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Em Órbita Em Órbita n.º 122 (Vol. 12) – Março de 2012

O Em Órbita está no Twitter Visite-nos no Twitter em http://twitter.com/zenite_nu Índice Obituário – Janice Elaine Voss 30ª actividade extraveícular da Rússia na ISS Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2012 Irão lança satélite avid O voo inaugural do foguetão Veja O primeiro Proton-M de 2012 lança SES-4 ovo satélite de navegação da China MUOS – Comunicações militares móveis Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Lançamentos orbitais previstos para Março e Abril de 2012 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições e actividades na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXXV) Explicação dos termos técnicos

3 4 6 7 10 25 35 56 69 70 70 72 73 75 78 80 81

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

a Capa: O primeiro foguetão Vega aguarda a hora do seu lançamento desde Kourou, Guiana Francesa. Imagem: ESA.

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Obituário Janice Elaine Voss Veterana de cinco missões espaciais, a astronauta Janice Elaine Voss faleceu no dia 6 de Fevereiro de 2012 com 55 anos de idade. Nascida a 8 de Outubro de 1956 em South Bend, Indiana, considerava Rockford, Ilinois, como a sua cidade natal. Obteve um bacharelato em engenharia pela Universidade de Pardue em 1975 e posteriormente um mestrado em 1977, seguindo-se o doutoramento em 1987 em aeronáutica / astronáutica pelo Instituto de Tecnologia do Massachusetts. Frequentou também a Universidade do Oklahoma e a Universidade de Rice. Trabalhou no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, entre 1973 e 1975 levando a cabo simulações computadorizadas. Após uma pausa de dois anos para se formar no MIT, regressou ao Centro Espacial Johnson em 1977 e trabalhou como treinadora de tripulações na área da reentrada e navegação. Após a finalização do seu doutoramento em 1987, Voss ingressou na Orbital Sciences Corporation para trabalhar no TOS (Transfer Orbit Stage), um estágio superior que colocou em órbita o satélite ACTS (Advanced Communications Technology Satellite) na missão STS-51 em 1993. Candidatou-se quatro vezes para astronauta antes de ser aceite como uma dos 23 candidatos seleccionados pela agência espacial norte-americana em Janeiro de 1990. em Julho de 1991 qualificou-se como especialista de missão do vaivém espacial enquanto trabalhava no ramo de desenvolvimento de missão no Spacelab / Spacehab. Mais tarde trabalhou no ramo de robótica. A sua primeira missão espacial teve lugar entre 21 de Junho e 1 de Julho de 1993 a bordo do vaivém espacial OV-105 Endeavour na missão Spacehab SH-01. Esta missão teve uma duração de 9 dias 23 horas 44 minutos e 55 segundos e Janice E. Voss tornou-se no 182º ser humano e na 293º astronauta (juntamente com Nancy Jane Sherlock Currie e Peter Jeffrey Kelsay Wisoff) a realizar uma missão espacial orbital. O seu segundo voo espacial ocorreu entre 3 e 11 de Fevereiro de 1995 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery na missão Spacehab SH-03. Esta missão foi a primeiro a realizar uma manobra de encontro orbital com a estação espacial russa Mir. A missão teve uma duração de 8 dias 6 horas 28 minutos e 15 segundos, com Janice Voss a tornar-se na 125ª astronauta dos Estados Unidos e no 172º ser humano a levar a cabo duas missões espaciais orbitais (juntamente com o astronauta Bernard Anthony harris, Jr.). A terceira missão espacial de Janice Voss ocorre de 4 a 8 de Abril de 1997 a bordo do vaivém espacial OV-102 Columbia na missão MSL-1. Esta missão teve de ser encurtada devido a um problema técnico com uma célula de combustível, tendo uma duração de 3 dias 23 horas 12 minutos e 39 segundos. A astronauta tornou-se na 85ª astronauta dos Estados Unidos e no 111º ser humano a realizar três missões espaciais orbitais (juntamente com James Domanld Halsell, Jr. e Donald Alan Thomas). Esta missão tinha como objectivo estudar várias ciências e a NASA decidiu manter a tripulação e realizar uma nova missão. Assim, o quarto voo de Janice Voo ocorreu entre 1 e 17 de Julho de 1997 a bordo do vaivém espacial Columbia na missão MSL-1R que teve uma duração de 15 dias 16 horas 44 minutos e 33 segundos, e na qual foram realizadas mais de 30 experiências de combustão em microgravidade, dinâmica de fluidos, etc. Janice Voss tornou-se na 39ª astronauta dos Estados Unidos e no 44º ser humano a realizar quatro missões espaciais orbitais (juntamente com James Domanld Halsell, Jr. e Donald Alan Thomas). A quinta e última missão espacial de Janice Voss ocorreu entre 11 e 22 de Fevereiro de 2000 a bordo do vaivém espacial Endeavour na missão SRTM que levou a cabo o mapeamento da superfície terrestre com um detalhe sem precedentes até então. A missão teve uma duração de 11 dias 5 horas 38 minutos e 50 segundos, e Janice Voss tornou-se na 5ª astronauta dos Estados Unidos e no 18º ser humano a realizar cinco missões espaciais orbitais. No total acumulou 49 dias 3 horas 49 minutos e 12 segundos de experiência em voo espacial. Entre Outubro de 2004 e Novembro de 2007 serviu como Directora de Ciência para o observatório espacial Kepler.

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Voo espacial tripulado 30º actividade extraveícular da Rússia na ISS No dia 16 de Fevereiro de 2012 dois cosmonautas russos realizaram a 30º actividade extraveícular russa para a montagem ou manutenção estação espacial internacional. Realizada por Anton Shkaplerov e Oleg Kononenko, este passeio espacial teve uma duração de 6 horas e 15 minutos, e os principais objectivos da 162ª actividade extraveícular para a montagem ou manutenção da ISS eram a recolocação de equipamentos entre módulos e a instalação de painéis de protecção contra detritos espaciais. No entanto, este objectivo acabaria por ser adiado para uma actividade extraveícular posterior. As actividades de preparação para esta saída para o exterior da ISS decorreram entre as 1220UTC e as 1240UTC, e a actividade extraveícular teve início pelas 1431UTC com a abertura da escotilha de acesso ao exterior do módulo Pirs foi aberta. Oleg Kononenko envergava o fato extraveícular Orlan-MK n.º 4 e era designado EV-1, enquanto que Anton Shkaplerov envergava o fato extraveícular Orlan-MK n.º 6 e era designado EV-2. A recolocação do guindaste Strela-1 foi a principal tarefa desta actividade extraveícular. Montado no exterior do Pirs, o Strela-1 teria de ser transportado para uma nova posição no exterior do módulo Poisk, o pequeno módulo de pesquisa russo. Esta tarefa estava inicialmente prevista para a actividade extraveícular russa que se realizou em Agosto de 2011, mas na altura acabaria por ser adiada devido à insuficiência de tempo que foi gasto com outras tarefas. A estação espacial internacional está equipada com dois guindastes Strela, tendo um deles sido lançado a bordo do módulo Pirs e o primeiro foi lançado a bordo do vaivém espacial norteamericano nas primeiras missões de construção da estação espacial internacional. Os guindastes, um equipamento já utilizado na estação espacial Mir, são utilizados para manobrar grandes equipamentos no exterior da secção russa da ISS e ao contrário do Sistema de Manipulação Remota da ISS (SSRMS – Space Station Remote Manipulator System), os Strela são operados a partir do exterior da estação espacial. A deslocação do Strela-1 para o módulo Poisk foi necessária devido ao facto de que no próximo ano a Rússia irá lançar um novo módulo para a ISS, o Nauka, que é um módulo laboratorial multipropósito e que será acoplado no mesmo local que actualmente é ocupado pelo módulo Pirs, isto é o ponto nadir do Zvezda. Antes da chegada do Nauka, o Pirs será separado da ISS e descartado e assim os dois guindastes Strela bem como uma escada de suporte têm de ser recolocados para poderem ser utilizados no futuro. O módulo nauka será colocado em órbita por um foguetão 8K82KM ProtonM em Junho de 2013 e a sua acoplagem está prevista para ter lugar no mês seguinte. O Pirs deverá ser separado da ISS após o lançamento bem sucedido do Nauka. O processo de separação será feito pelo veículo de carga Progress M-20M que irá acoplar ao Pirs em Abril de 2013. Ao se separar da ISS, o Progress M-20M trará consigo o módulo Pirs. A recolocação do Strela-2 terá lugar em Agosto de 2012 e será fixado num adaptador no módulo Zarya mais precisamente no FRGF (FGB Flight Releasable Grapple Fixture) que foi por sua vez recolocado do PMA-3 (Pressurised Mating Adapter-3) durante um passeio espacial realizado em Fevereiro de 2011 durante a missão STS-133. o dispositivo FRGF foi utilizado pelo sistema de manipulação remota do vaivém espacial em 1998 durante a missão STS-88 e que permitiu a acoplagem entre o Zarya e o módulo Unity. Após a recolocação do Strela-1 com o auxílio do Strela-2, os dois cosmonautas deveriam ter procedido à instalação de cinco painéis SMDP (Service Module Debris Panels) no segmento de pequeno diâmetro do Zvezda. Os painéis seriam fixados nos corrimões Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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exteriores do módulo. Esta instalação é necessária porque várias análises mostraram que a actual protecção MMOD (Micro Meteoroid Orbital Debris) encontra-se enfraquecida em algumas áreas. Porém, devido ao tempo que os dois homens demoraram na recolocação do Strela-1, esta tarefa foi adiada para Agosto de 2012. Várias outras tarefas foram entretanto executadas pelos cosmonautas tirando assim partido da sua localização. Estas tarefas incluíram a realização da experiência TEST, a instalação de estruturas de suporte para a escada extraveícular no Pirs e a instalação de dois painéis de exposição de amostras Vynoslivost no Poisk.

Várias imagens que mostram diferentes aspectos do passeio espacial realizado a 16 de Fevereiro de 2012 no exterior da ISS pelos cosmonautas Oleg Kononenko e Anton Shkaplerov. Imagens: ASA

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Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2012 Em Fevereiro de 2012 foram levados a cabo 5 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 13 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Fevereiro de 2012 foram realizados 4844 lançamentos orbitais, 366 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,6% do total e a uma média de 6,8 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Janeiro no qual se verificam menos lançamentos orbitais (290 lançamentos que correspondem a 6,0% do total de lançamentos com uma média de 5,3 lançamentos) e 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).

4 2 2 01 0 0

4

3

1967

1962

2

4

1972

4

5

6

8

8

8 6

5

9

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6

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7

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3

5 2

3

2002

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2012

12

2007

12

12 10 8 6

1982

18 16 14

1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Fevereiro 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 (Fevereiro)

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 14

20 2

8

9

Lançamentos

100

2012

2007

2002

1997

1992

1987

1982

1977

1972

1967

1962

1957

0

Ano

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Irão lança satélite Navid Após vários anúncios de que o Irão iria colocar em órbita o seu terceiro satélite artificial durante as comemorações de mais um aniversário da Revolução Islâmica, o satélite Navid-e Elm-o Sanat foi colocado em órbita por um foguetão Safir.

Os lançadores espaciais do Irão Já antes da Revolução Islâmica de 1979, o Xá do Irão intencionava tornar o país uma nação tecnologicamente avançada. Para além do desenvolvimento de tecnologia nuclear, os dirigentes iranianos pretendiam desenvolver a tecnologia que no futuro lhes permitisse o lançamento de armas nucleares e por consequência o acesso ao espaço. Os planos terão sido postos de parte pela nova classe governativa após a revolução de 1979, mas pouco depois, e no calor da guerra com o Iraque, tornou-se evidente que o desenvolvimento da tecnologia de mísseis balísticos teria de ser levado a cabo. Daqui aos lançadores espaciais seria um pequeno passo.

Impedido de obter a tecnologia necessária para o desenvolvimento dos seus mísseis, o Irão iniciou um ambicioso programa de desenvolvimento que culminou a 2 de Fevereiro de 2009 com a colocação em órbita do pequeno satélite Omid utilizando o foguetão Safir-1A de dois estágios. Este lançador vai buscar as suas principais características ao foguetão Safir (‫ف‬WWW‫رس‬WWWW‫ )ي‬que por sua vez deriva do míssil balístico Shahab. O primeiro lançamento do foguetão Safir terá acontecido a 4 de Fevereiro de 2008 com o lançamento de uma missão suborbital designada Kavoshgar-1 (‫گر‬WWWWWWWW‫ کاوش‬١) que transportou instrumentação para realizar medições da alta atmosfera. O primeiro estágio ter-se-ia separado aos 100 segundos de voo, sendo recuperado após uma descida em pára-quedas. O segundo estágio teria chegado a uma altitude de 200 km. Curiosamente, já a 25 de Fevereiro de 2007 as autoridades iranianas haviam anunciado o lançamento de um foguetão-sonda que supostamente havia atingido os 250 km de altitude. Mais tarde era anunciado que o Irão tinha a intenção de colocar um satélite em órbita. A 17 de Agosto de 2008 era anunciada a colocação em órbita de um modelo do satélite Omid utilizando o foguetão Safir. Segundo havia sido anunciado pelo principal responsável pela agência espacial iraniana, Reza Taghizadeh, o Irão havia colocado um satélite a uma altitude de 650 km, orbitando a Terra oito vezes por dia. No entanto, este satélite nunca foi detectado em órbita e aparentemente o lançador teria sofrido uma falha catastrófica durante a ignição do seu segundo estágio.

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O satélite Omid seria colocado em órbita pelas 1836UTC do dia 2 de Fevereiro de 2009 utilizando o foguetão Safir-1A (OES.0002) lançado desde a base de lançamento de Semnan situada no deserto de Dasht-e-Kavir. Segundo os dados disponíveis o lançador Safir2 é um lançador a dois estágios e tem um comprimento de 22 metros, diâmetro de 1,25 metros, uma massa de 26.000 kg e consumirá propolentes hipergólicos. No entanto, É possível qur o lançador Safir-2 seja equivalente ao lançador Safir, sendo o numeral utilizado para designar apenas o seu segundo lançamento. Lançamento

Data

2008-F02 2009-004 2011-025 2012-005

4-Fev-08 16-Ago-08 2-Fev-09 15-Jun-11 3-Fev-12

Veículo Lançador ??? ??? OES.0002 UIS.0001 ERS2002

Local Lançamento

Satélite

Semnan Semnan Semnan Semnan Semnan

??? Safir-e-Omid Omid (33506 2009-004A) Rasad-1 (37675 2011-025A) avid-e Elm-o Sanat (38075 2012-005A)

Após o lançamento do satélite Omid, os especialistas iranianos iniciaram o melhoramento do lançador para aumentar a sua capacidade orbital. O resultado foi o lançamento do satélite Rasad-1 a 15 de Junho de 2011 por um foguetão Safir-1B. Entretanto, a 3 de Fevereiro de 2010, o Presidente Iraniano, Mahmoud Ahmadinejad mostra um modelo do foguetão Simorgh. Este lançador a dois estágios terá um comprimento de 25,974 metros e uma massa de 77.000 kg no lançamento. O seu primeiro estágio terá um diâmetro de 2,4 metros estará equipado com cinco motores, sendo quatro motores capazes de gerar 29.000 kgf cada um e um quinto motor capaz de gerar 13.600 kgf. O segundo estágio terá um comprimento de 8,158 metros e um diâmetro de 1,5 metros, desenvolvendo uma força de 7.200 kgf. O Simorgh será capaz de colocar numa órbita a 500 km de altitude um satélite com uma massa de 60 kg. Continuando a desenvolver o lançador Safir, o Irão coloca em órbita o seu terceiro satélite a 3 de Fevereiro de 2012. Os detalhes exactos do foguetão Safir-1A e do Safir-1B são desconhecidos. Crê-se que o 1º estágio 2º estágio primeiro estágio utiliza uma única câmara de 1,25 1,25 Diâmetro (m) combustão alimentada por uma turbo-bomba 17 3,2 Comprimento (m) capaz de gerar uma força entre os 30.000 e os 21.400 2.700 Massa do propolente (kg) 34.000 kgf ao nível do mar, e quatro aletas de 24 3 Massa total (kg) grafite prolongam-se até às chamas de exaustão para proporcionar direccionalidade. Os motores UDMH? / N2O4? UDMH? / N2O4? Propolentes deverão ser alimentados a UDMH ou com uma Impulso específico (nível do mar, s) 226 mistura de querosene e gasolina queimada 264 290 Impulso específico (vácuo, s) juntamente com um oxidante armazenável. Por 160 390 Tempo de queima (s) seu lado, o segundo estágio poderá utilizar outros propolentes. O quadro apresenta as características aproximadas do lançador. Segundo fontes iranianas, o foguetão utilizado para orbitar o Navid-e Elm-o Sanat (Safir-e Navid), era capaz de gerar mais 20% de força do que os lançadores anteriores.

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O satélite avid-e Elm-o Sanat O satélite Navid-e Elm-o Sanat (ou simplesmente Navid) foi pela primeira vez anunciado após o lançamento do primeiro satélite iraniano, Omid. Na altura o Irão anunciou o lançamento de três satélites «num futuro» próximo, sendo estes, para além do Navid, os satélites Tolou e Mesbah-II. O Navid-e Elm-o Sanat (‫)صـــنعت و علم دینــو‬, cujo nome significará “Esperança na Ciência e Tecnologia, foi construído pela Universidade de Ciência e Tecnologia de Teerão (Universidade de Elm-o Sanat), porém outras informações apontam para que o satélite tenha sido desenvolvido pela Universidade de Sharif. No lançamento tinha uma massa de 50 kg e o satélite será utilizado para a obtenção de imagens da superfície terrestre com uma resolução de 400 metros. As autoridades iranianas referiram-se ao satélite como um veículo de detecção remota e um satélites de “…telecomunicações, medição e científico, cujos registos podem ser utilizados num variado leque de aplicações.” O lançamento do novo satélite foi anunciado pela agência de notícias semi-oficial Mehr no dia 6 de Outubro de 2011, referindo que o lançamento teria lugar em finais de Março de 2012. No dia 12 de Novembro o Ministro da Defesa General Ahmad Vahidi referia que o Irão estava pronto para lançar três novos satélites, nomeadamente o Fajr (Amanhecer), Navid (Esperança, Promessa) e o Tolou (Levantar) durante o actual e no seguinte ano iraniano que se inicia a 20 de Março. Na altura era referido que o satélite Fajr seria colocado em órbita por um foguetão Safir (Safir-e-Fajr) e que os outros dois satélites seriam lançados pelo novo foguetão Simorgh (Fénix). Anteriormente, os responsáveis espaciais iranianos haviam referido o lançamento em 2012 do satélite Zafar (Triunfo) com uma massa de 90 kg. A 16 de Janeiro, a PRESSTV referia que o satélite seria lançado durante os dez dias de comemorações da Revolução Islâmica que teriam lugar entre 1 e 10 de Fevereiro, e que marcariam o 33º aniversário da revolução de 1978. Citando o Ministro da Defesa General Ahmad Vahidi, era referido que para além do lançamento do novo satélite, seriam revelados avanços em vários projectos relacionados com as infra-estruturas espaciais do Irão. Um novo anuncio pela agência Fars a 22 de Janeiro, referia que o Irão iria colocar em órbita quatro novos satélites num futuro próximo, para além de levar a cabo uma nova missão com um primata a bordo de uma nova cápsula biológica. O lançamento do Navid-e Elm-o Sanat teria lugar pelas 0004UTC do dia 3 de Fevereiro e seria levado a cabo pelo foguetão Safir-2 (ERS2002) desde a Base de Semnan. O satélite seria colocado numa órbita com um apogeu a 375 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude e inclinação orbital de 55º.

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O voo inaugural do foguetão Vega O mês de Fevereiro de 2012 marcou um passo importante para a tecnologia espacial europeia com o voo inaugural do foguetão Vega. Com este novo vector espacial, a Arianespace preenche uma lacuna na sua frota de lançadores que é já composta pelo europeu Ariane-5ECA e pelo russo 14A114 Soyuz-2. Com o foguetão Veja a empresa de lançamentos europeia fica assim com a capacidade de colocar em órbita pequenos satélites não estando dependente de oportunidades de lançamento nos outros dois foguetões. História do programa O desenvolvimento do foguetão Vega (Vettore Europeo di Generazione Avanzata) teve as suas origens no princípio dos anos 90 do Século XX, quando foram levados a cabo estudos para investigar a possibilidade de complementar a família de lançadores Ariane com um veículo lançador de pequena carga utilizando a tecnologia de combustíveis sólidos do Ariane. O lançador começou como um conceito nacional italiano. Em 1988 a empresa BPD Difesa y Spazio propôs um veículo à agência espacial italiana ASI para substituir o reformado foguetão Scout de fabrico norteamericano por um novo lançador tendo por base o motor Zéfiro desenvolvido pela empresa a partir dos conhecimentos ganhos no desenvolvimento do Ariane. Após cerca de dez anos de actividades de definição e de consolidação, a agência espacial italiana e a industria italiana propuseram o lançador Veja como um projecto europeu tendo por base no seu próprio know-how em propulsão sólida obtido a partir do desenvolvimento e produção dos propulsores laterais de combustível sólido (PAP) do foguetão Ariane-4 e dos componentes dos propulsores laterais (EAP) do foguetão Ariane-5. Em Abril de 1998 o Conselho da ESA aprovou uma resolução que autorizava as actividades de pré-desenvolvimento. Como resultado foi escolhida a presente configuração com o primeiro estágio que também poderia servir como um propulsor lateral melhorado para o Ariane-5. O Programa Vega foi aprovado pela Comissão do Programa Ariane da ESA a 27 e 28 de Novembro de 2000, e o projecto oficialmente iniciado a 15 de Dezembro desse ano quando sete países subscreveram a declaração. Inicialmente o foguetão Vega deveria estar operacional a partir de 2007 desde o Centro Espacial de Guiana, na Guiana Francesa, a partir do complexo de lançamento ELA-1 que foi utilizado pelo foguetão Ariane-1 e posteriormente reabilitado. A empresa ELV S.p.A. está encarregue do desenvolvimento e produção do novo foguetão. A produção do foguetão Vega e a sua capacidade de lançamento são adaptadas de tal forma a permitir pelo menos quatro lançamentos por ano. A produção do foguetão Vega beneficia da reutilização de uma parte já desenvolvida no âmbito de outros programas bem como de novos e avançados subsistemas, componentes e materiais. Graças a esta lógica o alvo de fiabilidade do desenho do lançador foi estabelecido num nível superior de 98% com um nível de confiança de 60%. Tendo em conta os objectivos do desenho e o extensivo programa de qualificação, prevê-se que a fiabilidade de voo do novo lançador irá satisfazer o mercado comercial.

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Descrição do sistema de lançamento A Arianespace oferece um sistema de lançamento completo incluindo o veículo lançador, as instalações de lançamento e os serviços associados. O foguetão Vega consiste primariamente de um sistema compósito inferior composto por três estágios de propulsão sólida e um módulo AVUM (Attitude and Vernier Upper Module) reiniciável, e um sistema compósito superior que inclui uma carenagem de protecção e um sistema de adaptação e dispensador com um sistema de separação.

O quadro da página seguinte mostra as principais características do foguetão Vega.

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Carenagem

Estágio superior AVUM

Diâmetro (m)

2,600

Dimensões (m)

Comprimento (m)

7,880

Massa – sem propolente (kg)

Massa (kg)

490

Diâmetro: 2,18; Comprimento: 2,04 418

Subsistemas

Estrutura

Duas metades – painéis de folhas CFRP e núcleo de estrutura de favos de mel em alumínio

Estrutura

Invólucro cilíndrico de composto de carbono com quatro tanques de propolente de alumínio e estrutura de suporte

Protecção acústica

Folhas de espuma espessas cobertas de tecido

Propulsão

RD-869 (1 câmara)

Separação

Separação vertical por meio de tubos de expansão pirotécnica à prova de fuga e separação horizontal por meio de banda de mola.

- Força (kN; vácuo)

2,45

- Imp. esp. (s; vácuo)

315,5

Adaptadores de carga Dispositivos novos

Banda de mola Ø937 (60kg)

Estrutura de transporte Dispositivos novos

- Sistema de alimentação

Alimentação de pressão regulável 87I (3,72 kg) Tanque GHe MEOP 310 bar

- Tempo de queima / reactivação

Até 667 s / até cinco reactivações ou despejo de propolente

???

Adaptação de carga Dispositivos novos

Placa tipo ASAP

1º estágio P08FW

2º estágio Zefiro-Z23

3º estágio Zefiro-Z9A

Diâmetro: 3,00; Comprimento: 11,20

Diâmetro: 1,90; Comprimento: 8,39

Diâmetro: 1,90; Comprimento: 4,12

Massa bruta (kg)

95.976

25.751

10.948

Propolente (kg)

88.365 (HTPB 1912)

23.906 (HTPB 1912)

10.115 (HTPB 1912)

Estrutura

Filamento de carbono-epoxy agregante do casulo do motor protegido por EPDM

Filamento de carbono-epoxy agregante do casulo do motor protegido por EPDM

Filamento de carbono-epoxy agregante do casulo do motor protegido por EPDM

Propulsão

Motor de propolente sólido P80FW

Motor de propolente sólido Zefiro23

Motor de propolente sólido Zefiro9

2.261

1.196

225 (vácuo)

- Imp. esp. (s; vácuo)

280

289

295

- Tempo de queima (s)

106,8

71,7

109,6

Cargas de corte linear; retromotores

Molas

Dimensões (m)

Subsistemas

- Força (kN; mar)

Controlo de atitude Separação

Escape direccionável em 6,5º por actuadores eléctricos Cargas de corte linear; retromotores

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Performance do lançador A performance geral apresentada é expressa em termos da massa da carga incluindo a massa da carga no lançamento, o sistema de lançamento duplo ou múltiplo (se for o caso) e o adaptador de carga1. Perfis de missão típicos Um perfil de voo típico consiste nas seguintes três fases: Fase I – ascensão dos três primeiros estágios do lançador até a uma trajectória elíptica baixa (perfil suborbital); Fase II – transferência do estágio superior e carga para a órbita inicial pela primeira queima do AVUM, voo orbital passivo e manobras orbitais pelo estágio AVUM para entrega da carga na órbita final; Fase III – saída de órbita do AVUM ou manobras de descarte orbital. O perfil de voo para os três primeiros estágios será optimizado para cada missão. Este perfil será baseado nos seguintes eventos de voo: a) voo do 1º estágio com a ascensão vertical inicial, manobra de arfagem programada e um voo de incidência zero; b) voo de incidência zero do 2º estágio; c) voo do 3º estágio, separação da carenagem e injecção numa trajectória suborbital. Os perfis de ascensão típicos dos três estágios Vega e a sequência de eventos associados são mostrados no quadro na página seguinte. É também representada uma trajectória típica na segunda imagem e um exemplo dos parâmetros de voo durante a ascensão. A separação da carenagem de protecção pode ter lugar em alturas diferentes dependendo dos requisitos do fluxo aerotérmico sobre a carga. Tipicamente, a separação tem lugar entre os 200 e os 260 segundos após a ignição devido às limitações do fluxo aerotérmico.

1

Os cálculos da performance foram realizados tendo em conta que existe uma reserva suficiente no AVUM para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade de 99,7%. A capacidade de propolente do AVUM é também suficiente para a saída de órbita ou para a transferência para uma órbita segura, caso necessário; o fluxo aerotérmico a quando da separação da carenagem e segundo fluxo aerotérmico é inferior ou igual a 1.135 W/m2. O aumento deste valor iria melhorar a performance do lançador ao permitir uma separação da carenagem mais cedo ou a adaptação do perfil de ascensão; os valores de altitude são dados tendo em conta uma Terra esférica com um raio de 6.378 km; o voo orbital é realizado com uma sequência de atitude standard e duração, com provisões de telemetria standard e serviços eléctricos à carga; a trajectória de voo tem em conta os requisitos de segurança do CSG. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Após a separação do 3º estágio na trajectória suborbital que múltiplas ignições do AVUM são utilizadas para transferir a carga para uma grande variedade de órbitas intermédias ou finais, fornecendo as necessárias alterações de plano orbital e elevação orbital. Podem ser fornecidas até cinco reignições do AVUM para atingir a órbita final ou para transportar as cargas para diferentes órbitas. Adicionalmente, na primeira queima, o estágio AVUM pode fornecer a compensação até 3σ erros acumulados durante o voo inicial dos três estágios. Após a separação da carga e após o adiamento temporal necessário para fornecer uma distância segura entre o AVUM e os satélites, o estágio superior executa uma manobra de saída de órbita ou manobra de descarte orbital. Esta manobra é levada a cabo com uma queima adicional do motor principal do AVUM. Os parâmetros da órbita «segura» ou da reentrada atmosférica serão escolhidos de acordo com os regulamentos internacionais sobre os detritos espaciais e serão coordenadas com o utilizador durante a análise da missão. Dados gerais de performance Missões para órbita circular incluindo órbita polar e OSS2 Os satélites de observação da Terra, satélites meteorológicos e satélites científicos irão beneficiar da capacidade do foguetão Vega para os transportar directamente para órbitas sincronizadas com o Sol, órbitas circulares ou para órbitas com diferentes inclinações. A missão típica do foguetão Vega inclui um perfil de ascensão dos três primeiros estágios e três queimas do AVUM realizadas da seguinte forma: •

A primeira queima do AVUM destina-se a uma transferência para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo;

Uma segunda queima do AVUM para circularização da órbita, e;

Uma terceira queima do AVUM para descarte orbital ou manobra de descarte.

Os dados de performance do lançador para missões para órbitas circulares com diferentes inclinações e altitudes entre os 300 km e os 1.500 km são apresentados na figura seguinte.

2

OSS – Órbita Sincronizada com o Sol.

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Missões para órbitas elípticas A capacidade de reignição do AVUM oferece uma maior flexibilidade para atingir um variado leque de órbitas elípticas. Uma missão típica do lançador Veja incluí uma ascensão suborbital com os três primeiros estágios e duas ou três queimas do AVUM da seguinte forma: •

Uma primeira queima para transferir para uma órbita inicial, seguida de uma fase não propulsiva até um ponto correspondente ao argumento do perigeu da órbita elíptica alvo;

Uma segunda queima do AVUM para uma órbita elíptica intermédia com uma altitude de apogeu igual ao valor alvo, e;

Uma terceira queima do AVUM para elevar o perigeu para o valor requerido.

Em alguns casos, quando é necessária uma altitude mais baixa do perigeu, a missão será reduzida a duas queimas do AVUM. Missões de escape Os dados de performance para missões de escape do campo gravitacional terrestre são uma função do parâmetro C3 (o quadrado da velocidade no infinito) Precisão da injecção orbital A precisão do lançador Vega é principalmente determinada pela performance do estágio AVUM capaz de proporcionar correcções de erro devido ao voo dos três estágios iniciais. Na seguinte tabela são apresentados dados conservadores da precisão dependendo do tipo de missão. A precisão específica de cada missão será calculada como parte da análise de cada missão. Órbita circular Altitude (km)

700

Altitude (km)

5

Inclinação (º)

0,05

Argumento do perigeu (º)

-

RAA (º)

0,1

Duração da missão A duração da missão desde a ignição até à separação dos satélites na órbita final depende do perfil de missão seleccionado, parâmetros orbitais específicos, precisão da injecção, e das condições de visibilidade das estações terrestres a quando da separação. Tipicamente, os eventos críticos da missão tais como separação da carga são levados a cabo nas zonas de visibilidade das estações terrestres. Isto permite a recepção de informação sobre eventos relevantes em tempo quase real, estimativa a bordo dos parâmetros orbitais, e condições de separação. As durações típicas de várias missões (sem os constrangimentos de visibilidade da separação dos satélites) são apresentadas na tabela seguinte. A duração da missão será determinada como parte da análise detalhada da missão, tendo em conta a disponibilidade das estações no solo e a visibilidade. Missão

Altitude (km)

Duração da missão (hh:mm)

Órbita circular

700

01:00 – 01:30

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A carga da missão VV01 Esta missão foi inicialmente pensada para ser uma missão com um único passageiro a bordo, porém uma colaboração entre a ESA e a agência espacial italiana permitiu que a missão fosse utilizada para transportar várias outras cargas. Assim, foram colocados em órbita nove satélites, nomeadamente os satélites LARES, ALMASat-1, e-St@r, Goliat, MaSat-1, PS-Sat 1, Robusta, UniCubeSat GG e XaTcobeo. O maior satélite a bordo foi o LARES (Laser Relativity Satellite) que é uma esfera de tungsténio com um diâmetro de 376 mm e uma massa de 400 kg. O efeito Lense-Thirring, ou precessão LenseConstruído pela Carlo Gavazzi Space, este satélite passivo irá estudar o Thirring, é uma correcção relativística da denominado efeito Lense-Thirring, uma consequência da Teoria Geral da precessão de um giroscópio perto de uma grande Relatividade de Einstein, massa em rotação, tal como a Terra. É um efeito que tenta explicar a de atrito gravitomagnético. É uma previsão da precessão das órbitas dos Teoria Geral da Relatividade de Einstein que corpos em torno de consiste em precessões seculares da longitude do grande massas em nodo ascendente e do argumento do pericentro rotação, tal como a Terra. de uma partícula de teste que orbita livremente A sua superfície está uma massa central em rotação com um momento coberta com 92 retroangular S. reflectores cúbicos e a uma órbita de 1.450 km de altitude irá completar as missões dos satélites geodésicos Lageos-1 e Lageos-2 lançados em 1976 e 19923, respectivamente. O sistema de aviónicos na estrutura de suporte do satélite LARES esteve também responsável de fornecer energia aos sistemas de separação para as outras cargas. Efeito Lense-Thirring

O satélite ALMASat-1 (Alma Mater Satellite) é um microssatélite de demonstração tecnológica com uma massa de 12,5 kg que foi desenvolvido e construído pela Universidade de Bolonha. É um cubo de 30 cm de aresta com uma estrutura modular que pode ser utilizado para várias demonstrações tecnológicas ou para missões de observações da Terra. A sua estrutura modular é composta por seis painéis de alumínio mantidos juntos por quatro painéis laterais de alumínio que constituem a estrutura de suporte para os painéis solares. Nesta missão o principal objectivo é o de testar a sua performance, tal como a precisão na orientação nos três eixos espaciais, do seu modelo de baixo custo em preparação para missões futuras. A bordo do Vega seguiram sete picossatélites com uma massa de 1,0 kg, consumindo 1W de potência e com 10 cm de aresta. Os pequenos satélites foram desenvolvidos por universidades de países que integram a ESA ou que cooperam com a agência espacial europeia, seleccionados no âmbito do programa educativo da ESA. Os satélites foram transportados a bordo dos denominados P-POD (PolyPicosatellite Orbital Deployers) montados na estrutura de suporte do satélite LARES. Existiam três P-POD: P-POD 1 continha os satélites XatCobeo, e-St@r e Robusta, o P-POD 2 continha os satélites MaSat-1, Goliat e PW-Sat 1; o P-POD 3 continha o satélite UniCubeSat GG. O picossatélite e-St@r foi desenvolvido pelo Instituto Politécnico de Turin e irá testar a determinação activa e subsistema de controlo, bem como um conjunto de componentes comerciais e materiais. O romeno Goliat foi desenvolvido pela Universidade de Bucareste e irá levar a cabo a obtenção de imagens utilizando uma câmara de 3 megapixel, além de realizar medições de radiação e de micrometeoritos na órbita terrestre baixa. Este é o primeiro satélite da Roménia.

3

O Lageos-1 ‘Laser Geodetic Satellite-1’ (08820 1976-039A) foi lançado às 0800UTC do dia 4 de Maio de 1976 por um foguetão Delta-2913 (609/D123) a partir do Complexo de Lançamento SLC-2W da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. O satélite Lageos2 (22195 1992-070B) foi lançado a bordo do vaivém espacial OV-102 Columbia a 22 de Outubro de 1992 na missão STS-52 (22194 1992-070A) a partir do Complexo de Lançamento LC-39B/MLP-3 do Centro Espacial Kennedy, Florida. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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O Magyar Satellite (MaSat-1) foi desenvolvido pela Universidade de Budapeste para Tecnologia e Economia. A sua missão é a de demonstrar um sistema de condicionamento de energia, um transreceptor e um sistema de tratamento de dados a bordo. É o primeiro satélite da Hungria. O PW-Sat 1 foi desenvolvido pela Universidade de Varsóvia e irá abrir uma vela solar como um dispositivo para aumentar o atrito para acelerar a remoção de picossatélites da órbita terrestre no final das suas vidas úteis. É o primeiro satélite da Polónia. O Robusta (Radiation On Bipolar for University Satellite Test Application) foi desenvolvido pela Universidade de Montpellier e irá estudar os efeitos da radiação nos componentes electrónicos baseados em componentes bipolares para comparação com os seus próprios modelos de degradação.

O UniCubeSat GG foi desenvolvido pelo grupo de astrodinâmica GAUSS da Universidade de Roma 'La Sapienza'. Irá abrir dois mastros para demonstrar a estabilização por gradiente de gravidade num picossatélite. Cada mastro transporta um painel solar para geração de energia eléctrica.

Finalmente, o satélite XaTcobeo foi desenvolvido pela Universidade de Vigo e pelo INTA (Instituto Nacional de Tecnologia Aeroespacial) de Madrid. O projecto foi executado por uma equipa multi-disciplinar de estudantes. O projecto irá testar um sistema de rádio reconfigurável e um sistema de medição da ionização, testando também um sistema de abertura de painéis solares. Os principais objectivos da missão são a verificação de um novo sistema para medir a quantidade de radiação ionizada, desenvolvimento de um novo sistema rádio SRAD (Software-defined Reconfigurable Radio), testar o sistema PDM (Panel Deployment Mechanism) e melhorar a experiência dos estudantes no desenvolvimento de pequenos satélites.

A carga da missão VV01 Os primeiros elementos do novo lançador Vega deixaram as instalações da Avio em Colleferro, a 29 de Setembro de 2011. Cuidadosamente colocados dentro de contentores encontravam-se os motores Zefiro-23 e Zefiro-9, além do quarto estágio AVUM. A primeira parte da viagem seria feita por terra até ao posto de Livorno onde os contentores foram embarcados a bordo do navio de transporte MN Colibri. Após sair do porto de embarque, o navio de transporte dirigiu-se para Roterdão, Holanda, onde foi embarcada a carenagem de protecção da carga, a estrutura de ligação entre o primeiro e o segundo estágio, e o satélite LARES. O Colibro deixou o porto de Roterdão a 6 de Outubro e iniciou a sua viagem até à Guiana Francesa onde chegou a 24 de Outubro ao porto de Pariacabo, em Cayenne. Daqui, os contentores foram transportados por terra até Kourou no dia seguinte. Nesta altura o

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lançamento inaugural do Vega estava previsto para o dia 26 de Janeiro, com o Flight Readiness Review a ter lugar a 13 e 14 de Outubro em Frascati, Itália. A campanha para o lançamento da missão VV01 teve início a 7 de Novembro com o transporte do primeiro estágio P80 desde as instalações de integração BIB (Booster Integration Building) para a plataforma de lançamento. Este transporte foi feito utilizando o transportador Fardier. Tal como acontece com o transporte dos propulsores laterais de combustível sólido do Ariane-5ECA, algumas medidas de segurança minimizaram o número de operações no local e procedeu-se á evacuação dos edifícios circundantes. Com o estágio P80 colocado no interior da estrutura móvel, começou-se a reconfigurar todas as instalações no solo para a aceitação final do lançador, incluindo o denominado sistema de controlo de força vectorial. Como parte da aceitação final do lançador foram realizados testes de mobilidade do sistema que incluíram a sua deslocação em diferentes ângulos para assim simular diferentes perfis de voo. Ao mesmo tempo, foram realizados testes funcionais e dos interfaces eléctricos e de aviónicos. O passo seguinte foi o transporte do segundo estágio Zefiro-23 desde o edifício de armazenamento e preparação (Booster Storage and Preparation Building) para a plataforma de lançamento (2 de Dezembro). Tal como aconteceu com o estágio P80, o segundo estágio foi submetido a um processo de aceitação final que incluiu o teste do seu sistema de controlo de força vectorial. Finalmente, o terceiro estágio Zefiro-9 foi colocado sobre o segundo estágio (9 de Dezembro), realizando-se de seguida os testes eléctricos e funcionais. O segundo e último Flight Readiness Review realizado a 7 de Dezembro deu luz verde para os preparativos finais para o lançamento. Paralelamente às actividades de preparação do foguetão lançador, decorreram os preparativos com os satélites que seriam colocados em órbita na primeira missão do Vega. A 16 de Dezembro os pequenos CubeSats que seriam transportados passavam o Final Acceptance Review e eram declarados prontos para o lançamento. Os sete pequenos satélites foram integrados com os dispositivos nos quais seriam transportados durante o lançamento, os denominados P-POD (Poly-Picosatellite Orbital Deployers), entre finais de Outubro e meados de Novembro. O painel de revisão dos satélites era composto pelo ESA Education Office, o VEJA Project, e pela Agência Espacial Italiana, teve início a 24 de Novembro no ESTEC (European Space Technology and Research Center), Holanda, sendo finalizado a 9 de Dezembro. Entretanto, os satélites, já instalados nos P-POD, eram transportados para Kourou em finais de Novembro. Entre 12 e 14 de Dezembro os três dispositivos eram integrados no sistema LARES, a principal carga desta missão. A integração do estágio AVUM ocorria a 16 de Dezembro e a 13 de Janeiro de 2012 realizavam-se as verificações finais com a concretização do ‘synthesis contral check’ no qual todos os

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sistemas foram colocados em modo de lançamento para a aceitação final do veículo (isto incluiu a pressurização dos sistemas de propulsão do AVUM que fazem actuar as válvulas dos motores). Entretanto, a 9 de Janeiro, Jean-Jacques Dordain – Director Geral da Agência Espacial Europeia, indicava que o lançamento era adiado para 9 de Fevereiro. A 19 de Janeiro dava-se o início das operações combinadas e no dia 21 o sistema compósito superior contendo a carga da missão VV01, era transportado para a plataforma de lançamento e integrada no foguetão Vega. A 26 de Janeiro dava-se a primeira deslocação da torre móvel de serviço e uma contagem decrescente simulada era realizada a 1 de Fevereiro. Entre 3 e 6 de Fevereiro procedeu-se ao abastecimento do estágio AVUM com os seus propolentes hipergólicos e respectiva pressurização. Ainda a 3 de Fevereiro o lançamento era agendado para o dia 13 de Fevereiro com a Launch Readiness Review a ter lugar a 12 de Fevereiro.

A 12 de Fevereiro tinham também lugar os preparativos finais para o lançamento. A contagem decrescente final iria decorrer sem problemas e o foguetão Vega abandonava pela primeira vez a sua plataforma de lançamento às 1000UTC do dia 13 de Fevereiro. A sua missão teria uma duração de 1 hora e 21 minutos e seria coroada de sucesso. A tabela na página seguinte mostra as principais fases e ocorrências durante a missão VV01.

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Evento

Tempo (hh:mm:ss)

Hora (UTC)

Altitude (km)

Velocidade relativa (km/s)

Início da sequência sincronizada

- 00:03:30

0956

0

0

Ignição P80FW

T0

1000

0

0

Lançamento

00:00:00,3

1000

0

0

Mach 1

00:00:30,7

1000

4,7

0,332

Máxima pressão dinâmica

00:00:53,0

1000

13

0,586

Final da queima do estágio P80FW e separação

00:01:54,8

1001

60

1,7

Ignição Zefiro-23

00:01:55,6

1001

61

1,7

Final da queima do Zefiro-23 e separação. Fase não propulsiva

00:03:22,3

1003

127

3,8

Ignição Zefiro-9A

00:03:38,5

1003

135

3,8

Separação carenagem

00:03:43,5

1003

138

3,9

Final da queima do Zefiro-9A e separação

00:05:47,1

1005

182

7,7

1ª ignição AVUM

00:05:54,1

1005

185

7,7

Final da 1ª queima do AVUM. Injecção para a órbita de transferência

00:08:45,0

1008

260

7,8

2ª ignição AVUM

00:48:07,3

1048

1.447

6,6

Final da 2ª ignição do AVUM. Injecção para a primeira órbita alvo.

00:52:10,5

1052

1.450

6,9

Separação LARES

00:55:05,5

1055

1.450

6,9

3ª ignição AVUM

01:06:10,5

1106

1.457

6,9

Final da 3ª queima do AVUM. Injecção da segunda órbita alvo.

01:10:34,3

1110

1.458

6,6

Separação ALMASat-1 e dos Cubesats

01:10:35,3

1110

1.458

6,6

Final da Missão

01:21:00,3

1121

1.344

6,7

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Em Órbita

O primeiro Proton-M de 2012 lança SES-4 O primeiro lançamento de um foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M em 2012 colocou em órbita o satélite de comunicações luxemburguês SES-4. No entanto, foi difícil o começo das actividades da ILS (International Launch Services) em 2012 com esta missão a ser adiada por duas vezes devido a problemas técnicos com o lançador. O lançamento acabou por ter lugar a 14 de Fevereiro e decorreu sem problemas com o satélite a ser colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona a partir da qual utiliza os seus próprios meios de propulsão para atingir a sua órbita operacional. O calendário de lançamentos da ILS e de lançamentos governamentais russos para 2012 é variado e inclui o último lançamento de um foguetão 8K82K Proton-K que irá colocar em órbita um satélite militar de observação.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M Tal como o 8K82K Proton-K (Прото́н-K), o 8K82KM Proton-M (Прото́н-M) é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK Energia. O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M.

Neste lançamento foi utilizado um estágio superior Briz-M Fase III. Esta é uma recente melhoria deste estágio que utiliza dois novos tanques de pressão (com uma capacidade de 80 litros), substituindo os anteriores seis tanques de dimensões mais pequenas. Procedeu-se ainda a uma recolocação dos instrumentos de comando para a zona central do tanque para assim mitigar as cargas de choque que o tanque de propolente adicional é ejectado. O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 53501 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1.970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

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Em Órbita

Proton-M

8S810M

8S811

8S812M

Briz-M

DM-2

Comprimento (m)

53,0

21,0

14,0

6,5

2,61

7,10

Diâmetro (m)

7,4

7,4

4,15

4,15

4,10

3,70

Massa bruta (kg)

712.800

450.400

167.828

50.747

22.170

17.300

Massa sem propolente (kg)

31.000

11.715

4.185

2.370

2.300

Massa do propolente (kg)

419.400

46.562

19800

15.000

RD-0212

S5.98M

RD-58M

UDMH/N2O4

RP-1/LOX

156.113 4

4 X RD-0210

5

Motor

-

6 X RD-276

Propolente

-

UDMH/N2O4

UDMH/N2O4

UDMH/N2O4

Força – nível do mar (k)

2.971

10.532,34

-

-

Força – vácuo (k)

-

-

2.399

613,8

19,6

85,02

Impulso especifico (s)

-

285

-

-

-

-

Impulso especifico – vácuo (s)

-

-

327

325

326

352

Tempo de queima (s)

647,1

108

206

238

3.000

600

4

Também designado RD-275M ou 14D14M. O motor RD-275 resultou dos melhoramentos ao motor RD-253 levados a cabo entre 1987 e 1993 com o intuito de se produzir uma versão mais potente do motor RD-253. Uma força superior em 7,7% foi conseguida ao aumentar a pressão na câmara de combustão e permitiu elevar a massa da carga para a órbita geostacionária em mais de 600 kg. Este motor foi pela primeira vez utilizado no lançador Proton-M em 1995. A Energomash começou o desenvolvimento de uma versão mais potente do motor RD-275 em 2001, tendo uma potência 5,2% superior o que permite mais 150 kg de carga para a órbita geossíncrona. 5 Também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita

Modificações A mais recente modificação levada a cabo no lançador Proton-M/Briz-M (Fase III) permite colocar numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona uma carga de 6.150 kg, tendo um aumento de massa de 1.150 kg em relação à versão original do lançador. Entretanto, foi já iniciada uma nova fase de modificações (Fase IV) que deverá terminar em 2013 com a capacidade de carga a ser aumentada para 6.300 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona e uma velocidade residual de 1,5 km/s para a órbita geossíncrona. Fase

Plataforma

19:15:18,960 93519 / 99520

III

LC200 PU-39

15-Jul-11

23:16:09,940 93518 / 99519

IV

LC200 PU-39

2011-045

17-Ago-11

21:25:00.932 93521 / 99522

III

LC200 PU-39

2011-048

20-Set-11

22:47:00.011 53542 / 88529

I

LC81 PU-24

2011-054

29-Set-11

18:31:59,960 93522 / 99524

III

LC200 PU-39

2011-058

19-Out-11

18:48:57,969 93520 / 99521

III

LC200 PU-39

2011-064

04-ov-11

12:51:41.000 99523 / 53539

I

LC81 PU-24

2011-070

25-ov-11

19:10:33.929 93525 / 99527

III

LC200 PU-39

2011-074

11-Dez-11

11:16:59.998 93523 / 99525

III

LC200 PU-39

2012-007

14-Fev-12

19:36:36,986 93524 / 99526

III

LC200 PU-39

Lançamento

Data

2011-021

20-Mai-11

2011-035

Hora (UTC)

º Série

Satélites Telstar-14R/Estrela do Sul-2 (37602 2011-021A) SES-3 ‘OS-2’ (37748 2011-035A) KazSat-2 (37749 2011-035B) Express-AM4 (37798 2011-045A) Cosmos 2473 (37806 2011-048A) QuetzSat-1 (37826 2011-054A) Viasat-1 (37843 2011-058A) Cosmos 2475 (37867 2011-064A) Cosmos 2476 (37868 2011-064B) Cosmos 2477 (37869 2011-064C) AsiaSat-7 (37933 2011-070A) Amos-5 (37950 2011-074A) Luch-5A (37951 2011-074B) SES-4 (38087 2012-007A)

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

O satélite SES-4 O satélite SES-4 (também designado pelo seu nome original de NSS-14) é o maior dos veículos da frota de satélites da SES World Skies. Posicionado a 338º de Longitude Este, o satélite substitui o satélite de comunicações NSS-7 (27414 2002-019A)6. O SES-4 é um satélite híbrido transportando uma carga de repetidores de banda C e de banda Ku. A sua capacidade de retransmissão em banda C será utilizada para aumentar a capacidade global para a distribuição de vídeo e serviços governamentais e de VSAT. Por outro lado, a sua capacidade de banda Ku irá fornecer uma cobertura e capacidades aumentadas na Europa, Médio Oriente, África, África Ocidental e América Latina. O satélite foi especificamente desenhado para a sua localização orbital, com coberturas de banda C a servirem o hemisfério oriental da Europa e África, com uma capacidade de cobertura total da América bem como uma cobertura global para suportar serviços de clientes móveis e marítimos. 6

O satélite NSS-7 foi colocado em órbita às 2302UTC do dia 16 de Abril de 2002 pelo foguetão Ariane-44L (V150) a partir do Complexo de Lançamento ELA2 do CSG Kourou, Guiana Francesa. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita Quatro coberturas regionais de alta potência fornecem serviços à Europa, Médio Oriente, África Ocidental, América do Norte e América do Sul, com uma extensiva cobertura em banda C e banda Ku para proporcionar uma conectividade melhorada. O satélite está equipado com um total de 52 repetidores de banda C e 72 repetidores de banda Ku, tendo um serviço útil de 15 anos. O SES-4 é baseado no modelo LS-1300 da Space Systems/Loral e no lançamento tinha uma massa de 6.180 kg. O lançamento do SES-4 resulta de um acordo de lançamentos múltiplos MLA (MultiLaunch Agreement) com a ILS que foi iniciado a 24 de Abril de 2010 com o lançamento do satélite SES-1 (36516 2010-016A)7. Outros satélites cujo lançamento faz parte deste acordo são o SES-3, QuetzSat-1 e o SES-5/ASTRA-4B8. O acordo prolonga-se para 2013 para o lançamento do satélite SES-6 que será baseado no modelo Eurostar-3000 da Astrium.

Lançamento do SES-4 Com o lançamento inicialmente previsto para as 1841UTC do dia 26 de Dezembro de 2011, o satélite SES-4 chegava ao Aeródromo de Yublieyniy do Cosmódromo de Baikonur a às 0540UTC do dia 18 de Novembro. O contentor contendo o satélite foi depois transportado por terra para as instalações de processamento MIK 92A-50 onde seria preparado para o lançamento. O satélite seria submetido a vários testes para verificar que não teria sofrido qualquer dano durante o transporte e depois a testes funcionais e eléctricos. Depois de se proceder ao seu abastecimento com os propolentes e gases de pressurização necessários para as suas manobras orbitais, o satélite era acoplado com o estágio superior Briz-M (99526) que havia chegado a Baikonur no dia 18 de Outubro a bordo de um avião de transporte Antonov An-124-100 'Ruslan'.

A 23 de Dezembro, e já depois de a Unidade Orbital (Briz-M juntamente com o satélite SES-4 e a carenagem de protecção) ter sido constituída e acoplada com os estágios inferiores do lançador, o foguetão era transportado para a estação de abastecimento, sendo transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 às primeiras horas do dia 24 de Dezembro. No dia 26 de Dezembro foi descoberto um problema técnico na plataforma de estabilização do estágio superior Briz-M que necessitou de ser substituída e novamente testada, levando assim a um adiamento do lançamento com o foguetão a ser transportado de volta para as instalações de integração e montagem no dia 27.

7 O satélite SES-1 foi lançado às 1118:59,984UTC do dia 24 de Abril de 2010 pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93511/99512) a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. 8 O satélite SES-3 (37748 2011-035A) foi colocado em órbita juntamente com o satélite Kazsat-2 (37749 2011-035B) às 2316:09,940UTC do dia 15 de Julho de 2011 pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93518/99519) a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. O satélite QuetzSat-1 (37826 2011-054A) foi lançado às 1831:59,960UTC do dia 29 de Setembro de 2011 pelo foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93522/99524) a partir da Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. O lançamento do satélite de comunicações SES-5 está previsto para o mês de Junho de 2012.

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

28


Em Órbita

Esta foi a terceira vez que se registou uma recolha do Proton-M/Briz-M após o mesmo ter acontecido a quando do lançamento dos satélites AMC-9 e AMC-23. O lançamento foi inicialmente adiado para as 1916:09UTC do dia 21 de Janeiro de 2012, mas mais tarde uma mensagem no fórum de discussão espacial da revista russa Novosti Kosmonavtiki indicava que o lançamento deveria ter lugar a 28 de Janeiro. Devido à necessidade de se proceder à reparação do estágio Briz-M, a Unidade Orbital foi separada dos estágios inferiores do lançador e o conjunto Briz-M / SES-4 removido do interior da carenagem de protecção. Após as reparações, os dois veículos seriam novamente colocados no interior da carenagem de protecção a 16 de Janeiro. Nos dias seguintes realizaram-se as tarefas usuais de processamento do lançador com a acoplagem da Unidade Orbital aos estágios inferiores, transporte do lançador para a estação de abastecimento e posterior transporte para a Plataforma de Lançamento PU-39 a 25 de Janeiro.

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

29


Em Órbita

No entanto, ainda não seria desta vez que 2012 veria o primeiro lançamento de um Proton-M. A 27 de Janeiro, e devido à detecção de problemas no seu primeiro estágio, o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93524/99526) foi removido da plataforma de lançamento e transportado de novo para as instalações de processamento e montagem MIK 92A50. Esta foi a segunda vez que um foguetão 8K82KM ProtonM/Briz-M foi removido a segunda vez da plataforma de lançamento depois de o mesmo ter acontecido em 2003 a quando do lançamento do satélite AMC-9. A 4 de Fevereiro a ILS anunciava que o lançamento do SES-4 teria lugar às 1936:37UTC do dia 14 de Fevereiro, sendo transportado de volta para a plataforma de lançamento a 11 de Fevereiro.

Após chegar à plataforma de lançamento, o lançador é inspeccionado visualmente antes de se proceder à remoção das coberturas de rádio frequências. Procede-se de seguida é erecção do lançador e após este estar na posição vertical a carenagem é ligada ao sistema de controlo do modo térmico líquido. O sistema de fornecimento de energia aos satélites é activado e são executados testes de rádio frequência. Todos os sistemas do lançador são inspeccionados e nesta fase a torre móvel de serviço é deslocada para a plataforma de lançamento, servindo de apoio técnico ao veículo. Os ductos de ar condicionado são ligados e procede-se à activação do modo do sistema de controlo térmico. Nesta altura é desactivado o sistema de controlo do modo térmico líquido. As coberturas térmicas são agora removidas e procede-se à verificação da tensão da banda de fixação. São verificadas as ligações de rádio e procede-se à carga das baterias da carga. No segundo e terceiro dia de preparativos para o lançamento são realizadas operações com a carga a bordo do lançador, procedendose à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio. A torre móvel de serviço é evacuada no terceiro dia e procede-se a uma simulação da contagem decrescente. No dia anterior ao lançamento são removidos os dispositivos de protecção da carenagem e procede-se ao registo fotográfico das operações de encerramento dos diversos elementos do lançador. Procede-se também à instalação das câmaras de vídeo na plataforma de lançamento, à carga das baterias e a verificações das ligações de rádio. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita A cerca de T-11h 30m tem lugar a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do estágio superior Briz-M. A decisão de prosseguir com o lançamento é tomada cerca de oito horas antes da hora prevista para a ignição e é tomada pelo Comissão Intergovernamental. Nesta altura, a plataforma de lançamento é evacuada de todo o pessoal que não é essencial para as operações. A T-1h 10m dá-se a activação do equipamento de teste e de suporte de solo relacionado com o sistema de orientação, navegação e controlo do foguetão ProtonM e o início do abastecimento dos três estágios inferiores ocorre a T-6h. A T-5h, começam as actividades da contagem decrescente. A plataforma de lançamento é reaberta a T-2h 30m para as operações finais de encerramento do lançador. Pelas T2h todo o pessoal técnico deve encontrar-se nas suas posições finais para o lançamento. A torre móvel de serviço começa a ser deslocada para a sua posição de lançamento a T-1h. As actividades finais da contagem decrescente têm início a T-45m. O sinal do sistema de propulsão é gerado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador. As unidades do sistema remoto da contagem decrescente são sincronizadas com o relógio principal da contagem decrescente. O sistema de abortagem é armado a T-35m (uma luz verde no painel de controlo indica que o sistema de finalização de voo está pronto). Duas unidades redundantes na unidade de abortagem de lançamento são sincronizadas com o relógio da contagem decrescente (nesta altura o interruptor da unidade de abortagem está activo). A T-10m o cliente indica de forma verbal a prontidão para o lançamento. Esta indicação é transmitida através da rede da contagem decrescente que interliga os vários intervenientes na actividade. O sinal de comando de T-300s é enviado pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador para o equipamento semelhante no estágio Briz-M para sincronizar a hora de lançamento. Entretanto o Briz-M inicia a sua transferência para o fornecimento interno de energia. A T-2m o equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador começa a transferência para o fornecimento interno de energia (para os três estágios inferiores), enquanto que o estágio Briz-M finaliza este procedimento iniciado anteriormente. Um sinal é enviado pelo Briz-M para o lançador indicando a sua prontidão para o lançamento. A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5s e as verificações finais são feitas a T-3,1s pelo equipamento de teste e de suporte de solo do sistema de orientação, navegação e controlo do lançador (verificando a prontidão do lançador, do estágio superior e da sua carga). Se todos os componentes do sistema estiverem prontos, é enviado um sinal para se iniciar a sequência de ignição do primeiro estágio. Os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,756s até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (1936:36,986UTC9) e a confirmação para o lançamento surge de imediato (de facto, a ignição ocorreu 0,079s mais tarde do que o previsto). A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a 9

Estes dados bem como das tabelas seguintes são fornecidos pela GK9PTs Khrunichev.

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento. O foguetão ascende verticalmente durante cerca de 10 segundos. O controlo de arfagem, da ignição e fim de queima dos motores, o tempo de separação da ogiva de protecção e o controlo de atitude, são todos calculados para que os estágios extintos caíam nas zonas pré-determinadas.

A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 54,865s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+2m 00,305s. A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 25,367s com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 28,087s. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre a T+5m 28,808s e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre a T+5m 29,151s. A T+5m 46,568s inicia-se o processo de separação da carenagem de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. O sinal de indicação da separação das duas metades da carenagem surgiu a T+5m 46,666s.

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Evento Separação da carenagem Indicação da separação

Tempo de voo previsto (h: m: s) s 00:05:44,982 344,982 00:05:46,883 346,883

Fonte dos dados Proton-M Proton-M

Valores medidos s Desvio (s) 346,568 1,586 346,666 0,217

O lançador continua a voar propulsionado pelo terceiro estágio até se iniciar o processo de separação entre este e o estágio Briz-M que inicia por sua vez a sua primeira queima. Evento Comando preliminar Comando principal Separação da Unidade Orbital MCI 1 – ignição MS 1 – ignição MCI 1 – final da queima MS 2 – final da queima

Tempo de voo previsto (h: m: s) s 00:09:30,131 570,131 00:09:42,058 582,058 00:09:42,222 582,222 00:11:22,222 682,222 00:11:36,222 696,222 00:11:38,122 698,122 00:16:07,474 967,474

Fonte dos dados Proton-M Proton-M Proton-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M

Valores medidos s Desvio (s) 572,339 2,208 582,989 0,931 583,120 0,898 683,541 1,319 697,696 1,474 699,531 1,409 965,607 1,867

A separação da Unidade Orbital (estágio Briz-M juntamente com o satélite SES-4) ocorre às 1946:20,106UTC. O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retro-foguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do Briz-M. Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e estabilidade ao longo da trajectória suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição. A tabela seguinte mostra os parâmetros da trajectória suborbital atingida e a tabela em baixo à direita mostra os parâmetros orbitais após a primeira queima do Briz-M (órbita de suporte). Parâmetro

Estimativa

ominal

Desvio

T (h:m:s)

1:21:16,8

1:21:16,8

0:0:0,0

a (km)

6.215,57

6.215,57

0,00

e

0,0535669

0,0535623

0,0000046

i

51º 32’ 31’’

51º 32’ 52’’

0º 0’ 22’’

Perigeu (km)

-495,51

-495,48

0,03

Apogeu (km)

170,39

170,36

0,03

A segunda queima do Briz-M é executava no primeiro nodo de ascensão da órbita de suporte e após esta queima a Unidade de Ascensão atinge uma órbita intermédia. A terceira e quarta queima irão ter lugar após a Unidade de Ascensão executar uma órbita em torno do planeta e têm lugar no perigeu, formando uma órbita de transferência com um apogeu próximo do que será conseguido na órbita final.

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

Parâmetro

Estimativa

ominal

Desvio

T (h:m:s)

1:27:59,0

1:21:59,2

0:0:0,3

a (km)

6.552,79

6.553,00

0,21

e

0,0000685

0,000001

0,0000684

i

51º 32’ 50’’

51º 33’ 13’’

0º 0’ 23’’

Perigeu (km)

174,21

174,86

0,66

Apogeu (km)

175,11

174,86

0,24

33


MCI 2 – ignição MS 2 – ignição MCI 2 – final da queima MS 2 – final da queima MCI 3 – ignição MS 3 – ignição MCI 3 – final da queima MS 3 – final da queima MCI 4 – ignição Separação do Tanque Auxiliar MCI 4 – final da queima MCI 5 – ignição MS 4 – ignição MCI 5 – final da queima MS 4 – final da queima MCI 6 – ignição MS 5 – ignição MCI 6 – final da queima MS 5 – final da queima Separação SES-4 MCI 7 – ignição MCI 7 – final da queima MCI 8 – ignição MCI 8 – final da queima

Tempo de voo previsto (s) 4.033,000 4.053,000 4.054,900 5.116,816 12.473,000 12.487,000 12.498,900 13.160.029 13.204,229 13.210,029 13.212,229 13.289,029 13.297,029 13.298,929 13.674,925 31.980,000 32.000,000 32.001,900 32.350,352 33.120,179 40.600,000 40.612,000 45.400,000 45.500,000

Fonte dos dados Briz-M Centro Controlo Briz-M Briz-M Briz-M Centro Controlo Briz-M Centro Controlo Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Centro Controlo Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Briz-M Sem dados Sem dados

Valores medidos (s) 4.035,217 4.053,139 4.055,237 5.106,172 12.473,205 12.497,321 12.499,157 13.158,711 13.203,014 13.208,879 13.211,140 13.289,259 13.297,385 13.299,221 13.671,989 31.980,126 32.000,311 32.002,146 32.349,749 33.105,314 40.600,207 40.612,266 -

Desvio (s) 0,217 0,139 0,337 10,644 0,205 10,321 0,257 1,318 1,215 1,150 1,089 0,230 0,356 0,292 2,936 0,126 0,311 0,246 0,603 14,686 0,207 0,266 -

Legenda: MCI – Motor de Correcção de Impulso; MS – Motor de Sustentação. O número em frente a cada sigla indica o número da manobra orbital. Dados fornecidos pelo Centro de Pesquisa e Produção Espacial Khrunichev. As tabelas em baixo mostram, respectivamente, os parâmetros orbitais da órbita intermédia e da órbita de transferência. Parâmetro

Estimativa

ominal

Desvio

Parâmetro

Estimativa

ominal

Desvio

T (h:m:s)

2:21:53,9

2:21:55,6

0:0:1,7

T (h:m:s)

10:35:11,9

10:35:56,3

0:0:44,4

a (km)

9.011,81

9.013,00

1,19

a (km)

24.477,48

24.496,49

19,00

e

0,2623792

0,2623987

0,0000195

e

0,7218737

0,7220826

0,0002089

i

50º 19’ 27’’

50º 18’ 00’’

0º 1’ 27’’

i

49º 05’ 57’’

49º 06’ 00’’

0º 0’ 3’’

Perigeu (km)

269,17

269,86

0,70

Perigeu (km)

429,70

429,86

0,17

Apogeu (km)

4.998,19

4.999,86

1,67

Apogeu (km)

35.769,00

35.806,84

37,84

Segundo a Khrunichev a separação do SES-4 teve lugar às 0448:22,314UTC. Após a separação do SES-4 procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada dos satélites, levando a cabo mais duas manobras orbitais procedendo à ignição do seu motor para afastar a sua órbita. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais. O SES-4 ficou colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.785,86 km de altitude, perigeu a 3.714,48 km de altitude, inclinação orbital de 24º 36’ 11’’ e período orbital de 700,5 minutos.

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Novo satélite de navegação da China Um novo satélite de navegação da China foi colocado em órbita a 24 de Fevereiro de 2012. O Compass-G5 é o primeiro de seis satélites de navegação para a rede Compass que deverão ser colocados em órbita este ano, esperando-se ainda o lançamento dos satélites Compass-M3 e Compass-M4 em Abril ou Maio, dos satélites Compass-M2 e Compass-M5 em Junho, e do Compass-G6 no segundo semestre do ano. Beidou-2 / Compass O sistema Beidou / Compass é o componente em órbita de um sistema de navegação e de posicionamento global independente por parte da China. Originalmente, o sistema seria desenvolvido ao se lançar uma constelação de satélites em vários estágios entre 2000 e 2010, desenvolvendo-se no mesmo período os sistemas de aplicações necessários. Este desenvolvimento resultaria numa indústria chinesa de navegação e posicionamento global. O desenvolvimento do sistema Beidou foi iniciado em 1983 com uma proposta por parte de Chen Fangyun para desenvolver um sistema regional de navegação utilizando dois satélites geostacionários, o Twinsat. Este conceito foi testado em 1989 utilizando dois satélites de comunicações DFH-2/2A. Este teste mostrou que a precisão do sistema Twinsat seria comparável ao sistema GPS norteamericano. Em 1993, o programa Beidou foi oficialmente iniciado. Os satélites Beidou utilizam o modelo DFH-3 e têm uma performance básica similar. Em 2000 dava-se o lançamento dos satélites experimentais da série e a constelação final iria consistir em quatro satélites em órbitas geossíncronas, sendo dois operacionais e dois suplentes. O sistema de dois satélites era baseado numa determinação interactiva da altitude do utilizador. Cada um dos satélites emitia sinais de forma contínua para todas as zonas da Terra que lhe eram visíveis. A estação do utilizador faria a recepção dos sinais e transmitia-os de volta para o satélite. Por seu lado, o satélite enviava o sinal recebido para o centro de controlo do sistema. Os computadores no centro de controlo do sistema determinavam então a distância entre o utilizador e o satélite a partir do tempo que o sinal fora originalmente emitido, referenciado com o tempo de emissão, e a altura em que o sinal do utilizador havia chegado ao centro de controlo. O centro de controlo combinava a estimativa inicial da altitude do utilizador (e por consequência a distância ao centro da Terra), a partir da última referência de altitude do utilizador ou utilizando uma estimativa arbitrária tal como o nível do mar, com as distâncias a partir destes dois satélites para obter três estimativas de distâncias para a posição do utilizador. Isto determinava a primeira estimativa da latitude e da longitude do utilizador. Um mapa da região do utilizador (possivelmente armazenado de forma digital) era então utilizado para se fazer uma estimativa melhorada da altitude do utilizador, que podia então ser associada ao cálculo da latitude e longitude para se fazer uma melhor estimativa desses valores. Satélite Beidou-1A Beidou-1B Beidou-1C Beidou-1D

Desig. Int. ORAD 2000-069A 2000-082A 2003-021A 2007-003A

26599 26643 27813 30323

Data Lançamento 30-Out-00 20-Dez-00 24-Mai-03 02-Fev-07

Hora UTC

Veículo Lançador

16:02:00 16:20:00 08:34:00 16:28:00

CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-5) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-6) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y7) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y12?)

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

Apesar do sistema ser capaz de conseguir precisões semelhantes à do sistema GPS (exceptuando em terrenos muito inclinados), tinha sérios problemas operacionais. O utilizador tinha de emitir um sinal de forma a obter uma localização e por seu lado, o centro de controlo fornecia um único alvo que poderia desactivar o sistema. Porém, era uma forma de obter, com somente dois satélites, um sistema militar de navegação próprio, independente e de grande precisão que poderia funcionar num período de guerra. Por comparação, os sistemas Navstar, GLONASS ou Galileo, requerem o lançamento de dezenas de satélites. O Departamento de Defesa dos Estados Unidos estimou que o sistema Beidou tinha uma precisão de 20 metros em território chinês e nas áreas em redor. Foi também referido que o sistema Beidou possuía uma capacidade de comunicações activa, permitindo aos líderes nacionais o envio em segurança de ordens e receber confirmações e relatórios.

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Porém, uma companhia privada, a BDStar 9avigation, foi fundada para desenvolver o segmento de solo do sistema Beidou e para comercializar os receptores para os operadores comerciais. A companhia surgiu como um consórcio com a Canada 9ovatel em Outubro de 2000 para desenvolver e comercializar os receptores GPS. Um ano mais tarde foi finalizado um projecto para o Sistema de Serviço de Informações BeiDou-1, que proporcionava a base para aplicações abertas do sistema de navegação Beidou. Um comité industrial conjunto aprovou o plano final em Janeiro de 2003. O financiamento por parte do Ministério da Ciência e Tecnologia da China levou ao início dos trabalhos no Serviço Integrado de Aplicações de Informação de Satélite Beidou como parte do Plano de Desenvolvimento Nacional Chinês 863. O sistema passou nos testes de aceitação em Dezembro de 2005, levando a potenciais aplicações dos receptores Beidou para os navios de pesca oceânica chineses. Em Junho de 2006 foi iniciado o projecto de demonstração comercial para um Serviço de Informação de Transacções e de Produção Segura de Pesca Oceânica. No entanto, os projectos mais lucrativos da BDStar ainda utilizavam os sinais GPS da Navstar para aplicações tais como a gestão de portos de contentores. Dado as restrições operacionais do sistema Beidou geostacionário, foi sem surpresa que a China anunciou uma constelação suplementar colocada em órbitas médias em 2006. O sistema operacional BeiDou-2 era então definido como uma constelação de 35 satélites dois quais cinco operavam em órbita geossíncrona e trinta em órbitas médias (a 21.000 km de altitude e período orbital de 12 horas). Os satélites nas órbitas médias utilizariam o mesmo princípio de navegação que os sistemas Navstar, GLONASS e Galileo, com relógios internos de alta precisão e um sistema orbital de informação a enviar a posição precisa do satélite para os receptores passivos dos utilizadores. A combinação de sinais de múltiplos satélites permite ao utilizador o cálculo da sua posição na Terra com alta precisão. A designação COMPASS aplica-se aos satélites BeiDou-2 sendo estes diferenciados entre os satélites em órbita geossíncrona (COMPASS-G), em órbitas geossíncronas inclinadas (COMPASS-IGSO) e em órbitas médias (COMPASS-M). Os satélites irão transmitir sinais nas frequências 1195,14 – 1219,14 MHz, 1256,52 – 1280,52 MHz, 1559,05 – 1563,15 MHz e 1587,69 – 1591,79 MHz. É interessante referir que alguns dos sinais se sobrepõem aos sinais da rede Galileu e do código GPS. Segundo Dan Levin em "Chinese Square Off With Europe in Space" (The 9ew York Times, 23 de Março de 2009), "segundo a política da ITU (International Telecommunications Union), o primeiro país a utilizar uma frequência específica tem prioridade sobre a mesma, e os fornecedores de serviços a transmitir na mesma frequência devem garantir que as suas transmissões não interferem com o sinal autorizado previamente." Satélite Compass-M1 Compass-G2 Compass-G1 Compass-G3 Compass-IGSO1 Compass-G4 Compass-IGSO2 Compass-IGSO3 Compass-IGSO4 Compass-IGSO5 Compass-G5

Desig. Int. ORAD 2007-011A 2009-018A 2010-001A 2010-024A 2010-036A 2010-057A 2010-068A 2011-013A 2011-038A 2011-073A 2012-008A

31115 34779 36287 36590 36828 37210 37256 37384 37763 37948 38091

Data Lançamento 13-Abr-07 14-Abr-09 16-Jan-10 02-Jun-10 31-Jul-10 31-Out-10 17-Dez-10 10-Abr-11 26-Jul-11 01-Dez-11 24-Fev-12

Hora UTC 20:11:00 16:16:03 16:12:04 15:53:04 21:30:04 16:26:04 20:20:04 20:47:05 21:44:28 21:07:04 16:12:04

Veículo Lançador CZ-3A Chang Zheng-3A (Y13) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y3) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y2) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y4) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y16) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y5) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y18) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y17) CZ-3A Chang Zhenh-3A (Y23) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6)

Local Lançamento Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC3 Xichang, LC2 Xichang, LC3 Xichang, LC3 Xichang, LC3 Xichang, LC3 Xichang, LC2

O Sistema de Satélites de Navegação Compass (SSNC) é o sistema de navegação por satélite de segunda geração da China capaz de proporcionar um sinal contínuo de geoposicionamento tridimensional global, além de medição de velocidade. O sistema será inicialmente utilizado para fornecer serviços de posicionamento de alta precisão para os utilizadores na China e nas regiões vizinhas, cobrindo uma área de cerca de 120 graus de latitude no Hemisfério Norte. O objectivo a longo termo é o de desenvolver uma rede de navegação por satélite similar ao GPS norte-americano e ao GLONASS russo.

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Dois níveis de serviço são fornecidos pelo sistema Beidou. O serviço público para utilização civil é grátis para os utilizadores chineses e tem uma precisão de 10 metros no posicionamento do utilizador, proporcionando sinais de sincronização de tempo com uma precisão de 50 ns e medição de velocidade com uma precisão de 0,2 m/s. O serviço militar é mais preciso, fornecendo informação de estado e uma capacidade de comunicação militar. Os satélites têm uma massa média de 2.200 kg, sendo 1.100 kg a massa correspondente ao propolente. Os satélites são estabilizados nos seus três eixos espaciais. Os satélites Beidou são desenvolvidos pelo Instituto de Pesquisa de Tecnologia Espacial do Grupo de Ciência e Tecnologia Espacial da China. Em Janeiro de 2009 a China anunciava que o seu sistema independente de posicionamento e navegação deverá estar completo em 2015 com um total de trinta satélites, dez dos quais deveriam ser lançados entre 2009 e 2010. No entanto estes planos tiveram de ser alterados devido a problemas técnicos registados no satélite Compass-G2 bem como devido ao problemas com o foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B que a 31 de Agosto de 2009 registava um problema a quando do lançamento do satélite de comunicações indonésio Palapa-D. De salientar que existem inúmeros sistemas comuns entre o CZ-3B e o CZ-3C Chang Zheng-3C. O primeiro satélite do sistema foi lançado a 30 de Outubro de 2000. O Beidou-1A foi colocado em órbita por um foguetão CZ3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xichang. O satélite foi colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.889 km, perigeu a 195 km e inclinação orbital de 25,0º, antes de ficar colocado na sua órbita definitiva a 6 de Novembro, ficando estacionado a 140º longitude Este. O Beidou-1B era lançado a 20 de Dezembro de 2000 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xichang. O satélite foi colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.870 km, perigeu a 190 km e inclinação orbital de 25,0º. O lançamento deste satélite completou o sistema protótipo de dois satélites que deveria fornecer a informação de posicionamento para os serviços de transporte de caminhode-ferro, auto-estradas e de navegação marítima. O satélite foi posteriormente posicionado na órbita geossíncrona a 80º longitude Este. O primeiro satélite suplente, o Beidou-1C, foi lançado a 24 de Maio de 2003 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xichang. O Beidou-1C foi colocado na órbita geossíncrona a 110º longitude Este. A 2 de Fevereiro de 2007 era lançado o Beidou-1D por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xichang. Este satélite não atingiu a órbita geossíncrona até Abril do mesmo ano devido a problemas na abertura dos seus painéis solares. Fontes militares norte-americanas referiram também a existência de uma nuvem de detritos na altura em que o satélite deveria operar o seu motor de impulso para o apogeu.

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O CZ-3C Chang Zheng-3C (长征三号丙火箭 长征三号丙火箭) 长征三号丙火箭 O foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C é um veículo a três estágios de propulsão líquida que combina os estágios do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B com dois propulsores laterais de combustível líquido do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O desenvolvimento do CZ-3C Chang Zheng-3C teve início em 1995 mas aparentemente o seu programa foi suspenso entre 1996 e 2000 devido ao acidente registado com o foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B em 1996. O seu desenvolvimento é iniciado ao mesmo tempo do desenvolvimento do foguetão CZ-3B e tendo por base o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. O foguetão tem um comprimento total de 54,838 metros, podendo atingir os 55,638 metros dependendo da carenagem de protecção a utilizar, podendo ser equipado com uma carenagem com um comprimento de 9,56 metros (diâmetro de 4,00 metros) ou de 9,777 metros (diâmetro de 4,20 metros). A sua massa no lançamento é de 345.000 kg e é capaz de colocar uma carga de 3.800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Estágio

Propulsores laterais

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

345.000

Massa no lançamento (kg)

N2O4/UDMH

Propolente

LOX/LH2

Massa do Propolente (kg)

37.746 (x2)

171.775

49.605

18.193

Massa do estágio (kg)

41.000 (x2)

179.000

55.000

21.000

YF-24E Motor

YF-25

YF-21C

YF-22E (principal)

YF-75

YF-23C (vernier) 742 (principal)

Força (k)

740,4 (x2)

2.961,6

Impulso específico (s)

291

189

297

440

Impulso esp. nível do mar (s)

261

259

260

-

Tempo de queima (s)

128

155

110

470

Diâmetro (m)

2,25

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

15,326

23,272

9,943

12,375

Comprimento carenagem (m) Diâmetro carenagem (m) Comprimento total (m)

11,8 x 4 (vernier)

4.312

9,56 (9,777) 4,0 (4,2) 54,838 (55,638)

A capacidade do CZ-3C para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 3.800 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3C proporciona dois tipos de carenagens de protecção, dois tipos de processos de montagem da carenagem e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade. O sistema do CZ-3C é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar. A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelos propulsores, primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C.

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

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O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O terceiro estágio, propulsores laterais e segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, ist 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. 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-3C Chang Zheng-3C existem cinco eventos de separação: a separação dos dois propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio. •

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

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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. 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-3C O foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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 CZ3C e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3C, 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-3C Chang Zheng-3C No total já foram levadas a cabo 6 lançamentos do CZ-3C, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ-3C teve lugar a 25 de Abril de 2008, colocando em órbita o satélite de comunicações e transmissão de dados TL-1 Tian Lian-1. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3C: Lançamento

Veículo lançador

2008-019 2009-018 2010-001 2010-024 2010-050 2010-057 2011-032 2012-008

CZ3C-1 Y3 Y2 Y4 Y7 Y5 Y8 Y6

Data de Lançamento 25-Abr-08 14-Abr-09 16-Jan-10 2-Jun-10 1-Out-10 31-Out-10 11-Jul-11 24-Fev-12

Hora (UTC)

Satélites

15:35:07,852 16:16:03 16:12:04,391 13:53:04,524 10:59:57,345 16:26:09,956 15:41:03,700 16:12:04,289

TL-1A Tianlian-1A (32779 2008-019A) Beidou-2 'Compass-G2' (34779 2009-018A) Beidou-2 'Compass-G1' (36287 2010-001A) Beidou-2 'Compass-G3' (36590 2010-024A) Cheng'e-2 (37174 2010-050A) Beidou-2 ‘Compass-G4’ (37210 2010057A) TL-1B Tianlian-1B (37737 2011-032A) Beidou-2 ‘Compass-G5’ (38091 2012-008A)

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

Descrição da missão do CZ-3C10 O CZ-3C é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3C coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.959 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra).

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A performance do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3C 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 122 / Março de 2012

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Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3C Chang Zheng-3C. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores Separação dos propulsores Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade Fim do ajustamento de velocidade Separação da carga

Tempo de Voo (s) 0,000 10,000 127,491 128,991 145,159 146,659 258,659 328,000 333,000 334,000 650,605 654,105 1323,242 1447,866 1494,866 1574,866

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

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

Projecção Projecção Altitude Distância Latitude Longitude de Voo ao Solo Satélite Satélite (km) (km) (º) (º) 1,825 0,000 28,246 102,027 48,695 50,554 28,184 102,537 49,987 52,901 28,181 102,560 64,658 82,016 28,144 102,854 66,083 85,079 28,140 102,885 147,940 374,700 27,723 105,790 181,940 640,597 27,275 108,433 184,323 663,670 27,233 108,659 184,786 667,927 27,225 108,704 208,710 2464,996 22,775 125,847 208,570 2490,003 22,699 126,076 194,809 7295,242 3,232 165,880 215,792 8541,619 -2,454 175,552 226,394 8730,789 -3,301 177,030 295,051 9478,806 -6,626 182,908

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

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

Descrição

4000F

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

4000Z

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

4200F

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

4200Z

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

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

A carenagem 4000F tem uma altura de 9,561 metros e suporta as interfaces de carga 937B, 1194, 1194A e 1666. A carenagem 4000Z tem uma altura de 8,98 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666. A carenagem 4200F tem uma altura de 9.777 metros e suporta as interfaces de carga 1194A e 1666, tal como a carenagem 4200F que tem uma altura de 9,381 metros. O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Podese permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (Φ3650 ou Φ3850) da secção cilíndrica da carenagem. As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida.

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A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metro, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

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

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

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

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

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

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O Complexo de Lançamento O complexo de lançamento 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 Xichang para processamento e monitorização.

Lançamento do BeiDou-2 'Compass-G5’ Apear de aguardado desde 2011, os primeiros rumores sobre a ocorrência de um lançamento desde o Centro de Lançamento de satélites de Xichang surgiram em finais de Dezembro de 2011. Em princípios de Janeiro de 2012 corriam rumores de que a China poderia levar a cabo três lançamentos orbitais em Janeiro, porém pouco depois era referido que o lançamento do satélite CompassG5 somente teria lugar em Fevereiro. A 20 de Janeiro a Academia Chinesa de Tecnologia de Lançadores referia que a missão teriam efectivamente lugar em Fevereiro e a 1 de Fevereiro surgiam fotografias que mostravam os preparativos do satélite. Os diferentes estágios do foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6) chegavam a Xichang a 2 de Fevereiro, começando a sua integração na Plataforma de Lançamento LC2 no dia 9.

A 21 de Fevereiro eram publicados os primeiros avisos NOTAM referentes a este lançamento que indicavam que teria lugar pelas 1620UTC do dia 24 de Fevereiro. Efectivamente neste dia surgiu a nota nos fóruns de discussão espacial chineses de que o lançamento teria lugar pelas 1612UTC. A T-2h 10m era dada a ordem de evacuação das zonas de impacto dos estágios e da carenagem do lançador. O lançamento acabaria por ter lugar pelas 1612:04,289UTC. Dez segundos após abandonar a plataforma de lançamento propulsionado pelo motor do primeiro estágios e pelos dois propulsores laterais de combustível líquido, o foguetão executava uma manobra de arfagem colocando-se no azimute de voo correcto para executar a sua missão. Pelas 1614:11UTC (T+2m 7s) ocorria o final da queima dos propulsores laterais que se separavam dois segundos depois. Pouco depois, pelas 1614:29UTC (T+2m 25s) ocorria o final da queima do primeiro estágio e iniciava-se o processo de separação entre o primeiro e o segundo estágio que ocorreria a T+2m 26s. Propulsionado pelo segundo estágio era tempo de descartar as duas metades da carenagem de protecção que já não era necessária pois o veículo havia já ultrapassado a camada mais espessa da atmosfera terrestre. Isto ocorria às 1616:23UTC. O final da queima do segundo estágio ocorreria em duas fases: primeiro dava-se o fim da queima do motor principal pelas 1617:32UTC (T+5m 28s) seguindo-se depois o final da queima dos motores vernier pelas 1617:37UTC (T+5m 33s). A separação entre o segundo e o terceiro estágio e a ignição deste ocorria logo de seguida (T+5m 34s). Esta era a primeira queima do terceiro estágio que terminaria pelas 1622:54UTC (T+10m 50s). Após o fim da primeira queima do terceiro estágio, o conjunto entrava numa fase não propulsiva pelas 1622:58UTC (T+10m 54s) tendo atingido uma órbita preliminar em torno da Terra.

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O final da fase não propulsiva ocorre com a segunda ignição do terceiro estágio às 1634:07UTC (T+22m 3s). Esta segunda queima tem a duração de 2 minutos e 4 segundos, terminando às 1636:11UTC (T+24m 7s). Com o final da segunda queima do terceiro estágio é necessário um ajustamento de velocidade antes de se proceder á separação do satélite. Este ajustamento iniciou-se logo após o final da segunda queima do terceiro estágio e termina às 1636:34UTC (T+24m 30s). A separação do satélite CompassG5, que será também denominado Beidou-11, ocorria então às 1638:19UTC (T+26m 15s). Segundo Jonathan McDowell, de facto, o primeiro anúncio do sucesso deste lançamento feito por parte da agência de notícias Xinhua referia como designação do satélite ‘11º satélite de navegação Beidou’ (di shiyi ke beidou daohang weixing). Por outro lado, a Academia Chinesa de Tecnologia Espacial referiu-se ao satélite como ‘11º satélite de navegação Beidou-2’, parecendo que a designação Compass-G5 é somente utilizada nos anúncios em língua inglesa. As imagens seguintes mostram alguns destroços resultantes deste lançamento que caíram dentro das zonas que haviam sido previamente indicadas, alguns deles próximo de habitações.

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MUOS – Comunicações militares móveis O sistema MUOS (Mobile User Objective System) será composto por um conjunto de satélites em órbita geossíncrona para proporcionar ao Departamento de Defesa dos Estados Unidos uma rede global de comunicações seguras para ser utilizada pelas suas forças militares e dos seus aliados. O primeiro satélite desta rede acabou por ser lançado a 24 de Fevereiro após alguns adiamentos.

MUOS-1 O satélite MUOS-1 irá garantir uma capacidade continuada do actual sistema de comunicações em frequência ultra-elevada e representa a colocação em órbita do primeiro satélite do sistema táctico da próxima geração de comunicações de banda estreita. O sistema MUOS irá substituir o actual sistema de comunicações por satélite via UHF, fornecendo aos utilizadores militares uma capacidade de comunicações 10 vezes superior à actual, incluindo voz, vídeo e transmissão de dados em simultâneo, utilizando as tecnologias de comunicações 3G. O sistema MUOS irá fornecer uma utilização denominada ‘net-centric’ das comunicações em UHF. Por comunicação ‘net-centric’ entende-se a participação como parte de uma comunidade complexa de pessoas, dispositivos, informações e serviços em evolução contínua, interconectados por uma rede de comunicações para garantir um melhor benefício de recursos e uma melhor sincronização de eventos e suas consequências. Por outro lado, o sistema irá fornecer as seguintes capacidades: •

Comunicações em movimento e para lá do horizonte ao combatente tendo em conta a usa usabilidade;

Comunicações globais para ligar qualquer conjunto de utilizadores, independentemente da sua localização com excepção das regiões polares;

Uma conectividade melhorada em ambientes hostis incluindo regiões urbanas, montanhas, florestas, más condições atmosféricas ou com condições atmosféricas adversas às comunicações;

Arquitectura de “largura de banda em demanda”que é futuramente melhorada com novos sistemas no solo e fornece uma acessibilidade à rede de informação global GIG (Global Information Grid), à NIPRNet (9on-secure Internet Protocol Router 9etwork), à SIPRNet (Secure Internet Protocol Router 9etwork), e DISN (Defense Information Systems 9etwork).

Os satélites MUOS são fabricados pela Lockheed Martin Space Systems (empresa principal) juntamente com a Boeing Satellite Systems e com a General Dynamics C4 Systems. Os satélites são construídos na unidade de sistemas espaciais comerciais da Lockheed Martin em Newtown, Pensilvânia, e a sua montagem final e teste tem lugar em Sunnyvale, Califórnia. Os satélites são baseados no modelo A2100M. A General Dynamics desenvolveu as interfaces de utilizador e a componente do solo do sistema, fornecendo uma rede de comunicações segura, e a gestão do controlo do satélite e da rede de comunicações. Por seu lado, a Boeing Satellite Systems fornece a carga de comunicações UHF, enquanto que a empresa Ericsson (de Plano – Texas) fornece partes do segmento integrado do solo. Finalmente, a Harris Corporation, Melbourne – Florida, fornece as antenas reflectoras que são utilizadas nos satélites (duas por veículo).

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O foguetão Atlas-V/541 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 norteamericanas com soluções de lançamento avançadas e robustas. A equipa da ULA engloba mais de 3800 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-V, fabrico da ogiva de protecção, do sistema de adaptação e montagem são levadas a cabo em Harlingen, Texas.

O foguetão Atlas-V com o satélite MUOS-1. Imagem: Justin Ray

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-V) na Base Aérea de Vandenberg.

Breve história dos lançadores Atlas O míssil balístico Atlas teve a sua origem requisição feita pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) em Outubro de 1945, que conduziu ao desenvolvimento durante a década de 50 dos mísseis Atlas, Navaho, Snark, Matador e Mace. Em 10 de Janeiro de 1946 foram submetidas duas propostas para a construção de mísseis com um alcance de 11.100 km, sendo uma das proposta a de um míssil alado e propulsionado a jacto e a outra proposta e de um míssil supersónico, de trajectória balística e propulsionado por foguetão. A proposta do míssil balístico incluía o aparecimento de novas tecnologias, tal como o desenho de uma estrutura de peso reduzido através do uso de tanques de combustível de parede única e incluídos numa única estrutura monocoque que seria mantida rígida através da pressão interna. A performance deste míssil era quase do tipo “single-stage-to-orbit” ao se dar a separação dos motores de ignição inicial durante a ascensão. A 19 de Abril de 1946 a Consolidated Vultee Aircraft Corporation (Convair) foi incumbida de construir e testar dez mísseis MX774 Hiroc de forma a verificar e validar as propostas do novo míssil. Os testes do MX-774 iniciaram-se em San Diego em 1947, mas em Junho desse ano a Convair, empresa que propusera as duas propostas iniciais à USAF era informada que havia perdido o concurso para o novo míssil, sendo os contratos atribuídos às empresas 9orthrop e Martin que deveriam desenvolver a tecnologia dos mísseis alados e subsónicos. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Os cortes no orçamento para a defesa dos Estados Unidos forçaram a USAF a terminar o contrato com a Convair em Julho de 1947, e isto a apenas três meses da data prevista para o primeiro voo. Porém, os fundos ainda disponíveis permitiram a realização de três testes do MX-774 no White Sands Proving Ground entre Julho e Dezembro de 1947. Posteriormente, a Convair prosseguiu estudos auto-financiados do projecto. Porém, o início da Guerra da Coreia e o surgimento da Guerra Fria fizeram com que se desse um aumento nos fundos para a defesa e a Convair recebeu um novo contrato em Setembro de 1951 para desenvolver o MX-1593, por forma a iniciar o desenho de um míssil balístico incorporando as características já validadas pelo MX-774. Em 1953 a General Dynamics, uma nova divisão da Convair, apresenta à USAF um programa acelerado de desenvolvimento do novo míssil. O anúncio público do desenvolvimento do Atlas só surge a 16 de Dezembro de 1954. Nos primeiros anos da década de 50 um problema que atrasava o desenvolvimento da tecnologia era a baixa fiabilidade dos motores de combustível líquido. Este problema conduziu posteriormente ao conceito de «um estágio e meio» no qual todos os motores entram em ignição antes da decolagem e os motores principais são separados numa determinada fase do voo, sendo este mantido por motores de sustentação. Este método permitia a verificação do bom funcionamento de todos os motores antes do veículo deixar a plataforma de lançamento.

A ordem para o desenvolvimento em grande escala do Atlas surge em Janeiro de 1955, sendo designado WS107A-L (Weapons System 107A-L). Na Convair o projecto era designado Modelo-7, curiosamente o mesmo número que, na União Soviética, Korolev dava ao seu míssil. Em Setembro de 1955 o projecto de desenvolvimento do Atlas recebe a classificação de prioridade nacional quando os relatórios dos serviços secretos indicam que a União Soviética está adiantada no desenvolvimento da tecnologia dos mísseis balísticos intercontinentais. O projecto torna-se num dos programas mais complexos de desenvolvimento, produção e teste jamais levados a cabo nos Estados Unidos e em certa parte comparável ao Projecto Manhatan.

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O primeiro teste do sistema de propulsão tem lugar a 21 Junho de 1956 na Base Aérea de Edwards e resulta num fracasso. Um novo teste realizado no dia seguinte, no qual o motor teve uma ignição de 4s, é coroado de sucesso. Os primeiros veículos de teste são terminados no final desse ano. O primeiro voo do Atlas-A (Atlas-A 4A) tem lugar a 11 de Junho de 1957 e o veículo é destruído devido a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. Um segundo teste (Atlas-A 6A) tem lugar a 25 de Setembro de 1957 e o veículo é novamente destruído, desta vez aos três minutos de voo devido novamente a uma falha no sistema de abastecimento de combustível. O primeiro voo com sucesso do Atlas-A (Atlas-A 12A) ocorre a 17 de Dezembro de 1957 com o míssil a atingir o alvo localizado a 965 km. O primeiro míssil operacional, o Atlas-D, constituiu a base do lançador das cápsulas tripuladas do Programa Mercury. Utilizando os estágios superiores Agena e Centaur, o Atlas tornou-se no lançador médio por excelência dos Estados Unidos sendo utilizado para lançar veículos para a órbita geossíncrona e sondas planetárias. O quadro seguinte resume os veículos da família Atlas desenvolvidos desde os anos 50.

Veículo Atlas

Características

MX-774

Estudo da Consolidated-Vultee para demonstrar a tecnologia que posteriormente seria utilizada no Atlas.

Atlas-A

Primeiro modelo de teste do míssil balístico intercontinental Atlas (Atlas ICBM).

Atlas-B

Primeiro versão completa do Atlas ICBM, possuindo motores separáveis e um único motor de sustentação.

Atlas-C

Última versão de desenvolvimento do Atlas ICBM. Nunca esteve operacional nem tão pouco foi utilizado como lançador espacial.

Atlas-D

Primeira versão operacional do Atlas ICBM e posteriormente utilizado no Programa Mercury.

Atlas-Vega

Projecto que consistia num lançador Atlas equipado com um estágio superior de combustível armazenável. Foi planeado pela NASA como lançador para sondas planetárias e de estudo do espaço profundo antes da disponibilidade do Atlas-Centaur. O desenvolvimento do veículo já era adiantado quando a NASA se apercebeu que a USAF e a CIA já possuíam um lançador virtualmente idêntico em desenvolvimento, o Atlas-Hustler (posteriormente Atlas-Agena) que seria utilizado para as missões Corona de reconhecimento fotográfico. O Atlas-Vega acabou então por ser cancelado.

Atlas-E

Versão inicial totalmente operacional do Atlas ICBM. Sendo utilizado entre 1960 e 1966, era distinto do Atlas-F no seu sistema de orientação. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-F

Última versão operacional do Atlas ICBM, sendo distinto do Atlas-E no seu sistema de orientação. Foi utilizado entre 1961 e 1966. Após serem retirados do serviço, foram reutilizados como lançadores espaciais durante mais de vinte anos.

Atlas-Able

Veículo Atlas equipado com um segundo estágio baseado no lançador Vanguard.

Atlas LV-3A / Agena-A Inicialmente o Agena era designado como Hustler. O veículo era baseado no motor de propulsão nuclear Atlas LV-3A / Agena-B Utilização de um estágio superior Agena melhorado. Atlas LV-3B / Mercury Utilizado no Projecto Mercury.

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A família Atlas-V A família de lançadores Atlas-V oferece diferentes versões do mesmo veículo que podem ser utilizadas para colocar em órbita todo o tipo de cargas. O Atlas-V foi desenvolvido de forma a satisfazer as necessidades da USAF ao abrigo do programa EELV (Evolved Expendable Lauch Vehicle) e da demanda internacional por parte da ILS (International Launch Services) para satisfazer os seus clientes comerciais e governamentais. Tendo como base o denominado CCB (Common Core Booster), o Atlas-V divide-se em duas versões: o Atlas-V 400 e o Atlas-V 500. As diferentes versões do lançador Atlas ao longo da História: 1 – Atlas-B Score; 2 – Estas versões podem ser facilmente Atlas-Able; 3 – Atlas LV-3 Mercury; 4 – Atlas LV-3 Agena; 5 – Atlas LV-3C Centaur; 6 distinguidas pela utilização da ogiva – Atlas SLV-3 Agena-B; 7 – Atlas SLV-3 Agena-D; 8 – Atlas-E OV-1; 9 – Atlas SLVnormal utilizada em anteriores Atlas 3A Agena-D; 10 – Atlas SLV-3D Centaur D-1A; 11 – Atlas-E; 12 – Atlas Agena-D. e este será a versão 400. Por seu lado a versão 500 utiliza uma ogiva muito maior e com um diâmetro de 5,0 metros, sendo baseada na ogiva utilizada pelo lançador europeu Ariane-5. A versão Atlas-V 500 pode ainda incorporar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, aumentado assim a sua capacidade de carga útil. Tanto a versão 400 como a versão 500 utilizam como segundo estágio uma versão alongada do estágio Centaur (CIII). O CIII pode ser utilizado com somente um motor (Single-Engine Centaur) ou então com dois motores (Dual- Engine Centaur). O Atlas-V pode ser lançado a partir do SLC-41 (Space Launch Complex-41) do Cape Canaveral Air Force Station ou então do SLC-3W (Space Launch Complex3W) da Vandenberg Air Force Base. De forma geral o Atlas-V é um lançador a dois estágios podendo ser auxiliado por um máximo de cinco propulsores sólidos acoplados ao primeiro estágio. Pode colocar 12.500 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou então 5000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Durante o lançamento é capaz de desenvolver 875.000 kgf, tendo um peso de 546.700 kg. O seu comprimento total é de 58,3 metros e o seu diâmetro base atinge os 5,4 metros. O primeiro estágio do Atlas-V, o CCB, tem um comprimento de 32,5 metros e um diâmetro de 3,8 metros, tendo um peso bruto de 306.914 kg e um peso sem combustível de 22.461 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.286 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 253 s. O CCB está equipado com um motor RD-180 de fabrico russo que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene. O RD-180 tem duas câmaras de combustão, tendo um comprimento de 3,6 metros e um diâmetro de 3,0 metros, tendo um peso de 5.393 kg. No lançamento desenvolve uma força de 423.050 kgf, tendo um Ies de 338 s e um Ies-nm de 311 s, o seu Tq é de 150 s.

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O RD-180 é o único motor que tem a capacidade de aumentar e diminuir a sua potência durante o voo e que é utilizado em lançadores americanos (não tendo em conta o SSME utilizado nos vaivéns espaciais). Durante o primeiro voo do Atlas-3 (no qual o RD-180 também foi utilizado), o motor utilizou somente 74% do máximo de 423.286 kgf que pode desenvolver na fase inicial do lançamento e nos três minutos seguintes aumentou a potência até 92% do total, voltou a diminuir para 65% e a aumentar para 87%. Assim, a capacidade de aumentar e diminuir a potência do motor significa uma viagem mais suave tanto para o foguetão como para a carga que transporta, permitindo também uma utilização mais eficiente do combustível. O RD-150 foi certificado para a utilização no Atlas-V através de uma série intensiva de testes levados a cabo pela 9PO Energomash, Khimky, e sob a direcção da Lockheed Martin.

Podendo usar até cinco propulsores laterais de combustível sólido, pesando cada um 40.824 kg e tendo um comprimento de 17,7 metros e um diâmetro de 1,6 metros. Desenvolvidos pela Aerojet, cada propulsor desenvolve no lançamento uma força de 130.000 lgf, tendo um Ies de 275 s e um Ies-nm de 245 s e um Tq de 94 s. O segundo estágio do Atlas-V, Centaur V1, tem um comprimento de 12,7 metros e um diâmetro de 3,1 metros, tendo um peso bruto de 22825 kg e um peso sem combustível de 2.026 kg. Desenvolve uma força de 10.115 kgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 894 s. O Centaur V1 está equipado com um motor RL-10A-4-2 fabricado pela Pratt & Whitney, consumindo LOX e LH2. O RL-10A-4-2 tem uma câmara de combustão, tendo um peso de 167 kg. No lançamento desenvolve uma força de 10.110 lgf, tendo um Ies de 451 s e um Tq de 740 s.

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A designação que é dada a cada versão do lançador é composta por uma numeração em três dígitos. O primeiro dígito indica o diâmetro da ogiva utilizada pelo lançador (em metros). Assim, por exemplo quando temo um veículo Atlas-V/400, significa que estamos na presença de uma ogiva com 4 metros de diâmetro. O segundo dígito indica o número de propulsores sólidos utilizados no lançador e pode variar entre 0 (zero) e 5 (de salientar que a versão Atlas-V/400 não usa propulsores laterais de combustível sólido e por isso só veremos este número na versão Atlas-V/500). Finalmente, o terceiro dígito indica o número de motores presentes no estágio Centaur e que pode variar entre 1 ou 2 motores.

O complexo de lançamento Space Launch Complex-41 (SLC-41) A construção do SLC-41 foi iniciada em Abril de 1965 e terminada nesse mesmo ano. Foram necessários mais de 6,5 milhões de metros cúbicos de terra provenientes do Rio Banana, para se fazerem as fundações do complexo, composto por uma torre de serviço móvel MST (Mobile Service Tower) e por uma torre umbilical UT (Umbilical Tower) que faziam parte das instalações de lançamento dos foguetões Titan. A MST tinha uma altura de 80,7 metros e pesava mais de 2.268 t. Por seu lado a UT atingia os 53,3 metros de altura e pesava 907,2 t. A USAF aceitou o complexo a 12 de Dezembro de 1965 e utilizou-o pela primeira vez no dia 21 de Dezembro de 1965 para lançar um foguetão Titan-IIIC11. Nos anos seguintes o complexo e a plataforma foram utilizados como ponto de partida para várias missões históricas como a Voyager-1, Voyager-2, Viking-1 e a Mars Pathfinder. Em 1986 o complexo sofreu uma renovação para albergar o lançamento dos foguetões Titan-IV. O primeiro lançamento desta nova versão do Titan deu-se a 14 de Junho de 198912 e o último a 9 de Abril de 199913. De forma a compreender a natureza do SLC-41 ajudará visualizando o tamanho do foguetão Titan-IV. Atingindo mais de 34 metros de altura, 10 metros de diâmetro, pesando mais de 861,8 t e gerando mais de 635 t de força no lançamento, o Titan-IV equipado com um estágio superior Centaur era capaz de colocar uma carga de 5,4 t numa órbita geossíncrona. Cargas ainda mais pesadas poderiam ser colocadas em órbitas mais baixas ou em órbitas polares. A evolução da tecnologia levou a que o Titan-IV fosse considerado obsoleto, tendo a USAF contratado a Lockheed Martin para desenvolver um novo sistema de lançamento que é agora o Atlas-V. Os engenheiros da Lockheed foram encarregues de desenvolver não só o novo lançador, mas também as instalações de lançamento do novo veículo. Assim, o SLC-41 teve de sofrer uma transformação para albergar o seu novo vector de lançamento. A primeira fase da transformação do complexo passou pela remoção das velhas torres para que as novas torres pudessem ser construídas. A empresa Olshan Demolishing Management foi contratada par desmantelar e demolir o velho complexo. O plano inicial previa que as torres fossem desmontadas peça por peça, porém devido ao facto que o calendário dos trabalhos foi progressivamente atrasado devido às investigações relacionadas com acidentes com o Titan-IV, a Olshan optou por contratar a empresa Dykon, Inc., para demolir as torres utilizando 11

Neste lançamento o foguetão Titan IIIC (3C-8) foi lançado às 1400:01UTC e colocou em órbita os satélites Transtage- 8 (01863 1965-108A); OV2-3 (01863 1965-108A); LES-3 (01941 1965-108D); LES-4 (01870 1965-108B) e Oscar-4 (01902 1965-108C). O OV2-3 permaneceu ligado ao Transtage-8. 12 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-1 / 45D-1) foi lançado às 1318UTC e colocou em órbita o satélite militar DSPF14 (20066 1989-046A). 13 Neste lançamento o foguetão Titan-402A/IUS (K-32 / 4B-27) foi lançado às 1701:00UTC e colocou em órbita o satélite militar USA-142 DSP-F19 (25669 1999-017A).

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explosivos. Nesta fase colocava-se o receio das explosões danificarem de qualquer de uma maneira ou de outra o Complexo de Lançamento 39 utilizado pelos vaivéns espaciais, pois estas estruturas localizam-se muito perto do SLC-41. Depois de serem asseguradas todas as medidas de segurança, a USAF deu luz verde para a demolição das torres que veio a acontecer a 14 de Outubro de 1999. Depois das torres serem abatidas, a Olshan iniciou um processo de reciclagem. Durou mais de oito semanas para cortar a torre em pedaços que pudessem ser manejáveis e posteriormente transportados para um edifício situado em Port Canaveral, onde foram recicladas. Actualmente o SLC-41 é um dos mais sofisticados existentes no planeta e representa a maior alteração na filosofia da indústria de foguetões dos Estados Unidos nos últimos anos. O SLC-41 foi transformado na primeira “clean pad” a ser utilizada pelos americanos. Este conceito passa por montar o foguetão num edifício de montagem em vez de se montar o lançador por estágios na própria plataforma de lançamento como se fazia desde os primórdios do programa espacial americano. Sendo montado no edifício de montagem, o lançador é posteriormente transportado para a plataforma de lançamento algumas horas antes da ignição. A “clean pad” significa também que a utilização de grandes torres de serviço na plataforma de lançamento deixam de ser necessárias. Da mesma forma, o espaço de tempo gasto na preparação dos lançadores fica mais reduzido e deixam de existir problemas relacionados com as convencionais plataformas de lançamento que podem atrasar o início de uma missão por vários meses.

O centro nevrálgico do SLC-41 é o denominado Atlas-V Spaceflight Operations Center (ASOC), combinando num só lugar o que anteriormente estava espalhado por diversos locais. O edifício onde está localizado o ASOC era anteriormente utilizado para processar os propulsores laterais de combustível sólido utilizados pelo Titan-IV, sendo completamente reformulado e expandido pela Lockheed. Situado a 6,6 km da plataforma de lançamento, é neste edifício multiusos para onde o estágio Atlas-V e o estágio superior Centaur são transportados logo após a chagada ao Cabo Canaveral e vindos das oficinas em Denver, Colorado. Aí, os técnicos da Lockheed podem realizar vários testes nos estágios e depois armazená-los temporariamente até ser altura de serem transportados para o edifício de montagem para serem preparados para o lançamento. No interior do ASOC também está situado o centro de controlo de lançamento que alberga os técnicos oficiais da missão, as equipas de engenheiros da Lockheed, clientes e os técnicos que controlam a contagem decrescente. O centro de controlo possui doze consolas de controlo no primeiro andar destinadas à equipa que dirige o lançamento. Entre estas consolas encontra-se a posição do Director de Lançamento, do Assistente do Director do Lançamento, as posições de controlo e monitorização dos propolentes do Atlas e do Centaur, a posição do controlo de voo e de sistemas eléctricos do lançador, a posição de controlo do software no solo, a posição de controlo das instalações eléctricas, posição de controlo ambiental, de segurança e do monitor que controla os limites de emergência que podem ser atingidos. Ainda no primeiro andar do edifício existem duas salas, situadas à direita da equipa que controla o lançamento, onde está localizada a rede de informática do computador principal e uma estação de controlo operacional por satélite.

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No segundo andar do edifício existem três salas que albergam a equipa de engenheiros responsáveis pelo lançador, a equipa que controla a carga transportada e a equipa principal de directores do lançamento. É nesta sala que se toma a decisão final de lançar ou não lançar o Atlas-V. Ainda neste piso existem duas salas com lugares sentados e pontos de observação para engenheiros e clientes observarem o decorrer da contagem decrescente e do lançamento. A parede frontal da sala do centro de controlo está equipada com vários relógios, mostradores da contagem regressiva, emblemas e um ecrã de vídeo que mostra várias imagens da plataforma de lançamento recolhidas de diferentes ângulos, além de vários gráficos de diferentes dados. Sendo controlados a partir do ASOC, o Atlas-V é montado no interior do VIF (Vertical Integration Facility). Este edifício, que começou a ser construído em Janeiro de 1999, tem uma altura máxima de 90 metros e está localizado a 550 metros da plataforma de lançamento. No seu interior está situado um guindaste de 60 t com uma capacidade de levantar os diferentes segmentos do Atlas-V e colocá-los na plataforma móvel de lançamento. Após a verificação dos diferentes estágios no ASOC, estes são transportados na horizontal para o VIF. O CCB segue em primeiro lugar, seguido pela secção cilíndrica que compõe o inter-estágio e do estágio Centaur. A última peça deste lego é a secção “boat-tail”. As missões futuras serão também aqui colocados os propulsores laterais de combustível sólido. Após a montagem, o lançador passa por mais uma série de testes antes da carga a transportar ser entregue no VIF para montagem. O satélite é processado e abastecido do seu combustível de manobra num local separado do VIF e que tanto pode ser as instalações comerciais da Astrotech localizadas em Titusville, a 35 km de distância, ou então num edifício governamental caso se tratem de cargas militares ou da NASA. Após o processamento o satélite é colocado no interior de um contentor de segurança e protecção antes de deixar o e edifício de processamento e de iniciar a sua viagem até ao SLC-41. No SLC-41 é levantado até ao nível superior do estágio Centaur e colocado no seu topo. Segue-se um teste IST (Integration Systems Test) entre o foguetão lançador e a sua carga para confirmar uma boa ligação entre os dois e que ambos estão prontos para o lançamento. Segue-se o transporte até à plataforma de lançamento. O VIF foi construído de forma a suportar ventos de furacão até uma velocidade de 225 km/h. Possui várias plataformas móveis que possibilitam o acesso às diferentes zonas do foguetão e está equipado com uma porta reforçada com uma largura de 12,5 metros e uma altura de 84 metros que se recolhe na vertical, permitindo o transporte dos vários estágios do Atlas-V para o interior do edifício e a posterior saída do lançador para a plataforma de lançamento. Na construção do VIF foram utilizados 200 camiões de cimento (que equivaleram a 1.376 m3 de cimento) para a construção das suas fundações e 3.250 t de aço para a construção das suas paredes. Lançamento

Data

Veículo

Missão

Local Lançamento

Plataforma Lançamento

2010-005

11-Fev-10

401

AV-021

Cabo Canaveral

SLC-41

2010-015

22-Abr-10

501

AV-012

Cabo Canaveral

SLC-41

2010-039

14-Ago-10

531

AV-019

Cabo Canaveral

SLC-41

2010-046

21-Set-10

501

AV-025

Vandenberg AFB

SLC-3E

2011-010

5-Mar-11

501

AV-026

Cabo Canaveral

SLC-41

2011-014

15-Abr-11

411

AV-027

Vandenberg AFB

SLC-3E

2011-019

7-Mai-11

401

AV-022

Cabo Canaveral

SLC-41

2011-040

5-Ago-11

551

AV-029

Cabo Canaveral

SLC-41

2011-070

26-ov-11

541

AV-028

Cabo Canaveral

SLC-41

2012-009

24-Fev-11

551

AV-030

Cabo Canaveral

SLC-41

Carga SDO (36395 2010-005A) USA-212 'X37B OTV-1' (36514 2010-015A) USA-214 'AEHF-1' (36868 2010-039A) USA-215 'ROL-41' (37162 2010-046A) USA-226 'X-37B OTV-2 FLT-1' (37377 2011-010A) USA-229 ‘RO L-34 'Odin' (37386 2011-014A) USA-229 deb (37391 2011-014B) USA-230 ‘SBIRS-GEO 1’ (37481 2011-019A) Juno (37773 2011-040A) Mars Science Laboratory ‘Curiosity’ (37936 2011-070A) MUOS-1 (38093 2012-009A)

Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos levados a cabo pelo foguetão Atlas-V. Tabela: Rui C. Barbosa.

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O complexo de lançamento Space Launch Complex-41 (SLC-41) O lançamento do primeiro satélite MUOS teve lugar às 2215:00,219UTC do dia 24 de Fevereiro de 2012 após duas tentativas prévias de lançamento. O lançamento estava inicialmente previsto para ter lugar a 16 de Fevereiro e neste dia a contagem decrescente decorreu sem problemas até atingir T-4m. Nesta fase a contagem decrescente entra num período de suspensão previsto de 10 minutos, o denominado Built In Hold (BIH), durante o qual os técnicos tema a oportunidade de proceder a uma análise mais detalhada dos parâmetros do lançador, do satélite e do complexo de lançamento, além de analisarem as condições atmosféricas antes de se proceder para os quatro minutos finais da contagem decrescente. Nesta altura, um balão meteorológico lançado mostrou dados que indicavam a ocorrência de ventos fortes em altitude, sendo necessária mais informação para ser enviada para o computador de bordo do lançador. A hora de lançamento foi sendo adiado em períodos de cinco minutos até se atingir o final da janela de lançamento. Eventualmente foram recebidos dados que mostravam condições favoráveis para o lançamento e a contagem decrescente foi retomada para ser novamente suspensa a T-90s. Como esta suspensão teve lugar já no final da janela de lançamento, foi então decidido proceder a um adiamento de 24 horas para o dia 17 de Fevereiro. O dia 17 apresentou-se com uma probabilidade de 60% de ocorrência de condições desfavoráveis ao lançamento com os céus do Cabo Canaveral coberto por nuvens escuras. Mais uma vez, a contagem decrescente decorreu sem problemas até T-4m e a partir daqui a hora do lançamento foi sendo sucessivamente adiada em períodos de 5 minutos até atingir o final da janela de lançamento. A missão acabaria por ser adiada para o dia 22 de Fevereiro e depois para o dia 24 devido à falta de disponibilidade da zona de lançamento e devido às más condições atmosféricas que se deveriam registar nos dias seguintes. Em resultado deste adiamento o lançador foi transportado de volta para o edifício VIF no dia 18 de Fevereiro e transportado de volta para a plataforma de lançamento SLC-41 no dia 23. O esquema ao lado (cedido pela ULA) mostra os principais momentos do lançamento. A missão inicia-se a T-2,7s com a ignição do motor RD-180 do primeiro estágio (1). A T=0s ocorria a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido e a T+1,1s o lançador inicia o seu movimento vertical. Os motores atingem a potência máxima a T+2,1s e a manobra de arfagem ocorre a T+3,9s, colocando-se assim na atitude correcta para a ascensão orbital. O veículo atinge a velocidade do som (Mach 1) a T+34,8s e fase de máxima pressão dinâmica (MaxQ) a T+45,2s. A separação dos dois primeiros propulsores laterais de combustível sólido (2) ocorre a T+104,6s seguindo-se os restantes a T+106,1.

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Em Órbita

A T+202,2s ocorre a separação da carenagem de protecção (3) e a T+207,2s dá-se a ejecção do sistema frontal de reacção do estágio Centaur. Nesta fase é mantida uma aceleração constante de 5G para assim limitar as forças na carga. O final da queima do estágio Atlas ocorria a T+264,1s (4), seguindose a sua separação a T+270,1s. Dez segundos mais tarde, a T+280,1s (5), dava-se início à primeira queima do estágio Centaur. Esta queima teria uma duração de 460,9s, terminando a T+741,0s. O conjunto encontra-se agora numa órbita inicial onde irá permanecer até à segunda queima do estágio Centaur. Esta (6) ocorre a T+1.248,9s e é baseada nos parâmetros da sua órbita. Esta queima tem por objectivo colocar o conjunto numa órbita de transferência intermédia e termina a T+1.610,1s.

A terceira queima do estágio Centaur (7) só iria ocorrer 2,5 horas mais tarde a T+10.610,4s e teria uma duração de cerca de 54 segundos terminando a T+10.664,2s assim que eram atingidos os parâmetros orbitais requeridos para a missão. A separação (8) do satélite MUOS-1 ocorria a T+10.883,2s ou 0116:23UTC do dia 25 de Fevereiro. Esta missão marcou também a 200ª utilização de um estágio Centaur. Este estágio foi desenvolvido como um estágio superior criogénico de alta energia com uma estrutura estabilizada por pressão formada por tanques esféricos e uma antepara separando o tanque de hidrogénio líquido do tanque de oxigénio líquido. O desenvolvimento destes estágios teve início em finais dos anos 50 com o objectivo de fornecer um sistema de lançamento mais capaz dos que existiam então e para permitir ao engenheiros o ganho de experiência com estágios que utilizavam propolentes criogénicos que seriam necessários para as missões lunares. O primeiro lançamento de um estágio Centaur teve lugar a 9 der Maio de 1962 com o voo a terminar 54 segundos após o lançamento devido a uma fuga de hidrogénio líquido.

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Em Órbita

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita

Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo nos meses de Janeiro e Fevereiro 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.

09 Jan. 0317:10 2012-001A Taiyuan, LC9 (508 / 496 / 97,48 / 94,66) 2012-001B

ORAD Designação Peso (kg)

Lançador

38046

ZY-3 Ziyuan-3 2.630

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

38047

Vesselsat-2 28

(501 / 486 / 97,49 / 94,49) 13 Jan. 0056:04 2012-002A 38049 Xichang, LC3 (35814 / 35766 / 2,28 / 1436,29) 20 Jan. 0038:00 2012-003A 38070 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B (37630 / 313961 / 0,09 / 1463,54) 25 Jan. 2306:40 2012-004A 38073 Baikonur, LC1 PU-5 (17P32-5) (403 / 379 / 51,64 / 92,38) 03 Fev. 0004 2012-005A 38075 Semnan (327 / 260 / 56,02 / 90,39) 13 Fev. 1000 2012-006A 38077 CSG Kourou, ZLV (1453 / 1435 / 69,49 / 114,75) 2012-006B 38078

FY-2F Fengyun-2F 1.369 WGS-4 (USA-233) 5.987 Progress M-14M (ISS-46P) 7.250 Navid-e Elm-o Sanat 50 LARES

CZ-3A Chang Zheng-3A (Y22) Delta-IV-M+(5,4) (D358) 11A511U Soyuz-U (И15000-127) Safir-1B (ERS2002) Vega (VV01)

400 ALMASat-1 12,50

(1438 / 314 / 69,49 / 102,48) e-st@r 1,0 Goliat 1,0 MaSat-1 1,0 PW-Sat 1 1,0 Robusta 1,0 XaTcobeo 1,0

14 Fev. 1936:37 2012-007A 38087 Baikonur, LC200 PU-39 (35788 / 35776 / 0,1 / 1436,08) 24 Fev. 1612:04 2012-008A 38091 Xichang, LC2 (35799 / 35776 / 1,87 / 1436,15) 24 Fev. 2215:00 2012-009A 38093 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 (35742 / 27949 / 6,26 / 1239.54) Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

UniCubeSat GG 1,0 SES-4 6.180

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

Compass-G5 (Beidou-11)

CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6)

2.300 MUOS-1

Atlas-V/551 (AV-030)

6.740 69


Em Órbita

Outros Objectos Catalogados A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Fevereiro de 2012. Data Lançamento 25 Janeiro 03 Fevereiro 13 Fevereiro 14 Fevereiro 14 Fevereiro 24 Fevereiro 24 Fevereiro 24 Fevereiro

Des. Int. 2012-004B 2012-005B 2012-006K 2012-007B 2012-007C 1998-067CL 2012-008B 2012-009B 2012-008C

ORAD 38074 38076 38086 38088 38089 38090 38092 38094 38095

Designação Blok-I Último estágio Safir AVUM (VV01) Briz-M (99526) Briz-M Tanque

Veículo Lançador 11A511U Soyuz-U (И15000-127) Safir-1B (ERS2002) Vega (VV01) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93524/99526) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93524/99526)

Local de Lançamento Baikonur, LC1 PU-5 Semnan CSG Kourou, ZLV Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC200 PU-39

CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6) Atlas-V/551 (AV-030) CZ-3C Chang Zheng-3C (Y6)

Xichang, LC2 Cabo Canaveral, SLC-41 Xichang, LC2

(Destroço) ISS Cobertura MOI

H-18 (CZ3C-Y6) Centaur (AV-030) (Destroço)

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Fevereiro 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 Fev. 01 Fev. 02 Fev. 02 Fev. 03 Fev. 03 Fev. 07 Fev. 08 Fev. 10 Fev. 10 Fev. 11 Fev. 12 Fev. 13 Fev. 16 Fev. 16 Fev. 16 Fev. 18 Fev. 22 Fev. 23 Fev. 26 Fev.

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

1999-025AQP 1993-036XE 1999-025W 1999-025ASP 1997-051KH 1993-036AWV 2011-047B 1999-025AHQ 2001-055E 1991-082S 2004-035G 1999-025BCW 1979-058K 2002-037AC 2006-037B 1993-036AWG 1989-101M 1997-016C 1998-067CL 1970-025KP

30681 34633 29732 30729 34656 36003 37805 30502 37497 28305 28461 31004 25836 38727 29394 35990 35815 24770 38090 05350

CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-3B Chang Zheng-3B (Y16) 18 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Delta-2 7920-10C (D289) 07 Dezembro Atlas-E / Star-37S-ISS (53E) 28 Novembro CZ-4B Chang Zheng-4B (Y7) 08 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 8K78M Molniya-M/L 27 Junho 8K82K Proton-K/DM-5 (40801/2L) 25 Julho H-2A/202 (F10) 11 Setembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K82K Proton-K/DM-2 (34702/34Л) 27 Dezembro Ariane-44LP (V95) 16 Abril

Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Xichang, LC2 Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, SLC-2W Vandenberg AFB, SLC-3W Taiyuan, LC7 Taiyuan, LC1 NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 Tanegashima, Yoshinubo LP1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 CSG Kourou, ELA-2

4650 6804 4651 4651 5252 6806 142 4657 3717 7379 2712 4661 11919 3493 1984 6819 8088 5425

SLV-2G Agena-D (553 / TA13)

Vandenberg AFB, SLC-2E

15299

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

(Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Cosmos 2251 H-18 (CZ3B-Y16) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) TIMED (Destroço) DMSP 5D-2 F11 (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 1109 (Destroço) Último estágio (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) H-10-3 (V95) (Destroço) Cobertura MOI (Destroço)

Data Lançamento Local Lançamento

08 Abril

D. Órbita

70


Em Órbita

26 Fev. 26 Fev. 27 Fev. 27 Fev. 28 Fev. 29 Fev.

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

1999-025AAY 1999-025DUH 1993-036FX 1993-036AEK 1994-029KW 1999-025CAX

30337 36208 33988 34956 24223 31641

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

(Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C

CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho NB-52 (008) Pegasus/HAPS (005/F5) 19 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio

Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Edwards AFB, RW04/22 Taiyuan, LC1

4675 4675 6830 6830 6494 4678

71


Em Órbita

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

Lançador

Carga

Local

21 (1430)

L-1101 Stargazer Pegasus-XL (M48)

NuSTAR (SMEX-11)

Kwajalein

23 (0431)

Ariane-5ES (VA205)

ATV-3 ‘Edoardo Arnaldi’

CSG Kourou, ELA-3

27 (1208)

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

Baikonur, LC200 PU-39

29

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

NRO L-25 ’Altair’

Vandenberg AFB, SLC-6

31

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

Apstar-7

Xichang, LC2

5

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

Oko (71Kh6 7128?)

Baikonur, LC81 PU-24

20

11A511U Soyuz-U (135)

Progress M-15M (ISS-47P)

Baikonur, LC1 PU-5

25

8K82KM Proton-M/Briz-M (93527/99529) Yahsat-1B

Baikonur, LC200 PU-39

27

Atlas-V/531

AEHF-2

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

30

Falcon-9

Dragon COTS-2/3

Cabo Canaveral, SLC-40

??

CZ-3B Chang Zheng-3B

Compass-M3 Compass-M4

Xichang, LC2

??

PSLV-C19 (PSLV-XL)

RISAT-1

Satish Dawan, SHAR, FLP

Março

Abril

Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março 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 122 / Março 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

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 ?? de 2013 ¿????; ¿????; ¿???? ¿????; ¿????; ¿????

Jiuquan, 921

Shenzhou-10

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

?? 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 122 / Março 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 122 / Março 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 Março 23 – Lançamento do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" 28 – Acoplagem do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" ao módulo Zvezda Abril 4 – Teste de manobra de elevação orbital da ISS pelos motores do ATV 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 25 – Elevação orbital da ISS pelos motores do ATV 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 Julho 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 21 – Lançamento do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" 26 – Captura do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" e acoplagem ao módulo Harmony utilizando o SSRMS 30 – Separação do veículo de carga Progress M-15M do módulo Pirs 31 – Lançamento do veículo de carga Progress M-16M Agosto 2 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-16M ao módulo Pirs ?? – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-31) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Padalka e Malenchenko. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Em Órbita

?? – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest pelos astronautas Acaba e ??. Setembro 17 – Separação da Soyuz TMA-04M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba ?? – Separação do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" do módulo Zvezda ?? – Separação do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" do módulo Harmony utilizando o SSRMS Outubro 15 – Lançamento da Soyuz TMA-06M com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford 17 – Acoplagem da Soyuz TMA-06M com o módulo Poisk ovembro 1 – Lançamento do veículo de carga Progress M-17M 3 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-17M com o módulo Zvezda 12 – 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

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

Hora

ome

Lançador

Local

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

NASA 12.074GT

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

Wallops FF, Wallops Island Uchinoura Spaceport America

10 Fev. 10 Fev. 13 Fev. 19 Fev. 22 Fev. 25 Fev.

Prithvi Mod. Interceptor MASER-12 VSB-30 (V16) ASA 36.273UE ‘MICA’ Terrier Black Brant-IX UGM-133 Trident-II GT206GM Minuteman-III

0440 0930 0541 1046

SITG-A III

ITR Chandipur Ilha de Wheeler Esrange, Kiruna Poker Flat Research Range, Fairbanks, Alasca SSB-734 USS Tenessee Vandenberg AFB, FL-09

10 Fevereiro – Índia testa anti-míssil A 10 de Fevereiro de 2012 a Índia levou a cabo um teste do seu sistema de intercepção antimíssil com um míssil interceptor a derrubar um míssil a uma altitude de 15 km. Um míssil Prithvi modificado, simulando um míssil balístico, foi lançado desde o ITS (Integrated Test Range) em Chandipur. Radares localizados em diversos locais seguiram o míssil «atacante» ao mesmo tempo que um míssil interceptor era mantido em prontidão absoluta na Ilha de Wheeler. Com o auxílio de computadores de orientação, a trajectória do míssil foi calculada e o interceptor foi lançado num tempo calculado com precisão. Com o trabalho conjunto dos radares, sistema de navegação inercial e computadores de bordo, o sistema de busca via rádio identificou o alvo e orientou o míssil interceptor para um impacto preciso, destruindo a ameaça.

13 Fevereiro – MASER-12 Às 0930UTC do dia 13 de Fevereiro de 2012, cinco experiências foram lançadas a bordo do foguetão-sonda VSB30 (V16) na missão MASER-12 desde Esrange, Kiruna – Suécia. O veículo voou até uma altitude de 250 km e proporcionou seis minutos de microgravidade, tendo regressado com segurança à Terra. Após o seu lançamento, o VSB-30 demorou 45 segundos a sair da atmosfera terrestre. A missão começou para os cientistas assim que o propolente do veículo terminou. Uma das experiências utilizou uma fornalha para aquecer uma amostra metálica a uma temperatura de 700 ºC. A esta temperatura, uma mistura de alumínio e cobre tornou-se líquida antes de ser congelada no interior de uma câmara de arrefecimento para a solidificar em conjuntos de cristais. Uma câmara de raiosx filmou uma experiência para posterior análise. A missão MASER-12 também transportou experiências em biologia molecular. O comportamento na ausência de peso das células imunitárias humanas foi comparado com o comportamento no solo. Outra experiência analisou a forma como o sangue transporta as células. Ao se observar o comportamento das células em microgravidade, os cientistas ficam com uma melhor compreensão da forma como funcionam na Terra. Por fim, deu-se a observação de um líquido para ajudar a compreender a forma como ferve e como se processa a transferência de calor. No regresso à Terra deu-se a abertura de pára-quedas para auxiliar na aterragem. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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19 Fevereiro – NASA 36.273UE ‘MICA’ Um foguetão-sonda Terrier Black Brant-IX foi lançado às 0541UTC do dia 19 de Fevereiro desde o Poker Flat Research Range, em Fairbanks – Alasca, transportando a missão NASA 36.273UT ‘MICA’ (Magnetosphere-Ionosphere Coupling in the Alfven). Os instrumentos a bordo desta missão analisaram o campo magnético e o campo eléctrico bem como as partículas carregadas na atmosfera superior da Terra (ionosfera) que é alterada por uma forma específica de energia electromagnética conhecida como ‘ondas Alfven’.

22 Fevereiro – Trident-II Dados não confirmados apontam para um lançamento teste de um míssil UGM-133 Trident-II a partir do submarino SSBN-734 USS Tenessee submergido ao largo da costa da Florida no dia 22 de Fevereiro.

25 Fevereiro – Minuteman-III Um míssil balístico intercontinental Minuteman-III foi lançado a partir do Complexo de Lançamento LF-09 da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia, às 1046UTC do dia 25 de Fevereiro de 2012. Este lançamento teve como objectivo testar a operacionalidade do sistema. O míssil LGM-30G Minuteman III é uma peça fundamental nas forças estratégicas de dissuasão dos Estados Unidos. Na sua designação a letra “L” é a designação do Departamento de Defesa que indica que é um míssil lançado a partir de um silo subterrâneo, a letra “G” significa ataque ao solo e a letra “M” significa que é um míssil capaz de ser orientado. O Minutman é um sistema de armas estratégicas que utiliza um míssil balístico de alcance intercontinental. Os mísseis estão localizados em silos subterrâneos reforçados e controlados por equipas de prevenção compostas por dois elementos que se encontram em alerta no centro de controlo. Um variado sistema de comunicações providencia ao Presidente dos Estados Unidos e ao Secretário de Defesa uma ligação altamente fiável e virtualmente instantânea com cada equipa de lançamento. No caso de a capacidade de comando ser perdida entre o controlo de lançamento e as instalações de lançamento remotas, a cadeia de comando é assumida por aviões E-6B especialmente modificados para tal. Um programa de melhoramento do sistema foi iniciado por forma mantê-lo seguro e fiável no Século XXI. Este programa inclui a substituição dos sistemas de orientação dos mísseis, a manutenção dos motores de combustível sólido, a substituição dos sistemas de prontidão para o fornecimento de energia, a reparação das instalações de lançamento e a instalação de novo equipamento de comunicação, além de novas consolas de comando e controlo por forma a aumentar a se conseguir comunicações imediatas. O sistema Minutman foi concebido nos finais dos anos 50 e o Minutman I foi instalado no início dos anos 60. Este sistema constituiu um conceito revolucionário e um fito técnico sem precedentes. Tanto o míssil como os restantes componentes do sistema incorporaram avanços muito para lá dos anteriores sistemas de reacção lenta preconizados pelos mísseis de combustível líquido e controlados à distância que constituíam a geração anterior. A actual força de mísseis Minutman consiste num total de 500 Minuteman III localizados na Base Aérea de F. E. Warren, Wyoming; Base Aérea de Malmstrom, Montana; e Base Aérea de Minot, Dakota do Norte. O LGM-30G Minuteman III é produzido pela Boing Corporation. O primeiro estágio é fabricado pela Thiokol, o segundo estágio pela Aerojet-General e o terceiro estágio pela United Technologies Chemical Systems Division. No total tem um comprimento de 18 metros, um diâmetro de 1,67 metros, um peso de 32.158 kg e um alcance de mais de 9.665 km. Atinge uma velocidade máxima de 24.000 km/h e uma altitude máxima de 1.120 km. O seu primeiro estágio é capaz de desenvolver uma força de aproximadamente 92.000 kgf. O Minuteman III pode transportar as ogivas MK12 ou MK12A produzidas pela Lockheed Martin Missiles and Space. O míssil utiliza um sistema de orientação por inércia desenvolvido pela Boeing 9orth American e um sistema electrónico de segurança desenvolvido pela Sylvania Electronics Systems e pela Boeing Co.. Cada unidade tem um preço de 7 milhões de dólares. Em Órbita – Vol.12 – .º 122 / Março de 2012

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Cronologia Astronáutica (LXXV) Por Manuel Montes -1 de Outubro de 1949: O Joint Range Proving Ground (Cabo Canaveral) inicia oficialmente as suas actividades. -2 de Outubro de 1949: Depois de um desenvolvimento que durou um ano, é lançado o primeiro Aerobee RTV-A-1. Adoptado pela USAF para investigações científicas, esta primeira missão (USAF-1) acaba num fracasso. Devia medir a radiação solar e realizar diversas fotografias. O seu sucessor, a 15 de Dezembro, também falhará, explodindo durante o despegue. -6 de Outubro de 1949: A V-2 B-1-2 (Hermes B-1) voa desde White Sands para ensaiar um sistema ramjet. Os resultados são desconhecidos. -23 de Outubro de 1949: Despega desde Kapustin Yar o último dos mísseis R-1 da segunda série. Dos vinte lançados, só dois foram fracassos totais. Mais adiante, será levada a cabo uma terceira serie (P) de 10 missões R-1. -18 de Novembro de 1949: A V-2 número 56 despega desde White Sands para realizar estudos de raios cósmicos e solares, assim como para medir os ventos. O voo é um êxito, alcançando-se 126 km de altitude. -7 de Dezembro de 1949: Korolev apresenta formalmente o plano de trabalho do novo míssil R-3, de 27 metros de altura, o qual é aprovado. A tarefa é tão formidável que precisará da cooperação de numerosos centros de desenho soviéticos, sendo que o NII-88 que controla o seu desenho. Por exemplo, o motor, de 120 toneladas de impulso, será contratado tanto ao OKB-456 de Glushko (RD110) como ao NII-1 de Polyamiy (D-2), que deverão competir com os seus próprios desenhos, adaptados aos novos propergóis a utilizar (querosene e oxigénio líquido). Para ensaiar algumas das tecnologias implicadas, propõe-se o desenvolvimento do R-3A, algo mais pequeno, mas com uma capacidade de 935 km. -8 de Dezembro de 1949: A V-2 número 31 transporta o macaco Albert-IV. O veículo alcança 130 km após uma ascensão perfeita. A telemetria mostra as constantes vitais do animal, que não parece afectado. Porém, falha o pára-quedas e o cone despenha-se após a separação. Os seguintes voos com macacos serão utilizados foguetões-sonda Aerobee (Aeromed). A missão também se designa Blossom-IVD já que realiza ensaios de tecnologia de propulsão. O lançamento poderá ser ocorrido a 12 de Dezembro (existem contradições em diversos documentos oficiais). -30 de Dezembro de 1949: O governo soviético aprova os programas R-1B, R-1D, R-1V e R-1Ye (ou R-1E), todos modificações avançadas do míssil R-1 para testes científicos e militares na alta atmosfera. Será iniciado também o desenvolvimento das cabinas que serão utilizadas pelos animais que sejam lançados durante as missões biológicas. 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 “9oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “9oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “9C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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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 122 - Março de 2012  

Edição do mês de Março de 2012. Nesta edição: a 30ª actividade extraveícular da Rússia na ISS e os lançamentos orbitais realizados em Fevere...

Em Órbita n.º 122 - Março de 2012  

Edição do mês de Março de 2012. Nesta edição: a 30ª actividade extraveícular da Rússia na ISS e os lançamentos orbitais realizados em Fevere...

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