km de altitude, perigeu a 202 km de altitude, inclinação orbital de 51,41º e período orbital de 89,39 minutos. Nesta altura a sua reentrada estava prevista para o dia 9 de Janeiro, prevendo-se que cerca de 20 destroços com uma massa total de 200 kg pudessem sobreviver até atingir o solo. Um aspecto que levantou preocupação a muitos foi a presença de cerca de 10 microgramas de Cobalto-57 que fazia parte dos instrumentos científicos a bordo. Porém, a agência espacial russa garantia que o material radioactivo não iria sobreviver à destruição da sonda e que não representava qualquer perigo para o ambiente. Por outro lado, todo o propolente a bordo da sonda seria consumido a uma altitude de cerca de 100 km logo no início da reentrada. Na manhã do dia de ano novo de 2012, o observador francês Thierry Legault observou a Fobos-Grunt durante uma passagem sobre território francês. Nas imagens que obteve é visível a Fobos-Grunt com os seus painéis solares abertos mas orientados em oposição ao Sol. A 9 de Janeiro é publicada no jornal russo Izvestia uma entrevista com o presidente da Roscosmos, Vladimir Popovkin, onde este admite um sem número de falhas na Fobos-Grunt, nomeadamente na sua organização e desenho da missão. Referindo que a agência espacial estava refém das más decisões no passado em relação à missão, defendeu no entanto o seu lançamento referindo que a sonda havia sido desenvolvida e construída em condições extremas em relação ao seu orçamento. Estas, levaram a decisões técnicas arriscadas originando assim uma missão problemática. “Ficámos reféns destas decisões, desde que ficamos obrigados através de acordos com a ESA, cujos instrumentos estavam a bordo, e com os colegas chineses, cujo satélite nos comprometemos transportar até Marte”, referindo ainda “a sonda estava em construção há já muito tempo e as garantias e vidas operacionais de muitos dos seus componentes aproximavam-se dos seus limites. Se perdêssemos a janela de lançamento para um voo a Marte em 2011, teríamos de simplesmente de descartar a sonda e perder cinco mil milhões de rublos de investimentos.” Estas afirmações de Popovkin acabaram por ser polémicas, pois já vários especialistas envolvidos no projecto haviam afirmado que este havia sido bem financiado nos últimos anos (ao contrário do que aconteceu nos primeiros anos de desenvolvimento). Por outro lado, a parte mais problemática e toda a missão e eventualmente a responsável pela sua perda (o sistema de controlo de voo), terá resultado de uma incompetência a nível de gestão e de engenharia, em vez da falta de financiamento do projecto. Ao referir os seus parceiros no projecto, Popovkin tenta encontrar uma justificação para o lançamento da missão. Na realidade, seria pouco provável que os acordos assinados tanto com a ESA como com a China fossem motivo para não adiar a missão e os especialistas russos sempre adiantaram aos seus parceiros que a sonda estaria pronta para o lançamento e para a sua viagem até Marte. Da mesma forma, o facto de alguns componentes se aproximarem do final da sua garantia e da sua vida útil não poderia ser utilizado como justificação para se avançar com a missão, pois seria preferível substituir esses componentes do que lançar a missão com um destino já traçado. No entanto, e fazendo eco de acusações sem sentido que já circulava nos meios militares russos, Popovkin referiu-se à possível interferência de potências estrangeiras na missão da FobosGrunt referindo que “hoje não temos a certeza sobre o porquê da unidade de propulsão não ter funcionado, não sendo também claro o porquê de muitos dos nossos satélites terem falhas numa altura em que se encontram fora do alcance onde não vemos o veículo e não recebemos telemetria. 0ão queremos acusar ninguém, mas hoje existem meios poderosos de influenciar os veículos espaciais e a possibilidade da sua utilização não pode ser descartada.”

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Em Órbita

A 11 de Janeiro a Roscosmos referia que a Fobos-Grunt se encontrava numa órbita com um apogeu a 204,2 km de altitude, perigeu a 170,6 km de altitude, inclinação orbital de 51,46º e período orbital de 88,06 minutos, com a sua reentrada prevista para ocorrer pelas 0918UTC do dia 15 de Janeiro. Por seu lado, previsões feitas pelo observador Harro Zimmer, apontavam para uma reentrada da sonda russa no dia 15 de Janeiro pelas 1549UTC (com um erro de previsão de +/- 9 horas). A reentrada deveria ter lugar a 14,0° N – 167,4°E. A 12 de Janeiro agência espacial federal russa actualizava as informações relativas à reentrada atmosférica da sonda FobosGrunt. Na altura a sonda encontrava-se numa órbita com um apogeu a 193,9 km, perigeu a 163,5 km, inclinação orbital de 51,45º e período orbital de 87,9 minutos. Segundo os dados de então sonda deveria reentrar na atmosfera no dia 15 ou 16 de Janeiro, sendo a data mais provável o dia 15 de Janeiro pelas 1212UTC. O mapa à esquerda mostrava a provável zona de reentrada da sonda tal como estava previsto a 12 de Janeiro. Ainda neste dia investigadores do Instituto Fraunhofer divulgavam uma imagem da Fobos-Grunt obtida através de radar e na qual eram claramente visíveis os dois paneis solares abertos e o anel de tanques de propolentes na zona inferior da sonda

A 13 de Janeiro a Roscosmos actualizava novamente a informação relativa à reentrada da Fobos-Grunt. A sonda encontrava-se agora numa órbita com um apogeu a 185,6 km de altitude, perigeu a 157,8 km de altitude, inclinação orbital de 51,44º e período orbital de 87,76 minutos. A reentrada da sonda poderia ocorrer nos dias 15 ou 16 de Janeiro, sendo mais provável que tivesse lugar pelas 2022UTC do dia 15 de Janeiro sobre a costa atlântica da América do Sul. No dia seguinte, 14 de Janeiro, os dados da agência espacial russa eram novamente actualizados. Então, a sonda encontrava-se numa órbita com um apogeu a 174,2 km de altitude, perigeu a 149,7 km de altitude, inclinação orbital de 51,44º e período orbital de 87,57 minutos. A reentrada da sonda poderia ocorrer nos dias 15 ou 16 de Janeiro, sendo mais provável que tivesse lugar pelas 1751UTC do dia 15 de Janeiro sobre a costa do Pacífico da América do Sul. Entretanto, o observador amador Harro Zimmer previa a reentrada da Fobos-Grunt às 1705UTC (+/- 3 horas) do dia 15 de Janeiro, ocorrendo a 42,80°N – 119,90°E. No mesmo dia a Roscosmos actualizava os dados relativos à reentrada da sonda, referindo encontrar-se numa órbita com um apogeu a 167,1 km de altitude, perigeu a 144,6 km de altitude, inclinação orbital de 51,43º e período orbital de 87,45 minutos. A reentrada teria lugar entre as 1436UTC e as 2224UTC do dia 15 de Janeiro. O mapa seguinte mostra as órbitas finais da Fobos-Grunt, com a reentrada a poder acontecer em qualquer ponto percorrido pela sonda nas suas órbitas finais.

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Em Órbita

Ao princípio da tarde do dia 15 de Janeiro a Roscosmos emitia um comunicado no qual redefinia o período de reentrada da FobosGrunt que poderia agora ter lugar entre as 1641UTC e as 2105UTC do dia 15 de Janeiro. Na mesma tarde estes valores eram actualizados para uma reentrada entre as 1730UTC e as 1912UTC. Uma nova estimativa obtida a partir do Instituto de Investigação NII-4 era divulgada pouco depios pela Roscosmos indicando que a reentrada iria ocorrer entre as 1750UTC e as 1834UTC, com o ponto de impacto a estar localizado no Atlântico Sul entre a América do Sul e África. A sonda russa Fobos-Grunt terá reentrado na atmosfera terrestre na tarde do dia 15 de Janeiro de 2011 pelas 1745UTC numa área a 1.250 km a Oeste da Ilha de Wellington, Chile, pondo-se assim ponto final numa missão condenada desde o seu lançamento. Os detalhes oficiais sobre a reentrada só seriam publicados pela Roscosmos no dia 16 de Janeiro alegadamente devido a um ataque de piratas informáticos ao servidor da agência espacial, mas mais provavelmente devido ao facto de este servidor não ter sido capaz de suportar o elevadíssimo número de acessos ao sítio oficial da agência espacial por parte de pessoas em busca de informações sobre o acontecimento. Segundo a Roscosmos a queda da Fobos-Grunt teria acontecido na sua 1097ª órbita dentro do período previsto no dia anterior e dentro da área prevista, apesar de a área apresentada indicar uma grande incerteza sobre a possível zona de reentrada. A Roscosmos não possuiu qualquer meio de verificação factual da reentrada, mas os dados obtidos a partir da monitorização espacial mostravam que a Fobos-Grunt já não se encontrava em órbita terrestre. Porque falhou a Fobos-Grunt? Como seria de esperar surgiram várias teorias que tentaram explicar a falha da missão da Fobos-Grunt. A certa altura surgiram sugestões que indicavam que a falha da Fobos-Grunt se teria devido a interferência causadas pelos sinais de um radar norteamericano em operação no Atol de Kwajalein, Pacífico Sul. Segundo as fontes militares russas, os potentes sinais do radar poderiam ter danificado por acidente os sistemas electrónicos da sonda. Sendo possível danificar circuitos electrónicos utilizando uma radiação suficientemente potente, isto é no entanto pouco provável devido às grandes distâncias envolvidas e devido ao facto de se tratar de um veículo preparado para viajar através do espaço interplanetário. Para além dos oficiais russos que tentavam procurar desculpas e justificações para o fracasso onde elas simplesmente não podiam existir, no fórum de discussão da revista Novosti Kosmonavtiki procurava-se uma explicação lógica para a origem de todos os problemas da missão. Assim, a causa mais provável para falha na ignição do sistema de propulsão da Fobos-Grunt logo após a sua entrada em órbita terá provavelmente sido um erro de programação que foi revelado em testes que simularam as condições de voo. Estes testes revelaram que a utilização do processador do computador principal a bordo da sonda excedeu 90% da sua capacidade. Este facto pode ter facilmente conduzido a quebras no sistema e sucessivas reactivações (reboots) à medida que mais sistemas estavam a ser activados na sonda após esta ter abandonado a área de cobertura das estações terrestres russas. Entre os sistemas que estavam a ser activados estavam os sensores estelares que seriam utilizados para o controlo de atitude enquanto que a sonda se encontrava na parte nocturna da sua órbita. Os testes revelaram que o sistema de fornecimento de energia da Fobos-Grunt funcionou Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

sem problemas. Após os problemas iniciais, os controladores conseguiram activar o transmissor de banda X da sonda, mas logo surgiram novos problemas. Este sistema deveria transmitir um sinal com 40 watts de potência mas o seu funcionamento consumia cerca de 200 watts. A desactivação do transmissor não foi tida em conta enquanto que a sonda se encontrava na sombra terrestre e como tal a sonda acabou por consumir as suas baterias recarregáveis e a sua fonte de energia de emergência, levando assim a 28 de Novembro de 2011 à falha completa de todos os sistemas. A 30 de Janeiro de 2012 a comissão interagências encarregada de investigar o desaire da Fobos-Grunt, apresentou as suas conclusões a Vladimir Popovkin. A Fobos-Grunt ficou condenada devido ao um erro de desenho e à falta de testes no solo do sistema de propulsão. Todos os sistemas da Fobos-Grunt estavam a funcionar correctamente após a entrada em órbita terrestre, mas os controladores não receberam um sinal que indicava a abertura dos painéis solares. Foi no entanto verificado que esta confirmação foi incluída na telemetria antes do lançamento e os dados sobre a corrente eléctrica no sistema de fornecimento de energia indicavam de forma indirecta que os painéis solares estavam de facto abertos e a produzir energia. Durante a 3ª órbita não foi recebida qualquer informação sobre a activação do principal sistema de propulsão, o MDU. A causa mais provável desta falha terá sido o reboot simultâneo de dois processadores operacionais no computador principal. Esta falha no computador poderia estar associada a erros no software ou devido a incompatibilidades electromagnéticas. Estando descartadas todas as hipóteses externas para a origem das falhas, a causa mais provável foi apontada para a falta de testes integrados. Após a primeira falha para iniciar a sequência de voo, a sonda ficou sem capacidade para comunicar com o centro de controlo ou para fazer reiniciar o sistema por controlo remoto.

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Em Órbita

Lançamentos orbitais em Janeiro de 2012 Em Janeiro de 2012 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 5 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Janeiro de 2012 foram realizados 4839 lançamentos orbitais, 290 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 6,0% do total e a uma média de 5,3 lançamentos por ano neste mês que o mês onde se verificam menos lançamentos orbitais (é no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais num total de 484 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,0 lançamentos).

18 16 14

13

88

7 55

3 4 2 001011 0

4

9

10 10 9 9

8

5

10 7

5

5

6

6

5

5

4

5 5 2

2

1997

1992

1987

1982

1972

1967

1962

2

5

44

2222

33

44 2

2012

10 88

2007

666

9

2002

7

8

1977

12 10 8 6

1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Janeiro desde 1957

Ano

112 118

119

127

140

120

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

Lançamentos orbitais entre 1957 e 2012 (Janeiro)

95

80 75 53 52

70

63 65 67

58 62 61

19

35

40

82 77 73

75 73

79

60

86

89

88

87 72

80

55

Lançamentos

100

2

4

8

14

20

2012

2007

2002

1997

1992

1987

1982

1977

1972

1967

1962

1957

0

Ano

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

O primeiro lançamento de 2012 Após um ano no qual bateu o seu recorde de lançamentos anuais, a China iniciou o ano de 2012 no que diz respeito aos lançamentos orbitais colocando em órbita um satélite civil de detecção remota e um pequeno satélite luxemburguês. Em 2012 a China prevê realizar mais de vinte lançamentos orbitais, sendo dois deles tripulados e com destino ao módulo espacial TG-1 Tiangong-1.

ZY-3 Ziyuan-3 e o pequeno VesselSat-2 O satélite ZY-3 Ziyuan-3 (资源三号) é o primeiro de uma nova série de satélites civis de detecção remota de alta resolução que foram desenvolvidos num projecto iniciado em Março de 2008. O novo satélite transporta três câmaras pancromáticas de altaresolução e um sistema de observação multiespectral de infravermelhos (IRMSS). As câmaras estão posicionadas na parte frontal, na parte inferior e na parte posterior do satélite. Duas das câmaras (frontal e posterior) têm uma resolução espectral de 3,5 m, captando imagens do solo com uma largura de 52,3 km. Por seu lado, a câmara localizada na parte inferior tem uma resolução de 2,1 m e capta imagens do solo com uma largura de 51,1 km. A câmara IRMSS tem uma resolução espectral de 6,0 m e capta imagens do solo com uma largura de 51,0 km. No lançamento o satélite tinha uma massa de 2.630 kg e está equipado com dois painéis solares para fornecimento de energia. O Ziyuan-3 orbita a Terra a uma altitude média de 506 km, numa órbita polar sincronizada com o Sol com uma inclinação orbital de 97,4º. Esta órbita permite um ciclo de revisitação de 5 dias. O período operacional do satélite deverá ser de quatro anos com um possível prolongamento por mais um ano. O novo satélite irá levar a cabo tarefas de observação dos solos, auxiliar na redução e prevenção dos desastres naturais, e proporcionar assistência à agricultura, conservação da água, planeamento urbano e outros sectores, observando áreas entre os 84º latitude Norte e 84º latitude Sul. Três estações de recepção serão utilizadas no solo para receber os sinais e dados enviados pelo satélite, estando localizadas em Pequim, Kashgar (região autónoma de Xinjiang Uygur) e Sanya (província de Hainan). O programa Ziyuan parece cobrir diferentes áreas de observação civil e militar da Terra. O programa Ziyuan-1 está focado nos recursos terrestre e parece ter dois ramos distintos consoante as aplicações civis e militares, sendo a aplicação civil realizada em conjunto com o Instituto Nacional de Pesquisas Espaciais (INPE) do Brasil. O programa Ziyuan-2 é provavelmente utilizado para vigilância aérea sendo operado pelo Exército de Libertação do Povo. O novo programa Ziyuan-3 será utilizado para mapeamento estereográfico (tal como o satélite de mapeamento TH-1 Tianhui-1 que é operado pelos militares). O novo satélite será operado pelo Bureau Estatal de Observação e Mapeamento. Juntamente com o ZY-3 Ziyuan-3, a China colocou em órbita o satélite VesselSat-2 construído pela LuxSpace Sarl, uma afiliada da alemã OHB AG. O VesselSat-2 tinha uma massa de 28 kg no lançamento é será integrado na constelação de 18 satélites 0ext Generation (OG2) da ORBCOMM após uma fase de testes e verificação em órbita. A órbita específica dos satélites VesselSat irá permitir uma monitorização dos barcos nos oceanos nas regiões equatoriais com uma maior frequência de visita do que os satélites colocados em órbita polar. O VesselSat-2 irá operar em coordenação com o VesselSat-1. Os direitos exclusivos de utilização dos dados das cargas do sistema de identificação automático AIS (Automatic Identification System) pertencem à ORBCOMM Inc., um fornecedor global de comunicações por satélite e serviços de dados.

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Em Órbita

O foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B Desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai, a família de lançadores Chang Zheng-4 é utilizada para a colocação de satélites em órbitas polares e órbitas sincronizadas com o Sol. São lançadores a três estágios de propolentes líquidos cujas raízes se encontram no foguetão FB-1 Feng Bao-1. A família destes lançadores consiste em três variantes: CZ-4A Chang Zheng-4A, CZ4B Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C. Após o desenvolvimento do Feng Bao-1, a Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai foi incumbida do desenvolvimento do CZ-4. Aparentemente, este lançador seria um veículo suplente para o CZ-3B Chang Zheng-3B, com os dois primeiros estágios do CZ-4 a serem basicamente idênticos aos do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3. O terceiro estágio do CZ-4 Chang Zheng-4 foi inteiramente desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai. Após o sucesso do CZ-3B, a versão CZ-4 foi abandonada em 1982 e baseado no seu desenho foi introduzido o CZ-4A Chang Zheng-4A que é geralmente idêntico à primeira versão mas tendo uma massa no lançamento ligeiramente inferior5. O desenvolvimento do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (长征四号乙火箭) teve início em Fevereiro de 1989, com o primeiro lançamento previsto para ter lugar em 1997 mas acabando por só se realizar em 1999. O CZ-4B Chang Zheng-4B tem uma carenagem de protecção de maiores dimensões; o controlo electromecânico original foi substituído por um controlo electrónico; os sistemas de telemetria, seguimento, controlo e de auto-destruição foram melhorados e substituídos por dispositivos de menores dimensões; procedeu-se a uma revisão do desenho dos escapes dos motores do segundo estágio para melhor desempenho a elevada altitude; foi introduzido um sistema de gestão de consumo de propolente para o segundo estágio com o objectivo de reduzir o propolente residual e assim aumentar a capacidade de carga; e foi introduzido um sistema de ejecção de propolente para o terceiro estágio. CZ-4B

1º Estágio

2º Estágio

3º Estágio

L-182

L-34

L-14

Comprimento (m)

45,576

24,650

10,40

4,954

Diâmetro (m)

3,35

3,35

3,35

2,90

Massa bruta (kg)

248.470

193.330

38.580

13.140

9.998

2.932

1.727

Massa sem propolente (kg) Massa do propolente (kg)

231.903

183.340

35.374

12.814

Motor

-

YF-21B (4xYF-20B)

YF-24D (YF-22B / 4xYF-23B

YF-40

Propolente

-

UDMH/N2O4

UDMH/N2O4

UDMH/N2O4

Força – nível do mar (k)

2.971

2.971

-

-

Força – vácuo (k)

-

-

742,0 / 47,1

101,03

Impulso especifico (.s/kg)

-

2.550

-

-

Impulso especifico – vácuo (.s/kg)

-

-

2.822 / 2.834

2.971,4

Tempo de queima (s)

647,1

150,6

126,8 / 136,8

359,74

É capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol ou 1.500 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O CZ-4B pode utilizar duas carenagens. Uma com um comprimento de 7,12 metros, diâmetro de 2,90 metros e um peso de 800 kg, e outra com um comprimento de 8,48 metros, diâmetro de 3,35 metros e um peso de 800 kg.

5

O CZ-4 Chang Zheng-4 tinha uma massa de 248.962 kg enquanto que o CZ-4A Chang Zheng-4A tinha uma massa de 241.092 kg.

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Em Órbita

Uma versão equipada com oito propulsores laterais de combustível sólido foi estudada pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai. O foguetão Chang Zheng-4B-8S teria uma massa de 270.000 kg no lançamento e seria capaz de colocar 2.600 kg numa órbita polar ou sincronizada com o Sol. A seguinte tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B.

3:10:00

Local de Lançamento Taiyuan, LC7

23-Out-06

23:34:03

Taiyuan, LC7

Y17

19-Set-07

03:26:13.445

Taiyuan, LC7

2008-053

Y22

25-Out-08

01:15:04.484

Taiyuan, LC9

2008-064

Y20

15-Dez-08

03:22:04.521

Taiyuan, LC9

2010-051

Y23

06-Out-10

00:49:05.433

Taiyuan, LC9

2011-043

Y14

15-Ago-11

22:57:19,319

Taiyuan, LC9

2011-066

Y21

11-ov-11

03:21:05,279

Taiyuan, LC9

2011-079

Y15

22-Dez-11

03:26:14,025

Taiyuan, LC9

2012-001

Y26

09-Jan-12

03:17:09,979

Taiyuan, LC9

2004-044

Veículo lançador Y8

Data de Lançamento 6-ov-04

2006-046

Y10

2007-042

Lançamento

Hora (UTC)

Satélites ZY-2C Ziyuan-2C (28470 2004-044A) Shijian-6 Grupo-2A (29505 2006-046A) Shijian-6 Grupo-2B (29506 2006-046C) CBERS-2B 'Ziyuan-1' (32062 2007-042A) Shijian-6 Grupo-3A (33408 2008-053A) Shijian-6 Grupo-3B (33409 2008-053B) Yaogan Weixing-5 (33465 2008-064A) Shijian-6 Grupo-4A (37179 2010-051A) Shijian-6 Grupo-4B (37180 2010-051B) HY-2A Haiyang-2A (37782 2011-043A) TX-1 Tianxun-1 (37874 2011-066A) YG-12 Yaogan Weixing-12 (37875 2011-066B)

ZY-1 Ziyuan-1 (2C) (38038 2011-079A) ZY-3 Ziyuan-3 (XXXXX 2012-001A) VesselSat-2 (XXXXX 2012-001B)

O primeiro lançamento de 2012 Como ainda vem sendo hábito para os lançamentos não tripulados e após o desastre de 18 de Agosto de 2011, o lançamento do ZY-3 Ziyuan-3 não foi anunciado pelas agências de notícias chinesas. O lançamento esteve previsto para ter lugar em 2011, mas seria adiado devido aos acontecimentos de Agosto desse ano que levaram a um adiamento da totalidade do calendário de lançamentos espaciais da China. O lançamento foi anunciado pela primeira vez a 18 de Dezembro de 20096 por Xu Deming, Director do Bureau Estatal de Observação e Mapeamento e ViceMinistro dos Solos e Recursos, sem no entanto na altura ser anunciada qualquer data de lançamento mais específica. Uma segunda referência7 ao lançamento deste satélite seria feita a 30 de Julho de 2010 pelo portal China Military Defense Mashup citando a China Military Mews através da agência Xinhua, indicando que o lançamento do ZiYuan-3 estava previsto para o segundo semestre de 2011. Entretanto, segundo a BeijingReview.com.cn, a maior parte dos preparativos para o lançamento (testes, eliminação de problemas no mecanismo de separação do satélite, de problemas nas estações de recepção e sistemas de aplicação) estavam completas em finais de Outubro de 20108. A 8 de Agosto de 2011 a agência de notícias Xinhua anunciava9 que o ZY-3 seria lançado em finais desse ano. Em resultado da perda do satélite SJ-11 Shijian 11-04 devido a um problema com o 6

“China to launch civil HD survey satellite in 2011”, http://news.xinhuanet.com/english/2009-12/content_12667540.htm “China to launch high-resolution mapping satellite in 2011”, http://www.china-defense-mashup.com/?p=6267 8 “Multipurpose Orbiter”, http://www.bjreview.com.cn/science/txt/2010-10/25/content_310573.htm 9 “China to launch civil survey satellite late this year”, http://news.xinhuanet.com/english/2011-08/c_131036628.htm 7

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Em Órbita

foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y26) lançado desde o Complexo de Lançamento 603 do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan a 18 de Agosto de 2011, o calendário de lançamentos orbitais chineses foi alterado resultado no adiamento de algumas missões, sendo a prioridade dada ao programa espacial tripulado que eventualmente lançaria o módulo espacial TG-1 Tiangong-1 a 29 de Setembro e a cápsula espacial não tripulada SZ-8 Shenzhou-8 a 31 de Outubro, e que acabaria por concretizar a primeira acoplagem entre dois veículos espaciais chineses em órbita. Mais tarde o lançamento do Ziyuan-3 era adiado para Janeiro de 2012 e a confirmação10 seria dada a 19 de Dezembro pela agência de notícias Xinhua.

Somente 12 de Outubro se tornaria publico11,12,13 por parte da LuxSpace Sarl, que o satélite luxemburguês VesselSat-2 seria colocado em órbita juntamente com o satélite Ziyuan-3. Em finais de Dezembro o VesselSat-2 era enviado para a China e para o Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan após passar todos os testes em preparação para o lançamento que na altura estava previsto para o dia 10 de Janeiro. Na mesma altura teria sido iniciada a montagem do foguetão lançador CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) no Complexo de Lançamento LC9. O lançamento acabaria por ter lugar às 0317:09,979UTC do dia 9 de Janeiro de 2012 e todas as fases decorreram sem problemas. A separação do ZY-3 Ziyuan-3 do último estágio do lançador teve lugar pelas 0329UTC. Após a separação do VesselSat-2 momentos depois, o terceiro estágio executaria uma manobra para reduzir o seu perigeu orbital e assim reentrar na atmosfera nas próximas semanas.

10

“China to launch country’s first high-resolution mapping satellite for civil purposes”, publicado a 19 de Dezembro de 2011. “First satellite ‘made in Luixemburg’”, http:// http://www.innovation.public.lu/en/success-stories/2011/luxspace/index.html 12 “Maritime microsat delivered to China for january launch”, publicado a 27 de Dezembro de 2011. 13 “ORBCOMM prepares for launch of second AIS satellite”, publicado a 27 de Dezembro de 2011. 11

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Em Órbita

As primeiras imagens seriam enviadas dias depois do lançamento e divulgadas na imprensa a 12 de Janeiro.

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Em Órbita

China lança novo satélite Meteorológico Pode-se dizer que a China começa o ano de 2012 em grande levando a cabo dois lançamentos orbitais em menos de uma semana e estabelecendo um standard para os meses seguintes, pois desde o início de 2012 que surgiam os rumores sobre a possibilidade de a China executar três lançamentos orbitais no mês de Janeiro

Os satélites Fengyun-2 A série de satélites Fengyun-2 (风云) foi desenvolvida pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai e pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial, representando uma série de veículos meteorológicos em órbita geossíncrona estabilizados por rotação ao longo do seu eixo longitudinal. Em geral os satélites têm uma forma de tambor com um diâmetro de 2,10 metros e uma altura de 1,61 metros, tendo uma massa de 1.369 kg no lançamento e 536 kg em órbita. Os satélites transportam um radiómetro com transmissores em banda S e UHF. Os dois principais sensores a bordo funcionam nas zonas visível e infravermelha do espectro electromagnético com uma resolução de 1,25 km e 5,0 km, respectivamente. Normalmente um sensor de vapor de água é também transportado a bordo de cada satélite. Os satélites FengYun-2 têm uma vida operacional de 3 anos. Breve história do programa O desenvolvimento dos satélites Fengyun-2 teve início nos anos 80 com o primeiro veículo experimental, o Fengyun-2-01, a ser finalizado em 1994. Durante a verificação final nos preparativos para o lançamento antes do satélite ser acoplado ao último estágio do foguetão lançador CZ-3 Chang Zheng-3, deu-se uma explosão que destruiu por completo o satélite, provocando a morte a um operário e ferindo outros 20. Em resultado da explosão, as instalações de processamento foram bastante danificadas levando a um atraso de três anos a todo o programa. O segundo satélite experimental, o Fengyun-2-02, foi lançado com sucesso a 10 de Junho de 1997 por um foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 a partir do Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang. O satélite, que recebeu a designação Fengyun-2A após entrar em órbita terrestre, foi colocado a 105º longitude Este na órbita geossíncrona entre 1997 e 2000. O satélite sofreu uma avaria na antena de banda S e parou de enviar informações em Abril de 1998, tendo no entanto retomado as operações, se bem que de forma parcial, em Dezembro de 1998. O sistema de obtenção de imagens falhou por completo a 30 de Setembro de 1998, mas o satélite permaneceu na sua posição até Março de 2000. Nos dias 21 e 3 de Março o Fengyun-2A sofreu problemas de estabilização levando ao fim das suas operações e à sua remoção da sua localização e posterior posicionamento a 85º longitude Este, tendo permanecido neste posição até finais de 2006. Por esta altura pensava-se que o satélite se encontrava inactivo, mas em Dezembro de 2006 começou a levar a cabo uma série de manobras e em Janeiro de 2007 encontrava-se estabilizado entre os 58º longitude Este e os 59º longitude Este, onde ainda deverá permanecer. A 25 de Junho de 2000 dava-se o lançamento do terceiro satélite experimental designado Fengyun-2-03 e que recebeu a designação Fengyun-2B. O satélite foi lançado às 1150UTC desde Xichang por um foguetão CZ-3 Chang Zheng-3. O Centro de Controlo em Pequim recebeu a primeira imagem do Fengyun-2B a 6 de Julho e a 20 de Julho eram accionados os canais de observação de infravermelhos. O serviço operacional do satélite foi iniciado a 1 de Janeiro de 2001. O Fengyun2B continuou em operações a 105º longitude Este até Setembro de 2004, sendo então manobrado e colocado a 123º Longitude Este a 30 de Setembro de 2004. O satélite continuou a levar a cabo manobrar de posicionamento até Fevereiro de 2006, mas após esta data começou a entrar em deriva e foi desactivado. O primeiro satélite operacional da série foi o Fengyun-2-04, ou Fengyun-2C lançado no dia 19 de Outubro de 2004 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir de Xichang. O Fengyun-2C difere dos veículos anteriores da série devido ao facto de o seu radiómetro possuir cinco canais espectrais. O satélite foi colocado a 105º longitude Este a 25 de Outubro de 2004. As estações de controlo receberam a

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primeira imagem a 1 de Janeiro de 2005. O Fengyun-2C teve como missão monitorizar as temperaturas e as nuvens sobre o território chinês e áreas vizinhas, sendo capaz de proporcionar informação meteorológica para a região da Ásia – Pacífico. ome Fengyun-2-01 Fengyun-2A Fengyun-2B Fengyun-2C Fengyun-2D Fengyun-2E Fengyun-2F Fengyun-2G Fengyun-2H

Designação Data Hora ORAD Veículo Lançador Internacional Lançamento (UTC) 1997-029A 24834 10-Jun-97 12:01:00 CZ-3 Chang Zheng-3 (Y11) 2000-032A 26382 25-Jun-00 11:50:00 CZ-3 Chang Zheng-3 (Y12) 2002-024B 27431 15-Mai-02 01:20:04 CZ-3A Chang Zheng-4B (Y9) 2006-053A 29640 08-Dez-06 00:53:23 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y11) 2008-066A 33463 03-Dez-08 00:54:04,330 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y20) 13-Jan-12 CZ-3A Chang Zheng-3A (Y22) 2013 2015

Local Lançamento Xichang, LC1 Xichang, LC1 Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC2

O satélite Fengyun-2D, também designado Fengyun-2-05, foi lançado a 8 de Dezembro de 2006 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir de Xichang. Este segundo satélite operacional enviou a sua primeira imagem a 12 de Janeiro de 2007, tendo sido estacionado a 86,5º longitude Este (numa posição de suporte). Nesta posição o Fengyun-2D cobre a maior parte do continente asiático, Oceano Índico, a parte Oeste do Oceano Pacífico. O Fengyun-2D formava uma rede meteorológica com o satélite Fengyun2C, fornecendo informações meteorológicas detalhadas. O satélite foi extensivamente utilizado para fornecer informações meteorológicas durante os Jogos Olímpicos de Pequim. O satélite Fengyun-2E (Fengyun-2-06) foi colocado em órbita a 3 de Dezembro de 2008 para substituir o satélite Fengyun-2C. O Fengyun-2E transportava um radiómetro capaz de enviar imagens com melhor qualidade.

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CZ-3A Chang Zheng-3A (长征三号甲火箭) O foguetão lançador CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo a três estágios de propulsão líquida cujo projecto foi iniciado em meados dos anos 80 pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores. O seu terceiro estágio consome propulsores criogénicos. O foguetão tem um comprimento total de 55,81 metros e sua massa no lançamento é de 241.000 kg, sendo capaz de colocar 2.600 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Estágio

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-72

L-30

H-18

241.000

Massa no lançamento (kg) Propolente

N2O4/UDMH

Massa do Propolente (kg)

171.775

30.752

18.193

Massa do estágio sem propolente (kg)

9.000

4.000

2.800

LOX/LH2

YF-24E Motor

4 x YF-21C

YF-22E (principal)

YF-75

YF-23C (vernier) 742 (principal)

Força (k)

2.961,6

Impulso específico (s)

189

297

440

Imp. esp. nível do mar (s)

259

260

-

Tempo de queima (s)

155

110

470

Diâmetro (m)

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

23,272

11,276

12,375

11,8 x 4 (vernier)

Comprimento carenagem (m)

8,887

Diâmetro carenagem (m)

3,35

Comprimento total (m)

55,81

4.312

Em comparação com o CZ-3 Chang Zheng-3, o CZ-3A melhora de forma considerável a sua performance e é capaz de duplicar a capacidade de carga na órbita geossíncrona, possuindo um primeiro e segundo estágio melhorado e um terceiro estágio de maiores dimensões. Este foi totalmente redesenhado para ser equipado com o motor YF-75. Em relação ao CZ-3, possui um novo sistema digital avançado. O desenvolvimento do motor YF-75 demorou cinco anos e foi levado a cabo numa fábrica aberta que não impedia a entrada do ar gelado no Inverno e do calor tórrido do Verão. O sistema do CZ-3A 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 pelo primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. 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 tanques de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3A 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 é uma placa circular metálica fabricada pelo método de favos de colmeia e com estruturas de reforço. Aqui encontram-se os sistemas aviónicos do lançador. O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O anteparo comum possui uma dupla camada térmica isoladora em vácuo. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.

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A carenagem é composta por uma abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida. O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O primeiro estágio e o segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, isto é tetróxido de azoto (N2O4) e dimetil hidrazina assimétrica (UDMH). Os tanques de propolente são pressurizados pelos sistemas de propulsão regenerativos. Existem quatro motores em paralelo no primeiro estágio. Os motores podem ser orientados em direcções tangenciais. A força de cada motor é de 740,4 kN. Os quatro sistemas de propulsão utilizam os mesmos motores. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio. A força total é de 789,1 kN. O terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX). Dois motores universais em suspensões cardan proporcionam uma força total de 157 kN. O rácio de expansão dos motores é de 80:1 e o impulso específico é de 4.312 Ns/kg. O tanque de LH2 é pressurizado por hélio e por um sistema regenerador, e o tanque de LOX é pressurizado por hélio aquecido e por um sistema regenerador. O sistema de controlo é utilizado para manter a estabilidade do voo do lançador e para levar a cabo a navegação e / ou orientação segundo o programa de voo pré-estabelecido. O sistema de controlo consiste de uma unidade de orientação, sistema de controlo de atitude, sequenciador, distribuição de energia, etc. O sistema de controlo adopta uma plataforma inercial de quatro eixos, computador de bordo e dispositivos digitais de controlo de atitude. Algumas tecnologias avançadas são aplicadas no sistema de controlo, tais como sequenciadores electrónicos programáveis, decoplagem de três canais, controlo de duplo parâmetro e compensação em tempo real para erros de medição. Estas tecnologias tornam o lançador muito flexível para várias missões. O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. Alguns dados medidos podem ser processados em tempo real. O sistema de telemetria recebe energia tendo em conta a distribuição dos sensores e codificação dos dados. As medições dos sinais de comando são digitalizadas. O fornecimento de energia e os testes são levados a cabo de forma automática. Os conversores digitais a bordo são inteligentes e cerca de 700 parâmetros são medidos.

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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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Durante a fase de voo do CZ-3A Chang Zheng-3A existem quatro eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo 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 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.

O sistema auxiliar funciona antes do lançamento e inclui unidades de monitorização e de medição no solo tais como verificação do nível de abastecimento de propolente e temperatura, medição da estanquicidade, fornecimento de ar condicionado para a carenagem de protecção, etc. 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.

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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-3A O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A 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-3A e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3A, 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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Performance do CZ-3A Chang Zheng-3A No total já foram levadas a cabo 21 lançamentos do CZ-3A, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ-3A teve lugar a 8 de Fevereiro de 1994, colocando em órbita o satélite tecnológico SJ-4 Shi Jian-4 juntamente com um modelo dos satélites DFH-3, o Kua Fu-1. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3A (Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xi Chang.). Lançamento

Veículo Lançador

2007-021

Y15

31-Mai-07

16:08:00

2007-051

Y14

24-Out-07

10:05:04.602

2008-066

Y20

23-Dez-08

00:54:04.330

2010-036

Y16

31-Jul-10

21:30:04.278

2010-064

Y21

24-ov-10

16:09:04.339

2010-068

Y18

18-Dez-10

20:20:04.378

2011-013

Y19

10-Abr-11

20:47:04.570

2011-038

Y17

26-Jul-11

21:44:28,206

2011-073

Y23

1-Dez-11

21:07:04,189

2012-002

Y22

13-Jan-12

Data de Lançamento Hora (UTC)

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Satélites Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A) Chang'e-1 (32273 2007-051A) FY-2E Fengyun-2E (33463 2008-066A) Beidou-2 'Compass-IGSO1' (36828 2010-036A) ZX-20A Zhongxing-20A 'Shentong-1B' (37234 2010-064A) Beidou-2 'Compass-IGSO2' (37256 2010-068A) Beidou-2 ‘Compass-IGSO3’ (37384 2011-013A) Beidou-2 ‘Compass-IGSO4’ (37763 2011-038A) Beidou-2 ‘Compass-IGSO5’ (37948 2011-073A) FY-2F Fengyun-2F (XXXXX 2012-002A)

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Em Órbita Descrição da missão do CZ-3A14 O CZ-3A é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3A coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.958,2 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 179,6º (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-3C Chang Zheng-3A. Evento Lançamento Manobra de arfagem 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 12,000 146,428 147,928 236,928 258,278 263,278 264,278 617,299 620,799 1252,513 1374,440 1394,440 1474,440

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

Evento Lançamento 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

Altitude Distância de Voo ao Solo (km) (km) 1,825 55,626 56,804 118,971 134,172 137,844 138,561 195,265 195,188 194,859 212,941 222,677 287,952

0,000 79,065 82,252 324,879 403,340 423,014 426,951 2291,528 2316,632 6853,729 7855,140 8044,293 8792,918

Projecção Projecção Latitude Longitude Satélite Satélite (º) (º) 28,246 102,027 27,908 102,806 27,901 102,838 27,317 105,211 27,118 106,162 27,067 106,200 27,057 108,704 21,416 123,541 21,330 123,765 2,136 165,766 -2,448 168,520 -3,291 170,000 -6,599 175,888

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A performance do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A aqui discutida é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang 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 104º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3A 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.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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As carenagens do CZ-3A 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 separada 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-3A, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc. 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. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (3000) da secção cilíndrica da carenagem. A estrutura da carenagem consiste 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 0,740 metros e um diâmetro de base de 1,930 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 15º com uma altura de 2,647 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 Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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de 1,930 metros e o diâmetro do anel inferior é de 3,350 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. 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. Estão disponíveis várias portas de acesso nesta secção. 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, accionados por molas e ganchos.

Cada metade da carenagem é suportada por dois ganchos que estão localizados nos quadrantes I e III. Existem quatro molas de separação em cada metade da carenagem, actuando com um máximo de força de 37,8 kN. Após a separação, cada metade roda sobre uma dobradiça. Quando o ângulo de rotação é superior a 18º/s, dá-se a separação da metade da carenagem. 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 a seguir. 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 ao lado. 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 para o foguetão Chang Zheng-3C no Centro de Lançamento de Satélites em Xichang, inclui as plataformas de lançamento, torres de serviço, torres 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. As torres de serviço são compostas pelas torres 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. As torres têm uma altura de 90,60 metros. No topo das torres 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. As torres têm plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga. A parte superior das torres 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. Nas torres 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 1. A área desta sala é de 8 m2. Para além de um sistema de hidratação, as torres de serviço estão também equipadas com pó extintor e extintores 1211.

Em cima o processo dinâmico de separação da carenagem de protecção no foguetão CZ3A Chang Zheng-3A.

As torres umbilicais servem para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. As torres têm um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de

abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. As torres umbilicais também estão equipadas 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 destas torres umbilicais. 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 das torres umbilicais 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 1.

Esquema do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de satélites de Xichang.

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.

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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 1. 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. 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 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.

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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 Xi Chang para processamento e monitorização.

Lançamento do Fengyun-2F A 15 de Dezembro de 2011 a Academia Chinesa de Tecnologia de Lançadores anunciava que o lançamento do satélite meteorológico FY-2F Fengyun-2F teria lugar no mês de Janeiro de 2012. Este lançamento era esperado em finais de 2011, mas terá sido adiado devido aos acontecimentos de Agosto desse ano.

Os preparativos para o lançamento decorreram sem problemas com satélite a ser integrado no foguetão a 6 de Janeiro. A 11 de Janeiro era divulgado o primeiro aviso NOTAM que foi associado a este lançamento, prevendo-se que tivesse lugar pelas 0055UTC do dia 13 de Janeiro. O lançamento acabaria por ter lugar às 0056:04,326UTC do dia 13 de Janeiro de 2012. A segunda ignição do terceiro estágio ocorreu pelas 0121UTC e a separação do satélite teve lugar às 0124UTC. Após a separação o satélite Fengyun-2F ficou colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com o seu apogeu a 36.139 km de altitude, perigeu a 211 km de altitude e inclinação orbital de 24,4º.

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WGS-4 – Comunicações militares ultra-rápidas Visionada como uma solução intermédia para as comunicações militares, o sistema Wideband Gapfiller Satellites (WGS) acabou por ocupar o seu lugar de direito nos sistemas de comunicações ultra-rápidas para os militares norte-americanos. O lançamento do segundo satélite da série a 4 de Abril de 2009 vem aumentar e reforçar de forma determinante as potencialidades do sistema.

Os satélites WGS Os satélites WGS são veículos que foram desenvolvidos para aumentar os serviços de comunicações de defesa que são proporcionados pelos satélites DSCS (Defense Satellite Communications System) e pelo Global Broadcasting Service, bem como para proporcionar uma nova capacidade de comunicações em banda Ka em apoio das forças militares norte-americanas nos diferentes teatros de guerra. Em comparação um só satélite WGS é capaz de fornecer a mesma capacidade de largura de banda que a totalidade da constelação de satélites DSCS. O novo sistema é capaz de transmitir informação entre 2,5 Gbits e 3,3 Gbits por segundo, isto é 10 vezes mais rápido do que os satélites DSCS. A necessidade de uma grande quantidade de largura de banda tem vindo a aumentar ao longo dos anos por parte dos militares norteamericanos. Esta necessidade vai desde a transmissão de grandes quantidades de vídeo obtido pelos veículos UAV no Iraque e no Afeganistão, até a uma crescente dependência entre as altas patentes militares na teleconferência em todo o globo. O programa denomina-se Wideband Gapfiller Satellites porque em tempos foi visto como uma capacidade interina entre os satélites DSCS e o sistema Advanced Extremely High-Frequency (AEHF) que irá substituir os satélites Milstar. O sistema WGS é utilizado por todos os serviços militares e é baseado no modelo do satélite comercial Boeing 702. Fontes da Boeing referem que este modelo possui características que permitem ao operador detectar a presença de interferências para assim tomarem contra medidas para preservar as comunicações. Enquanto que os satélites WGS oferecem uma maior protecção contra as interferências em comparação com um satélite comercial típico, não permitem no entanto as capacidades de encriptação da informação dos satélites Milstar. A encriptação dos dados e posterior desencriptação são levadas a cabo pelos terminais terrestres. Os WGS permitem, porém, a transmissão de dados encriptados. O sistema tem muitas aplicações proporcionando serviços essenciais de comunicações para os comandantes no terreno de combate e para as unidades tácticas e permite também o envio de mensagens tais como correio electrónico. Para além de suplantar as comunicações em banda X (os satélites operam na zona dos 500 MHz da banda X e na zona de 1 GHz da banda Ka, encaminhando a informação numa largura de banda instantânea de 4,875 GHz) fornecidas pelos satélites DSCS, os satélites WGS adicionam a flexibilidade das comunicações em banda Ka. A capacidade de cada satélite de encaminhar as comunicações a partir de qualquer destes espectros de frequências para qualquer outro a bordo, é em si uma nova capacidade para os utilizadores militares. No passado as unidades militares tinham dificuldades quando tentavam comunicar com outras unidades utilizando diferentes sistemas. Os satélites WGS ajudam a resolver esses problemas enquanto aumentam as capacidades de todo o sistema, proporcionando uma melhor capacidade de encriptação e uma maior densidade de espectro onde se pode enviar muito mais informação.

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Cada satélite pode servir cerca de vinte áreas diferentes de cobertura. Pode provar até oito ligações orientáveis e ligações em banda X formadas por antenas de transmissão / recepção, podendo também projectar dez ligações em banda Ka por parte de antenas diplexed, incluindo com antenas com polarização RF seleccionáveis. As capacidades de transmissão de vídeo pelos satélites WGS são semelhantes às capacidades já desenvolvidas para a indústria de satélites para a transmissão DTH (Direct-ToHome). Porém, os satélites WGS proporcionam a encriptação para imagens das localizações inimigas em tempo real. Os comandantes de unidade obtêm assim um acesso de Internet seguro e teleconferência com os seus superiores enquanto se deslocam de e para os teatros de operações. Os satélites WGS tem uma vida útil de 12 anos, porém o primeiro WGS excedeu em muito todos os parâmetros do programa incluindo 25% mais capacidade de envio de informação (downlink) e uma maior flexibilidade de atenuação para as interferências devido às condições atmosféricas. O primeiro lançamento foi tão preciso que se espera que a vida útil do satélite seja prolongada em 7 anos, alargando o tempo médio de operação para os 19 anos. Para além das capacidades básicas dos satélites WGS Block I, os satélites do programa WGS Block II possuem um canal para transmissões para a inteligência não tripulada aerotransportada e para aviões de vigilância e reconhecimento. Um bypass de radiofrequência será utilizado para ligar os UVA em paralelo com os dados através do principal canalizador de informação. Lançamento

Data

Hora (UTC)

Modelo / Configuração

Local Lançamento

2007-046

11-Out-07

0022:00,320

Atlas-5/421 (AV-011)

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

2009-017

04-Abr-09

0031:00

Atlas-5/421 (AV-016)

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

2009-068

06-Dez-09

0147:00

2012-003

20-Jan-12

00:38:00,000

??-Jan-13 ??-Jun-13

Delta-4M+(5,4) (D346) Cabo Canaveral AFS, SLC-37B Delta-IV-M+(5,4)

Cabo Canaveral AFS, SLC-37B

Delta-IV-M+(5,4) ?

Cabo Canaveral AFS, SLC-37B C.C.A.F.S.

Satélite USA-195 ‘WGS-1’ (32258 2007-046) USA-204 'WGS-2' (34713 2009-017A) USA-211 'WGS-3' (36108 2009-068A) USA-233 'WGS-4' (38070 2012-003A) WGS-5 WGS-6

O aparecimento dos WGS ilustra a forma como os militares beneficiam da evolução por parte da comunidade civil em avanços tais como os utilizadores móveis, multi-transmissão de vídeo e voz nos protocolos de serviço de Internet. A aquisição no ano 2000 do negócio de satélites da Hughes Electronic’s por parte da Boeing, trouxe o que então era a maior base de clientes comerciais. Ironicamente, a evolução da indústria comercial na utilização de mais redes terrestres, tais como fibras ópticas, e o facto de os satélites comerciais terem mais tempos de vida úteis, tem vindo a reduzir a demanda anual. As vendas da Boeing para os utilizadores governamentais e militares chegaram a atingir os 90%, sendo metade deste valor relativo a missões classificadas. Porém, a capacidade da indústria comercial no desenvolvimento de novas aplicações continua a orientar o mercado e faz com que as transferências de utilizações civis para militares sejam um elemento importante na estratégia dos contratos. Por exemplo, as comunicações de Internet, dados, voz, vídeo e aplicações multi-média de alta velocidade que a Boeing desenvolveu para o satélite Spaceway-F3 (da Hughes 0etwork System’s) influenciaram os avanços para os satélites WGS e para o contrato TSAT (Transformational Satellite) da Boeing com a Força Aérea dos Estados Unidos. Os satélites WGS têm uma massa de 5.897 kg e possuem dois conjuntos de painéis solares com uma envergadura de 48 metros. Os satélites WGS-4, WGS-5 e WGS-6 fazem parte da segunda série (Block II). A 23 de Agosto de 2010 foi atribuído à Boeing por parte da Força Aérea dos Estados Unidos um novo contrato para iniciar o trabalho num sétimo satélite WGS. Este novo satélite deverá ser construído no âmbito de um contrato de seguimento à construção dos três satélites anteriores e eventualmente poderá incluir uma opção de construção de até seis novos satélites.

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

O estágio CBC do foguetão Delta-IV-M+(5,4) (D358) é transportado para o complexo de lançamento onde seria depois elevado para a posição vertical. Imagem: Justin Ray

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Medium Propulsores laterais Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Impulso específico (s) Imp. esp. nível do mar (s) Tempo de queima (s) Propolentes N.º motores Primeiro estágio CBC

Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Impulso específico (s) Imp. esp. nível do mar (s) Tempo de queima (s) Propolentes N.º motores

Segundo estágio

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

Heavy

-

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

Delta RS-68 226.400,00 26.760,00

-

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

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

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

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

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

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

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

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

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

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

1 (RS-6815)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4H-2 30.710,00 3.490,00

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

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

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

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

Delta 4-2 Peso bruto (kg) 24.170,00 Peso sem combustível 2.850,00 (kg) Força vácuo (kgf) 11.222,00 Diâmetro (m) 2,4 Envergadura (m) 4,0 Comprimento (m) 12,0 Impulso específico (s) 462 Imp. esp. nível do mar (s) Tempo de queima (s) 850 Propolentes LOX/LH2 N.º motores 1 (RL-10B-216)

15

O motor RL-68 é um motor criogénico desenvolvido pela Rocketdyne Propulsion & Power da Boeing Company. É capaz de desenvolver 337.807 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 420 s, durante um Tq de 249s. Tem um peso de 6.597 kg e uma câmara de combustão. (Ver texto). 16 O motor RL-10B-2 é um motor criogénico desenvolvido pela Pratt & Whitney e já utilizado no Delta-3. É capaz de desenvolver 11.226,60 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 465,5 s, durante um Tq de 700s. Tem um diâmetro de 2,1 metros e uma câmara de combustão. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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O Delta-IV Medium+(5.2) é um modelo básico Delta-IV Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O Delta-IV Medium+(5.4) é um modelo semelhante Delta-IV Medium+(5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Finalmente, o Delta-IV Heavy tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta. Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta-4 a cor que caracteriza os seus antecessores. De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-IV Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido. Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência. A parte superior do Delta-IV pode variar consoante as versões. Para o Delta-IV Medium e Delta-IV Medium+ (4.2), um adaptador inter-estágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-IV Medium+ e o Delta-IV Heavy utilizam um inter-estágio semelhante a um cilindro. O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 199817 o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 199918 o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 200019, o estágio superior funcionou sem qualquer problema.

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O Delta-3 8930-13.1C (D259) foi lançado às 0117UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite de comunicações Galaxy-X (1998-F02). 18 O Delta-3 8930-13.1C (D269) foi lançado às 0100UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral. 19 O Delta-3 8930 (D280) foi lançado às 1105UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite DM-F3 (26475 2000-048A). Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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A versão do segundo estágio utilizado no Delta-IV é quase idêntica á versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona inter-estágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta 20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona. O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+(5.2), Medium+(5.4) ou Heavy. Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima. O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-IV tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira coloca-se em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo. Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4. Os foguetões Delta-4 são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama. O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70. Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos. Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade. O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbobomba de hidrogénio líquido.

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As designações dos foguetões Delta-IV As diferentes configurações da família de foguetões Delta-IV são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo, isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-IV LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido20, e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido. Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central. Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros.

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Muitas vezes esta configuração é referida como estágio superior ‘0’ com um motor PAM-D devido à natureza modular da configuração PAM. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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A tabela seguinte mostra os lançamentos do foguetão Delta-IV levados a cabo até à presente missão (os lançamentos desde a Base Aérea de Vandenberg são executados desde o Complexo de Lançamento SLC-6 enquanto que os lançamentos levados a cabo desde o Cabo Canaveral AFS são executados desde o Complexo de Lançamento SLC-37B). Lançamento

Data

Modelo / Configuração

Veículo Lançador

Local Lançamento

2007-054

11-ov-07

Heavy

D329

C.C.A.F.S.

2009-001

18-Jan-09

Heavy

D337

C.C.A.F.S.

2009-033

27-Jun-09

M+(4,2)

D342

C.C.A.F.S.

2010-008

4-Mar-10

M+(4,2)

D348

C.C.A.F.S.

2010-022

28-Mai-10

M+(4,2)

D349

C.C.A.F.S.

2010-063

21-ov-10

Heavy

D351

C.C.A.F.S.

2011-002

20-Jan-11

Heavy

D352

Vandenberg AFB

2011-011

11-Mar-11

M+(4,2)

D353

C.C.A.F.S.

2011-036

16-Jul-11

M+(4,2)

D355

C.C.A.F.S.

2012-003

20-Jan-12

M+(5,4)

D358

C.C.A.F.S.

Satélite USA-197 'DSP-23' (32287 2007-054A) USA-202 'ROL-26' (33490 2009-001A) GOES-14 'GOES-O' (35491 2009-033A) GOES-15 'GOES-P' (36411 2010-088A) USA-213 'avstar-65 GPS-IIF-1' (36585 2010-022A) USA-223 'ROL-32' (37232 2010-063A) USA-224 ‘ROL-49’ (37348 -2011-002A) USA-227 ‘ROL-27’ (37377 2011-011A) USA-232 ‘GPS IIF-2’ (37753 2011-036A) USA-233 ‘WGS-4’ (38070 2012-003A)

As plataformas de lançamento para o Delta-IV Os foguetões Delta-IV podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-IV utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturno-I e Saturno-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno. As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers & Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento. Os lançamentos desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, nenhuma missão espacial lançada a partir do SLC-6 foi bem sucedida. Projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia, têm em comum o SLC-6 dando origem à lenda do SLC-6. Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 era

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extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966. No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondo-se a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma. Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha. Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado. No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC6 de forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares.

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Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility). A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg. Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares. Infelizmente esta era a ponta do iceberg dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo. A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo. Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado. A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga). Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL. Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas. A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser

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lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial. Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas. Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado. Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo, vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar. Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois. As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1). A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica. O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.

A ULA A 2 de Maio de 2005 a Boeing Company e a Lockheed Martin Corporation anunciaram a intenção de formar uma empresa conjunta denominada United Launch Alliance (ULA) que juntava assim duas das mais experientes e bem sucedidas companhias que suportaram a presença americana no espaço por 50 anos. Em conjunto os lançadores Atlas (Lockheed Martin) e Delta (Boeing) transportaram mais de 850 cargas para a órbita terrestre e não só, desde satélite meteorológicos, de telecomunicações, veículos militares, satélites científicos e sondas interplanetárias que alargaram o nosso conhecimento do Universo. A ULA proporciona assim dois veículos capazes de proporcionar um acesso seguro, económico, fiável e eficiente ao espaço para as missões governamentais americanas, continuando assim uma tradição de apoio às iniciativas espaciais estratégicas norte-americanas com soluções de lançamento avançadas e robustas. A equipa da ULA engloba mais de 3.800 funcionários que trabalham em locais espalhados pelos Estados Unidos. A sede da empresa está situada em Denver, Colorado, com a maior parte das actividades de engenharia e administrativas consolidadas nas instalações da Lockheed Martin Space Systems Company. As operações de integração e montagem estão localizadas nas instalações de fabrico e montagem da Boeing em Decatur, Alabama. As estruturas mecânicas do Atlas-5, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

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Em Órbita

As instalações de lançamento utilizadas pela ULA são o SLC-17 (Plataformas A e B), SLC-37 (foguetões Delta-2 e Delta-4, respectivamente) e o SLC-41 (Atlas) no Cabo Canaveral, e SLC-2W (Delta-2), SLC-6 (Delta-4) e o SLC-3E (Atlas-5) na Base Aérea de Vandenberg.

Lançamento do WGS-4 Com o foguetão Delta-IV-M+(5,4) (D358) já colocado na Plataforma de Lançamento SLC-37B do Cabo Canaveral AFS na segunda semana de Outubro de 2011, o satélite WGS-4 Wideband Global SATCOM 4 chegava ao local de lançamento no dia 15 de Novembro sendo transferido para as instalações do Astrotech, em Titusville, onde foi preparado para o lançamento e abastecido com s propolentes necessários para as suas manobras orbitais. Estas operações terminaram a 5 de Dezembro. Após várias semanas de preparação e depois da sua colocação no interior da carenagem de protecção no dia 15 de Dezembro, o satélite seria transportado para a plataforma de lançamento na manhã do dia 4 de Janeiro de 2012. No dia 10 de Janeiro tanto o lançador como a sua carga eram submetidos a um teste eléctrico que simulou a contagem decrescente e a ascensão do foguetão até à órbita supergeossíncrona. Neste dia procedeu-se ao abastecimento do sistema de controlo de atitude, seguindo as ligações finais das ordenanças, encerramento de vários compartimentos de trabalho e a realização de vários testes de sistemas. As actividades do dia do lançamento foram iniciadas com a retracção da torre móvel de montagem e serviço. Esta estrutura serve para a montagem e para a preparação do lançador enquanto que permanece na plataforma de lançamento, proporcionando também uma protecção contra os elementos. Ao longo da estrutura existem plataformas de trabalho que facilitam, por exemplo, a montagem dos propulsores laterais de propolentes sólido. Este procedimento decorreu entre as 1542UTC e as 1605UTC do dia 20 de Janeiro. Após o posicionamento da torre de montagem e serviço na sua posição de lançamento, os técnicos procederam a trabalhos de segurança no complexo preparando-o para o procedimento de abastecimento do lançador. Pelas 1808UTC (T-5h 15m) a contagem decrescente entrava numa paragem prevista de 60 minutos que tinha por objectivo proporcionar às equipas de controlo a possibilidade de retomar algum preparativo que estivesse atrasado no decorrer da contagem decrescente. Às 1823UTC todos os técnicos e controladores eram chamados para os seus postos e pelas 1856UTC era feita uma revisão do estado de prontidão de todos os sistemas, incluindo o lançador, o satélite e o complexo de lançamento. Não sendo reportado qualquer problema, a contagem decrescente foi retomada pelas 1908UTC (T-5h 15m) dando-se assim início à denominada ‘Terminal Countdown’. Nesta altura a plataforma de lançamento já havia sido evacuada de todo o pessoal e eram iniciados os procedimentos de preparação para o abastecimento do lançador. Estes procedimentos foram iniciados com a purga do primeiro estágio, seguindo-se a purga do segundo estágio. Pelas 1920UTC o Director de Lançamento dava luz verde para o início das operações de abastecimento e às 1926UTC era dada ordem para se dar início ao acondicionamento térmico do sistema de hidrogénio líquido do primeiro estágio. Este procedimento é feito com um gás frio e prepara o sistema (tubagens, condutas, etc.) para a passagem do hidrogénio líquido a uma temperatura de cerca de -253ºC. O acondicionamento térmico teria início pelas 1929UTC e terminava pelas 1954UTC, com o abastecimento a ter início às 2000UTC. Este abastecimento é feito em três fases distintas: primeiro o propolente é introduzido numa fase de abastecimento lenta até atingir um determinado volume, depois a velocidade de abastecimento é mais rápida (2016UTC) até quase a totalidade do volume necessário para a missão e novamente em velocidade lenta (2105UTC) até atingir o volume necessário e compensar o hidrogénio que lentamente se vai evaporando. Após o início do abastecimento de hidrogénio líquido ao primeiro estágio, foi dada luz

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Em Órbita

verde para o acondicionamento térmico do sistema de oxigénio líquido do primeiro estágio preparando-o também para a passagem deste propolente criogénico. Estes procedimentos decorreram entre as 2007UTC e as 2027UTC, com o abastecimento a ser iniciado logo de seguida. Tal como acontecia com o hidrogénio líquido, o abastecimento de oxigénio líquido é também feito em três fases com velocidades distintas. Estes propolentes são armazenados em dois grandes depósitos localizados no Complexo de Lançamento 37. O tanque de hidrogénio líquido tem uma capacidade de armazenamento de 3.863.590 litros, enquanto que o tanque de oxigénio líquido tem uma capacidade de 1.136.350 litros. Os propolentes são conduzidos através de condutas até à plataforma de lançamento e entram no primeiro estágio (ou Common Booster Core) através da mesa de plataforma de lançamento. Diferentes condutas fazem o abastecimento dos diferentes propolentes. O segundo estágio é abastecido através de braços umbilicais amovíveis a partir da Fixed Umbilical Tower.

O foguetão Delta-IV-M+(5,4) (D358) com o satélite WGS-4 na plataforma de lançamento. Imagens: Pat Corkery Pelas 2034UTC era dada luz verde para o procedimento de acondicionamento térmico do sistema de hidrogénio líquido do segundo estágio com este procedimento a terminar pelas 2110UTC, iniciando-se o abastecimento de seguida. O final da fase de abastecimento rápido do oxigénio líquido do primeiro estágio terminava pelas 2122UTC, seguindo-se a fase de abastecimento lento até se atingir o volume de propolente necessário para a missão. Entretanto, pelas 2130UTC era dada luz verde para o acondicionamento térmico do sistema de oxigénio líquido do segundo estágio, preparando-o para o abastecimento. Este procedimento terminava pelas 2145UTC e o abastecimento começava de seguida. Pelas 2312UTC todos os tanques se encontravam na fase de abastecimento lento até atingirem o volume necessário para a missão e compensando a evaporação natural dos propolentes.

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Em Órbita

Às 2240UTC eram anunciados dois períodos COLA, ou Collision Avoidance. Estes períodos na contagem decrescente garantem que o foguetão não é lançado numa altura em que possa colidir com algum objecto já em órbita. Assim, a missão não poderia ser lançada entre as 0059UTC e as 0100UTC e entre as 0118UTC e as 0151UTC do dia 21 de Janeiro (a janela de lançamento decorria entre as 2338UTC do dia 19 de Janeiro e as 0211UTC do dia 20 de Janeiro). Após os procedimentos de abastecimento os técnicos procederam a uma análise do sistema de isolamento do sistema de protecção térmica do lançador que terminou pelas 2347UTC, procedendo-se também a uma verificação do sistema de segurança. Pelas 2352UTC era terminado o abastecimento de propolentes ao lançador. De seguida foram realizados os testes de mobilidade dos motores do dois estágios do lançador, terminando pelas 2355UTC. A contagem decrescente entrava na sua última paragem às 0019UTC, tendo uma duração de 15 minutos e sendo retomada às 0034UTC. O lançamento do satélite WGS-4 teria lugar às 0038:00,000UTC do dia 20 de Janeiro de 2012. O esquema e a tabela seguintes as diferentes fases do lançamento.

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Evento

Tempo (m:s)

Hora (UTC)

Lançamento

00:00,0

00:38:00,0

Manobra de arfagem

00:07,0

00:38:07,0

Mach 1,05

00:36,2

00:38:36,2

Máxima pressão dinâmica

00:50,1

00:38:50,1

Fim queima SRM escape fixo

01:33,1

00:39:33,1

Fim queima SRM escape TVC

01:33,3

00:39:33,3

Separação SRM escape fixo

01:40,0

00:39:40,0

Separação SRM escape TVC

01:42,4

00:38:42,4

3

Separação carenagem

03:27,0

00:41:27,0

4

MECO

04:06,9

00:42:06,9

5

Separação 1º estágio

04:14,0

00:42:14,0

6

Ignição 2º estágio

04:27,0

00:42:27,0

7

SECO 1

20:42,9

00:58:42,9

8

Segunda ignição 2º estágio

28:27,5

01:06:27,5

9

SECO 2

31:35,8

01:09:35,8

10

Separação WGS-4

40:42,0

01:19:42,0

11

Manobra de evasão

47:30,0

01:26:30,0

1

2

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Em Órbita

O primeiro Progress de 2012 O Progress M-14M (Прогресс М-14М) foi lançado às 2306:39,934UTC do dia 25 de Janeiro de 2012 pelo foguetão 11A511U Soyuz-U (И15000-127) a partir do da Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5) do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão, tornando-se no primeiro veículo de carga a ser lançado em 2012 para a estação espacial internacional que para além dos veículos russos irá receber a visita dos veículos de carga europeu (ATV-3 ‘Edoardo Arnaldi’) e japonês (HTV-3 Kounotori-2). Mais uma vez a NASA decidiu designar um veículo pertencente a outra nação com uma designação que não corresponde á verdade. Sendo esta a missão ISS-46P, a NASA designa este cargueiro como Progress-46, referindo-se assim ao número sequencial no programa da estação espacial internacional. Porém, esta é uma designação que induz em erro muitos dos leitores. Os cargueiros Progress M-M Ao abandonar o seu programa lunar tripulado a União Soviética prosseguiu o seu programa espacial ao colocar sucessivamente em órbita terrestre uma série de estações espaciais tripuladas nas quais os cosmonautas soviéticos e posteriormente russos estabeleceram recordes de permanência no espaço. Começando inicialmente com estadias de curtas semanas e passando posteriormente para longos meses, os cosmonautas soviéticos eram abastecidos no início pelas tripulações que os visitavam em órbita, mas desde cedo, e começando com a Salyut-6, a União Soviética iniciou a utilização dos veículos espaciais de carga Progress. Os Progress representaram um grande avanço nas longas permanências em órbita, pois permitiam transportar para as estações espaciais víveres, instrumentação, água, combustível, etc. Os cargueiros são também utilizados para elevar as órbitas das estações, para descartar o lixo produzido a bordo dos postos orbitais e para a realização de diversas experiências científicas. Ao longo de 30 anos foram colocados em órbitas dezenas de veículos deste tipo que são baseados no mesmo modelo das cápsulas tripuladas Soyuz e que têm vindo a sofrer alterações e melhorias desde então.

A versão carga da Soyuz O cargueiro 11F615A60 (7K-TGM) n.º 414 foi o 138º cargueiro russo a ser lançado. Destes, 43 foram do tipo Progress (incluindo o cargueiro Cosmos 1669), 68 do tipo Progress M (incluindo o Progress M-SO1), 11 do tipo Progress M1 e 14 do tipo Progress M-M.

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Em Órbita

Os Progress 1 a 12 serviram a estação orbital Salyut-6; os Progress 13 a 24 e o Cosmos 1669 serviram a estação orbital Salyut-7; os Progress 25 a 42, Progress M a M-43 e Progress M1-1, M1-2 e M1-5 serviram a estação orbital Mir. O cargueiro Progress M-SO1 também foi utilizado para transportar carga para a ISS ao mesmo tempo que servia para adicionar o módulo Pirs. O veículo Progress M-M (11F615A60) é uma versão modificada do modelo 7K-TGM Progress (11F615A55), com um novo computador TsVM-101 no lugar do velho computador Árgon-16 e com um novo sistema compacto digital de telemetria MBITS no lugar do velho sistema de telemetria analógico. Estas alterações permitem um sistema de controlo mais rápido e eficiente, ao mesmo tempo que permitem uma redução de 75 kg na massa total do sistema de aviónicos. A estrutura do novo sistema de controlo, a arquitectura do software utilizado e das suas capacidades, bom como a sua natureza modular, permite um ajustamento mais fácil a novos sensores.

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

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

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

Módulo de Serviço PAO “Priborno-Agregatniy Otsek“ (com um comprimento de 2,3 metros, um diâmetro de 2,1 metros e um peso de 2.950 kg) que contém os motores do veículo tanto para propulsão como para manobras orbitais. O seu aspecto exterior é muito semelhante ao dos veículos tripulados da série 17K-STM Soyuz TM (11F732). Está previsto que os lançamentos dos veículos de carga russos sejam no futuro levados a cabo pelos foguetões 14A14A Soyuz-2-1A em vez dos foguetões 11A511U Soyuz-U, com os dois lançadores a serem utilizados em simultâneo durante um período de tempo. Prevê-se também que os lançamentos dos veículos tripulados Soyuz TMA e Soyuz TMA-M serão lavados a cabo pelo foguetão 14A14-A Soyuz-2-1A e mais tarde os lançamentos dos veículos de carga serão levados a cabo pelos foguetões 14A14-1B Soyuz2-1B.

Esta alteração acontece devido ao facto que, tal como aconteceu com os foguetões 8K82K Proton-K, os sistemas de controlo analógicos utilizados nos foguetões 11A511U Soyuz-U e 11A511U-FG Soyuz-FG são fabricados na Ucrânia. Como a agência espacial russa Roscosmos e o Ministério da Defesa Russo não querem depender de um fabricante estrangeiro, torna-se necessário proceder a esta alteração nos lançadores pois os novos sistemas de controlo e telemetria são fabricados na Rússia. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

A seguinte tabela indica os últimos dez veículos de carga colocados em órbita e o plano de lançamentos destes veículos até 2013: Progress M-03M (35P) M-04M (36P) M-05M (37P) M-06M (38P) M-07M (39P) M-08M (40P) M-09M (41P) M-10M (42P) M-11M (43P) M-12M (44P) M-13M (45P) M-14M (46P) M-15M (47P) M-16M (48P) M-17M (49P) M-18M (50P) M-19M (51P) M-20M (52P) M-21M (53P) M-22M (54P) M-UM

º de Série 403 404 405 406 407 408 409 410 411 412 413 414 415 416 417 418 419 420 421 422 423 (?)

ORAD 35948 36361 36521 36748 37156 37196 37359 37396 37679 37857 38073

Designação Internacional 2009-056A 2010-003A 2010-018A 2010-033A 2010-044A 2010-055A 2011-004A 2011-017A 2011-027A 2011-F03 2011-062A 2012-004A

Lançamento 15-Out-09 3-Fev-10 28-Abr-10 30-Jun-10 10-Set-10 27-Out-10 28-Jan-11 27-Abr-11 21-Jun-11 24-Ago-11 30-Out-11 25-Jan-12 20-Abr-12 25-Jul-12 23-Out-12 26-Dez-12 02-Fev-13 26-Abr-13 30-Jul-13 23-Out-13 18-Dez-13

Acoplagem 18-Out-09 5-Fev-10 1-Mai-10 4-Jul-10 12-Set-10 30-Out-10 31-Jan-11 29-Abr-11 23-Jun-11 02-ov-11 28-Jan-12 22-Abr-12 27-Jul-12 25-Out-12 28-Dez-12 04-Fev-13 28-Abr-13 01-Ago-13 25-Out-13 20-Dez-13

Separação 22-Abr-10 10-Mai-10 25-Out-10 31-Ago-10 20-Fev-11 24-Jan-11 22-Abr-11 13-Out-11 23-Ago-11 23-Jan-12 19-Abr-12 24-Jul-12 25-Dez-12 27-Fev-13 01-Fev-13 25-Abr-13 ??-Jun-13

Reentrada 27-Abr-10 1-Jul-10 15-ov-10 6-Set-10 20-Fev-11 24-Jan-11 26-Abr-11 ??-Out-11 1-Set-11 25-Jan-12 ??-Abr-12 ??-Jul-12 ??-Dez-12 ??-Mar-13 ??-Fev-13 ??-Abr-13 ??-Jun-13

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

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Em Órbita

O foguetão 11A511U Soyuz-U O foguetão 11A511U Soyuz-U (11A511У Союз-У) é a versão do lançador 11A511 Soyuz, mais utilizada pela Rússia para colocar em órbita os mais variados tipos de satélites. Pertencente à família do R-7, o Soyuz-U também tem as designações SS-6 Sapwood (NATO), SL-4 (departamento de Defesa dos Estados Unidos), A-2 (Designação Sheldom). O Soyuz-U é fabricado pelo Centro Espacial Estatal Progress de Produção e Pesquisa em Foguetões (TsSKB Progress) em Samara, sobre contrato com a agência espacial russa. O foguetão 11A511U Soyuz-U com o cargueiro Progress M tem um peso de 313.000 kg no lançamento, pesando aproximadamente 297.000 kg sem a sua carga. Sem combustível o veículo atinge os 26.500 kg (contando com a ogiva de protecção da carga). O foguetão tem uma altura máxima de 36,5 metros (sem o módulo orbital). É capaz de colocar uma carga de 6.855 kg numa órbita média a 220 km de altitude e com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre. No total desenvolve uma força de 410.464 kgf no lançamento, tendo uma massa total de 297.400 kg. O seu comprimento atinge os 51,1 metros e a sua envergadura com os quatro propulsores laterais é de 10,3 metros. O módulo orbital (onde está localizada a carga a transportar) pode ter uma altura entre os 7,31 metros e os 10,14 metros dependendo da carga. O diâmetro máximo da sua secção cilíndrica varia entre os 2,7 metros e os 3,3 metros (dependendo da carga a transportar). O foguetão possui um sistema de controlo analógico e tem uma precisão na inserção orbital de 10 km em respeito à altitude, 6 segundos em respeito ao período orbital e de 2’ no que diz respeito ao ângulo de inclinação orbital. É um veículo de três estágios, sendo o primeiro estágio constituído por quatro propulsores laterais a combustível líquido designados Blok B, V, G e D. Cada propulsor tem um peso de 43.400 kg, pesando 3800 kg sem combustível. O seu comprimento máximo é de 19,8 metros e a sua envergadura é de 3,82 metros. O tanque de propolente (querosene e oxigénio) tem um diâmetro de 2,68 metros. Cada propulsor tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). Cada propulsor tem um motor RD-117 e o tempo de queima é de cerca de 118 s. O RD-117 desenvolve 101.130 kgf no vácuo durante 118 s. O seu Ies é de 314 s e o Ies-nm é de 257 s, sendo o Tq de 118 s. Cada motor tem um peso de 1.200 kg, um diâmetro de 1,4 metros e um comprimento de 2,9 metros. Têm quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão no interior de 58,50 bar. Este motor foi desenhado por Valentin Glushko. O Blok A constitui o corpo principal do lançador e é o segundo estágio, estando equipado com um motor RD-118. Tendo um peso bruto de 99500 kg, este estágio pesa 6.550 kg sem combustível e é capaz de desenvolver 99.700 kgf no vácuo. Tem um Ies de 315 s e um Tq de 280s. Como propolentes usa o LOX e o querosene (capazes de desenvolver um Isp-nm de 248 s). O Blok A tem um comprimento de 27,1 metros e um diâmetro de 2,95 metros. O diâmetro máximo dos tanques de propolente é de 2,66 metros. Este estágio tem como componentes auxiliares as unidades de actuação das turbo-bombas (peróxido de hidrogénio) e os componentes auxiliares de pressurização dos tanques de propolente (nitrogénio). O motor RD-118 foi desenhado por Valentin Glushko nos anos 60. É capaz de desenvolver uma força de 101.632 kgf no vácuo, tendo um Ies de 315 s e um Ies-nm de 248 s. O seu tempo de queima é de 286 s. O peso do motor é de 1.400 kg, tendo um diâmetro de 1,4 metros, um comprimento de 2,9 metros. As suas quatro câmaras de combustão desenvolvem uma pressão de 51,00 bar. O terceiro e último estágio do lançador é o Blok I equipado com um motor RD-0110. Tem um peso bruto de 25.300 kg e sem combustível pesa 2.710 kg. É capaz de desenvolver 30.400 kgf e o seu Ies é de 330 s, tendo um tempo de queima de 230 s. Tem um Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

comprimento de 6,7 metros (podendo atingir os 9,4 metros dependendo da carga a transportar) e um diâmetro de 2,66 metros (com uma envergadura de 2,95 metros), utilizando como propolentes o LOX e o querosene. O motor RD-0110, também designado RD461, foi desenhado por Semyon Ariyevich Kosberg. Tem um peso de 408 kg e possui quatro câmaras de combustão que desenvolvem uma pressão de 68,20 bar. No vácuo desenvolve uma força de 30.380 kgf, tendo um Ies de 326 s e um tempo de queima de 250 s. Tem um diâmetro de 2,2 metros e um comprimento de 1,6 metros. A tabela seguinte indica os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo com o foguetão 11A511U Soyuz-U. Veículo Lançador Local Lançamento Plat. Lanç.

Lançamento

Data

Hora UTC

2010-033

30-Jun-10

15:35:13.875

Б15000-119

Baikonur

LC1 PU-5

2010-044

10-Set-10

10:22:56.829

Б15000-122

Baikonur

LC31 PU-6

2010-055

27-Out-10

15:11:49.852

И15000-123

Baikonur

LC1 PU-5

2011-004

28-Jan-11

01:31:38.952

И15000-126

Baikonur

LC1 PU-5

2011-017

27-Abri-11 13:05:21.049

Ю15000-116

Baikonur

LC1 PU-5

2011-027

21-Jun-11

14:38:15,013

И15000-128

Baikonur

LC1 PU-5

2011-028

27-Jun-11

15:59:59,907

76012222

GIK-1 Plesetsk

LC16/2

2011-F03

24-Ago-11

13:00:08,041

Л15000-132

Baikonur

LC1 PU-5

2011-062

30-Out-11

10:11:12,006

И15000-129

Baikonur

LC1 PU-5

2012-004

25-Jan-12

23:06:39,934

И15000-127

Baikonur

LC1 PU-5

Carga Progress M-06M (36748 2010-033A) Progress M-07M (37156 2010-044A) Progress M-08M (37196 2010-055A) Progress M-09M (37359 2011-004A) Progress M-10M (37396 2011-017A) Progress M-11M (37679 2011-027A) Cosmos 2472 (37727 2011-028A) Progress M-12M Progress M-13M (37857 2011-062A) Chibis-M Progress M-14M (38073 2012-004A)

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

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

Massa do veículo no lançamento

7.290 kg

Lançamento do Progress M-14M

Propolente nos tanques do sistema de reabastecimento

539 kg

Gás nos contentores do sistema de fornecimento de oxigénio: oxigénio

50 kg

Água no sistema de tanques Rodnik

420 kg

Propolente para utilização na ISS

250 kg

Os preparativos para o lançamento foram iniciados em Novembro de 2011 com a chegada à estação de caminho-de-ferro de Tyura Tam de um comboio com o veículo de carga 11Ф615А60 n.º 414. Depois das necessárias verificações alfandegárias, o comboio foi transferido para a rede de caminho-de-ferro do Cosmódromo de Baikonur e transportado para as instalações do edifício de integração e montagem da Área 254 onde seria preparado para o lançamento.

Carga no compartimento selado (massa total – 1.410 kg) Suporte de vida

6 kg

Sistema de abastecimento de água

107 kg

Sistema de controlo térmico

40 kg

Sistema de comando e controlo

36 kg

TV

8 kg

Equipamento de tráfego e navegação, comunicações por telefone e telegrafo, controlo de equipamento a bordo

2 kg

Meios de manutenção e reparação

3 kg

Meios sanitários

156 kg

Items de protecção individual contra incêndios Meios de iluminação Contentores de alimentos, produtos frescos Equipamento médico, roupas, higiene pessoal, meios de limpeza e de controlo do ar Equipamento para o módulo Zarya Equipamento para o módulo Pirs Equipamento para o módulo Rassvet Equipamento para o módulo Poisk Itens para a tripulação russa Equipamento para as experiências científicas Tipologia, Imune, Biodegradatsia, Matryoshka-R, Endurance e Test Parcelas para a tripulação Itens para os tripulantes russos Equipamento para a secção norte-americana (alimentos, instalações sanitárias e de higiene) Massa total de carga transportado para o edifício de integração e montagem do levadas a cabo a 23 de Janeiro.

Em Novembro e Dezembro foram realizados os testes integrados e autónomos do veículo, além de se proceder à inspecção dos sistemas de rádio e à selagem do seu compartimento de carga que continha já a maior parte dos itens a transportar para a ISS. A 20 de Dezembro a Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’ anunciava que os trabalhos de preparação do veículo de carga eram suspensos até Janeiro de 2012 para as férias de Inverno e do Natal Ortodoxo.

Os trabalhos de preparação da estação de abastecimento 11G12 (11Г12) na Área 31 17 kg foram iniciados a 29 de Dezembro. A 17 de Janeiro de 2012 teve lugar uma reunião da 304 kg Comissão Técnica que decidiu proceder com o abastecimento do Progress M-14M. O 184 kg abastecimento teria lugar nos dias 18 e 19 de Janeiro de 2012, seguindo-se as operações de 3 kg processamento finais que seriam executadas nas instalações do MIK 254 onde chegaria a 7 kg 19 de Janeiro. Os propolentes e os gases de 24 kg pressurização abastecidos seriam utilizados para as manobras orbitais e para as manobras 5 kg de aproximação e acoplagem com a ISS. No dia 20 de Janeiro o veículo era acoplado ao 138 kg compartimento de transferência. Este compartimento é um bloco cilíndrico que 88 kg permite a união entre a carga a ser colocada em órbita e o último estágio do foguetão 37 kg lançador, neste caso o Blok-I. No dia seguinte 164 kg era levada a cabo uma inspecção por parte dos especialistas da Corporação RKK Energia ‘Sergei Korolev’ e depois, a 25 de Outubro, o 199 kg veículo de carga era colocado no interior da carenagem de protecção, constituindo assim o 2.669 Módulo Orbital. Este conjunto seria lançador na Área 112 no dia 22 e as operações de integração seriam 6 kg

O transporte do foguetão lançador 11A511U Soyuz-U (И15000-127) com o veículo de carga 11Ф615А60 n.º 414 para a Plataforma de Lançamento PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5) teria lugar a 24 de Janeiro, iniciando-se dois dias de operações de preparação final para o lançamento. Às 2209:35UTC do dia 23 de Janeiro, o veículo de carga Progress M-13M separava-se do módulo Pirs da ISS, entrando posteriormente numa órbita circular com uma altitude média de 500 km em preparação para a separação do satélite Chibis-M e após a realização de duas manobras orbitais. A primeira manobra ocorreu às 0132:39UTC do dia 24 de Janeiro e a segunda manobra às 0218:55UTC do mesmo dia. O satélite Chibis-M separou-se com sucesso do veículo de carga às 2318:30UTC do dia 24 de Janeiro, Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

sendo impulsionado por uma mola e tendo ficado colocado numa órbita com um apogeu a 497,535 km, perigeu a 513,607 km, inclinação orbital de 51,62º e período orbital de 94,55 minutos. O satélite deverá implementar uma nova experiência geofísica que irá proporcionar um estudo compreensivo dos processos físicos que ocorrem das descargas eléctricas que ocorrem na atmosfera terrestre fazendo a análise das energias entre as ondas de rádio e os raios gama. Após a separação do Chibis-M, o Progress M-13M executaria uma queima de retrotravagem às 0225:00UTC com uma duração de 235,3 segundos, diminuindo a sua velocidade orbital em 125,6 m/s e iniciando um pouco mais tarde a reentrada na atmosfera. Os restos do Progress M-13M terão caído no Pacífico Sul às 0317:56UTC.

Com os preparativos finais e a contagem decrescente a decorrerem sem problemas, o lançamento do veículo de carga 11Ф615А60 n.º 414 / Progress M-14M teria lugar às 2306:39,934UTC do dia 25 de Janeiro. A tabela seguinte mostra os tempos das diferentes fases do lançamento:

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

Fase do lançamento

Tempo (m:s)

Ignição Final da queima e separação do 1º estágio Separação da carenagem de protecção Final da queima do 2º estágio Separação do 2º estágio / ignição do 3º estágio Separação da grelha de ligação 2º / 3º estágio Final da queima do 3º estágio Separação do Progress M-11M

0 1:58,78 2:39,76 4:45,05 4:47,30 4:57,05 8:45,88 8:49,18

Hora (UTC) 2309:39,93 2311:38,71 2312:19,69 2314:24,98 2314:27,23 2314:38,98 2318:25,81 2318:29,11

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Em Órbita

Segundo dados do Centro de Controlo de Korolev, TsUP, o Progress M-14M ficava colocado numa órbita inicial com um apogeu a 245 km de altitude, perigeu a 193 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 88,59 minutos. Nesta altura os parâmetros orbitais da ISS eram: apogeu a 407,30 km de altitude, perigeu a 377,60 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 92,30 minutos.

O Progress M-14M iniciava então uma perseguição à estação espacial internacional, realizando uma série de manobras orbitais para aproximar a sua órbita à órbita da ISS. A primeira manobra teve lugar durante a 3ª órbita às 0246:43UTC com os motores do veículo a serem accionados durante 25,6 s e a proporcionarem um impulso de 9,82 m/s. Após esta manobra o veículo ficou colocado numa órbita com um apogeu a 250,3 km de altitude, perigeu a 212,9 km de altitude, inclinação orbital de 51,65º e período orbital de 88,91 minutos. A segunda manobra orbital foi levada a cabo também na 3ª órbita às 0318:30UTC com os motores do veículo a serem accionados durante 58,8 s e a proporcionarem um impulso de 23,34 m/s. Após esta manobra o

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Em Órbita

Progress M-14M ficou colocado numa órbita com um apogeu a 297,8 km de altitude, perigeu a 232,8 km de altitude, inclinação orbital de 51,66º e período orbital de 89,71 minutos. A 3ª manobra orbital teve lugar no dia 26 de Janeiro às 2343:27UTC, efectuando-se na 17ª órbita. Desta vez os motores do veículo foram accionados durante 29,4 s e proporcionaram um impulso de 2,00 m/s. Após esta manobra o veículo de carga ficou colocado numa órbita com um apogeu a 297,5 km de altitude, perigeu a 238,1 km de altitude, inclinação orbital de 51,64º e período orbital de 89,77 minutos. O início da sequência automática de aproximação teve lugar às 2148:39UTC do dia 28 de Janeiro. O primeiro impulso da quarta manobra orbital teve lugar às 2209:44UTC com a velocidade do veículo a ser alterada em 30,02 m/s, enquanto que o segundo impulso ocorria às 2233:47UTC com a velocidade a ser alterada em 1,24 m/s. A activação do sistema Kurs (Kurs-A) no Progress M-14M teve lugar às 2235:00UTC e a activação do sistema Kurs (Kurs-P) no módulo Zvezda ocorreu às 2237:00UTC. O terceiro impulso, que é referente à manobra orbital n.º 5, ocorreu às 2255:14UTC com a velocidade do Progress M-14M a ser alterada em 31,12 m/s. A 80 km de distância (2259:19UTC), os dados no sistema Kurs-P são óptimos para a continuação da manobra. Pelas 2307:46UTC ocorria o nascer do Sol orbital e o teste de curta distância (15 km) entre o Kurs-A e o Kurs-P ocorreu às 2320:39UTC. A activação do transmissor VHF-2 do Zvezda para a ligação TORU ocorreu às 2326:19UTC a uma distância de 9 km, com a activação do sistema de televisão do Progress M-14M a ocorrer às 2327:39UTC quando o veículo estava a 8 km da ISS. O sistema de recepção do Progress M-14M para o sistema TORU foi activado às 2335:19UTC. Este sistema permite que o veículo seja comandado a partir da ISS caso surja algum problema na aproximação e acoplagem automática. O quarto impulso dos motores do veículo ocorreu às 2335:51UTC (alterando a velocidade em 6,39 m/s). A ligação do sistema TORU foi testada às 2337:59UTC a uma distância de 2 km, altura em que ocorre o ponto de alvo balístico. O quinto e o sexto impulso ocorreram às 2340:35UTC e às 2343:17TC, respectivamente, alterando a velocidade em 5,46 m/s e 1,96 m/s. Pelas 2346:26UTC o Progress M14M iniciava uma translação ao longo da ISS, ficando estacionário em relação à estação espacial às 2352:43UTC. A aproximação final iniciava-se às 2358:20UTC e a acoplagem com o módulo Pirs teve lugar às 0008:57UTC do dia 28 de Janeiro. Após a acoplagem e após a dissipação das forças residuais entre os dois veículos, os ganchos do sistema de acoplagem são encerrados e o controlo de atitude da ISS passou do centro de controlo russo para o centro de controlo norte-americano.

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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 Dezembro de 2011 e Janeiro de 2012. Por debaixo de cada satélite está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track e são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita. Data

UTC Local

Des. Int.

ORAD Designação Peso (kg)

Lançador

01 Dez. 2107:04 2011-073A 37948 Xichang, LC3 (35862 / 35714 / 55,14 / 1436,16)

Beidou-2 ‘Compass-IGSO5’ 2.300

CZ-3A Chang Zheng-3A (Y23)

11 Dez. 1117:00 2011-074 Baikonur, LC81 PU-24 (35789 / 35783 / 0,03 / 1436,07) 2011-074

Amos-5

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

37950

1.800 37951

Luch-5A 1.148

(35789 / 35783 / 4,78 / 1436,06) 12 Dez. 0121 2011-075A 37954 IGS-7A IGS Radar-3 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Dados não disponíveis a pedido do Governo Japonês 17 Dez. 0203:08 2011-076A 38007 ELISA-1 (W11) CSG Kourou, ZLS 970 (709 / 698 / 98,1 / 98,84) 2011-076B 38008 ELISA-2 (E24) 120 (670 / 659 / 98,27 / 98,03) 2011-076C 38009 ELISA-3 (W23) 120 (708 / 698 / 98,1 / 98,83) 2011-076D 38010 ELISA-4 (E12) 120 (669 / 660 / 98,27 / 98,03) 2011-076E 38011 SSOT Fasat-Charlie 120 (624 / 623 / 97,98 / 97,17) 2011-076F 38012 Plêiades 117 (699 / 697 / 98,21 / 98,73) 19 Dez. 1641:04 2011-077A 38014 NigComSat-1R Xichang, LC2 5.150 (35787 / 35784 / 0,18 / 1436,05) 21 Dez. 1316:15 2011-078A 38036 Soyuz TMA-03M (ISS-29S) Baikonur, LC1 PU-5 7.220 (405 / 378 / 51,64 / 92,39) 22 Dez. 0326:14 2011-079A 38038 ZY-1 Ziyuan-1 (2C) Taiyuan, LC9 2.100 (775 / 773 / 98,55 / 100,32) 23 Dez. 1508:10 2011-F04 14F112 Meridian (15L) GIK-1 Plesetsk, LC43/4 28 Dez. 1709:01 2011-080A Baikonur, LC31 PU-6 (926 / 920 / 52 / 103,49) 2011-080B (926 / 920 / 52 / 103,48) 2011-080C

38040

Globalstar-M084 700

38041

Globalstar-M080 700

38042

Globalstar-M082 700

H-2A/202 (F20)

Soyuz-STA/Fregat (Б15000-002/1021/VS02)

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y21)

11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-038)

CZ-4B Chang Zheng-4B (Y15)

14A14 Soyuz-2-1B/Fregat (164/1042)

14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (Б15000-007/1027/ST-24)

(926 / 918 / 52 / 103,45) Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

2011-080D

38043

Globalstar-M092 700

(926 / 916 / 52 / 103,44) 2011-080E

38044

Globalstar-M090 700

(926 / 916 / 52 / 103,44) 2011-080F

38045

Globalstar-M086 700

38046

ZY-3 Ziyuan-3 2.630

38047

Vesselsat-2 28

(926 / 919 / 52 / 103,47) 09 Jan. 0317:10 2012-001A Taiyuan, LC9 (508 / 496 / 97,49 / 94,66) 2012-001B

(501 / 488 / 97,49 / 94,5) 13 Jan. 0056:04 2012-002A 38049 Xichang, LC3 (35812 / 35759 / 2,37 / 1436,03) 20 Jan. 0038:00 2012-003A 38070 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B (41418 / 31209 / 0,17 / 1463,12) 25 Jan. 2306:40 2012-004A 38073 Baikonur, LC1 PU-5 (17P32-5) (405 / 378 / 51,64 / 92,39)

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

FY-2F Fengyun-2F 1.369 WGS-4 (USA-233) 5.987 Progress M-14M (ISS-46P) 7.250

CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26)

CZ-3A Chang Zheng-3A (Y22)

Delta-IV-M+(5,4) (D358)

11A511U Soyuz-U (И15000-127)

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Em Órbita

Outros Objectos Catalogados A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Janeiro de 2012. Data Lançamento Des. Int. ORAD Designação Veículo Lançador 09 Janeiro 2012-001C 38048 L14 (Y26) CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) 13 Janeiro 2012-002B 38050 H18 (Y22) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y22) 16 Junho 1993-036BRJ 38052 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135601) a (são catalogados 17 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036BSB 38069 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135601) 20 Janeiro 2012-003B 38071 Último estágio Delta-IV-M+(5,4) (D358) 25 Janeiro 2012-004B 38073 Blok-I 11A511U Soyuz-U (И15000-127)

Local de Lançamento Taiyuan, LC9 Xichang, LC3 GNIIP Plesetsk, LC132/1 GNIIP Plesetsk, LC132/1 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B Baikonur, LC1 PU-5

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Janeiro de 2012. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão. Data

Status

Des. Int.

ORAD Designação

Lançador

01 Jan. 01 Jan. 01 Jan. 02 Jan. 03 Jan. 04 Jan. 04 Jan. 04 Jan. 04 Jan. 05 Jan. 06 Jan. 06 Jan. 07 Jan. 08 Jan. 08 Jan. 09 Jan. 09 Jan. 09 Jan. 14 Jan. 15 Jan. 15 Jan.

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

1965-082US 1999-025TX 1999-025DGH 1966-041G 1993-036AU 1979-058D 1991-055B 1993-036BNE 1998-067CK 1969-082BJ 1999-025BSF 2011-072F 1997-051KG 2006-050H 2011-072E 1966-034C 1970-091R 1999-025VL 1999-025YD 1999-025DCD 1993-036AGS

26913 30166 33696 28210 33803 11555 21654 37525 37772 04195 31375 37946 34655 29543 37945 02208 04664 30203 30268 32465 35029

Titan-IIIC (3C-4) 15 Outubro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Scout-A (S146C) 15 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K78M Molniya-M/L 27 Junho Ariane-44L (V45) 14 Agosto 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11A511U Soyuz-U (И15000-126) 28 Janeiro SLV-2G Agena-D (525) 30 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-2C Chang Zheng-2C (Y20) 29 Novembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-2C Chang Zheng-2C (Y20) 29 Novembro Scout-B (S145C) 22 Abril 11K69 Tsyklon-2 (Ю22500-12Л) 30 Outubro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

(Destroço) Transtage-4 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 Blok-L H-10-3 (V45) (Destroço) Cosmos 2251 Kedr (RadioSkaf-B) (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) (Destroço) Iridium-33 (Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) Cosmos 375 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251

Data Lançamento Local Lançamento

Cabo Canaveral, LC40 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, PALC-D GIK-1 Plesetsk, LC132/1 NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 CSG Kourou, ELA2 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Baikonur, LC1 PU-5 Vandenberg AFB, SLC-1W Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC9 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC9 Vandenberg AFB, PALC-D NIIP-5 Baikonur, LC90/20 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1

D. Órbita

16879 4619 4619 16668 6775 11879 7448 6776 341 15437 4626 38 5228 1891 40 16698 15046 4629 4634 4635 6787 63


Em Órbita

15 Jan. 17 Jan. 17 Jan. 18 Jan. 18 Jan. 19 Jan. 20 Jan. 20 Jan. 21 Jan. 23 Jan. 24 Jan. 24 Jan. 24 Jan. 24 Jan. 25 Jan. 25 Jan. 25 Jan. 27 Jan. 27 Jan. 28 Jan. 28 Jan. 31 Jan.

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

2011-065A 1992-003A 1993-014X 1999-025AUF 1999-025DHN 1993-036AKR 1967-048F 1997-051FM 1999-025CJL 1999-025UR 1969-082LA 2006-026KZ 1997-051NQ 1993-036BQS 1999-025CQS 1993-036BCA 2011-062A 1999-025AXT 1993-036ADW 2006-026LS 2012-004B 2005-014B

37872 21847 28846 30769 33725 35447 26531 34369 31846 30184 18465 33085 34984 37991 32100 36475 37857 30881 34925 33102 38074 28643

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

Fobos-Grunt Cosmos 2176 (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Transit-16 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 Progress M-13M (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2421 Blok-I HAPS (F36)

Zenit-2FG (SLB41.1)

08 Novembro 24 Janeiro 15Zh58 Start-1 25 Março CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Scout-A (S156C) 18 Maio 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio SLV-2G Agena-D (525) 30 Setembro 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11A511U Soyuz-U (И15000-129) 30 Outubro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho 11A511U Soyuz-U (И15000-127) 25 Janeiro L-1011 Stargazar Pegasus-XL/HAPS (F36) 15 Abril 8K78M Molniya-M/2BL (78023608)

Baikonur, LC45 PU-1 NIIP-53 Plesetsk, LC43/4 GNIIP Plesetsk, LC158 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-5 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, SLC-1W GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Baikonur, LC1 PU-5 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 Baikonur, LC1 PU-5 Vandenberg AFB, RW3

68 7298 6872 4638 4638 6791 16318 5241 4641 4643 15456 2039 5245 6796 4645 6797 87 4647 6799 2043 3 2482

64


Em Órbita

Lançamentos orbitais previstos para Fevereiro e Março de 2012 Dia (UTC)

Lançador

Carga

Local

02 (2330)*

Safir

Navid-e Elm-o Sanat

Semnan

09 (1300)

Vega (VV01)

LARES ALMASat-1, AtmoCube E-ST@R, Goliat PW-Sat 1, UNICubeSat-1 XaTcobeo

CSG Kourou, ZLV

14 (1636 :37)

8K82KM Proton-M/Briz-M (93524/99526) SES-4

Baikonur, LC200 PU-39

16 (2246:00)

Atlas-V/551 (AV-030)

MUOS-1

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

26

CZ-3C Chang Zheng-3C

Compass-G5

Xichang, LC3

Fevereiro

Março 05

8K82KM Proton-M/Briz-M (93526/99528) Sirius FM-6

Baikonur, LC200 PU-39

09 (0941:00)

Ariane-5ES (VA205)

ATV-3 ‘Edoardo Arnaldi’

CSG Kourou, ELA-3

14 (1430:00)

L-1101 Stargazer Pegasus-XL (M48)

NuSTAR (SMEX-11)

Kwajalein

15

PSLV-C19 (PSLV-XL)

RISAT-1

Satish Dawan, SHAR, FLP

20 (0128:00)

Falcon-9

Dragon COTS-2/3

Cabo Canaveral, SLC-40

26

8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L)

Oko (71Kh6 7128?)

Baikonur, LC81 PU-24

29

Delta-IV-M+(5,2) 'Electra'

NRO L-25 ’Altair’

Vandenberg AFB, SLC-6

??

Safir-A1

Fajr

Semnan

??

CZ-2D Chang Zheng-2D

Gokturk-2

Jiuquan, 603

??

Strela

14F133 Kondor-E

Baikonur, LC175/59

??

8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) Intelsat-22

Baikonur, LC200 PU-39

* Já lançado a quando desta edição do Boletim Em Órbita

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados

Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG

Gennadi Ivanovich Padalka (4) Sergei Nikolayevich Revin (1) Joseph Michael Acaba (2)

Baikonur, LC1 PU-5 15 Maio – 2012

Oleg Viktorovich Novitsky Yevgeni Igorevich Tarelkin Kevin Anthony Ford

Shenzhou-9 Chang Zheng-2F/G (Y9) Jiuquan, 921 ?? – Junho – 2012

Yuri Ivanovich Malenchenko (5) Sunita Lyn Williams (2) Akihiko Hoshide (2) Soyuz TMA-05 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 15 Julho – 2012 Roman Yuriyevich Romanenko Chris Austin Hadfield Thomas Henry Marshburn

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

15 de Outubro 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 ¿????; ¿????; ¿???? ¿????; ¿????; ¿????

Jiuquan, 921

Shenzhou-10

CZ-2F Chang Zheng-2F (Y10)

05 de Dezembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Fyodor Nikolayevich Yurchikhin; Luca Salvo Parmitano; Karen LuJean Nyberg

Baikonur, LC1 PU-5

2 de Abril de 2013 Soyuz TMA-08M 11A511U-FG Soyuz-FG Baikonur, LC1 PU-5 Pavel Vladimirovich Vinogradov (3); Alexander Alexandrovich Misurkin (1); Christopher John Cassidy (2) Oleg Valeriyevich Kotov; Sergey Nikolayevich Ryazansky; Michael Scott Hopkins ?? de Maio de 2013 Soyuz TMA-09M 11A511U-FG Soyuz-FG Fyodor Nikolayevich Yurchikhin (4); Luca Salvo Parmitano (1); Karen LuJean Nyberg (2) Mikhail Vladislavovich Tyurin; Richard Alan Mastracchio; Koichi Wakata

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Setembro de 2013 Soyuz TMA-10M 11A511U-FG Soyuz-FG Oleg Valeriyevich Kotov (3); Sergey Nikolayevich Ryazansky (1); Michael Scott Hopkins (1) 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 (3); Richard Alan Mastracchio (4); Koichi Wakata (4) Cosmonauta Russo; Alexander Gerst; Gregory Reid Wiseman

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Março de 2014 Soyuz TMA-12M 11A511U-FG Soyuz-FG Alexander Vikentyevich Skvortsov (2); Oleg Germanovich Artemyev (1); Steven Ray Swanson (3) Dmitri Yurievich Kondratyev; Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Maio de 2014 Soyuz TMA-13M Cosmonauta Russo; Alexander Gerst (1); Gregory Reid Wiseman (1)

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Setembro de 2014 Soyuz TMA-14M 11A511U-FG Soyuz-FG Dmitri Yurievich Kondratyev (2); Elena Olegovna Serova (1); Astronauta dos EUA Cosmonauta Russo; Astronauta EUA; Astronauta EUA

Baikonur, LC1 PU-5

?? de ovembro de 2014 Soyuz TMA-15M Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Março de 2015 Soyuz TMA-16M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Maio de 2015 Soyuz TMA-17M 11A511U-FG Soyuz-FG Cosmonauta russo; Samantha Cristoforetti (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Setembro de 2015 Soyuz TMA-18M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de ovembro de 2015 Soyuz TMA-19M Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da ESA (?); Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

?? de Março de 2016 Soyuz TMA-20M Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Cosmonauta russo; Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

?? de Maio de 2016 Soyuz TMA-21M Cosmonauta russo; Thomas Pesquet (1) (?); Astronauta dos EUA Cosmonauta russo; Astronauta da JAXA (?); Astronauta dos EUA

11A511U-FG Soyuz-FG

Baikonur, LC1 PU-5

Futuras Expedições e actividades na ISS A Expedição 30 é composta por Daniel Burbank (Comandante – EUA), Anton Shkaplerov (Engenheiro de Voo – Rússia), Anatoli Ivanishin (Engenheiro de Voo – Rússia), Oleg Kononenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Donald Pettit (Engenheiro de Voo – EUA) e André Kuipers (Engenheiro de Voo – Holanda), tendo sido estes últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-03M a 21 de Dezembro de 2011. Shkaplerov, Ivanishin e Burbank regressam à Terra a 30 de Abril de 2012.

A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (Engenheiro de Voo – EUA), André Kuipers (Engenheiro de Voo – Holanda), Gennadi Padalka (Engenheiro de Voo – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. Kononenko, Kuipers e Pettit regressam à Terra a 1 de Julho de 2012.

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Sergei Revin (Engenheiro de Voo – Rússia), Joseph Acaba (Engenheiro de Voo – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Sunita Williams (Engenheiro de Voo – EUA) e Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), sendo estes três últimos lançados a 15 de Julho de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M. A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Akihiko Hoshide (Engenheiro de Voo – Japão), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia) e Kevin Ford (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 15 de Outubro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M. A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Engenheiro de Voo – Rússia), Yevgeni Tarelkin (Engenheiro de Voo – Rússia), Roman Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Chris Hadfield (Engenheiro de Voo – Canadá) e Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA), sendo estes três últimos lançados a 5 de Dezembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M. A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Engenheiro de Voo – Rússia), Thomas Marshburn (Engenheiro de Voo – EUA) e por Pavel Vinogradov (Engenheiro de Voo – Rússia); Alexander Misurkin (Engenheiro de Voo – Rússia); Christopher Cassidy (Engenheiro de Voo – EUA).

Actividades futuras na ISS As próximas actividades que serão levadas a cabo na estação espacial internacional. 2012 Fevereiro 16 – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-30) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Kononenko e Shkaplerov. Março 9 – Lançamento do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" 19 – Acoplagem do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" ao módulo Zvezda Abril 19 – Separação do veículo de carga Progress M-14M do módulo Pirs 20 – Lançamento do veículo de carga Progress M-15M 22 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-15M ao módulo Pirs 30 – Separação da Soyuz TMA-22 do modulo Pirs e aterragem com os cosmonautas Shkaplerov, Ivanishin e Burbank ?? – Reentrada do Progress M-14M Maio 15 – Lançamento da Soyuz TMA-04M com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba 17 – Acoplagem da Soyuz TMA-04M com o módulo Poisk Junho 26 – Lançamento do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" ?? - Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-31) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Padalka e ???. Julho 1 – Captura do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" e acoplagem ao módulo Harmony utilizando o SSRMS 1 – Separação da Soyuz TMA-03M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Kononenko, Kuipers e Pettit 15 – Lançamento da Soyuz TMA-05M com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams e Hoshide 17 – Acoplagem da Soyuz TMA-05M com o módulo Rassvet 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 Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

Agosto 15 – Separação do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" do módulo Harmony utilizando o SSRMS 27 – Separação do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" do módulo Zvezda Outubro 1 – Separação da Soyuz TMA-04M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba 15 – Lançamento da Soyuz TMA-06M com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford 17 – Acoplagem da Soyuz TMA-06M com o módulo Poisk 23 – Lançamento do veículo de carga Progress M-17M 25 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-17M com o módulo Zvezda ovembro 21 – Separação da Soyuz TMA-05M do módulo Rassvet e aterragem com os cosmonautas Malenchenko, S.Williams, Hoshide Dezembro 5 – Lançamento da Soyuz TMA-07M com os cosmonautas Romanenko, Hadfield e Marshburn 7 – Acoplagem da Soyuz TMA-07M com o módulo Rassvet 25 – Separação do veículo de carga Progress M-16M do módulo Pirs 26 – Lançamento do veículo de carga Progress M-18M 28 – Acoplagem do Progress M-18M com o módulo Pirs (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-32) desde a escotilha do módulo Pirs 2013 Janeiro (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-19) da escotilha do módulo Quest 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 Datas a determinar (a determinar) – Lançamento do módulo MLM "Nauka" (a determinar) – Acoplagem do módulo MLM "Nauka" com o módulo Zvezda (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-33) desde a escotilha do módulo Pirs (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 (a determinar) – Separação do veículo de carga Progress M-18M com o Pirs do módulo Zvezda

Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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Em Órbita

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

Hora

ome

02 Dez. 03 Dez. 04 Dez. 19 Dez. 19 Dez. 20 Dez. 23 Dez. 23 Dez. 27 Dez. 30 Dez.

2200 0721

ICI-3

1448 0801 1530 1530 0300

11 Jan. 1325 12 Jan. 2051 28 Jan. 1815

ASA 12.074GT SITG-A III

Lançador

Local

VS-30 (V08) SV-30/Orion STIG-A MR-30 S-310-40 53T6 Gazelle Bulava Bulava RS-18 UR-100N (SS-18) JL-2 (CSS-X-4)

Natal Svalbard, Suécia Spaceport America VLC, EUA Kapustin Yar, Rússia Uchinoura Sary-Shagan, Cazaquistão Yuri Dolgorukiy, Mar Branco Yuri Dolgorukiy, Mar Branco Baikonur

Terrier-Improved Malemute S-520-26 STIG-A

Wallops FF, Wallops Island Uchinoura Spaceport America

19 Dezembro – S-310-40 A agência espacial japonesa JAXA levou a cabo às 1448UTC do dia 19 de Dezembro o lançamento do foguetão sonda S-310-40 a partir do Centro Espacial de Uchinoura. A missão destinava-se a analisar a propagação de ondas de rádio na ionosfera durante a noite. O voo e a missão decorreu sem problemas, com a abertura da parte superior do veículo a ocorrer pelas 1449UTC. Atingiu uma altitude máxima de 180 km pelas 1451UTC. O veículo acabou por amarar perto do local de lançamento. Durante a missão foi registada uma área de alta densidade de electrões a uma altitude de 103 km e a cerca de 1m 20s de voo.

30 Dezembro – JL-2 (CSS-NX-4) A 30 de Dezembro pelas 0300UTC a China terá levado a cabo com sucesso um teste de um míssil balístico intercontinental JL-2 (CSS-NX-4) ‘巨浪-2’, Julang-2. Lançado a partir de um submarino, o JL-2 é um veículo a dois estágios de propulsão sólida com um alcance de até 5.000 km. O míssil pode transportar uma única ou várias ogivas nucleares.

11 Janeiro – NASA 12.074 GT Hall A missão NASA 12.074GT Hall estava originalmente prevista para ter lugar em Outubro de 2011. A missão consistiu no segundo teste do foguetão sonda Terrier-Improved Malemute lançado desde o Wallops Island Flight Facility, Wallops Island. A bordo seguiu uma carga de diagnóstico para fornecer dados para caracterizar a performance da configuração do veículo. A carga também incluiu o sistema ALVIS (Aft Looking Vídeo System). O primeiro voo do Terrier-Improved Malemute teve lugar a 27 de Março de 2010 desde Wallops Island. O lançamento teve lugar às 1325UTC do dia 11 de Janeiro de 2012

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Em Órbita

12 Janeiro – S-520-26 A agência espacial japonesa JAXA levou a cabo às 2051UTC do dia 12 de Janeiro o lançamento do foguetão sonda S-520-26 a partir do Centro Espacial de Uchinoura. A missão destinava-se a clarificar os processos de combinação da atmosfera neutra e do plasma na termosfera. O voo e a missão decorreu sem problemas, com a abertura da parte superior do veículo a ocorrer aos 58 segundos de voo. Quando atingiu a sua altitude máxima de 290 km aos 278 segundos de voo, o sistema de emissão de lítio foi activado para libertar vapor de lítio. Um dos dispositivos a bordo (o analisador de energia de massa de iões) não levou a cabo as operações como estava previsto, mas os outros dispositivos, incluindo uma sonda de impedância, uma sonda Langumuir, um transmissor, um dispositivo de medição electromagnética e um sensor solar, trabalharam sem problemas durante a fase de ascensão e descida do veículo. Foram observadas nuvens vermelhas durante 30 minutos devido à libertação do lítio. As observações foram realizadas desde Uchinoura, Shukumo e Muroto.

28 Janeiro – STIG-A (STIG-A III) O foguetão sonda STIG-A desenhado e construído pela Armadillo Aerospace, foi lançado com sucesso às 1815UTC do dia 28 de Janeiro de 2012. Este foi o mesmo veículo que havia sido utilizado num teste semelhante levado a cabo a 4 de Dezembro de 2012, provando assim a reutilização do sistema. O lançamento teve lugar desde o Spaceport America e atingiu uma altitude de 82 km. Uma falha do sistema de recuperação denominado ballute (balão e pára-quedas) controlado por GPS, impediu a sua abertura como estava prevista. O veículo foi no entanto recuperado na área prevista de recolha e a ogiva juntamente com o ballute foram recuperados intactos dentro da área do Spaceport America.

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Em Órbita

Cronologia Astronáutica (LXXIV) Por Manuel Montes -Julho de 1949: A Marinha norte-americana instala a estrutura externa de um navio em pleno deserto e coloca uma V-2 no seu porão. Imediatamente depois do despegue permite-se que o míssil caía de novo sobre o porão e expluda. Pretende-se assim comprovar sem perigo que nível de danos pode ocasionar um míssil de propolentes líquidos numa falha durante o seu lançamento desde um barco no alto mar. Os destroços são tão importantes que se recomenda utilizar só mísseis de propolentes sólidos neste cenário. -Julho de 1949: Tikhonravov mostra a Korolev os cálculos da sua equipa sobre um veículo, baseado no míssil R-3, capaz de alcançar a velocidade orbital. Três R-3 unidos paralelamente entre si poderiam conseguir a façanha. Korolev recomenda então a Tikhonravov que prepare um relatório sobre a possibilidade de lançar um satélite, o qual será apresentado na Academia das Ciências da Artilharia. -Julho de 1949: Estaline reclama uma aceleração do programa de mísseis. A cúpula soviética não tolerará distracções que impeçam a prontidão dos mísseis R-1, R-2, etc. Por isso, Korolev vê-se impedido de defender a sua cruzada em pró da aprovação de um programa dedicado a colocar em órbita um satélite artificial. -29 de Agosto de 1949: A URSS testa a sua primeira bomba atómica, em Semipalatinsk, Cazaquistão. -6 de Setembro de 1949: Depois de um adiamento devido à congelação de uma turbina em consequência de uma fuga de oxigénio líquido, é lançado o foguetãosonda Viking-2 (RTV-N-12-2) desde White Sands. Como na ocasião anterior, o motor apaga-se prematuramente aos 49 segundos, devido a uma rotura da carcaça da turbina (esta será reforçada no lançamento seguinte e o problema não reaparecerá). Alcança 51 km de altitude e o cone dianteiro é separado com êxito. -10 de Setembro de 1949: É lançado desde Kapustin Yar o primeiro de uma vintena de mísseis R-1 da segunda série. Empregam um sistema de telemetria melhorado. -16 de Setembro de 1949: A V-2 número 32 despega desde White Sands para levar a cabo a missão Blossom-IVC. Ocorre uma explosão na parte posterior aos 11 segundos de voo e o veículo, que foi ligeiramente alargado e transporta o macaco Albert-III, explode definitivamente aos 25 segundos. Só se alcançam 4 km de altitude. -21 de Setembro de 1949: O grupo de Korolev finaliza o desenvolvimento de um míssil de maior alcance que o R-1. Chama-se R-2 Pobeda (ou SS-2 Sibling, como será conhecido no Ocidente) e o seu aspecto externo é basicamente o de uma V-2 com um corpo prolongado cerca de 3 metros. No interior, porém, podem-se apreciar diversas melhorias, como o novo motor RD-101 (desenhado por Glushko), uma estrutura de menor peso e tanques para os propolentes mais grandes (integrados com a "pele" do míssil). Consume álcool como combustível e oxigénio líquido. Pesando só 350 kg a mais do que o R-1 sem propolentes, transporta um sistema de orientação mais avançado e uma cabeça explosiva separável do corpo. Isto permite proteger só a ogiva para resistir à força aerodinâmica da descida para o alvo, enquanto que o resto do míssil pode ser fabricado em alumínio, mais ligeiro. Com esta configuração, o R-2, que se converterá na principal força de mísseis soviética da época, pode levar uma ogiva explosiva de 1,5 toneladas até 590 km de distância. Para ensaiar o míssil (sistemas principiais), Korolev prepara o R-2E, uma versão experimental cerca de 70 cm mais pequena que a definitiva. O primeiro lançamento efectua-se a 21 de Setembro, apesar de outras fontes indicarem o dia 25 de Setembro. Os testes seguintes efectuar-se-ão a 30 de Setembro, 2, 8 e 11 de Outubro. Os resultados são diversos: o primeiro alcança 541 km, o segundo 562 km, mas o terceiro só chega aos 324 km. Os dois últimos percorrem 570 e 9 km, respectivamente. Os dois voos que falham são devido à aparição de fogo na zona posterior do míssil. -29 de Setembro de 1949: A V-2 número 49 parte com êxito desde White Sands num voo de estudo das radiações solares e cósmicas, da ionosfera e dos micrometeoritos. Atingirá 151 km de altitude. 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 “0oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “0oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “0C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”. Em Órbita – Vol.12 – .º 121 / Fevereiro de 2012

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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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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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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.

Constantes Algumas constantes de interesse: •

7726 m/s

(8000), Velocidade orbital terrestre a uma altitude de 300 km

3075 m/s

(3000), Velocidade orbital na órbita geossíncrona (35786 km)

6371 km

(6400), Raio médio da Terra

6378 km

(6400), Raio equatorial da Terra

1738 km

(1700), Raio médio da Lua

5.974e24 kg

(6e24), Massa da Terra

7.348e22 kg

(7e22), Massa da Lua

1.989e30 kg

(2e30), Massa do Sol

3.986e14 m3/s^2

(4e14), Constante gravitacional vezes a massa da Terra

4.903e12 m3/s^2

(5e12), Constante gravitacional vezes a massa da Lua

1.327e20 m3/s^2

(13e19), Constante gravitacional vezes a massa do Sol

384401 km

(4e5), Distância media entre a Terra e a Lua

1.496e11 m

(15e10), Distância media entre a Terra e o Sol (Unidade astronómica)

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Em Órbita n.º 121 - Fevereiro de 2012  

Edição do Boletim Em Órbita referente ao mês de Fevereiro de 2012. Neste número: lançamentos orbitais em Janeiro de 2012, um artigo sobre a...

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Edição do Boletim Em Órbita referente ao mês de Fevereiro de 2012. Neste número: lançamentos orbitais em Janeiro de 2012, um artigo sobre a...

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