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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 (2154:41UTC; T+2m 23s). 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 2155:51UTC (T+3m 33s). 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 109,6 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 52s (2201:10UTC) 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 2201:16UTC (T+8m 58s) 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 8 minutos e 11 segundos. O estágio EPS entrou em ignição a T+9m 5s (2201:23UTC), terminando a T+17m 16s (2209:34UTC). 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.13 – N.º 138 / Julho de 2013

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Em Órbita 138 - Julho de 2013  

Edição do Boletim Em Órbita para o mês de Julho de 2013

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