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Em Órbita Em Órbita n.º 123 (Vol. 12) – Abril de 2012

O Em Órbita está no Twitter Visite-nos no Twitter em http://twitter.com/zenite_nu Índice O projecto 7K-9K-11K Lançamentos orbitais em Março de 2012 ‘Edoardo Amaldi’ visita a ISS Proton-M lança Intelsat-22 O último voo do foguetão Proton-K/DM-2 China lança satélite de comunicações Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Lançamentos orbitais previstos para Abril e Maio de 2012 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições e actividades na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXXVI) Explicação dos termos técnicos

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O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa este número colaboraram José Roberto Costa, Manuel Montes e Jonathan McDowell. 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 terceiro ATV a caminho da plataforma de lançamento em Kourou, Guiana Francesa. Imagem: ESA.

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O projecto 7K-9K-11K Em Dezembro de 1962 Serguei Korolev terminava o seu plano inicial para um veículo espacial versátil para suceder à Vostok. O veículo 7K Soyuz foi inicialmente desenhado para servir como um veículo para transportar os cosmonautas em missões de encontro e acoplagem em órbita terrestre, e mais tarde para missões lunares, indo buscar as suas origens ao projecto Sever. Este projecto tinha como objectivo o estudo dos problemas relacionados com a manobrabilidade em órbita terrestre, e o encontro e acoplagem, de uma forma semelhante ao Projecto Gemini dos Estados Unidos. Inicialmente, em 1961, o veículo Soyuz derivava da modernização das cápsulas Vostok-3KA e era composto por três estágios que seriam acoplados em órbita terrestre utilizando um veículo de reboque tripulado do tipo Vostok, com a cápsula Soyuz a ser colocada em órbita mais tarde para uma missão lunar e regresso à Terra. Em Dezembro de 1962 todos os vestígios da Vostok haviam desaparecido do projecto e a Soyuz surgia então como uma cápsula tripulada por dois cosmonautas e incluía dois outros veículos, sendo o bloco de aceleração 9K e o veículo de abastecimento 11K Soyuz-V (Союз-В), com uma massa de cerca de 5.900 kg, sendo ambos colocados em órbita pelo foguetão 11A511 Soyuz. Uma missão circumlunar começaria pelo lançamento do veículo 9K, seguindo-se vários veículos 11K que iriam acoplar de forma automática com o veículo 9K. Após a acoplagem, proceder-se-ia à transferência do propolente para o 9K e no final o veículo 7K seria colocado em órbita com os dois cosmonautas a bordo. Após a acoplagem com o veículo 9K, o conjunto seria propulsionado para uma trajectória circumlunar. Porém, cedo surgiram as dificuldades no desenvolvimento do projecto e Korolev compreendeu que tal só seria possível com o financiamento do Ministério da Defesa Soviético que por seu lado não via com bons olhos os gastos em projectos que não tivessem aplicação militar. Assim, Korolev juntou ao seu projecto inicial o desenvolvimento de dois outros veículos: o Soyuz-P, um veículo de intercepção orbital, e o Soyuz-R, um veículo de reconhecimento orbital. Com estes dois projectos, os militares acabariam por apoiar o desenvolvimento da Soyuz.

Assoberbado de trabalho, Korolev acaba por criar uma linha de produção paralela pois as suas oficinas (OKB-1) estava a trabalhar em três projectos espaciais tripulados, nomeadamente no veículo Voskhod-3KV com capacidade para três cosmonautas, no veículo Voskhod-3KD com capacidade para dois cosmonautas e actividades extraveículares, no foguetão lançador 11A52 N-1 e suas variantes 11A53 N-11 e 11A54 N-111, além de outros veículos não tripulados. Assim, foi decidido que o OKB-1 deveria concentrarse no desenvolvimento do veículo 7K e que o desenvolvimento dos veículos 9K e 11K seriam transferidos para outras oficinas, nomeadamente para a Filial 3 do OKB-1 em Samara. No entanto, os acontecimentos não seguiram o caminho que Korolev desejava e previra, e enquanto que a sua filial recebia o orçamento desejado para o desenvolvimento dos veículos 9K e 11K, a versão Soyuz-A não receberia o apoio para ser incluída no programa espacial soviético. De facto, o projecto 7K-9K-11K requeria que durante a missão fossem realizadas com sucesso cinco acoplagens automáticas sucessivas, coisa que parecia impossível na altura. Assim, as autoridades soviéticas deram preferência ao projecto de Vladimir Chelomei, arqui-rival de Korolev, para conquistar a Lua. O projecto de Chelomei previa o lançamento do veículo LK-1 tripulado por um único cosmonauta por um foguetão 8K82K Proton-K. O projecto de Chelomei seria apresentado a 3 de Agosto de 1964, no mesmo dia que as autoridades soviéticas emitiam um decreto para fazer avançar os planos soviéticos para chegarem à Lua antes dos Estados Unidos. Enquanto que Chelomei desenvolvia o veículo LK-1, Korolev ficaria responsável pelo desenvolvimento do projecto N1-L3 para uma alunagem tripulada. O projecto 7K-9K-11K acabaria por ser cancelado, mas o projecto da Soyuz-A seria desenvolvido em segredo por Korolev para no futuro se transformar noutras missões.

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Lançamentos orbitais em Março de 2012 Em Março de 2012 foram levados a cabo 4 lançamentos orbitais e colocaram-se em órbita 4 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Março de 2012 foram realizados 4848 lançamentos orbitais, 375 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,7% do total e a uma média de 6,9 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).

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1992

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1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Março desde 1957

Ano

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Lançamentos orbitais entre 1957 e 2012 (Março)

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Lançamentos

100

2012

2007

2002

1997

1992

1987

1982

1977

1972

1967

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Ano

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‘Edoardo Amaldi’ visita a ISS O segundo veículo ATV (Automated Trasnfer Vehicle) foi lançado às 2213:26UTC do dia 15 de Fevereiro de 2010 na sua primeira missão operacional após o sucesso do voo do ATV-1 Jules Verne. Os veículos de transporte de carga europeus assumem assim um papel importante nas operações da estação espacial internacional, enquanto que a agência espacial europeia ESA prepara já o terceiro ATV baptizado com o nome de Edoardo Amaldi.

ATV, transporte de carga para a ISS Conceito da missão e o papel do ATV A estação espacial internacional depende de entregas regulares de equipamento experimental e de partes sobressalentes, bem como de alimentos, ar e água para a sua tripulação permanente. Desde a sua primeira viagem em Abril de 2008, o ATV tornou-se num veículo de reabastecimento indispensável para as operações da ISS. Aproximadamente a cada 17 meses, o ATV transporta 6.600 kg de carga para a estação a 400 km acima da superfície do planeta. Um sistema de navegação de alta precisão a bordo guia o ATV numa trajectória em direcção á ISS, acoplando com o módulo Zvezda. O ATV permanece então acoplado como uma parte integral e pressurizada da estação durante seis meses. Após este período, separa-se e reentra na atmosfera terrestre, destruindo-se juntamente com cerca de 6.400 kg de desperdícios da ISS. Inteligente e poderoso Para uma acoplagem com sucesso com a ISS, o ATV tem de ser um veículo altamente inteligente e capaz. O ATV, que é equipado com os seus próprios sistemas de propulsão e de navegação, é um veículo multifuncional, que combina as capacidades totalmente automáticas de um veículo não tripulado, com os requisitos do voo espacial tripulado. A missão do ATV é quase uma combinação de ‘barco rebocador’ com uma ‘barcaça’. O seu exterior é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. A estrutura do ATV é coberta com uma folha isoladora em cima de painéis de protecção anti-meteoritos. Estendendo-se a partir do corpo principal do veículo encontram-se os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X. No interior, o ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado. A parte frontal do Contentor de Carga acopla com a ISS. Apesar de não haver tripulação a bordo do ATV, uma vez acoplado com a estação espacial, os astronautas envergando as suas normais roupas de trabalho podem entrar no ambiente pressurizado para carregar ou descarregar carga. O Contentor de Carga é muito semelhante ao módulo MPLM (Multi-Purpose Logistics Module) de fabrico europeu, a partir do qual deriva. O MPLM já viajou como uma ‘barcaça espacial’ transportando equipamento de e para a estação espacial utilizando o vaivém espacial. Contentores e tanques A secção pressurizada com um volume de 48 m3 possui espaço para até oito contentores standard que transportam elementos modulares utilizados para carga. O Contentor de Carga Integrado também alberga vários tanques, contendo até 840 kg de água potável, 860 kg de propolente para reabastecimento dos sistemas de propulsão da estação, e 100 kg de ar (oxigénio e azoto). O ‘nariz’ da secção de carga contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo com sensores de aproximação e antenas. O Módulo de Serviço do ATV navega com quatro motores (490 N de força) juntamente com 28 pequenos motores (220 N) para controlo de atitude. Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo manobras de controlo de atitude ou manobras de evasão para toda a estação espacial. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Elevação da órbita da ISS A intervalos regulares o ATV eleva a ISS para órbitas mais elevadas para superar os efeitos do arrastamento e do atrito com a atmosfera terrestre. A perda natural de altitude da ISS pode atingir várias centenas de metros por dia. Para levar a cabo estas manobras o ATV possui até 4.000 kg de propolente. Dependendo do tempo de vida operacional da ISS, a ESA planeia a construção de sete ATV. Trinta empresas de dez países europeus, bem como oito outras companhias da Rússia e dos Estados Unidos, partilham o trabalho com a EADS Space Transportation (França), que é a empresa principal.

Fases de voo do ATV O veículo Jules Verne foi o primeiro de sete ATV planeados para serem lançados desde 2008 e ao longo dos anos seguintes. O voo do Jules Verne diferenciou-se das missões posteriores, porque foi utilizado para demonstrar um número de características especiais do ATV – controlo de atitude, a capacidade do Centro de Controlo do ATV de levar a cabo a navegação orbital com o seu próprio GPS, a sua capacidade para executar manobras orbitais e de evasão, sendo esta última uma característica de segurança para a ISS. Lançamento O ATV é lançado desde o CSG Kourou, na a Guiana Francesa, por um foguetão Aeiane-5ES e injectado numa órbita com uma inclinação de 51,6º – a mesma inclinação da órbita da ISS – a uma altitude de cerca de 260 km, enquanto que a altitude orbital da estação é de cerca de 340 km. Aproximadamente 75 minutos após o lançamento, quando é confirmada a separação do último estágio do foguetão lançador, o ATV torna-se num veículo espacial automático. Fase de voo orbital individual De seguida, o ATV entra na parte faseada da missão. Um conjunto de manobras orbitais preparadas pelo Centro de Controlo ATV, são executadas para levar o ATV até uma distância de 36 km atrás e 5 km abaixo da ISS. Se necessário, o ATV pode esperar numa posição de distância fixa (2.000 km) em relação à ISS. Encontro e acoplagem Após a finalização da parte faseada da missão, os controladores no solo dirigem o ATV numa aproximação passo por passo. Esta aproximação requer autorização por parte do Centro de Controlo de Missão Russo em Moscovo porque o ATV vai acoplar com o módulo Zvezda. É também necessária uma coordenação com o Centro de Controlo de Missão em Houston, pois são responsáveis por toda a ISS. Para cada um destes passos, o ATV leva a cabo manobras automáticas. Sensores como visão humana Para as manobras finais de aproximação, o ATV utiliza sensores semelhantes a olhos, combinados com sistemas de medição paralelos que garantem uma acoplagem automática com uma incrível precisão de 1,5 cm enquanto que o veículo e a ISS circulam a Terra a uma velocidade de 28.000 km/h. Caso ocorram problemas de última hora, tanto os computadores do ATV, como o centro de controlo ou a tripulação da ISS, podem accionar uma sequência anti-colisão pré-programada que é totalmente dependente do sistema de navegação principal. Uma extensão da estação Uma vez acoplado, o ATV permanece como uma parte intrínseca da ISS até seis meses, tornando-se uma extensão da estação espacial.

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Reentrada destrutiva Após seis meses sendo uma extensão da ISS, o ATV é carregado com até 6.500 kg de materiais desnecessários na ISS, e separa-se com os mesmos procedimentos de segurança que foram executados na acoplagem. O ATV é então completamente destruído numa reentrada controlada sobre o Oceano Pacífico. Carga líquido e seca O ATV foi desenhado para reabastecer a ISS com 6.600 kg de carga. Dependendo das necessidades a bordo da estação, o ATV é capaz de acomodar muitas combinações distintas de abastecimentos, transportando até: 855 kg de água potável, 102 kg de ar (oxigénio e azoto), 860 kg de propolente para o sistema de propulsão da ISS, 4.000 kg de propolente para as manobras orbitais da ISS, e 3.200 kg de carga tais como sacos, contentores e mantimentos.

Capacidade de carga do ATV Tendo por base a actual capacidade de carga do foguetão Ariane-5ES, o ATV pode transportar para a ISS um pouco mais de 6.600 kg de carga. Adicionalmente, para um perfil de voo típico, o ATV transporta cerca de 2.500 kg de propolente para o seu próprio uso, isto é propolente utilizado para as manobras de aproximação e acoplagem com a ISS, para a realização de manobras, e eventualmente para a manobra de reentrada atmosférica no final da sua missão. Os pesos são calculados para cada missão dependendo das necessidades de carga, mas de forma geral o total de capacidade de carga bruta pode ser alocada da seguinte forma1: Carga

Quantidade

Propolente de apoio propulsivo

Até 4.000 kg

Esta representa a maior parte da carga a bordo do ATV. Este propolente é utilizado pelo ATV para elevar a ISS para uma órbita mais elevada para assim eliminar os efeitos do arrastamento e do atrito atmosférico; para controlo da atitude da ISS; e para manobras de evasão necessárias para evitar colisões com detritos orbitais. O propolente consiste em dois fluidos diferentes: Monometil Hidrazina (MMH) e Óxidos de Azoto (MON3).

Propolente para reabastecimento

Até 860 kg

Uma vez acoplado com a ISS, podem ser transferidos até 860 kg de propolente para a estação espacial. Este consiste em dois fluidos diferentes: Dimetil Hidrazina Assimétrica (UDMH) e Tetróxido de Azoto (N2O4), que proporciona uma fonte de oxigénio para que o combustível possa ser queimado em órbita. Este é utilizado pela ISS para controlo orbital e de atitude com os seus próprios motores.

Água

Até 855 kg

Esta é a água potável a ser utilizada pela tripulação para beber, reidratação de alimentos e higiene oral.

Gases

Até 102 kg

Dois de três tipos de gases (oxigénio, azoto e ar) podem ser transportados para reabastecer a atmosfera no interior da ISS, que é similar á atmosfera terrestre.

Carga seca

Até 3.200 kg

Esta carga pode consistir de alimentos, partes sobressalentes, roupas e outros itens variados.

O ATV-2 Johannes Kepler tem uma carga máxima no lançamento de 20.050 kg com um total de carga de cerca de 6.600 kg. O veículo terá uma massa de cerca de 9.800 kg.

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É óbvio que nem todos os totais de carga assinalados podem ser transportados ao mesmo tempo num único voo.

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Configuração do ATV O exterior do ATV é um cilindro branco com 10,3 metros comprimento e até 4,5 metros de diâmetro. Os característicos painéis solares azuis metalizados em forma de X abrem-se 100 minutos após o lançamento e cada painel solar tem uma envergadura de 22,3 metros. Os quatro painéis são totalmente independentes o podem rodar para obter a melhor orientação em relação ao Sol. São capazes de produzir uma média de 4.800 watts – fornecendo energia às baterias recarregáveis que são vitais para fornecer energia aos sistemas do ATV quando o veículo está na sombra da Terra. O ATV é composto por dois módulos, o Módulo de Serviço e o módulo pressurizado Contentor de Carga Integrado. O Contentor de Carga Integrado do ATV

Propulsionado e pilotado pelo Módulo de Serviço, o Contentor de Carga Integrado representa 60% do volume total do ATV. Tem como função o transporta da totalidade da carga de reabastecimento com uma capacidade máxima de até 6.600 kg. O Contentor de Carga Integrado pode transportar dois tipos de carga: Carga Seca e Carga de Fluidos. A Carga Seca representa o equipamento crítico e parcelas pessoais, e está armazenada numa parte espaçosa e pressurizada do Contentor de Carga, acessível à tripulação da ISS. A Carga de Fluidos, como por exemplo propolente de reabastecimento para a estação espacial, é armazenada na parte não pressurizada do Contentor de Carga, na parte posterior do Contentor de Carga Integrado. Os seus conteúdos são transferidos através condutas para o sistema da ISS ou através de mangueiras manuais. O Contentor de Carga Integrado é composto por duas partes: uma de maior volume que representa cerca de 90% do volume total e que é o módulo pressurizado cuja parte frontal acopla com a ISS, permitindo o acesso através de uma escotilha; a parte não pressurizada, representa cerca de 10% do volume total, está localizada na parte posterior denominada EEB (Equipped External Bay). A secção pressurizada de 48 m3 do Contentor de Carga Integrado possui espaço para oito contentores standard fabricados em alumínio com desenho modular para armazenar equipamento e sacos de transferência. A EEB do Contentor de Carga Integrado alberga 22 tanques esféricos de diferentes tamanhos e cores (imagem ao lado). Estes tanques são utilizados para reabastecer a estação com propolente de reabastecimento, água e gases (oxigénio, azoto, ou ar) para a tripulação. A secção cilíndrica e os seus tanques não são visíveis desde o exterior do ATV pois estão escondidos por detrás da interface que liga o Contentor de Carga ao Módulo de Serviço do ATV. Apesar de ninguém viajar a bordo do ATV, os astronautas envergando as regulares roupas em órbita podem ter acesso aos conteúdos da parte pressurizada do Contentor de Carga Integrado durante as operações conjuntas de voo orbital. Também a carga seca é armazenada no Contentor de Carga Integrado, o segmento superior pressurizado que acopla com a ISS. O ar transportado no ATV pode ser manualmente libertado do Contentor de Carga para a estação através da escotilha que liga os dois veículos.

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Sistema de acoplagem russo O ‘nariz’ do Contentor de Carga Integrado (imagem ao lado) contém o equipamento de acoplagem de fabrico russo e várias ligações de sensores de aproximação. O sistema de acoplagem russo permite a ligação física, eléctrica e de transferência de propolente com a estação espacial; também proporciona o acesso da tripulação da ISS ao Contentor de Carga Integrado. Os sistemas electrónicos russo associados ao sistema de acoplagem estão instalados na parte lateral dos contentores no módulo pressurizado. Com o ATV acoplado com segurança, a tripulação da estação pode então entrar na secção de carga e remoçar os itens a bordo (mantimentos, material científico, parcelas de alimentos frescos, correio, DVD, etc.). Entretanto, os tanques de líquidos do ATV podem ser ligados com o sistema de tubagens da ISS para a transferência dos seus conteúdos para a estação. Um total de dois astronautas podem trabalhar na descarga de abastecimentos e na realização de experiências, enquanto que a escotilha permanece constantemente aberta entre a ISS e o ATV. O módulo pressurizado é desenhado para acomodar até dois membros da tripulação a trabalhar durante oito horas. Aparência externa Na parte exterior do Contentor de Carga, os detalhes da estrutura do ATV estão cobertos com uma «casca de ovo» isoladora colocada sobre os painéis de protecção contra micro meteoritos. Na zona frontal exterior do Contentor de Carga Integrado, na zona dos sistemas aviónicos e na zona de propulsão, são visíveis: dois telegoniómetros (que fazem o cálculo contínuo da distância e direcção do ATV para a ISS), dois videómetros (um sistema de processamento de imagem capaz de computar a distância e orientação da ISS), dois detectores estelares (que são capazes de reconhecer as constelações no céu), dois alvos visuais de vídeo (utilizados pela tripulação da ISS para monitorização visual da aproximação final do ATV) e oito mini jactos (para controlo de atitude). O cone frontal do Contentor de Carga Integrado acomoda o sistema de acoplagem russo com uma massa de 235 kg e uma escotilha de 0,80 metros de diâmetro, bem como o seu mecanismo de alinhamento e uma sonda extensível com 1,0 metros de comprimento. Durante as operações de aproximação com a ISS, o ATV é o veículo activo e está equipado com um mecanismo em forma de «seta» (sonda). A estação espacial está equipada com um mecanismo de recepção de sonda nos portos de acoplagem que são usualmente utilizados pelos veículos russos. O sistema de acoplagem russo, que tem sido continuamente refinado desde o seu desenvolvimento original nos anos 60 para as estações espaciais Salyut e Almaz, permanece como um dos mecanismos de acoplagem mais sofisticados de sempre. O Módulo de Serviço do ATV

O Módulo de Serviço do ATV, que não é pressurizado, inclui os sistemas de propulsão, de energia eléctrica, computadores, comunicações e a maior parte dos sistemas aviónicos. A baía de aviónicos, que tem uma forma de um anel cilíndrico com uma altura de 1,36 metros, está localizada na parte superior do Módulo de Serviço. O sistema de propulsão proporciona ao ATV a capacidade Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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de transferência orbital e de elevação da órbita da ISS. Como um veículo totalmente automático, o ATV navega utilizando quatro motores principais juntamente com 28 pequenos motores para controlo de atitude. Todas as válvulas e motores são controlados por quatro unidades de controlo ligadas aos computadores principais do ATV. Sistema de energia e aviónicos Para o lançamento, o Módulo de Serviço do ATV é colocado no foguetão Ariane5ES utilizando um adaptador cilíndrico que possui um sistema de fixação e separação que é separado 70 minutos após o lançamento. Após a separação do STV 100 minutos após o lançamento, dá-se a abertura dos quatro painéis solares para atingirem uma envergadura de 22,3 metros – proporcionando energia eléctrica para recarregar as baterias para períodos de eclipse orbital. As células solares à base de sílica – espalhadas em quatro painéis de fibra de carbono com plástico reforçado por painel com uma superfície total de 33,6 m2 (4 x 8,4 m2) – são também capazes de produzir uma média de 4.800 watts. Colocados no Módulo de Serviço do ATV, os quatro painéis solares são totalmente independentes sendo capazes de seguir de forma individual o movimento do Sol para assim obterem o melhor desempenho através de mecanismos móveis. O Módulo de Serviço do ATV também acomoda várias baterias recarregáveis e não recarregáveis, bem como alguns itens redundantes tais como um sensor solar e uma antena KUTS de fabrico russo. A baía de aviónicos, que é o cérebro do ATV, está localizada num módulo não pressurizado e acomoda itens críticos tais como computadores, giroscópios, sistemas de navegação e controlo, e equipamento de comunicações. Todos estes itens estão colocados em dez bandejas de transporte de equipamento que estão protegidas das variações de temperatura por condutas de transporte de calor. O Módulo de Serviço do ATV tira partido de uma arquitectura muito sofisticada para o seu hardware e software que constitui todo o conjunto de aviónicos. Por exemplo, muitas das correntes de hardware e caminhos de software são construídos de forma independente, de forma a manter o ATV funcional em caso de uma falha no hardware ou de uma falha grave. Capacidade de propulsão Todos os tanques de propolente para a propulsão do ATV estão localizados no Módulo de Serviço do ATV, entre os motores principais e a baía de aviónicos: existem oito tanques de propolente em titânio e dois tanques de hélio de alta pressão. Os tanques transportam até 7.000 kg de propolente líquido, parte do qual é utilizado para o controlo da atitude da estação e da sua órbita. os propolentes são pressurizados por hélio armazenado em dois tanques de alta pressão em fibra de carbono. Após a acoplagem, o ATV pode levar a cabo o controlo de atitude da ISS, manobras de evasão e elevar a órbita da estação. Para levar a cabo esta última manobra o ATV pode utilizar até 4.000 kg do seu próprio propolente em intervalos de 10 a 45 dias. Ao elevar a altitude da órbita da estação, o ATV actua como um rebocador, deslocando todo o complexo. Com os seus próprios sistemas de propulsão e de controlo, o ATV tem um elevado nível de autonomia permitindo-lhe permanecer em voo livre por longos períodos de tempo, bem como acoplar mesmo estando a estação totalmente dormente e desabitada. Uma vez finalizada a sua missão de reabastecimento, o ATV, cheio de lixo, será encerrado pela tripulação da ISS e separado da estação de forma automática. Os motores do Módulo de Serviço utilizam o restante propolente para remover o veículo de órbita, enviando-o numa reentrada destrutiva e controlada.

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Operações de voo do ATV As Operações de Voo são um conjunto complexo de regras e procedimentos. Elas são essenciais para uma missão tão complexa como a do ATV, agregando a sua logística, o seu segmento de solo – incluindo centros de controlo, instalações de lançamento, de teste e de treino, as suas contingências e diferentes cenários. Para o ATV as Operações de Voo são muito elaboradas dado que envolvem: •

Kourou – o local de lançamento da ESA na Guiana Francesa a partir do qual é lançado o ATV num foguetão Ariane-5ES. O software das sequências iniciais da missão é carregado no ATV no local de lançamento.

Centro de Controlo do ATV (ATV-CC) – em Toulouse, França, a partir do qual uma equipa controla a missão do ATV.

Centro de Controlo de Missão em Moscovo (MCC-M) – como o ATV acopla com o segmento russo da ISS, o controlo do ATV durante a maior parte das operações conjunto é levado a cabo no controlo de missão russo.

Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H) – que é responsável por toda a ISS e coordena as operações ISS-ATV.

Tripulação – que está responsável pelas tarefas de monitorização da aproximação do ATV e da transferência de carga durante a fase de acoplagem.

O ATV-CC é capaz de comunicar com o ATV para controlar e monitorizar o seu comportamento e performance, em tempo real, e quando necessário, enviar comandos. As comunicações entre o Centro de Controlo do ATV e o ATV são reencaminhadas através dos satélites da NASA ou pelo satélite europeu Artemis. Ambas as partes estão sempre disponíveis. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Sequências pré-programadas Como o ATV é um veículo altamente automatizado, a tarefa dos controladores no solo é essencialmente uma monitorização do ATV em voo e, em passos pré-definidos, enviar comandos de autorização para o veículo espacial em órbita para sequências préprogramadas a bordo. O ATV está carregado com Planos de Missão de Bordo, que automaticamente fazem correr sequências de software, controlando a configuração de missão do ATV e lidando com cenários não nominais. Porém, Planos de Missão de Bordo, que correspondem ao voo a ser levado a cabo, são enviados pelo ATV-CC de forma sequencial à medida que a missão decorre, com os dados próprios a corresponder em particular às manobras que o ATV deve levar a cabo. Na Terra, esta missão de vigilância remota requer uma grande e complexa estrutura. No caso de situação não nominais, o papel do ATV-CC é o de compreender o que correu mal e o de implementar as soluções para recuperar a missão, para o qual os controladores são treinados. Interface constante e em tempo real A complexa arquitectura internacional das Operações de Voo do ATV é estruturalmente organizada para ter como seu principal objectivo uma interface constante e em tempo real com o ATV. Esta interface crucial – como o topo de uma pirâmide – é indispensável para a missão e requer o tratamento instantâneo de toda a telemetria, parâmetros e dados do veículo espacial. Cada entidade que lida com o ATV tem as suas próprias ferramentas de voo: •

Regras de Voo – ditam as decisões tomadas pelo Director de Voo;

O Plano de Operações de Voo –, é a cronologia utilizada pelos controladores de voo no ATV-CC para executarem dois tipos de procedimentos em Terra: os procedimentos relacionados somente com o ATV, e os procedimentos para a logística dos controladores;

Procedimentos de Multi Elementos e os Procedimentos de Interface de Operações – são as tarefas assinaladas a cada centro de controlo e às suas interfaces respectivas;

Ficheiros de Dados a Bordo – são utilizados em órbita pela tripulação para lidar com o ATV.

O papel da tripulação no controlo da missão Sendo um veículo espacial avançado, o ATV leva a cabo de forma automática a sua aproximação final com a ISS. No entanto, a tripulação da estação espacial, antes de receber a carga a bordo, monitoriza a sua aproximação utilizando meios independentes. Os tripulantes não estão envolvidos na auto-pilotagem do ATV, mas monitorizam cuidadosamente a sua performance a partir do interior da secção russa da ISS. Eles podem interromper a aproximação do veículo em qualquer momento caso considerem que a sua segurança está em risco. Para além da capacidade multi tolerante, os controladores do ATV em Toulouse possuem a capacidade total de monitorização do ATV através de telemetria. A tripulação da ISS actua como um nível de monitorização adicional e independente, mas dependem somente de um número limitado de parâmetros maioritariamente relacionados com o movimento do veículo em relação à estação.

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Operações de aproximação Logo que é estabelecida a ligação via rádio entre o ATV e a ISS, a uma distância de entre 40 km e 50 km, é disponibilizada telemetria seleccionada à tripulação. Os astronautas podem iniciar a CAM (Collision Avoidance Maneuver), uma manobra para evitar a colisão, por sua iniciativa para assim deslocarem o veículo de 20 toneladas para longe da ISS, na remota hipótese de uma grande avaria ou mau funcionamento, que entretanto possa ter surgido nas suas consolas. A uma distância de cerca de 250 metros, na última meia hora da aproximação, a tripulação verifica activamente se o ATV se comporta normalmente utilizando o sistema de vídeo do segmento russo da ISS. Após a autorização por parte dos membros da tripulação, os controladores no ATV-CC comandam o ATV para percorrer os últimos metros. A tripulação verifica cuidadosamente se o lento movimento do ATV em direcção à ISS ocorre no interior do corredor de aproximação. Caso o ATV não permaneça dentro dos limites dos corredores de segurança virtuais, a tripulação pode rejeitar a sua aproximação. Observação por vídeo Para cuidadosamente monitorizar esta operação, a tripulação utiliza um ecrã de vídeo e um painel de controlo com 16 botões. Como não existe uma janela de visualização directa na direcção do ATV, a tripulação utiliza um método de visualização simples e robusto utilizando dois modos de zoom (grande e pequena angular) da câmara de vídeo e um dispositivo de alinhamento óptico no cone frontal do ATV. Os dados de telemetria essenciais do ATV são também exibidos no ecrã. O papel de vigilância da tripulação é importante nestes momentos críticos porque sabem que podem intervir no improvável caso de ocorrência de um cenário de falhas que excede os requerimentos do sistema. Porém, a tripulação não necessita de lidar com os sistemas do ATV, pois estes sistemas funcionam de forma automática. Ao mesmo tempo no solo, mesmo que a tripulação não verifique a ocorrência de qualquer problema, o Director de Voo no ATV-CC pode interromper a aproximação. Os controladores de voo têm uma maior visibilidade de todos os parâmetros do ATV permitindo assim uma análise em tempo real do comportamento e performance do veículo. A tripulação pode interromper a aproximação do ATV em quatro modos: ‘HOLD’, ‘RETREAT’, ‘ESCAPE’ ou ‘ABORT’. A acção a levar a cabo depende do tipo de anomalia. A principal acção a levar a cabo pela tripulação em caso de anomalias que ocorram a distâncias de superiores a 20 metros, é o seu registo aos controladores de missão. O veículo espacial está suficientemente afastado para que os controladores no solo – tendo acesso a todos os dados e não somente a uma selecção limitada destes, possam tomar a melhor decisão. Em distâncias inferiores a 20 metros, a tripulação pode enviar ao ATV comandos para que se afaste da ISS (modo ‘ESCAPE’) caso o veículo se desloque para fora do corredor de monitorização ou em caso de mau funcionamento dos sistemas de segurança. O comando ‘ABORT’ tem o mesmo efeito que o comando ‘ESCAPE’ mas utiliza software e hardware independente. É utilizado como um último recurso caso os computadores ou hardware de pilotagem do ATV falha por completo. íveis de segurança Caso ocorra um problema sério durante a aproximação, a tripulação pode agir comente como um último nível de segurança. Isto ocorre porque todos os cenários foram do normal devem ser automaticamente lidados por algum dos quatro níveis de segurança que estão já implementados – tanto a bordo como no solo – para este veículo altamente automatizado. A presença humana a bordo representa um nível extra de segurança aos já existentes. Os outros quatro níveis incluem sistemas de monitorização e software independentes já abordo do ATV e no solo, a vigilância e possível acção dos controladores de voo. Operações conjuntas Após a captura por parte do mecanismo de acoplagem da estação, a selagem é apertada e são estabelecidas ligações eléctricas e de fluidos. Após várias verificações, a tripulação abre as escotilhas e pode entrar na secção pressurizada do ATV. O veículo de carga Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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europeu é agora uma parte integrante da estação espacial internacional e permanece acoplado até seis meses. A transferência da carga seca, contida em sacos, contentores e pequenos módulos, é feita manualmente pelos cosmonautas e astronautas, com a supervisão do inventário da estação por parte do Centro de Controlo da Missão em Houston. O trabalho pode ser feito por dois astronautas, descarregando mantimentos e realizando experiências, enquanto que a escotilha permanece aberta entre o ATV e a ISS. O ar transportado no ATV, é libertado de forma manual pela tripulação a partir do Contentor de Carga para a estação espacial através da escotilha de acesso. Para a transferência de água potável e de líquidos, a tripulação utiliza válvulas e mangueiras flexíveis. Os detritos líquidos podem ser também transportados em contentores de plástico dobráveis. A tripulação vai enchendo a secção de carga do ATV com os detritos da ISS e com materiais desnecessários a bordo. Entretanto, os tanques do ATV foram ligados automaticamente – na acoplagem – com o sistema de condutas da ISS, para se transferir o seu conteúdo para a estação espacial. Durante a fase em que os dois veículos permanecem acoplados, a única tarefa da tripulação é a de levar a cabo actividades de transferência manual; não são responsáveis pelas manobras de elevação da altitude orbital, controlo de atitude e gestão do reabastecimento.

O Ariane-5ECA / Ariane-5ES O super lançador europeu Ariane5ECA, bem como a versão Ariane5ES, é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido. O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros. Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).

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Cada propulsor é composto por três segmentos. O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente. O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s. O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma. O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude. A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.

Comparado com a versão ‘genérica’ do primeiro estágio do Ariane-5, as principais alterações são a integração do motor Vulcain 2 (gerando mais 20% de força do que o motor Vulcain 1), o abaixamento do anteparo comum do tanque de propolente, e um reforço da saia frontal e das estruturas. Tal como no caso da missão anterior do Ariane-5ECA (L521) utilizado na missão V164, o motor Vulcain 2 sofreu várias alterações, principalmente à tubeira (escape), encurtando-a e reforçando-a, e ao sistema de arrefecimento. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Lançamento Missão 2008-008 2011-007 2012-010 2013

V181 V200 VA205

Veículo lançador L537 L544 L553

Data de Lançamento 9-Mar-08 15-Fev-11 23-Mar-12 28-Fev-13

Hora

Satélites

04:03:04 22:13:27 04:31:00

ATV-1 ‘Jules Verne’ (32686 2008-008A) ATV-2 ‘Johannes Kepler’ (37368 2011-007A) ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ (XXXXX 2012-010A) ATV-4 ‘Albert Einstein’

Características do veículo L553 A missão VA205 foi o 61º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 1º em 2012. Este foi o 53º Ariane-5 da fase inicial de produção, sendo o 30º lançador do contrato PA (com 30 lançadores) no qual a Astrium é a principal responsável. O veículo L553 é o terceiro veículo ES e consiste numa composição inferior semelhante à do Ariane-5ECA (EAP com um segmento S1, EOC tipo 2 com motor Vulcain) e uma composição superior consistindo de um EPS P2000 e um sistema compósito VEB. Este foi o 36º lançador entregue à Arianespace, integrado e inspeccionado sob a responsabilidade da Astrium.

A missão V205 O principal objectivo da missão VA205 era o de injectar o ATV-3 numa órbita circular em torno da Terra para um posterior encontro e acoplagem com a estação espacial internacional, seguindo-se a remoção de órbita do sistema compósito superior. A órbita prevista para a missão tinha um apogeu e perigeu a 260 km de altitude com uma inclinação de 51,63º, sendo este definido de acordo com o ângulo semelhante utilizado na órbita da ISS. A massa do ATV-3 era de 19.726 kg, mas tendo em conta a massa do adaptador de carga os requisitos da missão correspondem a uma performance total por parte do lançador de 20.075 kg para a injecção na órbita referida. Para se optimizar a performance, o EPS realizou duas ignições antes da separação do ATV e uma terceira vez para a remoção orbital do sistema compósito superior. O esquema mostra as diferentes fases da missão. Tomando H0 como a referência temporal básica (quando se dá a abertura da válvula de hidrogénio na câmara de combustão do motor Vulcan do primeiro estágio EPC), a ignição do Vulcain ocorre a H0+1,0s. A confirmação da operação normal do Vulcain autoriza a ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido (EAP) a levando ao H0+7,05s, lançamento. A massa no lançamento é de cerca de 774.000 kg e a força inicial é de 13.000 kN (dos quais 90% é originada pelos EAP). Após uma ascensão vertical de 5s para permitir que o lançador deixe o complexo ELA3, incluindo, em particular, os pilões eléctricos, o foguetão executa uma operação de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma operação de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos EAP perpendicularmente ao plano da trajectória. O ângulo de azimute de lançamento foi de 39,21º em relação a Norte. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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A fase de voo dos EAP continua a um ângulo de incidência nulo ao longo do voo atmosférico e até à separação dos propulsores laterais. O propósito destas operações é o de optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e cumprir as cargas estruturais e limites de controlo de atitude. A sequência de separação dos EAP é iniciada quando um limite de aceleração é detectado, quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação ocorre no segundo imediato. Este é o tempo de referência H1, e ocorre a H0+141,1s a uma altitude de 64,7 km e a uma velocidade relativa de 2,042 m/s. No resto do voo na fase EPC, o veículo segue uma regra de altitude controlada em tempo real pelo computador de bordo tendo por base informações recebidas pela unidade de navegação. Esta regra optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente. A carenagem de protecção é separada durante a fase de voo EPC logo que os níveis de fluxo aerodinâmico são suficientemente baixos para não terem impacto na carga. Para a missão VA204, a separação da carenagem ocorreu a uma altitude de 106,4 km, 188 segundos após o lançamento. A fase de propulsão EPC tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação a requisitos de segurança e á necessidade de controlar a operação quando o EPC cai de volta para a Terra no Oceano Atlântico. O final da queima do motor Vulcain ocorre quando são atingidas as seguintes características orbitais: apogeu a 140,1 km de altitude, perigeu a -1.259,6 km de altitude, inclinação orbital de 51,18º, argumento do perigeu de -151,44º e longitude do nodo ascendente de -2,76º. Este é o tempo de referência H2 e ocorre a H0+533,9s. O estágio criogénico principal cai então para o Atlântico após a separação, destruindo-se numa reentrada atmosférica a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas geradas pelo atrito. O estágio deve ser despressurizado para evitar o risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral do tanque de hidrogénio, actuada por um temporizador que é activado pela separação do EPC, é utilizada para este propósito. Esta força lateral é também utilizada para fazer com que o EPC entre numa rotação, reduzindo assim a dispersão dos detritos originados na reentrada. O ângulo de reentrada do estágio criogénico é de -1,8º e a longitude do ponto de impacto é registada a 14,5º O. A subsequente fase de voo EPS1 tem uma duração de 8 minutos e 11 segundos. Esta fase é determinada por um comando enviado pelo OBC, quando o computador estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Por razões de optimização de performance, o EPS transportou 5.200 kg de propolente hipergólico. Esta primeira queima é utilizada para se obter uma órbita elíptica com um apogeu a 256 km de altitude e um apogeu a 136 km de altitude. Esta é a referência temporal H3 e ocorre a H0+1.038,4s. Após 42 minutos de voo balístico intermédio, tem lugar uma segunda queima com uma duração de 28 segundos (‘Fase de voo EPS2’) que é utilizada para circularizar a órbita a uma altitude de 206 km. O propósito da fase balística seguinte é o de: a) orientar a direcção necessária do ATV (alinhamento com a antena TDRS); b) separação do ATV; enquanto fornece uma gestão de curto a médio prazo da mútua distância entre objectos em órbita e evitando qualquer risco do SCA poluir a carga. A separação do ATV ocorreria cerca de 4 minutos mais tarde. Cerca de 80 minutos após a separação do ATV-3, uma terceira queima do EPS com uma duração de 15 segundos tem lugar para remover de órbita o sistema compósito superior. Este cairia no Oceano Pacífico, entre as costas da Nova Zelândia e do México. Devido à grande inclinação em relação ao equador terrestre, o lançador foi monitorizado e os dados telemétricos recolhidos durante a missão pelas estações de Kourou / Galliot, por uma estação aeronaval, por uma estação localizada nos Açores (Portugal), Adelaide e Perth (Austrália), e Invercargill (Nova Zelândia). O sistema de satélites geostacionários TDRSS foi também utilizado para a monitorização do ATV-3 entre o final da queima EPS-2 até á sua separação.

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Edoardo Amaldi (1908 -1989)

Lançamento da missão VA204 Em 1995, durante uma conferência ministerial realizada em Toulouse, vários países da agência espacial europeia tomaram a decisão de participar no projecto da estação espacial internacional ao proporcionar o laboratório Columbus e um veículo de transferência automático. Em Novembro de 1998 a ESA assinava um contrato com a EADS Launch Vehicles para o desenvolvimento do ATV e integração do primeiro modelo de voo. Em Julho de 2004 era assinado um contrato com a Astrium para a produção dos modelos genéricos do ATV. O primeiro ATV, o ‘Jules Verne’, foi lançado a 9 de Março de 2008 e o segundo, ’Johannes Kepler’, a 16 de Fevereiro de 2011. Actividades em Kourou A 25 de Agosto de 2011 o ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ chegava a Kourou a bordo do navio de transporte MN Colibri, dando-se de seguida à campanha de preparação do veículo no edifício S5C. Antes do início da campanha de lançamento seriam realizados testes eléctricos funcionais (6 a 22 de Setembro), testes do sistema de propulsão (22 de Setembro a 10 de Novembro) e a integração dos painéis solares geradores de energia (11 a 31 de Outubro).

Edoardo Amaldi foi uma das figuras de proa da ciência italiana do Século XX, em particular no campo da Física fundamental experimental. Foi um dos primeiros a explorar a radiação cósmica, antes de dedicar a sua investigação à Física das Partículas. Nos anos 30, foi um dos membros do grupo ‘Ragazzi di via Panisperna’ (os ‘Rapazes da Rua Panisperna’), encabeçado por Enrico Fermi, que contribuiu para a descoberta dos neutrões lentos, levando mais tarde à invenção do reactor nuclear. O trabalho do grupo foi reconhecido em 1938 com o Prémio Nobel atribuído a Fermi. A vida científica de Edoardo Amaldi foi construída em torno de dois princípios: o primeiro advogava que a ciência nunca deveria ser utilizada para propósitos militares. Reconhecia o valor social da ciência no estímulo da indústria e na promoção do treino de especialistas altamente qualificados, algo que só poderia beneficiar numerosos sectores da economia; o segundo, como fervoroso europeu, Edoardo Amaldi, acreditava em projectos de investigação nacional e internacional. Foi um dos fundadores do CERN em Genebra, o primeiro laboratório internacional para a investigação da Física Nuclear. Apoiou fortemente o desenvolvimento de uma agência europeia para a investigação espacial, o que conduziu ao ESRO e posteriormente à ESA.

A 3 de Novembro era iniciada a campanha para o lançamento no mesmo dia em que se procedia á erecção do estágio EPC sobre a plataforma móvel de lançamento. No dia seguinte procedia-se à transferência e posicionamento dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP que seriam integrados no lançador a 7 de Novembro. No dia 8 de Novembro dava-se início ao processo de abastecimento de água e da carga a transportar no interior do ATV (estas operações seriam concluídas a 28 de Novembro). A secção de equipamento do lançador seria integrada no Ariane-5ES a 14 de Novembro e no dia seguinte dava-se a erecção e integração do estágio EPS. A ligação mecânica dos dois módulos do ATV-3 ocorria a 12 de Dezembro. Estando finalizados os trabalhos de preparação do lançador no interior do edifício BIL, o Ariane-5ES era transferido para o BAF a 20 de Dezembro. A 6 de Janeiro de 2012 o ATV-3 era transferido do edifício S5C para o edifício S5B onde se daria o abastecimento dos subsistemas russos entre 10 e 19 de Janeiro. O subsistema de propulsão do ATV-3 seria abastecido entre 20 de Janeiro e 1 de Fevereiro. No dia 7 de Fevereiro o ATV-3 era transferido para o edifício de montagem final BAF e a integração com o lançador ocorria no dia 9. A 14 de Fevereiro procedeu-se à colocação da carga final no interior do

ATV e a integração da carenagem teria lugar a 27 de Fevereiro. O lançamento do ATV-3 estava previsto para ter lugar a 9 de Março, sendo no entanto adiado para o final do mês a 2 de Março devido a problemas detectados numa inspecção de rotina à carga no interior do veículo. Após a colocação de toda a carga no interior do ATV, procedeu-se a um registo fotográfico cuidadoso que foi posteriormente analisado, levando à ordem para a colocação da Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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carenagem de protecção. No entanto, algumas questões foram levantadas relativamente à arrumação da carga que teve lugar a 14 de Fevereiro, no entanto a situação só mereceu uma melhor atenção mais tarde. O problema havia sido já descoberto anteriormente, mas numa reunião levada a cabo a 1 de Março tomou-se a decisão de se proceder à abertura do ATV-3 e proceder à resolução desse problema. Assim, para se aceder ao interior do veículo foi necessária a remoção da carenagem de protecção e reinstalação de um elevador mecânico que permitiu a um operário descer ao interior do ATV e resolver a situação. O lançamento era entretanto adiado para as 0431UTC do dia 23 de Março. O abastecimento do EPS Com MMH e N2O4 ocorria a 15 e 16 de Março, respectivamente, ocorrendo o ensaio geral do lançamento neste dia. Os sistemas pirotécnicos eram armados a 20 de Março no mesmo dia que ocorria a revisão final dos preparativos para o lançamento com todos os sistemas do lançador, do ATV, da plataforma de lançamento e da rede de seguimento a serem declarados prontos para a missão. Com tudo declarado pronto para o lançamento, o foguetão Ariane5ES (L553/VA205) com o veículo de carga ATV-3 ‘Edoardo Amaldi’ era transportado para a plataforma de lançamento ELA3 a 21 de Março. Após a chegada à plataforma de lançamento, procedeu-se ao abastecimento das esferas de pressurização com hélio líquido no dia seguinte. A contagem decrescente final tem início a T-11h 30m e engloba todos os passos preparatórios para o lançamento por parte do lançador, da carga e do complexo de lançamento. Procedendo como previsto, esta contagem leva à ignição do motor do estágio principal, seguindo-se a ignição dos dois propulsores laterais para um lançamento na hora prevista. A contagem culmina numa sequência sincronizada que é gerida pela estação de controlo e por computadores a bordo do lançador a partir de T7m. Se uma interrupção da contagem decrescente significa que a hora do lançamento fica fora da janela de lançamento prevista, então o lançamento é adiado por um, dois ou mais dias, dependendo do problema e da sua solução. Para o lançamento do ATV-3 a contagem decrescente final teve início às 1704UTC do dia 22 de Março e às 2104UTC eram executadas as verificações dos sistemas eléctricos do lançador. Nesta fase dá-se a configuração do EPC e do motor Vulcain para o posterior acondicionamento térmico e abastecimento. Os preparativos finais na plataforma de lançamento eram iniciados ás 2234UTC com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos para o abastecimento. No centro de controlo procede-se ao envio do programa de voo para o lançador e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o controlo de voo. São ainda alinhadas as unidades de orientação inerciais. A evacuação de todo o pessoal da plataforma de lançamento ocorria ás 2334UTC ao mesmo tempo que se iniciava o abastecimento do estágio EPC. Este abastecimento é realizado em quatro fases: pressurização dos tanques no solo (30 minutos), acondicionamento térmico das condutas (30 minutos), abastecimento dos tanques do lançador (2 horas) e abastecimento contínuo dos tanques (até á sequência sincronizada). Ainda nesta fase procede-se à pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando.

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O acondicionamento térmico do motor Vulcain tinha lugar pelas 0134UTC do dia 23 de Março e a preparação para o início da sequência sincronizada ocorria a 0404UTC. A T-7m (0427UTC) dá-se início à denominada ‘Sequência Sincronizada’. Esta sequência de eventos tem como função levar a cabo as operações finais no lançador antes do lançamento, juntamente com as verificações finais necessárias após a transição para a configuração de voo. Tal como a sua designação indica, a sequência é totalmente automatizada, e é levada a cabo ao mesmo tempo pelo computador de bordo e por dois computadores redundantes situados no Complexo de Lançamento ELA3 até T4s. Os computadores comandam as operações eléctricas finais (início do programa de voo, servocontrolos, transferência do fornecimento de energia a partir do solo para as baterias de bordo, etc.) e verificações associadas. Os computadores também ordenam a colocação dos propolentes e dos fluidos do sistema na configuração de voo e levam a cabo as verificações associadas. Adicionalmente, lida com as configurações finais do sistema de solo, nomeadamente com a activação do injector de água no fosso das chamas (T30s), aspiração do hidrogénio para arrefecimento do motor Vulcain (T-18s), e queima do hidrogénio utilizado no arrefecimento (T-5,5s). A T-4s, o computador de bordo assume o controlo da inicialização final do motor e das operações de lançamento ao dar início à sequência de ignição para o motor Vulcain (T-0s), verificando a operação do motor (entre T+4,5s a T+7,3s) e comanda a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido (T+7,3s). A interrupção da Sequência Sincronizada após T-7m coloca o foguetão na sua configuração a T-7m. A pressurização dos tanques de propolente ocorreu às 0430UTC e a transição para o modo de utilização das fontes de energia internas ocorreu a T-1m. A libertação dos sistemas de orientação para o voo ocorre às 2150:52UTC (T-3s). Definindo-se o tempo H0 como a referência básica de tempo (a altura em que se dá a abertura da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain), a ignição do Vulcain ocorre a H0+1s. A confirmação da operação normal do motor leva à autorização da ignição dos dois propulsores laterais de combustível sólido a H0+7,05s, fazendo com que o veículo deixe a plataforma de lançamento.

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Após uma ascensão vertical de cinco segundos para permitir ao lançador que se afaste do complexo de lançamento, incluindo em particular as torres pára-raios, o veículo executa uma manobra de inclinação no plano da trajectória, seguindo-se uma manobra de rotação cinco segundos mais tarde para posicionar o plano dos propulsores laterais de combustível sólido perpendiculares ao plano da trajectória. A fase de voo dos propulsores laterais continua num ângulo zero de incidência durante o voo atmosférico, até à sequência de separação. Isto tem como propósito optimizar a trajectória e assim maximizar a performance, obter uma ligação rádio satisfatória com as estações no solo, e obedecer aos limites de carga estrutural e restrições no controlo de atitude do lançador. A separação dos propulsores laterais de combustível sólido é iniciada quando um limite de aceleração é detectado (γ = 6,15 m/s2 para esta missão) quando o nível de força do propolente sólido baixa. A separação dos propulsores ocorre num segundo (0436UTC; T+2m 22s). Esta é a segunda referência temporal (H1) e ocorre a H0+141,1s a uma altitude de 64,7 km e a uma velocidade relativa de 2,042 m/s. Para o resto do voo (fase de voo EPC), o lançador segue uma «lei de altitude» controlada em tempo real pelo computador de bordo, baseado em informação recebida da unidade de navegação. Esta lei optimiza a trajectória ao minimizar o tempo de queima e consequentemente o consumo de propolente. A separação da carenagem de protecção ocorreu às 0437UTC (T+3m 26s). Esta separação, ocorrendo na fase de voo EPC, tem lugar logo que os níveis de fluxo aerotermodinâmico são suficientemente baixos para não terem um impacto significativo na carga. Para esta missão a carenagem foi separada a uma altitude de 106,4 km. A fase de voo propulsionada do estágio principal criogénico tem como objectivo uma órbita predeterminada estabelecida em relação aos requisitos de segurança e performance. O final desta fase teve lugar a T+8m 54s (0443UTC) quando foram conseguidos valores orbitais pretendidos. O final da queima do motor Vulcain é definido como a referência de tempo H2 e tem lugar a H0+533,9s. A separação do estágio EPC teve lugar às 0443UTC (T+9m 00s) e os seus restos acabas por cair no Oceano Atlântico, sendo destruído a uma altitude entre os 80 km e os 60 km devido às cargas aerodinâmicas geradas pela reentrada atmosférica. Antes da reentrada o tanque é despressurizado para evitar qualquer risco de explosão devido ao sobreaquecimento do hidrogénio residual. Uma válvula lateral de hidrogénio, actuada por um dispositivo temporal iniciado a quando da separação do EPC, é utilizada para este processo. A força lateral gerada é também utilizada para colocar o EOC numa rotação para assim limitar a dispersão dos detritos induzidos pela sua destruição na reentrada. Após a separação do EPC inicia-se a fase de voo propulsionada EPS1, que terá uma duração de cerca de 7 minutos e 30 segundos. O estágio EPS entrou em ignição a T+9m 7s (0443UTC), terminando a T+17m 18s (0451UTC). Esta fase é finalizada por um sinal de comando enviado do computador de bordo quando estima, a partir de dados calculados pela unidade de orientação inercial, que a órbita alvo foi atingida. Esta primeira queima é utilizada para se atingir uma órbita elíptica com um apogeu a 258 km de altitude e um perigeu a 137 km de altitude. Esta é definida como a referência de tempo H3-1 e ocorre a H0+1.038,4s. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

Após a primeira queima do EPS é iniciada a fase balística intermédia a T+18m 35s, terminando a T+59m 23s. O objectivo da fase balística é o de garantir a orientação na direcção requerida do ATV (alinhamento da antena TDRS) e posterior separação do ATV. Estas operações contribuem a curto e médio prazo para a gestão das distâncias mútuas dos objectos em órbita, enquanto evita qualquer contaminação da carga. Uma segunda queima do EPS (fase de voo EPS2) é então utilizada para circularizar a órbita a uma altitude de 260 km. Esta queima teve início a T+59m 23s e terminou T+59m 51s, iniciando-se a fase de voo balístico. Iniciou-se então o processo de orientação do ATV-2 a T+59m 55s com a separação a ter lugar às 0538UTC (T+1h 3m 50s). Após a separação são levadas a cabo manobras de distanciamento e para evitar colisões entre os dois veículos. Uma terceira queima do EPS ocorreu T+2h 24m 22s com o objectivo de retirar de órbita o estágio EPS. Esta queima terminou a T+2h 24m 37s, com os restos do estágio a caírem entre a Nova Zelândia e a costa do México.

Voo orbital e acoplagem com a ISS Após a entrada em órbita, o ATV-3 iniciou um voo orbital de cerca de oito dias no qual levou a cabo várias manobras que o colocaram cada vez mais perto da estação espacial internacional. Em preparação para as manobras de acoplagem, os controladores do Edoardo Amaldi comandaram os pequenos motores de manobra para uma sequência de ignições para deslocar o veículo da sua órbita inicial de aproximação para uma órbita nas proximidades da ISS. Estas manobras colocaram o ATV-3 a 30 km da estação espacial, altura em que foram estabelecidas comunicações entre os dois veículos com a tripulação a bordo da ISS a monitorizar os sistemas do veículo europeu. Nesta altura começava assim a «fase de encontro» da aproximação do ATV-3. Esta aproximação teve lugar ao longo do vector de velocidade da ISS (V-bar), isto é uma linha imaginária definida no sentido do deslocamento orbital da estação espacial. Quando o ATV-3 se encontrava a uma distância de 4,5 km, o sistema de navegação RGPS (Relative Global Positioning System) assumiu a orientação do veículo que até ali era guiado pelo sistema de navegação AGPS (Absolute GPS). O sistema RGPS utiliza sensores localizados no ATV e na ISS para determinar a posição do veículo, ao contrário do AGPS que utiliza sinais dos satélites de navegação em órbita. Na aproximação final o ATV-3 foi executando pequenas paragens para que os controladores pudessem avaliar os dados de engenharia que iam sendo recebidos. Estas paragens tiveram lugar a 3,5 km, 249 metros, 19 metros e 11 metros. A acoplagem acabou por ter lugar às 2231UTC do dia 28 de Março com o módulo de serviço Zvezda.

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Em Órbita

Proton-M lança Intelsat-22 A segunda missão da ILS em 2012 foi a primeira a utilizar a denominada ‘órbita supersincronizada’ para colocar um satélite na órbita geossíncrona. Classificam-se este tipo de órbitas quando o apogeu é significativamente mais elevado do que a altitude geossíncrona. Porquê a utilização deste tipo de órbitas? Lançada à latitude de Baikonur, a carga terá ainda de ajustar a sua inclinação orbital a partir da inclinação do lançamento. Este tipo de manobra é muito dispendiosa em termos de energia, logo de propolente necessário para a concretizar (o que por si limita a massa da carga a ser lançada)., muito mais do que uma alteração de altitude num plano orbital. A energia necessária para executar esta manobra orbital vai diminuindo à medida que a altitude vai aumentando, implicando assim um menor consumo de propolentes a altitudes mais elevadas (60.000 km a 70.000 km), descendo posteriormente para a altitude geossíncrona em vez de executar a alteração de plano a esta altitude. Muitas órbitas de transferência supersincronizadas também possuem baixos perigeus para assim acelerar o decaimento orbital e reduzir o número de destroços em órbita (se for o caso). As órbitas de transferência supersincronizadas também existem quando um lançador somente envia a sua carga até parte do caminho para a órbita geossíncrona, com a carga posteriormente a utilizar o seu próprio sistema de propulsão para atingir a órbita final.

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. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

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). 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 2

4 X RD-0210

3

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

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.

2

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. 3 Também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

Fase

Plataforma

23:16:09,940 93518 / 99519

IV

LC200 PU-39

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

2012-011

25-Mar-12

III

LC200 PU-39

Lançamento

Data

2011-035

15-Jul-11

2011-045

Hora (UTC)

12:10:32

º Série

93528 / 99537

Satélites 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) Intelsat-22 (XXXXX 2012-011A)

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 Intelsat-22 O satélite Intelsat-22 foi pela primeira vez anunciado em Abril de 2009 quando a Intelsat Ltd anunciou a sua intenção de adicionar um novo satélite à sua frota orbital. O satélite foi encomendado em Julho desse ano à Boeing Satellite Systems que construiu um satélite cujo desenho é optimizado para servir áreas com um serviço em crescimento, para proporcionar uma continuidade de serviços e para suportar as iniciativas estratégicas da Intelsat. O satélite está equipado com 108 repetidores, dos quais 48 em banda C, 24 em banda Ku equivalentes a 36 MHz, que servirão clientes em África, Ásia, Europa e Médio Oriente, proporcionando uma capacidade incremental para aplicações comerciais e governamentais. O satélite engloba também um serviço feito à medida do cliente para suportar a demanda de maiores padrões de tráfico nestas regiões incluindo uma capacidade de banda C para África e Ásia, e uma capacidade para conectar entre as duas regiões. A carga em banda Ku inclui uma capacidade de cobertura móvel que estabelece uma ponte entre o Sudeste Asiático, o Oceano Índico e a linha costeira africana que irá apoiar a estratégica de mobilidade global para as aplicações marítimas e aeronáuticas.

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Em Órbita

Na mesma altura em que anunciava o seu novo satélite, a Intelsat referia que havia assinado um acordo com a Força de Defesa Australiana para esta adquirir uma carga UHF especializada a bordo do satélite (18 canais de 25 kHz). Como parte desse contrato, a Intelsat procedeu à construção e integração dessa carga no Intelsat-22. Ainda de acordo dom o contrato, a Intelsat irá operar essa carga e fornecer os serviços relacionados durante 15 anos após o seu lançamento. O satélite é baseado no modelo BSS-702MP e está equipado com dois painéis solares. A sua massa no lançamento era de 6.199 kg (6.249 kg segundo a GK)PTs Khrunichev). O Intelsat-22 irá operar a partir da órbita geossíncrona a 72º longitude Este.

Lançamento do Intelsat-22 Os diferentes componentes do foguetão 8K82KM Proton-M (93528) ‘Протон-М’chegaram à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam a 30 de Janeiro de 2012. Após a respectiva inspecção e procedimentos alfandegários, o comboio foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do cosmódromo e transportado para as instalações de processamento e montagem MIK 92A-50. O satélite Intelsat-22 chegava ao Aeródromo de Yublieyniy do Cosmódromo de Baikonur no dia 24 de Fevereiro, com o contentor contendo o satélite a ser 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. Por seu lado, o estágio superior Briz-M (99537) ‘14C43 Бриз-М’chegou a Baikonur no dia 6 de Março a bordo de um avião de transporte Antonov An-124-100 'Ruslan' (АН-124–100 «Руслан»).

A 16 de Março, e após a realização de várias inspecções e preparativos do Intelsat-22, este era acoplado com o estágio Briz-Mno interior da Sala 101, seguindo-se as verificações das ligações eléctricas entre os dois veículos. No dia seguinte, o conjunto era colocado no interior da carenagem de protecção antes do seu transporte para a integração com os estágios inferiores do lançador. Depois de a Unidade Orbital (Briz-M juntamente com o satélite Intelsat-22 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 23 de Março.

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Em Órbita

Diferentes fases da preparação do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) para o lançamento do satélite Intelsat22 desde a montagem da carenagem de protecção em torno do estágio Briz-M e do satélite, até ao seu transporte para a integração com os estágios inferiores do lançador e posterior transporte para a plataforma de lançamento. Imagens: GKPTs Khrunichev

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Em Órbita

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Em Órbita

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. 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 Proton-M 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 T-2h 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

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Em Órbita

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 T2m 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 (1936:36,986UTC4) 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 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 54,833s 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 23,892s com os quatro motores RD-0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 26,612s. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre a T+5m 27,333s e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre a T+5m 29,758s. A T+5m 45,093s 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 45,192s. 4

Estes dados bem como das tabelas seguintes são fornecidos pela GK)PTs Khrunichev.

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Em Órbita

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) 345,093 0,111 345,192 1,691

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 00:11:02,222 682,222 00:11:16,222 676,222 00:11:18,122 678,122 00:15:42,562 942,562

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

Valores medidos s Desvio (s) 570,275 0,144 580,990 1,068 581,121 1,101 661,389 0,833 675,545 0,677 677,380 0,742 935,068 7,494

A separação da Unidade Orbital ocorre às 1220:13,200UTC. 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 Parâmetro Estimativa ominal Desvio estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de T (h:m:s) 1:21:17,3 1:21:16,8 0:0:0,5 estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao Briz-M a orientação e a (km) 6.215,98 6.215,57 0,41 estabilidade ao longo da trajectória suborbital onde se encontra antes e 0,0535008 0,0535623 0,0000615 da sua primeira ignição. A tabela ao lado mostra os parâmetros da trajectória suborbital atingida e a tabela em baixo mostra os i 51º 33’ 40’’ 51º 32’ 52’’ 0º 0’ 48’’ parâmetros orbitais após a primeira queima do Briz-M (órbita de Perigeu (km) -494,71 -495,48 0,77 suporte). Apogeu (km)

170,41

170,36

0,05

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 123 / Abril de 2012

Parâmetro

Estimativa

ominal

Desvio

T (h:m:s)

1:27:56,9

1:21:56,8

0:0:0,1

a (km)

6.551,07

6.551,00

0,07

e

0,0000137

0,000001

0,0000136

i

51º 33’ 55’’

51º 33’ 10’’

0º 0’ 45’’

Perigeu (km)

172,85

172,86

0,01

Apogeu (km)

173,03

172,86

0,16

37


Em Órbita

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 Intelsat-22 MCI 7 – ignição MCI 7 – final da queima

Tempo de voo previsto (s) 6.610,000 6.630,000 6.631,900 7.804,144 15.805,000 15.829,000 15.830,900 16.376.622 16.420,822 16.426,622 16.428,822 16.505,622 16.513,622 16.515,522 17.035,670 54.895,000 54.905,000 54.906,900 55.096,812 55.800,000 67.220,000 67.235,000

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

Valores medidos (s) 6.610,223 6.630,408 6.632,243 7.780,500 15.805,219 15.829,336 15.831,171 16.371,220 16.415,261 16.421,126 16.423,387 16.505,700 16.513,826 16.515,924 17.026,351 54.895,149 54.905,373 54.907,208 55.094,936 55.787,552 67.220,144 67.235,349

Desvio (s) 0,223 0,408 0,343 23,644 0,219 0,336 0,271 5,402 5,561 5,496 5,435 0,078 0,204 0,402 9,319 0,149 0,373 0,308 1,876 12,448 0,144 0,349

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)

2:34:09,0

2:34:12,1

0:0:3,2

T (h:m:s)

21:20:50,6

21:24:14,8

0:3:24,2

a (km)

9.523,33

9.525,50

2,17

a (km)

39.068,28

39.137,46

69,17

e

0,2993132

0,2994591

0,0001459

e

0,8256589

0,8248991

0,0007598

i

51º 00’ 34’’

51º 00’ 00’’

0º 0’ 34’’

i

50º 23’ 05’’

50º 30’ 00’’

0º 6’ 54’’

Perigeu (km)

294,73

294,87

0,13

Perigeu (km)

433,07

474,87

41,80

Apogeu (km)

5.995,65

5.999,86

4,21

Apogeu (km)

64.974,22

65.043,78

96,55

Segundo a Khrunichev a separação do Intelsat-22 teve lugar às 0340:19,552UTC. Após a separação do Intelsat-22 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 uma manobra orbital 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 Intelsat-22 ficou colocado numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 64.999,80 km de altitude, perigeu a 3.788,44 km de altitude, inclinação orbital de 28º 30’ 00’’ e período orbital de 1.365,55 minutos, utilizando posteriormente os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona.

Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

O último voo do foguetão Proton-K/DM-2 Com o último lançamento do foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 fechou-se mais um capítulo da história da conquista espacial. Este facto passa despercebido àqueles que estão fora do dia-a-dia e do avanço tecnológico no campo do desenvolvimento dos vectores de lançamento orbitais, mas o papel do Proton-K foi significativo e importante ao colocar em órbita todas as estações espaciais Salyut, a estação espacial Mir e todos os seus módulos, várias sondas planetárias para a Lua, Vénus e Marte, diversos satélites científicos, etc. No seu último lançamento o 8K82K Proton-K/DM-2 coloca em órbita o último dos satélites 71Х6 Oko, satélites de aviso antecipado do lançamento de mísseis balísticos que operam na órbita geossíncrona.

O foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 O 8K82K Proton-K é um lançador a três estágios que é sem dúvida a locomotiva espacial da Rússia, sendo o seu lançador mais potente disponível. Apesar de ser contestado devido ao uso de combustíveis altamente tóxicos, o Proton demonstra uma taxa de sucesso comparável à de outros lançadores internacionais. O Proton-K é construído pelo Centro Estadual de Produção e Pesquisa Espacial Khrunichev, com sede em Moscovo. Utilizando o estágio Blok DM-2 (11S861), ou outros estágios superiores, o lançador Proton-K transforma-se num veículo de quatro estágios. O 8K82K Proton-K/DM-2 tem um comprimento de 57,20 metros, um diâmetro de 7,40 metros e um peso de 691.500 kg. É capaz de colocar uma carga de 4.350 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 902.100 kgf. O Proton-K é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, sendo o Blok DM-2 (11S861) construído pela Corporação RSC Energia. 1 – carenagem; 2 – carga; 3 – secção de transição; 4 – aumento de colector; 5 – sensor de nível de carga do sistema de controlo; 6 – tanque de oxidante do terceiro estágio; 7 – tubagem de condução do oxidante ao motor do terceiro estágio; 8 – tanque de combustível do terceiro estágio; 9 – SRM; 10 – motor RD-0214; 11 – motor 0213; 12 – colector de carga; 13 – SRM; 14 – sistema de sensores para esvaziamento simultâneo dos tanques; 15 – tanque de oxidante do segundo estágio; 16 – bitola de indicação de fim de propolentes; 17 – dispositivo anti-vortex; 18 – fuselagem; 19 – sensor SOB; 20 – sistema de propulsão do segundo estágio (um motor RD-0211 e três motores RD0210); 21 – grelha de escape de gases; 22 – cone de alimentação; 23 – tanque de oxidante do primeiro estágio; 24 – modulo central do primeiro estágio; 25 – escotilha; 26 – colector de carga; 27 – sensor SOB; 28 – tanque de combustível do primeiro estágio; 29 – reforço estrutural; 30 – sistema de amortecimento; 31 - dispositivo anti-vortex; 32 – conduta de consumo de oxidante; 33 – conduta de consumo de combustível; 34 – sistema de propulsão do primeiro estágio (seis motores RD-253); 35 – TNA.

O Proton teve a sua origem nos anos 60 numa altura em que todos os lançadores soviéticos deveriam ter uma justificação militar para o seu desenvolvimento. Nessa altura foi formulado um requerimento para um lançador que fosse capaz de colocar pesadas cargas em órbita, bem como servir de míssil balístico com capacidade de transporte de armas nucleares até 100 MT. A evolução da família de lançadores propostos por Chelomei levou ao actual 8K82K Proton-K que é também conhecido como Proton-3, UR-500K (Designação do Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev), D-1 (Designação Sheldom) e SL-13 (departamento de Defesa dos Estados Unidos). A versão utilizada neste lançamento também pode ser designada 8K82K Proton-K / 11S861. O primeiro estágio 8S810K (Proton K-1) tem um peso bruto de 450.510 kg, pesando 31.100 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.067.659 kgf no vácuo, tendo um Ies de 316 s (o seu Ies-nm é de 267 s) e um Tq de 124 s. Este estágio tem um comprimento de 21,2 metros, um diâmetro de 4,2 metros e uma envergadura de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253 Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita (11D48) e cada um tem um peso de 1.280 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,7 metros (cada motor tem uma câmara de combustão). Desenvolvendo 166.725 kgf (em vácuo), tem um Ies de 316 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 130 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko. O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD-0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH.

O foguetão 8K82K Proton-K tendo como estágio superior o Blok D foi também utilizado para os ensaios dos veículos lunares tripulados da União Soviética, neste caso trata-se do 8K82K Proton-K/D (8K82K Proton-K/D (B10723401/17) lançado às 2142:10,77UTC do dia 14 de Setembro de 1968 desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 e transportando a Zond-5 (Soyuz 7KL1 n.º 9L).

O terceiro estágio, Proton K-3 (8S812K?), tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH.

O quarto estágio utilizado nesta missão, o 11S861 (Blok DM-2), tem um peso bruto de 17.3000 kg e uma massa de 2.300 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 8.670 kgf, tendo um Ies de 352 s e um Tq de 600 s. Tem um diâmetro de 3,7 metros, uma envergadura de 3,7 metros e um comprimento de 7,1 metros. Está equipado com um motor RD-58M (também designado 11D58M). Desenvolvido por Serguei Korolev, o RD-58M tem um peso de 230 kg, um diâmetro de 1,17 metros e um comprimento de 2,27 metros, desenvolvendo 8.500 kgf (em vácuo) com um Ies de 353 s e um Tq de 680 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome LOX e Querosene. Esta versão usa querosene sintético para obter um maior impulso específico. Contém também uma unidade de orientação para a colocação de satélites militares em órbita geossíncrona. A versão comercial deste estágio é designada Blok DM2 (sem a utilização do hífen!). De forma geral o foguetão 8K82KM Proton-M apresenta várias melhorias em relação ao foguetão 8K82K Proton-K, nomeadamente novos sistemas aviónicos e um novo sistema de controlo, estruturas mais leves dos tanques de propolente (ainda a serem melhoradas com variações distintas do lançador), maior potência e performance para os motores do primeiro estágio, etc.

Os satélites Oko Os satélites Oko (‘Olho’) são veículos de aviso antecipado de lançamento de mísseis balísticos e as suas raízes remontam a 1965 quando as defesas aéreas soviéticas decidiram atribuir à oficina KB-1 o desenvolvimento de propostas técnicas para uma arquitectura de um sistema espacial capaz de detectar a assinatura de infravermelhos originada pelos Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita gases criados durante a fase de ignição do lançamento de um míssil balístico intercontinental. O sistema estaria activo 24 horas por dia e 365 dias por ano, sendo capaz de detectar somente um lançamento ou lançamentos múltiplos. Ao contrário do sistema norteamericano Defence Support Program (DSP) que utiliza satélites em órbitas geossíncronas, o sistema soviético iria utilizar dois tipos de órbitas: as órbitas Molniya para os satélites US-K Oko que seriam lançados por foguetões 8K78M Molniya-M e a órbita geossíncrona para os satélites que seriam lançados por foguetões 8K82K Proton-K/DM.

Vários tipos de sensores foram testados para serem utilizados nos satélites Oko desenvolvidos pela NPO Lavochkin, entre os quais a utilização de radar que seria abandonado em favor de sensores televisivos e de calor. Eventualmente, a constelação US-K acabaria por adoptar sensores infravermelhos que poderiam assim detectar o calor emitido durante a fase propulsiva do lançamento de um míssil. O primeiro satélite Oko foi colocado em órbita às 1919UTC do dia 19 de Setembro de 1972 por um foguetão 8K78M MolniyaM/L a partir do complexo de lançamento LC41/1 do Cosmódromo NIIP-53 Plesetsk, tendo recebido a designação Cosmos 520. O satélite operou numa órbita com um apogeu a 39.319 km de altitude, perigeu a 652 km de altitude, inclinação orbital de 62,8º e período orbital de 710 minutos. Por seu lado, o primeiro satélite Oko a ser colocado numa órbita geossíncrona foi o Cosmos 775 (74Х6 US-KS 5V95 n.º 2005) lançado às 0030UTC do dia 8 de Outubro de 1975 pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM (28602/4Л) a partir da Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo NIIP-5 Baikonur.

Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita O sistema Oko seria melhorado a partir de 1978 com o desenvolvimento da rede US-KMO (figura anterior) que incluía os satélites 72X6 (72Kh6) para órbitas Molniya e os satélites 71X6 (71Kh6) para órbitas geostacionárias. Após três lançamentos para validar o sistema a 14 de Fevereiro de 1991 (Cosmos 2133 ‘71Х6 n.º 7120’ lançado pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (34402/38Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur), a 17 de Dezembro de 1992 (Cosmos 2224 ‘71Х6 n.º 7121’ lançado pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (35702/64Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur) e a 6 de Julho de 1994 (Cosmos 2282 ‘71Х6 n.º 7123’ lançado pelo foguetão 8K82K Proton-K/DM-2 (36502/68Л) desde a Plataforma de Lançamento PU-23 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur), o sistema foi declarado operacional a 25 de Dezembro de 1996. Os satélites 71Х6 têm uma massa de 2.600 kg sendo pressurizados e com um tempo de vida útil que varia entre os 5 e os 7 anos.

Lançamento do satélite Cosmos 2479 Os preparativos para o lançamento do satélite 71Х6 (71Kh6) n.º 7128 decorreram sem problema e o foguetão 8K82K Proton-K/DM2 (41018/117L) era transportado para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 às primeiras horas do dia 27 de Março de 2012. O lançamento do último foguetão Proton-K teria lugar às 0549:32UTC do dia 30 de Março. A missão decorreu sem problemas com o estágio Blok DM-2 a executar duas queimas às 0703UTC e às 1223UTC antes da separação do satélite que receberia a designação Cosmos 2479.

Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

Lançamentos efectuados pelo foguetão 8K82K Proton-K Desig. Int. 1967-021 1967-032 1967-F11 1967-F12 1968-013 1968-F03 1968-076 1968-101 1968-103 1969-F01 1969-F04 1969-F06 1969-F07 1969-F08 1969-058 1969-067 1969-080 1969-092 1969-F13 1970-F02 1970-072 1970-088 1970-095 1970-103 1971-032 1971-042 1971-045 1971-049 1971-073 1971-082 1972-007 1972-F04 1973-001 1973-017 1973-026

Data

Hora UTC

Veículo Lançador

Plat. Lanç.

Satélite

10-Mar-67 8-Abr-67 27-Set-67 22-ov-67 2-Mar-68 22-Abr-68 14-Set-68 10-ov-68 16-ov-68 20-Jan-69 19-Fev-69 27-Mar-69 2-Abr-69 14-Jun-69 13-Jul-69 7-Ago-69 23-Set-69 22-Out-69 28-ov-69 6-Fev-70 12-Set-70 20-Out-70 10-ov-70 2-Dez-70 19-Abr-71 10-Mai-71 19-Mai-71 28-Mai-71 2-Set-71 28-Set-71 14-Fev-72 29-Jul-72 8-Jan-73 3-Abr-73 11-Mai-73

11:30:33 09:00:32.7 22:11:54 19:07:59 18:29:23 23:01:27 21:42:10.77 19:11:31 11:40:00 04:14:36 06:48:15 10:40:45 10:33:00 04:00:47 02:54:42 23:48:06 14:07:36 14:09:59 09:00:00 04:16:06 13:25:53 19:55:39 14:44:01 17:00:00 01:40:00 16:58:42 16:22:44 15:26:30 13:40:40 10:00:22 03:27:58.6 03:20:57 06:55:38 09:00:00 00:20:00

8K82K Proton-K/D (Н10722701/10) 8K82K Proton-K/D (Н10722801/11) 8K82K Proton-K/D (Я10722901) 8K82K Proton-K/D (Я10723001) 8K82K Proton-K/D (Я10723101/14) 8K82K Proton-K/D (Я10723201/15L) 8K82K Proton-K/D (B10723401) 8K82K Proton-K/D (B10723501/19L) 8K82K Proton-K (10723601) 8K82K Proton-K/D (10723901) 8K82K Proton-K/D (В10723901/201?) 8K82K Proton-K/D (В10724001/521) 8K82K Proton-K/D (В10723301) 8K82K Proton-K/D (В10723801/401?) 8K82K Proton-K/D (Ю10724201/402?) 8K82K Proton-K/D (Ю10724301/18) 8K82K Proton-K/D (Ю10724401/403?) 8K82K Proton-K/D (Ю10724101/404?) 8K82K Proton-K/D (Ю10724501/25) 8K82K Proton-K/D (Ю10724701/405) 8K82K Proton-K/D (24801/203?) 8K82K Proton-K/D (25001/21) 8K82K Proton-K/D (25101/406?) 8K82K Proton-K/D (25201/26) 8K82K Proton-K (34922425401) 8K82K Proton-K D (25301/1101) 8K82K Proton-K D (25501/1201) 8K82K Proton-K D (24901/1301) 8K82K Proton-K/D (4922425601 (25601)/0601) 8K82K Proton-K/D (5112425701 (25701)/400) 8K82K Proton-K/D (25801/0801) 8K82K Proton-K (26001) 8K82K Proton-K/D (25901/205) 8K82K Proton-K (28301) 8K82K Proton-K (284-01)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

Cosmos 146 (7K-L1P (11F91) L-1 n.º 2P) Cosmos 154 (L-1 n.º 3P) 11F91 (7K-L1) n.º 4L 11F91 (7K-L1) n.º 5L Zond-4 (11F61 L-1 n.º 6L) 11F91 Soyuz 7K-L1 n.º 7L Zond-5 (Soyuz 7K-L1 n.º 9L) Zond-6 (11F91 L-1 n.º 19L) Proton-4 (-6 n.º 1) 11F91 (7K-L1) n.º 13L Luna Ye-8 n.º 201 / Lunokhod 8EL n.º 201 (Mars) 2M n.º 521 (Mars) 2M n.º 522 (Luna) E-8-5 n.º 402 Luna-15 (E-8-5 n.º 401) Zond-7 (11F91 7К-Л1 n.º 11) Cosmos 300 (E-8-5 n.º 403) Cosmos 305 (E-8-5 n.º 404) L-1e n.º 1 / LK GVM E-8-5 n.º 405 Luna-16 (E-8-5 n.º 406) Zond-8 (L-1 n.º 14) Luna-17 (E-8 n.º 203) / Lunokhod-1 (8EL n.º 203) Cosmos 382 (L-1e n.º 2K) / LK GVM Salyut (17F715 DOS-1 17K n.º 121) Cosmos 419 (3MS n.º 170) Mars-2 (4M n.º 171) Mars-3 (4M n.º 172) Luna-18 KY (Ye-8-5 n.º 407) Luna-19 (Ye-8LS n.º 202) Luna-20 KT (Ye-8-5 n.º 408) DOS-2 (17K n.º 122) Luna-21 (E-8 n.º 204) / Lunokhod-2 (8EL n.º 204) Salyut-2 (Almaz OPS-1) Cosmos 557 (DOS-3) 44


Em Órbita

1973-047 1973-049 1973-052 1973-053 1974-017 1974-037 1974-046 1974-060 1974-084 1974-104 1975-050 1975-054 1975-097 1975-F05 1975-123 1976-057 1976-081 1976-092 1976-107 1976-121 1976-121 1977-066 1977-071 1977-F02

21-Jul-73 25-Jul-73 5-Ago-73 9-Ago-73 26-Mar-74 29-Mai-74 24-Jun-74 29-Jul-74 28-Out-74 26-Dez-74 8-Jun-75 14-Jun-75 8-Out-75 16-Out-75 22-Dez-75 22-Jun-76 9-Ago-76 11-Set-76 26-Out-76 15-Dez-76 15-Dez-76 17-Jul-77 23-Jul-77 4-Ago-77

19:30:59 18:55:48 17:45:48 17:00:17 13:35:00 08:56:51 22:38:00 12:00:00 14:30:32 04:15:00 02:37:59 03:00:31 00:30:00 04:04:56 13:00:00.056 18:04:00 15:04:12 18:24:00 14:50:00 01:30:00

8K82K Proton-K/D (26201/1801) 8K82K Proton-K/D (26201/1801) 8K82K Proton-K/D (28101/1901) 8K82K Proton-K/D (28101/2001) 8K82K Proton-K/DM (28201/1Л) 8K82K Proton-K/D (28202/0701) 8K82K Proton-K (28302) 8K82K Proton-K/DM (28701) 8K82K Proton-K/D (28501/0901) 8K82K Proton-K (28402) 8K82K Proton-K/D-1 (28601/1Л) 8K82K Proton-K/D-1 (28502/2Л) 8K82K Proton-K/DM (28602/4Л) 8K82K Proton-K/D (28702/1401) 8K82K Proton-K/DM (288-01) 8K82K Proton-K (290-02) 8K82K Proton-K/D-1 (288-02) 8K82K Proton-K/DM (28901/5Л) 8K82K Proton-K/DM (29001/6Л) 8K82K Proton-K (28902)

LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24

09:00:00 21:15:00 22:00:00

8K82K Proton-K (29302) 8K82K Proton-K/DM (29101/7Л) 8K82K Proton-K (29301)

LC81 PU-24 LC200 PU-40 LC81 PU-24

1977-092 1977-097 1978-032 1978-032 1978-F02 1978-073 1978-F03 1978-084 1978-086 1978-F04 1978-118 1979-015 1979-035

20-Set-77 29-Set-77 30-Mar-78 30-Mar-78 27-Mai-78 18-Jul-78 17-Ago-78 9-Set-78 14-Set-78 17-Out-78 19-Dez-78 21-Fev-79 25-Abr-79

17:28:00 06:50:00 00:00:00

8K82K Proton-K/DM (29102/9Л) 8K82K Proton-K (29501) 8K82K Proton-K (29201)

LC200 PU-40 LC81 PU-24 LC81 PU-24

01:25:00 21:59:00 20:02:00 03:25:39 02:25:13 16:04:00 12:15:00 07:49:00 03:44:00

8K82K Proton-K/DM (29402) 8K82K Proton-K/DM (29202/10Л) 8K82K Proton-K/DM (49278117 (29702)/14Л) 8K82K Proton-K/D-1 (29601/3Л) 8K82K Proton-K/D-1 (29602/4Л) 8K82K Proton-K/DM (29801/ 12Л) 8K82K Proton-K/DM (29502/17Л) 8K82K Proton-K/DM (29401/13Л) 8K82K Proton-K/DM (29802/15Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-40

Mars-4 (3MS n.º 52S) Mars-5 (3MS n.º 53S) Mars-6 (3MP n.º 50P) Mars-7 (3MP n.º 51P) Cosmos 637 (11F638 GVM) Luna-22 (E-8LS n.º 206) Salyut-3 (Almaz OPS-2 11F71 n.º 10) Molniya-1S (Molniya-1 11F658 n.º 38) Luna-23 KT (E-8-5M n.º 410) Salyut-4 (DOS-4 17K n.º 124) Venera-9 (4V-1 n.º 660) Venera-10 (4V-1 n.º 661) Cosmos 775 (SPR n.º 1/Oko?) E-8-5M n.º 412 Raduga-1 (Gran n.º 11L) Salyut-5 (Almaz OPS-3 / Almaz 103-01) Luna-24 (E-8-5M n.º 413) Raduga-2 (Gran' n.º 12L) Ekran-1 (Ekran n.º 11L) Cosmos 881 (TKS VA LVI-1 n.º 009A) Cosmos 882 (TKS VA LVI-1 n.º 009) Cosmos 929 (TKS n.º 16101) Raduga-3 (Gran' n.º 13L) TKS VA LVI-2 n.º 009P/P TKS VA LVI-2 n.º 009L/P Ekran-2 (Ekran n.º 12L) Salyut-6 (DOS-5 / Zarya n.º 125 n.º 5L) Cosmos 997 (TKS VA n.º 102L) Cosmos 998 (TKS VA n.º 102P) Ekran n.º 13L Raduga-4 (Gran' n.º 14L) Ekran n.º 15L Venera-11 (4V-1 n.º 360) Venera-12 (4V-1 n.º 361) Ekran n.º 14L Gorizont-1 (Gorizont n.º 11L) Ekran-3 (Ekran n.º 16L) Raduga-5 (Gran' n.º 15L) 45


Em Órbita

1979-042

22-Mai-79

23:00:00

8K82K Proton-K (30002)

LC81 PU-24

1979-062 1979-087 1979-105 1980-016 1980-049 1980-060 1980-081 1980-104 1981-027 1981-039 1981-061 1981-069 1981-102 1981-106 1981-110 1982-009 1982-020 1982-033 1982-044 1982-F04 1982-093 1982-100

5-Jul-79 3-Out-79 28-Dez-79 20-Fev-80 14-Jun-80 14-Jul-80 5-Out-80 26-Dez-80 18-Mar-81 25-Abr-81 25-Jun-81 30-Jul-81 9-Out-81 30-Out-81 4-ov-81 5-Fev-82 15-Mar-82 19-Abr-82 17-Mai-82 22-Jul-82 16-Set-82 12-Out-82

23:19:00 17:12:00 11:51:00 08:05:00 00:49:50 22:35:00 17:10:00 11:49:00 04:40:00 02:01:00 23:55:00 21:38:00 16:59:00 06:04:00 05:31:00 09:12:00 04:39:00 19:45:00 23:50:00 22:11:00 18:31:00 14:57:00

8K82K Proton-K/DM (29901/21Л) 8K82K Proton-K/DM (30202/23Л) 88K82K Proton-K/DM (30301/24Л) 8K82K Proton-K/DM (29701/16Л) 8K82K Proton-K/DM (30302/27Л) 8K82K Proton-K/DM (30101/25Л) 8K82K Proton-K/DM (30001/19Л) 8K82K Proton-K/DM (30401/32Л) 8K82K Proton-K/DM (30601/18Л) 8K82K Proton-K (29902) 8K82K Proton-K/DM (30501/20Л) 8K82K Proton-K/DM (30102/22Л) 8K82K Proton-K/DM (31001/36Л) 8K82K Proton-K/D-1 (31101/5Л) 8K82K Proton-K/D-1 (31102/6Л) 8K82K Proton-K/DM (30801/26Л) 8K82K Proton-K/DM (30502/35Л) 8K82K Proton-K (30602) 8K82K Proton-K/DM (31002/28Л) 8K82K Proton-K/DM (30702/30Л) 8K82K Proton-K/DM (30901/31Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (31501/1Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39

1982-103 1982-113 1982-F08 1983-013 1983-016 1983-020 1983-028 1983-053 1983-054 1983-066

20-Out-82 26-ov-82 24-Dez-82 2-Mar-83 12-Mar-83 23-Mar-83 8-Abr-83 2-Jun-83 7-Jun-83 30-Jun-83

16:26:00 14:13:00 12:00:00 09:37:08 14:00:00 12:45:06 04:45:00 02:28:39 02:32:00 23:56:00

8K82K Proton-K/DM (31201/37Л) 8K82K Proton-K/DM (31301/29Л) 8K82K Proton-K/DM (31401/33Л) 8K82K Proton-K (30902) 8K82K Proton-K/DM (30402/34Л) 8K82K Proton-K/D-1 (30701/7Л) 8K82K Proton-K/DM (31502/38Л) 8K82K Proton-K/D-1 (32101/8Л) 8K82K Proton-K/D-1 (32102/9Л) 8K82K Proton-K/DM (31402/39Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39

Cosmos 1100 (TKS VA n.º 102P) Cosmos 1101 (TKS VA n.º 102L) Gorizont-4 (Gorizont n.º 12L) Ekran-4 (Ekran n.º 17L) Gorizont-5 (Gorizont n.º 13L) Raduga-6 (Gran' n.º 16L) Gorizont-4 (Gorizont n.º 15L) Ekran-5 (Ekran n.º 19L) Raduga-7 (Gran' n.º 17L) Ekran-6 (Ekran n.º 20L) Raduga-8 (Gran' n.º 18L) Cosmos 1267 (TKS n.º 16301) Ekran-7 (Ekran n.º 21L) Raduga-9 (Gran' n.º 19L) Raduga-10 (Gran' n.º 20L) Venera-13 (4V-1M n.º 760) Venera-14 (4V-1M n.º 761) Ekran-8 (Ekran n.º 22L) Gorizont-5 (Gorizont n.º 14L) Salyut-7 (DOS-6 17K n.º 125-02) Cosmos 1366 (Geizer n.º 11L / Potok n.º 1) Ekran n.º 23L Ekran-9 (Ekran n.º 24L) Cosmos 1413 (11Ф654 Uragan n.º 11Л (224)) Cosmos 1414 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Cosmos 1415 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Gorizont-6 (Gorizont n.º 16L) Raduga-11 (Gran' n.º 21L) Gran' n.º 22L Cosmos 1443 (TKS-M n.º 16401) Ekran-10 (Ekran n.º 18L) Astron (1A n.º 602) Raduga-12 (Gran' n.º 23L) Venera-15 (4V-2 n.º 860) Venera-16 (4V-2 n.º 861) Gorizont-7 (Gorizont n.º 17L)

46


Em Órbita

1983-084

10-Ago-83

18:24:26

8K82K Proton-K/DM-2 (31701/2Л)

LC200 PU-39

1983-088 1983-100 1983-118 1983-127

25-Ago-83 29-Set-83 30-ov-83 29-Dez-83

20:02:00 17:37:00 13:51:00 00:52:24

8K82K Proton-K/DM (31602/40Л) 8K82K Proton-K/DM (31801/50Л) 8K82K Proton-K/DM (30802/41Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (32002/4Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1984-016 1984-022 1984-028 1984-031 1984-041 1984-047

15-Fev-84 2-Mar-84 16-Mar-84 29-Mar-84 22-Abr-84 19-Mai-84

08:46:00 03:54:00 14:00:00 05:53:00 04:21:00 15:11:00

8K82K Proton-K/DM (31802/42Л) 8K82K Proton-K/DM (31601/ 43Л) 8K82K Proton-K (32201/44Л) 8K82K Proton-K/DM (31902/45Л) 8K82K Proton-K/DM (31202/46Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (32302/3Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1984-063 1984-078 1984-090 1984-095

22-Jun-84 1-Ago-84 24-Ago-84 4-Set-84

00:20:00 21:37:00 19:50:00 15:49:53

8K82K Proton-K/DM (31901/47Л) 8K82K Proton-K/DM (32401/48Л) 8K82K Proton-K/DM (32402/51Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (32001/5Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1984-106 1984-125 1984-128 1985-007 1985-016 1985-024 1985-037

28-Set-84 15-Dez-84 21-Dez-84 18-Jan-85 21-Fev-85 22-Mar-85 17-Mai-85

14:00:00 09:16:24 09:13:52 10:25:00 07:57:00 05:00:00 22:28:00

8K82K Proton-K/DM-2 (32702/6Л) 8K82K Proton-K/DM-1 (32901/11Л) 8K82K Proton-K/DM-1 (32502/12Л) 8K82K Proton-K/DM (32602/52Л) 8K82K Proton-K/DM (32701/49Л) 8K82K Proton-K/DM (32801/53Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33002/7Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-39

1985-042 1985-070 1985-086 1985-102 1985-107

30-Mai-85 8-Ago-85 27-Set-85 25-Out-85 15-ov-85

14:59:00 21:01:00 08:41:42 15:45:00 14:29:00

8K82K Proton-K/DM-2 (31302/8Л) 8K82K Proton-K/DM (31702/55Л) 8K82K Proton-K (33101) 8K82K Proton-K/DM-2 (33202/9Л) 8K82K Proton-K/DM (32601/56Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39

Cosmos 1490 (11Ф654 Uragan n.º 12Л? (222)) Cosmos 1491 (11Ф654 Uragan n.º 13Л? (223)) Cosmos 1492 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Raduga-13 (Gran' n.º 24L) Ekran-11 (Ekran n.º 25L) Gorizont-8 (Gorizont n.º 18L) Cosmos 1519 (11Ф654 Uragan n.º 14Л? (220)) Cosmos 1520 (11Ф654 Uragan n.º 15Л? (219)) Cosmos 1521 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Raduga-14 (Gran' n.º 25L) Cosmos 1540 (Geizer n.º 12L / Potok) Ekran-12 (Ekran n.º 26L) Cosmos 1546 (SPR n.º 2) Gorizont-9 (Gorizont n.º 19L) Cosmos 1554 (11Ф654 Uragan n.º 16Л (218)) Cosmos 1555 (11Ф654 Uragan n.º 17Л (217)) Cosmos 1556 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Raduga-15 (Gran' n.º 27L) Gorizont-10 (Gorizont n.º 20L) Ekran-13 (Ekran n.º 27L) Cosmos 1593 (11Ф654 Uragan n.º 18Л (216)) Cosmos 1594 (11Ф654 Uragan n.º 19Л (215)) Cosmos 1595 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Cosmos 1603 (Tselina-2 n.º 1) Vega-1 (5KV n.º 901) Vega-2 (5KV n.º 902) Gorizont-11 (Gorizont n.º 21L) Cosmos 1629 (SPR n.º 3/74Х6 n.º 7420) Ekran-14 (Ekran n.º 28L) Cosmos 1650 (11Ф654 Uragan n.º 20Л (224)) Cosmos 1651 (11Ф654 Uragan n.º 21Л (221)) Cosmos 1652 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Cosmos 1656 (Tselina-2 n.º 2) Raduga-16 (Gran' n.º 26L) Cosmos 1686 (TKS-M n.º 16501) Cosmos 1700 (Al'tair n.º 1L / Luch n.º 11L) Raduga-17 (Gran' n.º 28L) 47


Em Órbita

1985-118

24-Dez-85

21:43:28

8K82K Proton-K/DM-2 (33402/11Л)

LC200 PU-39

1986-007 1986-017

17-Jan-86 19-Fev-86

10:20:00 21:28:23.006

8K82K Proton-K/DM (33102/57Л) 8K82K Proton-K (33701)

LC200 PU-40 LC200 PU-39

1986-027 1986-038 1986-044 1986-071

4-Abr-86 24-Mai-86 10-Jun-86 16-Set-86

03:45:00 01:42:00 00:49:00 11:38:09

8K82K Proton-K/DM (30201) 8K82K Proton-K/DM (33301/64Л) 8K82K Proton-K/DM (322-02/60Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33601/10Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-40

1986-082 1986-090 1986-F07 1987-010 1987-028 1987-030

25-Out-86 18-ov-86 29-ov-86 30-Jan-87 19-Mar-87 31-Mar-87

15:43:00 14:08:03 08:00:00 09:19:00 03:54:00 00:16:16

8K82K Proton-K/DM (33502/62Л) 8K82K Proton-K/DM (334001/58Л) 8K82K Proton-K (33801) 8K82K Proton-K/DM-2 (34101/17Л) 8K82K Proton-K/DM (32301/63Л) 8K82K Proton-K (33602)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39

1987-036

24-Abr-87

12:42:54

8K82K Proton-K/DM-2 (33501/18Л)

LC200 PU-40

1987-040 1987-064 1987-073 1987-079

11-Mai-87 25-Jul-87 3-Set-87 16-Set-87

14:45:00 09:00:00 19:26:00 02:53:31

8K82K Proton-K/DM (33802/61Л) 8K82K Proton-K (34701) 8K82K Proton-K/DM (33702/65Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33902/26Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1987-084 1987-091 1987-096 1987-100 1987-109 1988-F01 1988-009

1-Out-87 28-Out-87 26-ov-87 10-Dez-87 27-Dez-87 18-Jan-88 17-Fev-88

17:09:00 15:15:00 13:28:00 11:30:00 11:25:00 09:58:00 00:23:22

8K82K Proton-K/DM-2 (32802/14Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (32501/28Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33001/29Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34301/30Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34501/31Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34102/21Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34602/32Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39

Cosmos 1710 (11Ф654 Uragan n.º 22Л (209)) Cosmos 1711 (11Ф654 Uragan n.º 23Л (210)) Cosmos 1712 (11Ф654ПЭ Uragan GVM) Raduga-18 (Gran' n.º 29L) Mir (DOS-7 17K n.º 127-01) MAK-1 Cosmos 1738 (Geizer n.º 13L / Potok n.º 3) Ekran-15 (Ekran n.º 30L) Gorizont-12 (Gorizont n.º 24L) Cosmos 1778 (11Ф654 Uragan n.º 24Л (203)) Cosmos 1779 (11Ф654 Uragam n.º 25Л (202)) Cosmos 1780 (11Ф654 Uragan n.º 26Л (201)) Raduga-19 (Gran' n.º 30L) Gorizont-13 (Gorizont n.º 22L) Almaz-T (303) (11Ф668Э Almaz-K n.º 303 / Mech-K n.º 303)

Cosmos 1817 (Ekran-M n.º 11L) Raduga-20 (Gran' n.º 31L) Kvant (TsM-e 37Ke n.º 010) FSB (FSB n.º 16601) Cosmos 1838 (11Ф654 Uragan n.º 30Л) Cosmos 1839 (11Ф654 Uragan n.º 31Л) Cosmos 1840 (11Ф654 Uragan n.º 32Л) Gorizont-14 (Gorizont n.º 23L) Cosmos 1870 (Mech-K n.º 304 / Almaz-K) Ekran-16 (Ekran n.º 29L) Cosmos 1883 (Uragan n.º 33L) Cosmos 1884 (Uragan n.º 34L) Cosmos 1885 (Iragan n.º 35L) Cosmos 1888 (Geizer n.º 15L / Potok) Cosmos 1894 (SPR n.º 4) Cosmos 1897 (Al'tair n.º 12L / Luch) Raduga-21 (Gran' n.º 32L) Ekran-17 (Ekran n.º 13L) Gorizont n.º 25L Cosmos 1917 (Uragan n.º 38L) Cosmos 1918 (Uragan n.º 37L) Cosmos 1919 (Uragan n.º 36L) 48


Em Órbita

1988-028 1988-034 1988-036 1988-043

31-Mar-88 26-Abr-88 6-Mai-88 21-Mai-88

04:18:00 03:15:10 02:47:00 17:57:00

8K82K Proton-K/DM (34302/54Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33201/12Л) 8K82K Proton-K/DM (34901/66Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34801/13Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC200 PU-39

1988-058 1988-059 1988-066 1988-071 1988-085

7-Jul-88 12-Jul-88 1-Ago-88 18-Ago-88 16-Set-88

17:38:04.306 17:01:43.185 21:04:00 19:52:00 02:00:47

8K82K Proton-K/D-2 (35602/2Л) 8K82K Proton-K/D-2 (35601/1Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35101/33Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (33302/15Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34902/43Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39

1988-095 1988-108 1989-001

20-Out-88 10-Dez-88 10-Jan-89

15:43:00 11:54:00 02:05:25

8K82K Proton-K/DM-2 (33901/40Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (32902/19Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35002/42Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39

1989-004 1989-030 1989-039

26-Jan-89 14-Abr-89 31-Mai-89

09:16:00 04:08:00 08:31:59

8K82K Proton-K/DM-2 (35102/20Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35902/22Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35202/39Л)

LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1989-048 1989-052 1989-081 1989-093 1989-096 1989-098 1989-101 1990-016 1990-045

21-Jun-89 5-Jul-89 28-Set-89 26-ov-89 1-Dez-89 15-Dez-89 27-Dez-89 15-Fev-90 19-Mai-90

23:35:00 22:45:00 17:05:00 13:01:41 20:20:57 11:30:00 11:10:00 07:52:00 08:32:33

8K82K Proton-K/DM-2 (35502/16Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34002/25Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34601/27Л) 8K82K Proton-K (35401) 8K82K Proton-K/D-1 (35201/10Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34401/23Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34702/34Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (36302/41Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35001/37Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-40

1990-048 1990-054 1990-061 1990-F04

31-Mai-90 20-Jun-90 18-Jul-90 9-Ago-90

10:33:20 23:36:00 21:46:00 20:18:59

8K82K Proton-K (36001) 8K82K Proton-K/DM (34202/67Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34001/24Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34502/44Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-40 LC200 PU-39 LC200 PU-39

Gorizont-15 (Gorizont n.º 26L) Cosmos 1940 (SPR n.º 5) Ekran-18 (Ekran n.º 31L) Cosmos 1946 (11Ф654 Uragan n.º 39Л (235)) Cosmos 1947 (11Ф654 Uragan n.º 40Л (234)) Cosmos 1948 (11Ф654 Uragan n.º 41Л (233)) Fobos-1 (1F n.º 101) Fobos-2 (1F n.º 102) Cosmos 1961 (Geizer n.º 16L / Potok n.º 5L) Gorizont-16 (Gorizont n.º 28L) Cosmos 1970 (11Ф654 Uragan n.º 42Л (238)) Cosmos 1971 (11Ф654 Uragan n.º 43Л (237)) Cosmos 1972 (11Ф654 Uragan n.º 44Л (236)) Raduga-22 (Gran' n.º 34L) Ekran-19 (Ekran-M n.º 12L) Cosmos 1987 (11Ф654 Uragan n.º 27Л (239)) Cosmos 1988 (11Ф654 Uragan n.º 45Л (240)) Cosmos 1989 (ПКА (Эталон) n.º 1Л (241)) Gorizont-17 (Gorizont n.º 29L) Raduga-23 (Gran' n.º 33L) Cosmos 2022 (11Ф654 Uragan n.º 28Л (231)) Cosmos 2023 (11Ф654 Uragan n.º 29Л (230)) Cosmos 2024 (ПКА (Эталон) n.º 2Л (232)) Raduga-1 (1) (Globus n.º 11) Gorizont-18 (Gorizont n.º 27L) Gorizont-19 (Gorizont n.º 31L) Kvant-2 (TsM-D / 77KSD n.º 17101) Granat (1AS n.º 1) Raduga-24 (Gran' n.º 36L) Cosmos 2054 (Al'tair n.º 14L / Luch) Raduga-25 (Gran' n.º 35L) Cosmos 2079 (Uragan n.º 46Л (242)) Cosmos 2080 (Uragan n.º 51Л (228)) Cosmos 2081 (Uragan n.º 2Л (229)) Kristall (TsM-T 77KST n.º 17201) Gorizont-20 (Gorizont n.º 30L) Cosmos 2085 (Geizer n.º 17L / Potok n.º 6L) 11Ф647М Экран-М n.º 14L 49


Em Órbita

1990-094 1990-102 1990-110

3-ov-90 23-ov-90 8-Dez-90

14:40:00 13:22:00 02:43:00

8K82K Proton-K/DM-2 (37001/35Л) 8K82K Proton-M/DM-2 (34802/45Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (36602/47Л)

LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC200 PU-40

1990-112 1990-116 1991-010 1991-014 1991-024 1991-025

20-Dez-90 27-Dez-90 14-Fev-91 28-Fev-91 31-Mar-91 4-Abr-91

11:35:00 11:08:00 08:31:56 05:30:00 15:12:00 10:47:12

8K82K Proton-K/DM-2 (36101/48Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (34201/46Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (344-02) 8K82K Proton-K/DM-2 (360-02) 8K82K Proton-K (365-01) 8K82K Proton-K/DM-2 (354-02)

LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-40 LC200 PU-39

1991-046 1991-064 1991-074 1991-079 1991-087 1992-005

1-Jul-91 13-Set-91 23-Out-91 22-ov-91 19-Dez-91 29-Jan-92

21:53:00 17:51:02 15:25:00 13:27:00 11:41:00 22:19:12

8K82K Proton-K/DM-2 (373-01/50L) 8K82K Proton-K/DM-2 (353-01) 8K82K Proton-K/DM-2 (362-02/55L) 8K82K Proton-K/DM-2 (353-02) 8K82K Proton-K/DM-2 (355-01) 8K82K Proton-K/DM-2 (372-02)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1992-017 1992-043 1992-047

2-Abr-92 14-Jul-92 30-Jul-92

01:50:00 22:02:00 01:59:01

8K82K Proton-K/DM-2 (36901/57Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (37102/60Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (37601/63Л)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1992-059 1992-074 1992-082 1992-088 1993-010

10-Set-92 30-Out-92 27-ov-92 17-Dez-92 17-Fev-93

18:01:18 14:59:00 13:10:00 12:45:00 20:09:47

8K82K Proton-K/DM-2 (36301/61Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (37201/58Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (36401/65Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (35702/64Л) 8K82K Proton-K/DM-2 (36201/66L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23

1993-013 1993-F01 1993-062 1993-069 1993-072

25-Mar-93 27-Mai-93 30-Set-93 28-Out-93 18-ov-93

02:28:00 01:22:00 17:05:59 15:17:00 13:54:59

8K82K Proton-K/DM-2 (35801/67L) 8K82K Proton-K/DM-2 (36402/69L) 8K82K Proton-K/DM-2 (35901/36L) 8K82K Proton-K/DM-2 (36801/72L) 8K82K Proton-K/DM-2 (36701/85L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

Gorizont-21 (Gorizont n.º 32L) Gorizont-22 (Gorizont n.º 33L) Cosmos 2109 (Uragan n.º 47Л? (247)) Cosmos 2110 (Uragan n.º 48Л? (248)) Cosmos 2111 (Uragan n.º 49Л? (249)) Raduga-26 (Gran' n.º 37L) Raduga-1 (2) (Globus n.º 12) Cosmos 2133 (Prognoz / SPR-2 (1)) Raduga-27 (Gran' n.º 38L) Almaz-1 (Mech-KU n.º 305 / Almaz-K) Cosmos 2139 (Uragan n.º 50L) Cosmos 2140 (Uragan n.º 53L) Cosmos 2141 (Uragan n.º 54L) Gorozont-23 (Gorizont n.º 34L) Cosmos 2155 (Prognoz / SPR n.º 6) Gorozont-24 (Gorizont n.º 35L) Cosmos 2172 (Geizer n.º 18L / Potok n.º 7) Raduga-28 (Gran' n.º 39L) Cosmos 2177 (Uragan n.º 68L) Cosmos 2178 (Uragan n.º 69L) Cosmos 2179 (Uragan n.º 70L) Gorizont-25 (Gorizont n.º 36L) Gorizont-26 (Gorizont n.º 37L) Cosmos 2204 (11Ф654 Uragan n.º 56Л? (756)) Cosmos 2205 (11Ф654 Uragan n.º 72Л? (772)) Cosmos 2206 (11Ф654 Uragan n.º 74Л? (774)) Cosmos 2209 (SPR n.º 7) Ekran-20 (Ekran-M n.º 15L) Gorizont-27 (Gorizont n.º 38L) Cosmos 2224 (Prognoz / SPR-2 (2)) Cosmos 2234 (Uragan n.º 73Л? (773)) Cosmos 2235 (Uragan n.º 59Л? (759)) Cosmos 2236 (Uragan n.º 57Л? (757)) Raduga-29 (Gran' 11Ф638 n.º 42L) Gorizont 11Ф662 n.º 39Л (79424239) Raduga-30 (Gran' 11Ф638 n.º 41L) Gorizont-28 (Gorizont n.º 40L) Rimsat-1 / Gorizont-29 (Gorizont n.º 41L) 50


Em Órbita

1994-002 1994-008 1994-012 1994-021

20-Jan-94 5-Fev-94 18-Fev-94 11-Abr-94

09:49:00 08:46:00 07:56:00 06:49:22.012

8K82K Proton-K/DM-2M (35802/11L) 8K82K Proton-K/DM-2 (37502/83L) 8K82K Proton-K/DM-2 (37602/73L) 8K82K Proton-K/DM-2 (37701/70L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1994-030 1994-038 1994-050

20-Mai-94 6-Jul-94 11-Ago-94

2:01:00.058 23:58:51 15:27:46

8K82K Proton-K/DM-2 (35701/71L) 8K82K Proton-K/DM-2 (3650268L) 8K82K Proton-K/DM-2 (36702/74L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1994-060 1994-067 1994-069 1994-076

21-Set-94 13-Out-94 31-Out-94 20-ov-94

17:53:00 16:19:59.988 14:30:55.975 00:39:37

8K82K Proton-K/DM-2 (38102/86L) 8K82K Proton-K/DM-2M (37702/1L) 8K82K Proton-K/DM-2 (36102/56L) 8K82K Proton-K/DM-2 (37101/97L)

LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-39

1994-082 1994-087 1995-009

16-Dez-94 28-Dez-94 7-Mar-95

11:59:59.982 11:30:59.977 09:23:15

8K82K Proton-K/DM-2 (37302/75L) 8K82K Proton-K/DM-2 (3660162L) 8K82K Proton-K/DM-2 (37002/76L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC200 PU-39

1995-024 1995-037

20-Mai-95 24-Jul-95

03:33:22 15:52:09.999

8K82K Proton-K (37802) 8K82K Proton-K/DM-2 (374-01)

LC81 PU-23 LC200 PU-39

1995-045 1995-054 1995-063 1995-068

30-Ago-95 11-Out-95 17-ov-95 14-Dez-95

19:32:59.979 15:25:59.980 14:25:00.017 06:10:30.994

8K82K Proton-K/DM-2 (369-02) 8K82K Proton-K/DM-2 (386-01) 8K82K Proton-K/DM-2M (384-01) 8K82K Proton-K/DM-2 (37801/80L)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC200 PU-39

1996-005 1996-010 1996-021 1996-023 1996-034 1996-053

25-Jan-96 19-Fev-96 8-Abr-96 23-Abr-96 25-Mai-96 6-Set-96

09:55:59.898 08:19:00.016 23:09:00.544 11:48:49.965 02:05:00 17:37:38.978

8K82K Proton-K/DM-2 (37402/81L) 8K82K Proton-K/DM-2 (38302/82L) 8K82K Proton-K/DM3 (39001/1L) 8K82K Proton-K (38501) 8K82K Proton-K/DM-2 (37901/100L) 8K82K Proton-K/DM1 (37501/1L)

LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23

Gals-1 (Gals 17Ф71? n.º 11L) Raduga-1 (3) (Глобус-1 17Ф15 n.º 13L) Raduga-31 (Gran' n.º 40L) Cosmos 2275 (Uragan n.º 58Л? (758)) Cosmos 2276 (Uragan n.º 60Л? (760)) Cosmos 2277 (Uragan n.º 61Л? (761)) Rimsat-2 / Gorizont-30 (Gorizont n.º 42L) Cosmos 2282 (Prognoz / SPR-2 (3)) Cosmos 2287 (Uragan n.º 67Л? (767)) Cosmos 2288 (Uragan n.º 70Л? (770)) Cosmos 2289 (Uragan n.º 75Л? (775)) Cosmos 2291 (Гейзер/Поток 11Ф663? .º 19L) Ekspress-1 (Ekspress 11Ф639 n.º 11L) Elektro (Elektro 11Ф652 n.º 1L) Cosmos 2294 (Uragan n.º 62Л? (762)) Cosmos 2295 (Uragan n.º 63Л? (763)) Cosmos 2296 (Uragan n.º 64Л? (764)) Luch (Альтаир Альтаир n.º 13L) Raduga-32 (Gran' 11Ф638 n.º 43L) Cosmos 2307 (Uragan n.º 65Л? (765)) Cosmos 2308 (Uragan n.º 66Л? (766)) Cosmos 2309 (Uragan n.º 77Л? (777)) Spektr (TsM-O n.º 17301 / 77KSO n.º 17301) Cosmos 2316 (Uragan n.º 80L) Cosmos 2317 (Uragan n.º 81L) Cosmos 2318 (Uragan n.º 85L) Cosmos 2319 (Geizer n.º 20L / Potok n.º 9) Luch-1 (Gelios) Gals-2 Gals n.º 12L) Cosmos 2323 (Uragan n.º 76Л? (776)) Cosmos 2324 (Uragan n.º 78Л? (778)) Cosmos 2325 (Uragan n.º 82Л? (782)) Gorizont-31 (Gorizont n.º 43L) Raduga (Gran' n.º 44L) Astra-1F Priroda (TsM-I 77KSI n.º 17401) Gorizont-32 (Gorizont n.º 44L) Inmarsat-III F-2 51


Em Órbita

1996-058 1996-064

26-Set-96 16-ov-96

17:50:52.850 20:48:52.795

8K82K Proton-K/DM-2M (37902/2L) 8K82K Proton-K/D-2 (39202/3Л)

LC200 PU-39 LC200 PU-39

1997-026 1997-028 1997-030

24-Mai-97 6-Jun-97 18-Jun-97

17:00:00.025 16:56:54.031 14:02:44.998

8K82K Proton-K/DM4 (38002/1L) 8K82K Proton-K/DM5 (38001/1L) 8K82K Proton-K/DM2 (39002/1L)

LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23

1997-041 1997-046 1997-051

14-Ago-97 28-Ago-97 14-Set-97

20:49:14.020 00:33:30.011 01:36:54.005

8K82K Proton-K/DM-2 (38101/88L) 8K82K Proton-K/DM3 (38702/3L) 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1997-070 1997-076 1997-086 1998-021

12-ov-97 2-Dez-97 24-Dez-97 7-Abr-98

17:00:00 23:10:37.042 23:19:00 02:13:05

8K82K Proton-K/DM-2M (38201/8L) 8K82K Proton-K/DM3 (38202/2L) 8K82K Proton-K/DM3 (39401/5L) 8K82K Proton-K DM2 (39102/4L)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

1998-025 1998-028 1998-050 1998-065

29-Abr-98 7-Mai-98 30-Ago-98 4-ov-98

04:36:54 23:45:00.007 00:31:00.027 5:11:59.992

8K82K Proton-K/DM-2 (38402/98L) 8K82K Proton-K/DM3 (39302/7L) 8K82K Proton-K/DM3 (38301/9L) 8K82K Proton-K/DM3 (39502/10L)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23

Ekspress-12 (Ekspress n.º 12L) Mars-8 (M1 n.º 520 (Mars-96)) MAS-1 (MAS n.º 520/1) MAS-2 (MAS n.º 520/2) Penetrator-1 (P n.º 520/4) Penetrator-2 (P n.º 520/5) Telstar-5 (Intelsat Americas-8; Galaxy-25) Cosmos 2344 (11F664 Arkon n.º 1) Iridium-14 (Iridium SV014) Iridium-12 (Iridium SV015) Iridium-9 (Iridium SV009) Iridium-10 (Iridium SV010) Iridium-13 (Iridium SV013) Iridium-16 (Iridium SV016) Iridium-11 (Iridium SV011) Cosmos 2345 (Prognoz [Око-1] УС-КС ) 74Х6+ n.º 7425

Panamsat-5 (PAS-5) Iridium-29 (Iridium SV029) Iridium-32 (Iridium SV032) Iridium-33 (Iridium SV033) Iridium-27 (Iridium SV027) Iridium-28 (Iridium SV028) Iridium-30 (Iridium SV030) Iridium-31 (Iridium SV031) Kupon (Kupon K95K) Astra-1G Asiasat-3 (HGS-1) Iridium-62 (Iridium SV062) Iridium-63 (Iridium SV063) Iridium-64 (Iridium SV064) Iridium-65 (Iridium SV065) Iridium-66 (Iridium SV066) Iridium-67 (Iridium SV067) Iridium-68 (Iridium SV068) Cosmos 2350 (Prognoz [Око-2] УС-КМО 71Х6+ n.º 7122)

Echostar-4 Astra-2A Panamsat-8 52


Em Órbita

1998-067 1998-077 1998-077 1998-077 1999-005 1999-010 1999-013 1999-027 1999-033 1999-F02 1999-047

20-ov-98 30-Dez-98 30-Dez-98 30-Dez-98 15-Fev-99 28-Fev-99 21-Mar-99 20-Mai-99 18-Jun-99 5-Jul-99 6-Set-99

06:40:00.006 18:25:46.23

8K82K Proton-K (39501) 8K82K Proton-K/DM-2 (38502/92L)

LC81 PU-23 LC200 PU-39

05:12:00.002 03:29:59.997 00:09:29.994 22:30:00.003 01:49:29.997 13:31:59.973 16:35:59.998

8K82K Proton-K/DM-3 (39601/4L) 8K82K Proton-K/DM-2 (38701/84L) 8K82K Proton-K/DM3 (38801/12L) 8K82K Proton-K/DM-3 (39602/11L) 8K82K Proton-K/DM-3 (39702/8L) 8K82K Proton-K/Briz-M (38901/88501) 8K82K Proton-K/DM-2M (38802/4L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23

1999-053 1999-F03 2000-011 2000-013 2000-019 2000-029 2000-031 2000-035 2000-036 2000-037 2000-049 2000-051 2000-059 2000-063

27-Set-99 27-Out-99 12-Fev-00 12-Mar-00 17-Abr-00 6-Jun-00 24-Jun-00 30-Jun-00 4-Jul-00 12-Jul-00 28-Ago-00 5-Set-00 1-Out-00 13-Out-00

22:30:00.000 16:15:59.998 09:10:53.993 04:07:00.007 21:05:59.994 2:58:59.970 23:28:00 22:08:46.977 23:43:59.996 04:56:36.002 20:07:59.981 09:43:58.002 22:00:00.015 14:12:44.970

8K82K Proton-K/DM-3 (39802/18L) 8K82K Proton-K/DM-2 (4922122122 (38602)/102Л) 8K82K Proton-K/DM-3 (39902/15L) 8K82K Proton-K/DM-2M (39901/10L) 8K82K Proton-K/DM-2M (39701/9L) 8K82K Proton-K/Briz-M (39201/88502 (2Л)) 8K82K Proton-K/DM-2 (39402/89L) 8K82K Proton-K/DM3 (40001/29L) 8K82K Proton-K/DM-2 (38902/90L) 8K82K Proton-K (39801) 8K82K Proton-K/DM-2 (40102/87L) 8K82K Proton-K/DM3 (40002/22L) 8K82K Proton-K/DM3 (40101/13L) 8K82K Proton-K/DM-2 (39301/91L)

LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-24 LC200 PU-39 LC81 PU-24 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24

2000-067 2000-077 2001-019 2001-025 2001-037 2001-045 2001-053

26-Out-00 30-ov-00 15-Mai-01 16-Jun-01 24-Ago-01 6-Out-01 1-Dez-01

22:00:00.006 19:59:47.008 01:11:30 01:49:00.025 20:35:00 16:44:59.975 18:04:43.972

8K82K Proton-K/DM3 (40201/19L) 8K82K Proton-K/DM-3 (40202/17L) 8K82K Proton-K/DM3 (40301/6L) 8K82K Proton-K/DM3 (40302/27L) 8K82K Proton-K/DM-2 (40401/99L) 8K82K Proton-K/DM-2 (40501/93L) 8K82K Proton-K/DM-2 (40502/101L)

LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-23 LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24

2002-016

30-Mar-02

17:25:00.015

8K82K Proton-K/DM3 (40601/28L)

LC81 PU-23

Zarya (77KSM n.º 17501 / ISS-1A/R) Cosmos 2362 (Uragan 11Ф654 n.º 86Л (786)) Cosmos 2363 (Uragan 11Ф654 n.º 84Л (784)) Cosmos 2364 (Uragan 11Ф654 n.º 79Л (779)) Telstar-6 Raduga-1 (04) (Globus 17Ф15 n.º 15L) Asiasat-3S imiq-1 Astra-1H 11F638 Gran' n.º 45L Yamal-101 Yamal-102 LMI-1 Ekspress-A1 (Ekspress-A n.º 1) Garuda-1 (ACES) Ekspress-6A (Express-A n.º 2) Sesat Siberia-Europe Satellite Gorizont-31 (Gorizont 11Ф662 n.º 45L) Ekspress-3A (Ekspress-A n.º 3) Sirius-1 (CD Radio-1) Cosmos 2371 (Geizer / Potok 11Ф663? .º 22L) Zvezda (17KSM n.º 128-01 / ISS-1R) Raduga-1 (5) (Globus 17Ф15 n.º 16L) Sirius-2 GE-1A Cosmos 2374 (Uragan 11Ф654 n.º 83Л? (783)) Cosmos 2375 (Uragan 11Ф654 n.º 87Л? (787)) Cosmos 2376 (Uragan 11Ф654 n.º 88Л? (788)) GE-6 Sirius-3 (CD Radio-3) PAS-10 Astra-2C Cosmos 2379 (SPR n.º 9 / Prognoz) Raduga-1 (06) (17Ф15 n.º 14L) Cosmos 2380 (11Ф654 n.º 90Л? (790)) Cosmos 2381 (11Ф654 n.º 89Л? (789)) Cosmos 2382 (14Ф17? Uragan-M n.º 11L (711)) Intelsat-903 53


Em Órbita

2002-023 2002-029 2002-037 2002-039 2002-048 2002-053 2002-060

07-Mai-02 10-Jun-02 25-Jul-02 22-Ago-02 17-Out-02 25-ov-02 25-Dez-02

16:59:59.775 01:13:59.999 15:13:20.971 05:15:00.011 4:41:00.027 23:04:23.013 7:37:58.009

8K82K Proton-K/DM3 (40402/21L) 8K82K Proton-K/DM-2M (40701/11L) 8K82K Proton-K/DM-5 (40801/2L) 8K82K Proton-K/DM3 (40602/20L) 8K82K Proton-K/DM-2 (40901/5L) 8K82K Proton-K/DM3 (40802/24L) 8K82K Proton-K/DM-2M (40902/95L)

LC81 PU-24 LC200 PU-39 LC81 PU-24 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-23

2003-015 2003-024 2003-053 2003-056

24-Abr-03 06-Jun-03 24-ov-03 10-Dez-03

4:23:16.977 22:15:15.031 06:22:00.009 17:42:11.978

8K82K Proton-K/DM-2 (41002/96L) 8K82K Proton-K/Breeze-M (41001/88505) 8K82K Proton-K/DM-2M (40702/12L) 8K82K Proton-K/Briz-M (41003/88506)

LC81 PU-24 LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC81 PU-24

2003-060 2004-010 2004-015 2004-043 2004-053

28-Dez-03 27-Mar-04 26-Abr-04 29-Out-04 26-Dez-04

23:00:00.29 03:30:00.00 20:37:00.011 22:10:59.999 13:53:30.998

8K82K Proton-K/DM-2M (41004/13L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41005/105L) 8K82K Proton-K/DM-2M (41008/14L) 8K82K Proton-K/DM-2M (41008/15L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41009/104L)

LC200 PU-39 LC81 PU-23 LC200 PU-39 LC200 PU-39 LC81 PU-23

2005-010 2005-023 2005-050

29-Mar-05 24-Jun-05 25-Dez-05

21:30:59.990 19:40:59.993 05:07:09.988

8K82K Proton-K/DM-2M (41010/16L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41007/103L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41011/106L)

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

2006-022 2006-062

17-Jun-06 25-Dez-06

22:44:05.003 20:18:11.977

8K82K Proton-K/DM-3 (41012/23L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41015/108L)

LC200 PU-39 LC81 PU-24

2007-052

26-Out-07

07:35:23.975

8K82K Proton-K/DM-2 (41017/110L)

LC81 PU-24

2008-033 2009-010 2012-013

26-Jun-08 28-Fev-10 30-Mar-12

23:59:42.992 04:09:59.971

8K82K Proton-K/DM-3 (41014/111L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41016/107L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L)

LC81 PU-24 LC81 PU-24 LC81 PU-24

DirecTV-5 (Tempo-1) Ekspress-A1R (Ekspress-A n.º 4) Cosmos 2392 (11F664 n.º 6421 Arkon-2) Echostar-8 ITEGRAL Astra-1K Cosmos 2394 (11Ф654 Uragan-91Л? (791)) Cosmos 2395 (11Ф654 Uragan-92Л? (792)) Cosmos 2396 (11Ф654 Uragan-93Л? (793)) Cosmos 2397 (US-KMO / Prognoz-2) AMC-9 (Americom-9) Yamal-201 (Yamal-200 n.º 1) Cosmos 2402 (11F654 Uragan-94Л? (794)) Cosmos 2403 (11F654 Uragan-95Л? (795)) Cosmos 2404 (14Ф113? Uragan-11Л? (701)) Ekspress-AM22 Raduga-1 (7) Ekspress-AM11 Ekspress-AM1 Cosmos 2411 (11F654 Uragan-796) Cosmos 2412 (11F654 Uragan-797) Cosmos 2413 (11F654M Uragan-M 712) Ekspress-AM2 Ekspress-AM-3 Cosmos 2417 (GLOASS-87 798) Cosmos 2418 (GLOASS-M5 713) Cosmos 2419 (GLOASS-M6 714) KazSat Cosmos 2424 (Uragan-M 715 (GLOASS-M6)) Cosmos 2425 (Uragan-M 716 (GLOASS-M7)) Cosmos 2426 (Uragan-M 717 (GLOASS-M8)) Cosmos 2431 (GLOASS-M18) Cosmos 2432 (GLOASS-M19) Cosmos 2433 (GLOASS-M20) Cosmos 2440 (US-KMO n.º 11 / Oko-1) Raduga-1(8) (Globus 18L / 17F15) Oko (71Kh6 7128)

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Em Órbita

China lança satélite de comunicações Um novo lançamento comercial da China teve lugar a 31 de Março de 2012 com a colocação em órbita do satélite Apstar-7. Utilizando um foguetão CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E, esta missão foi mais um sucesso para a China que afirma assim a sua posição no mercado internacional do lançamento de satélites apesar das restrições impostas pelos Estados Unidos. O Apstar-7 Segundo o Contrato de Serviços de Lançamento do Apstar-7 assinado entre a Corporação Industrial Grande Muralha da China (China Great Wall Industry Corporation (CGWIC) e a APT Satellite Company Limited (APT) a 8 de Novembro de 2009, a CGWIC e a Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores, subsidiárias da Corporação Aeroespacial Tecnológica e Cientifica da China, e a Controlo Geral de Lançamentos e Rastreio de Satélites da China, ficaram responsáveis pelo lançamento do satélite de telecomunicações Apstar-7 construído pela Thales Alenia Space France (TASF), a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Xichang para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu de 50.281 km, apogeu de 200 km e inclinação orbital de 27,4º.

A APT Satellite Company Limited é um dos operadores líderes na região da Ásia – Pacífico, tendo uma frota de cinco satélites que fornece serviços de retransmissão e de comunicações, cobrindo cerca de 75% da população mundial na Ásia, Europa, África e Austrália. O satélite Apstar-7 é um satélite de comunicações avançado baseado no modelo Spacebus 4000C2 da TASF com uma massa de 5.054 kg no lançamento e um tempo de vida útil de 15 anos. O satélite está equipado com 56 repetidores operacionais (28 repetidores de banda C e 28 repetidores de banda Ku) e irá substituir o satélite Apstar-2R na posição 76,5º longitude Este. A cobertura em banda C irá cobrir a Ásia, África, Austrália e parte da Europa, enquanto que a sua cobertura múltipla de Ku irá cobrir a China, Médio Oriente e o continente africano. Na imagem ao lado é possível referenciar as diferentes zonas de cobertura que serão proporcionadas pelo satélite Apstar-7.

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Em Órbita

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

Propulsores laterais

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

Massa no lançamento (kg)

426.000

Propolente

N2O4/UDMH

LOX/LH2

Massa do Propolente (kg)

37.746 (x4)

171.775

49.605

18.193

Massa do estágio (kg)

41.000 (x4)

179.000

55.000

21.000

DaFY20-1 (Principal) Motor

DaFY5-1 (YF-20B)

DaFY6-2 (YF-20B)

DaFY21-1 (Vernier)

YF-75

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

Força (k)

740,4 (x4)

2.961,6

Impulso específico (s)

291

189

297

440

Impulso específico 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)

9,56

Diâmetro carenagem (m)

4,0

Comprimento total (m)

54,838

11,8 x 4 (vernier)

4.312

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

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Em Órbita

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

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

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Em Órbita

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

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

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

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

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

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

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

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

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

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

Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Em Órbita

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

Data de Lançamento

Hora (UTC)

2007-031

Y10

5-Jul-07

12:08:03,807

2008-028

Y11

9-Jun-08

12:15:04,393

2008-055

Y12*

29-Out-08

16:53:43,093

2009-046

Y8

31-Ago-09

9:28:00

2010-042

Y13*

4-Set-10

16:14:04,227

2011-026

Y20*

20-Jun-11

16:13:04,358

2011-042

Y19*

11-Ago-11

16:15:04,434

2011-047

Y16

18-Set-11

16:33:03,621

2011-057

Y18*

7-Out-11

08:21:04,348

2012-014

Y22*

31-Mar-12

10:27:04,438

Satélites ZX-6B ZhongXing-6B 'ChinaSat-6B' (31800 2007-031A) ZX-9 ZhongXing-9 'ChinaSat-9' (33051 2008-028A) Simon Bolivar 'VEESAT-1' (33414 2008-055A) Palapa-D (35812 2009-046A) ZX-6A ZhongXing-6A ‘ChinaSat-6ª' (37150 2010-042A) ZX-10 ZhongXing-10 ‘ChinaSat-10’ (37677 2011-026A) PakSat-1R (37779 2011-042A) ZX-1A ZhongXing-1A ‘ChinaSat-1A' (37804 2011-047A) Eutelsat-W3C (37836 2011-057A) Apstar-7 (XXXXX 2012-014A)

Mais recentemente uma versão melhorada do CZ-3B tem estado em desenvolvimento para aumentar a sua capacidade de carga GTO para os 5.500 kg. O CZ-3B/E tem basicamente a mesma configuração do CZ-3B exceptuando um estágio central mais alargado. O primeiro voo do CZ-3B/E teve lugar a 13 de Maio de 2007. Esta tabela mostra os últimos dez lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. Os lançamentos executados pela versão CZ-3B/E estão assinalados por *. 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-3B5 O CZ-3B é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3B coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xichang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.954 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3B Chang Zheng-3B.

5

A discussão da performance do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3B transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

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

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

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

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

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

53,944

68,716

24,804

28,161

102,720

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

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

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

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

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

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

5148,022

190,261

744,771

4,334

27,090

109,464

5164,813

192,145

769,756

4,096

27,043

109,711

5164,493

192,509

774,756

4,047

27,034

109,760

7358,010

204,340 2466,220

-0,003

22,800

125,868

7362,919 7373,724

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

0,006 -0,033

22,724 4,363

126,096 164,098

9792,292

219,913 8231,117

3,025

-2,348

175,503

9791,531

231,622 8719,973

3,806

-3,195

176,979

9724,207

304,579 9466,105

6,879

-6,514

182,839

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

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Em Órbita

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

Descrição

4000F

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

4000Z

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

4200F

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

4200Z

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

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

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

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

A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo. A parte superior da secção bicónica é um cone de 25º com uma altura de 1,400 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio. Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior. A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso. A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bicónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC. A superfície exterior da secção bicónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm. O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999. O plane de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga. Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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

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

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

Podem ser proporcionadas portas de acesso à secção cilíndrica para permitir um acesso limitado ao satélite após a colocação da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

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

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

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Em Órbita

Centro de Controlo de Lançamento O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2. O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado. Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1Ω. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais. Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais. Em Órbita – Vol.12 – .º 123 / Abril de 2012

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Em Órbita

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

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Em Órbita

Lançamento do Asiasat-7 Os preparativos e a contagem decrescente para o lançamento decorreram sem problemas. A T-7h 30m iniciava-se o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao terceiro estágio do foguetão lançador, seguindo-se o abastecimento de hidrogénio líquido ao mesmo estágio a T-6h. O sistema de controlo do veículo era activado a T-1h 20m, ao mesmo tempo que se realizava uma verificação funcional. A T-1h era activado o sistema de telemetria e realizados testes funcionais dos três estágios. O fluxo de ar condicionado para o interior da carenagem era interrompido a T-40m, seguindo-se a introdução do perfil de voo no computador do lançador. O procedimento de pré-arrefecimento do motor do terceiro estágio iniciava-se a T-22m seguindo-se a T13m o abastecimento final dos propolentes do terceiro estágio. Entre T-15m e T-13m o sistema umbilical com o satélite era desligado e a T-3m o sistema de telemetria e de detecção começava a utilizar o fornecimento interno de energia. As condutas de propolente são removidas do terceiro estágio, seguindo-se a separação dos sistemas umbilicais do sistema de controlo e o afastamento dos braços de suporte da torre umbilical. A T-30s eram activados os sistemas de telemetria e de seguimento.

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Em Órbita A ignição dos quatro propulsores laterais de propolente líquido e do motor YF-25 do primeiro estágio teve lugar às 1027:04,438UTC do dia 31 de Março (T=0s). Após abandonar a torre de lançamento, o foguetão executa uma manobra para se colocar no azimute de voo correcto a T+11s quando o lançador já se encontrava a uma altitude de 2 km. A separação dos quatro propulsores ocorre a T+1m 21s, seguindo-se a separação entre o primeiro e o segundo estágio a T+2m 39,4s. A separação da carenagem de protecção ocorre a T+3m 55,5s.

A primeira ignição do motor YF-24E do terceiro estágio ocorre logo após a separação entre este e o segundo estágio a T+5m 44,2s no final da queima do motor YF-21C do segundo estágio. Esta primeira ignição irá terminar a T+10m 20,4s. O conjunto (terceiro estágio mais o satélite) encontra-se agora numa órbita preliminar e numa fase não propulsiva do lançamento. Esta fase terminará a T+21m 3,9s com o início da segunda ignição do terceiro estágio com o objectivo de colocar o satélite numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. A segunda ignição termina a T+24m 2,8s, ocorrendo logo de seguida uma manobra de ajustamento de velocidade. A separação do satélite Apstar-7 teve lugar a T+25m 46,8s com o satélite a ser colocado numa órbita com um apogeu a 35.746,2 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude e inclinação orbital de 26,1º. O satélite utilizaria posteriormente os seus próprios meios de propulsão para elevar o seu perigeu, diminuir a inclinação orbital e atingir a órbita geossíncrona.

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Em Órbita

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

03 Fev. 0004 2012-005A Semnan Reentrou a 2 de Abril de 2012 13 Fev. 1000 2012-006A CSG Kourou, ZLV (1453 / 1435 / 69,49 / 114,75) 2012-006B

ORAD Designação Peso (kg)

38075 38077

Navid-e Elm-o Sanat 50 LARES

Lançador

Safir-1B (ERS2002) Vega (VV01)

400 38078

ALMASat-1 12,50

(1426 / 313 / 69,49 / 102,34) 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 (35792 / 35781 / 0,03 / 1436,09) 24 Fev. 1612:04 2012-008A 38091 Xichang, LC2 (35794 / 35781 / 1,79 / 1436,16) 24 Fev. 2215:00 2012-009A 38093 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 (35790 / 35784 / 5,08 / 1436,12) 23 Mar. 0434 2012-010A 38096 CSG Kourou, ELA3 (398 / 387 / 51,64 / 92,41) 25 Mar. 1210:32 2012-011A 38098 Baikonur, LC200 PU-39 (35790 / 35785 / 0,06 / 1436,12) 30 Mar. 0549 2012-012A 38101 Baikonur, LC81 PU-24 (35904 / 35697 / 2,25 / 1436,79) 31 Mar. 1027:04 2012-013A 38107 Xichang, LC2 (50124 / 238 / 27,43 / 929,93)

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 ATV-3 'Edoardo Amaldi' 20.100

Ariane-5ECA (L553/VA205)

Intelsat-22 6.400

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

Cosmos 2479 2.600

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

Apstar-7

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y22) 5.054

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Em Órbita

Outros Objectos Catalogados A tabela indica os objectos catalogados em órbita no mês de Março de 2012. Data Lançamento 23 Março 25 Março 25 Março 30 Março 30 Março 30 Março 31 Março

Des. Int. 2012-010B 2012-011B 2012-011C 2012-012B 2012-012C 2012-012D 2012-013B

ORAD 38097 38099 38100 38102 38103 38104 38106

Designação ESC-A (L553) Briz-M (99537) Tanque Briz-M (99537) 8S812K (8K82K 41018) Adaptador Blok DM-2 Blok DM-2 (117L) H-18 (Y22)

Veículo Lançador Ariane-5ES (L553/VA205) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93528/99537) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y22)

Local de Lançamento CSG Kourou, ELA3 Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC81 PU-24 Baikonur, LC81 PU-24 Baikonur, LC81 PU-24 Xichang, LC2

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Março 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 Mar. 02 Mar. 02 Mar. 03 Mar. 03 Mar. 03 Mar. 03 Mar. 04 Mar. 04 Mar. 04 Mar. 04 Mar. 07 Mar. 07 Mar. 08 Mar. 08 Mar. 09 Mar. 09 Mar. 09 Mar. 09 Mar. 12 Mar. 12 Mar. 12 Mar.

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

1975-052CV 1993-036FB 1993-036BHL 1994-029ABJ 1993-036ADQ 1993-036BBX 2011-038B 2007-057B 1999-025DEU 1993-036BEY 2011-026B 1993-036BCK 2012-001C 1970-025FN 1999-025CKV 1965-038A 2007-026C 1999-025CYQ 1999-025DKT 1993-036CU 1997-051PQ 1993-036BBP

21375 33946 37272 24759 34919 36472 37764 32300 33659 36634 37678 36525 38048 04916 31894 01377 31700 32347 35115 33891 35300 36464

Delta-2910 (595/D111) 12 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho NB-52 (008) Pegasus/HAPS (005/F5) 19 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-3A Chang Zheng-3A (Y17) 26 Julho 8K82KM Proton-M/Briz-M (53523/88523) 17 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-3B Chang Zheng-3B/E (Y20) 20 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zheng-4B (Y26) 9 Janeiro SLV-2G Agena-D (553 / TA13) 8 Abril CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio Thor Burner I (282) 20 Maio 15A18 Dnepr-1 (6708343630) 15 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho

(Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2251 H-18 (Y17) Tanque Briz-M (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 H-18 (Y20) (Destroço) Cosmos 2251 Último estágio (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C OPS 8386 (Destroço) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Cosmos 2251

Data Lançamento Local Lançamento

Vandenberg AFB, SLC-2W GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Edwards AFB, RW04/22 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Xichang, LC3 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Xichang, LC2 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC9 Vandenberg AFB, SLC-2E Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, 4300B6 GIK-5 Baikonur, LC109/95 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-1 Plesetsk, LC132/1

D. Órbita

13412 6834 6834 6498 6835 6835 221 1569 4682 6836 258 6839 58 15310 4686 17095 1729 4687 4687 6844 5293 6844 75


Em Órbita 13 Mar. 17 Mar. 19 Mar. 19 Mar. 22 Mar. 22 Mar. 23 Mar. 23 Mar. 23 Mar. 23 Mar. 26 Mar. 26 Mar. 27 Mar. 28 Mar. 30 Mar. 30 Mar. 30 Mar. 31 Mar.

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

1989-039R 1999-025ADN 1993-036BM 2012-005B 1981-053FD 1997-051GT 1999-025ABQ 1993-036ADL 2012-010B 2011-045A 1969-029A 1993-036BDZ 2000-036E 1960-014A 1993-036PB 1999-025DTG 2012-012C 1993-036JE

29310 30399 33820 38076 13457 34502 30353 34915 38097 37798 03835 36611 26398 00060 34329 36183 38103 34043

(Destroço) (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 Último estágio (Destroço) Cosmos 1275 (Destroço) Iridium-33 (Destroço) Fengyun-1C (Destroço) Cosmos 2251 ESC-A (L553) Express-AM4 Meteor-1 (1) (Destroço) Cosmos 2251 Motor auxiliar Explorer-8 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Fengyun-1C Adaptador Blok DM-2 (Destroço) Cosmos 2251

8K82K Proton-K/DM-2 (35202/39Л) 31 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Safir-1B (ERS2002) 3 Fevereiro 11K65M Kosmos-3M (65098323) 4 Junho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Ariane-5ES (L553/VA205) 23 Março 8K82KM Proton-M/Briz-M (93521/99522) 17 Agosto 8A92M Vostok 26 Março 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K82K Proton-K/DM-2 (38902/90L) 4 Julho Juno II (AM-19D) 3 Novembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (Y2) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM-2 (41018/117L) 30 Março 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho

GIK-5 Baikonur, LC200 PU-40 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Semnan NIIP-53 Plesetsk, LC132/2 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 CSG Kourou, ELA3 Baikonur, LC200 PU-39 NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Cabo Canaveral, LC-26B GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-1 Plesetsk, LC132/1

8322 4695 6851 29 11249 5303 4701 6855 0 219 15706 6858 4284 18773 6862 4708 0 6863

76


Em Órbita

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

Lançador

Carga

Local

03 (2312:57)*

Delta-IV-M+(5,2) 'Electra' (D359)

NROL-25 ‘Altair’

Vandenberg AFB, SLC-6

14 (2238:55)*

Unha-3

Kwangmyongsong-3

Sohae

20 (1250:24)

11A511U Soyuz-U (135)

Progress M-15M (ISS-47P)

Baikonur, LC31 PU-6

23 (?)

CZ-3B Chang Zheng-3B

Compass-M3 Compass-M4

Xichang, LC2

23 (2218:13)

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

Baikonur, LC200 PU-39

26

PSLV-C19 (PSLV-XL)

RISAT-1

Satish Dawan, SHAR, FLP

30 (1622:00)

Falcon-9

Dragon COTS-2/3

Cabo Canaveral, SLC-40

??

CZ-4C Chang Zheng-4C

YG-14 Yaogan Weixing-14

Taiyuan, LC9

??

CZ-2D Chang Zheng-2D

TH-1B Tianhui-1B

Jiuquan, LC43 603

05 (1908:00)

Atlas-V/531 (AV-031)

AEHF-2

Cabo Canaveral AFS, SLC-41

15 (0258:00)

11A511U-FG Soyuz-FG (041)

Soyuz TMA-04M

Baikonur, LC1 PU-5

17

8K82KM Proton-M/Briz-M (93529/99530) Nimiq-6

Baikonur, LC200 PU-39

17

Ariane-5ECA

JCSAT-13 Vinasat-2

CSG Kourou, ELA3

17

H-2A/202 (F21)

Shizuku (GCOM-W1) Kompsat-3 (Arirang-3) SDS-4 Horyu-2

Tanegashima, Yoshinobu LP1

17

11A511U Soyuz-U (229)

11F695M 563 (Kobal't-M)

GIK-1 Plesetsk, LC16/2

23 (1628:38)

14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (012/1037)

MetOp-B

Baikonur, LC31 PU-6

31

Zenit-3SL/DM-SL

Intelsat-19

Oc. Pacífico, Odyssey

??

Dnepr-1

KOMPSat-5

Dombarovsky, LC13

Abril

Maio

* Já efectuados a quando da edição deste número do Em Órbita.

77


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

78


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

79


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 27 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.

80


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. Abril 19 – Separação do veículo de carga Progress M-14M do módulo Pirs 20 – Lançamento do veículo de carga Progress M-15M 22 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-15M ao módulo Pirs 25 – Elevação orbital da ISS pelos motores do ATV 27 – Separação da Soyuz TMA-22 do modulo Pirs e aterragem com os cosmonautas Shkaplerov, Ivanishin e Burbank 28 – Reentrada do Progress M-14M 30 – Lançamento do veículo de carga Dragon Maio 3 – Captura e acoplagem do veículo Dragon ao módulo Harmony utilizando o sistema robótico da ISS 4 – Elevação orbital da ISS utilizando os motores do ATV-3 15 – Lançamento da Soyuz TMA-04M com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba 17 – Acoplagem da Soyuz TMA-04M com o módulo Poisk 21 – Separação do veículo de carga Dragon utilizando o sistema robótico da ISS, libertação e regresso à Terra 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" 22 – Separação do veículo de carga Progress M-15M para a realização de um teste da nova antena Kurs 24 – Acoplagem do Progress M-15M ao módulo Pirs 27 – 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

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Em Órbita

Agosto 3 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-16M ao módulo Pirs 21 – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-31) da escotilha do módulo Pirs pelos cosmonautas Padalka e Malenchenko. 26 – Separação do veículo de carga HTV-3 "Kounotori-3" do módulo Harmony utilizando o SSRMS ?? – Actividade extraveícular (ISS EUA AEV-18) da escotilha do módulo Quest pelos astronautas S. Williams e Hoshide. Setembro 3 – Separação do veículo de carga ATV-3 "Edoardo Amaldi" do módulo Zvezda 17 – Separação da Soyuz TMA-04M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Padalka, Revin e Acaba 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 27 – Acoplagem do Progress M-18M com o módulo Pirs 2013 Fevereiro 1 – Separação do veículo de carga Progress M-18M do módulo Pirs 2 – Lançamento do veículo de carga Progress M-19M 4 – Acoplagem do Progress M-18M com o módulo Pirs 27 – Separação do veículo de carga Progress M-17M do módulo Zvezda (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 Março 12 – Lançamento do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein" 19 – Separação da Soyuz TMA-06M do módulo Poisk e aterragem com os cosmonautas Novitskiy, Tarelkin e Ford 22 – Acoplagem do veículo de carga ATV-4 "Albert Einstein" com o módulo Zvezda Abril 2 – Lançamento da Soyuz TMA-08M com os cosmonautas Vinogradov, Misurkin e Cassidy 4 – Acoplagem da Soyuz TMA-08M com o módulo Poisk (a determinar) – Actividade extraveícular (ISS Rússia AEV-32) desde a escotilha do módulo Pirs 25 - Separação do veículo de carga Progress M-19M do módulo Pirs 26 – Lançamento do veículo de carga Progress M-20M 28 – Acoplagem do veículo de carga Progress M-20M ao módulo Pirs 82


Em Órbita

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

Hora

ome

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

0440

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

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

REXUS-12

Esrange, Kiruna White Sands Wallops Island Wallops Island Wallops Island Wallops Island Wallops Island

0930 0541 1046

19 Mar. 1405 22 Mar. 0900 27 Mar. 0858 27 Mar. 0859 27 Mar. 0900 27 Mar. 0902 27 Mar. 0903

Lançador

Improved Orion

NASA 36.277UG ‘CIBER’ Black Brant-IX

NASA 45.004UE NASA 46.002UE NASA 41.097UE NASA 46.003UE NASA 41.098UE

Terrier Oriole Terrier Malemute Terrier Orion Terrier Malemute Terrier Orion

Local

19 Março – REXUS-12 Às 1405UTC do dia 19 de Março de 2012 foi lançada a missão REXUS-12 desde Esrange, Kiruna – Suécia. O foguetão-sonda Improved Orion (imagem ao lado) atingiu uma altitude de 86,5 km transportando cinco experiências a bordo que testaram novos sistemas técnicos desenvolvidos e construídos por estudantes de universidades europeias. A missão REXUS-11 estava planeada para ter lugar a 22 de Março, mas foi adiada devido a uma anomalia ocorrida na missão REXUS-12 que impediu a abertura correcta do pára-quedas do sistema de recolha.

22 Março – CIBER A missão CIBER (Cosmic Infrared Background ExpeRiment), NASA 36.277UG, foi lançada com sucesso às 0900UTC do dia 22 de Março desde o White Sands Missile Range, Novo México. Lançada por um foguetão-sonda Black Brant-IX de dois estágios, a missão teve como objectivo transportar um laboratório astrofísico óptico do Instituto de Tecnologia da Califórnia.

27 Março – ATREX A missão Anomalous Transport Rocket Experiment (ATREX) teve como objectivo o estudo a forma como nuvens artificiais criadas pelos foguetões-sonda se moviam na alta atmosfera devido à influência de ventos a grande altitude. A missão consistiu no lançamento de cinco foguetões-sonda desde Wallops Island. O primeiro veículo, um foguetão Terrier Oriole (NASA 45.004UE), foi 83


Em Órbita lançado às 0858UTC do dia 27 de Março, com o segundo a ser lançado às 0859UTC (Terrier Malemute - NASA 46.002UE), o terceiro a ser lançado às 0900UTC (Terrier Orion - NASA 41.097UE), o quarto a ser lançado às 0902UTC (Terrier Malemute NASA 46.003UE) e o quinto e último a ser lançado às 0903UTC (Terrier Orion - NASA 41.098UE).

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Em Órbita

Cronologia Astronáutica (LXXVI) Por Manuel Montes -1950: O Guided Missile Center do Exército dos Estados Unidos recomenda um maior desenvolvimento do míssil terra-terra Hermes C1, assim como do motor XLR43-NA-1 que está a ser desenhando pela empresa )orth American, para satisfazer assim as necessidades do Exército em relação a um sistema de mísseis tácticos. Este requerimento dará origem ao futuro míssil Redstone. -1950: É publicado um fragmento do primeiro livro de Wernher von Braun, iniciado durante a sua estadia em Fort Bliss. Trata-se de "Das Marsprojekt", uma obra na qual se misturam realidade e ficção sobre uma viagem a Marte. -1950: O pioneiro da astronáutica de origem chinesa Tsien Hsue-shen convierte-se no Robert Goddard Professor of Jet Propulsion no Cal Tech norte-americano. Durante uma apresentação perante a American Rocket Society, propõe o conceito de um veículo alado intercontinental, capaz de voar a 400 km de altitude. Os seus passageiros experimentariam a falta de gravidade. Será uma das múltiplas sementes que farão florescer, mais adiante, projectos sérios como o Dyna Soar. -Fevereiro de 1950: O grupo de alemães de Grottrup finaliza finalmente o desenho do míssil G-4, ante a negativa soviética de continuar o seu desenvolvimento. O seu destino semelhante ao de outros projectos, como o G-1M (R-13), um míssil G-1 com motores melhorados e 1.100 km de alcance, ou o G-5 (R-15), um veículo alado em contraposição ao balístico G-4. Sabe-se também que o citado grupo trabalhou até 1950 num míssil chamado G-5 e com um alcance de 8 a 10.000 km. -9 de Fevereiro de 1950: Despega desde White Sands o foguetão experimental Viking RTV-N-12 número 3. Após o lançamento, o veículo desvia-se ligeiramente e é necessário ordenar o fim da queima do seu motor aos 60 segundos. Alcança 80 km de altitude. As câmaras e os detectores de raios-x executam correctamente o seu trabalho. A parte dianteira do veículo é separada sem dificuldades. -17 de Fevereiro de 1950: É lançado desde White Sands a V-2 número 53. Alcança 149 km de altitude. Realizará com êxito os seus estudos dos raios cósmicos e solares. Também mede a temperatura e pressão atmosféricas. O cone separa-se sem problemas. -Março de 1950: Um relatório recomenda consolidar e estabelecer requisitos compartidos (Força Aérea, Marinha e Exército) na área de mísseis. Sugere-se fazer uma lista prioritária de mísseis a desenvolver e também atribuir todos os mísseis estratégicos de longo alcance à Força Aérea dos Estados Unidos, circunstância que se aprova de imediato. Mas a limitação de orçamentos dificulta a selecção dos veículos a desenvolver. De facto, são cancelados os mísseis Matador e Firebird, e deve-se optar por continuar com os programas aeronáuticos actuais ou convertê-los em futuros mísseis de longo alcance. Nesta altura a Força Aérea possuí só em desenvolvimento os mísseis Navaho, Rascal e Falcon, para lá de outras iniciativas tecnológicas. -2 de Março de 1950: Realiza-se a primeira ignição completa do motor XLR43-NA-1, destinado a ser utilizado no míssil Navaho e que será a base para muitos outros motores mais potentes no futuro. Este sistema de propulsão será o primeiro grande motor americano de propolentes líquidos. Esta versão irá gerar cerca de 30 toneladas de impulso. -15 de Marco de 1950: Tikhonravov apresenta na Academia das Ciências da Artilharia o relatório do seu grupo de trabalho em relação a um satélite artificial. O texto tem como título “Sobre a Possibilidade de Alcançar a Primeira Velocidade Cósmica e de Criar um Satélite Artificial com a Ajuda de um Míssil Multietapas Utilizando o Actual Nível de Tecnologia”. O engenheiro também menciona a possibilidade de que sejam homens a viajarem até à órbita terrestre. De novo, a reacção do público é muito negativa, exceptuando Korolev, o qual basta para que os membros do grupo de Tikhonravov continuem aprofundando a questão, resultando numa série de importantes trabalhos teóricos. ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia. Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “)oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “)oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “)C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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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) 88


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Em Órbita 123 - Abril de 2012  

Edição do Boletim Em Órbita para Abril de 2012.

Em Órbita 123 - Abril de 2012  

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