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Em Órbita Em Órbita n.º 95 (Vol. 9) – Janeiro de 2010

Índice Ignição RadioAstron – O Projecto Spektr-R Observar Titã, por Ricardo Cardoso Reis O Spirit é agora uma estação científica estacionária (Science@NASA) O longo voo da Gemini-V, por Rui C. Barbosa Discovery – STS-128 / ISS-17A, por Manuel Montes Lançamentos orbitais em Janeiro de 2010-02-08 China expande o seu sistema de navegação por satélite Proton-M/Briz-M lança Raduga-1M Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Cronologia Astronáutica (LIV) Explicação dos termos técnicos

5 7 18 21 23 37 57 58 67 73 74 78 81 83 84 86

No próximo Em Órbita: - Endeavour, STS-130 - Lançamentos orbitais em Fevereiro de 2010 - Os cosmonautas do vaivém espacial Buran

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 Neste número colaboraram José Roberto Costa, Manuel Montes, Hugo André Costa e Ricardo Reis. 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 rcb@netcabo.pt

Na Capa: Um foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C leva a cabo o primeiro lançamento orbital da China em 2010 que foi também o primeiro lançamento orbital desse ano. Imagem: Xinhua.

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Campanha da ANIMAL Contra as Touradas em Portugal

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Em Órbita

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A Space Travellers oferece uma variada gama de actividades relacionadas com a aventura espacial desde programas orbitais e suborbitais, voos em caças a jacto, programas de voo de gravidade zero, treino de cosmonauta, e vários programas de visitas a centros espaciais. Para mais informações visite

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Em Órbita

Ignição! Índia testa motor S200

Órbita da ISS elevada em 5 km A órbita da estação espacial internacional ISS foi elevada em 5 km no decorrer de uma manobra orbital que teve uma duração de 151 segundos. Os motores do módulo de serviço Zvezda

foram

0903UTC

e

accionados

às

desactivados

às

0905UTC. Nesta altura a órbita média da ISS é de 344 km de A ISRO (Indian Space Research Organisation) levou a cabo o teste do seu maior

altitude. A altitude média é um

motor de propulsão sólida, o S200, no Satish Dhawan Space Centre (SDSC),

valor

Sriharikota, no dia 24 de Janeiro. O teste bem sucedido do S200 faz deste o

especialistas em balística que

terceiro maior motor de propulsão sólida no mundo após os RSRM que

calculam uma órbita imaginável

propulsionam os vaivéns espaciais norte-americanos e o P230 que propulsiona o

cujo período orbital em torno da

foguetão Ariane-5. O motor S200 será utilizado como propulsor lateral para o

Terra é igual ao período de

foguetão Geosynchronous Satellite Launch Vehicle Mark III (GSLV-Mk III) que

revolução da estação ao longo da

está a ser desenvolvido para o lançamento de satélites de comunicações da classe

órbita elíptiva real.

das 4 toneladas.

Os ajustamentos da órbita da ISS

O S200 contém 200.000 kg de propolente sólido em três segmentos. O motor

são habituais antes do lançamento

tem um comprimento de 22 metros e um diâmetro de 3,2 metros. O seu desenho,

de veículos de carga ou tripulados

desenvolvimento e construção foram um esforço indiano desenvolvido pelo

para assim compensar os efeitos

Centrp Espacial Vikram Sarabhai, em Thiruvananthapuram, e pelo Centro

da gravidade terrestre.

virtual

adaotado

pelos

Espacial Satish Shawan (SDSC), em Sriharikota, com a participação das industrias indianas. O S200 tem a sua herança dos propulsores sólidos

O Em Órbita está no Twitter

desenvolvidos anteriormente para o programa espacial indiano. A preparação

Visite-nos

dos segmentos do propulsor foi levada a cabo na nova Solid Propellant Plant

http://twitter.com/zenite_nu .

no

Twitter

em

(SPP) no SDSC, Sriharikota. Durante o teste, o motor S200 foi accionado por 130 segundos e gerou um pico de força de 500 toneladas. A performance do motor foi exactamente como prevista. Cerca de 600 parâmetros foram monitorizados durante o teste e os dados iniciais indicam uma performance normal.

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Surayev e Kotov levam a cabo actividade extraveícular A estação espacial internacional está agora equipada com quatro portos de acoplagem para os veículos Soyuz TMA e Progress-M, um passo importante para o aumento da sua tripulação permanente para seis elementos. Os cosmonautas russos Oleg Kotov (riscas azuis) e Maxim Surayev (riscas vermelhas) levaram a cabo uma actividade extraveícular no dia 14 de Janeiro de 2010 para preparar o módulo Poisk para a chegada dos primeiros veículos. Este foi o 24º passeio espacial a ser realizado desde o segmento russo da estação espacial e utilizando os fatos extraveículares Orlan-MK, sendo a137ª actividades extraveícular dedicada à montagem ou manutenção da ISS. Esta AEV teve como objectivos a instalação de uma unidade de alimentação para a antena AFU no sistema Kurs, a instalação das antenas AR e 2AR do Kurs e o sistema de monitorização de acoplagem bem como o alvo de acoplagem do módulo MRM-2 'Poisk'; proceder à ligação do AFO do Kurs no Poisk com o sistema de cabos do Kurs AFU do módulo de serviço que irá substituir a velha montagem no porto de acoplagem zenite do módulo; proceder à instalação de um cabo Ethernet entre o módulo de serviço e o Poisk, colocar sistemas de fixação adicionais nas escotilhas VL1 e VL2 do Poisk; proceder à instalação de cobertores térmicos de multi-camadas no Poisk; e proceder à remoção do terceiro contentor Biorisk juntamete com a sua plataforma de instalação. A escotilha do módulo Pirs foi aberta às 1005UTC e fechada às 1549UTC com a actividade extraveícular a ter uma duração de 5 horas e 44 minutos e 44 minutos.

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O Projecto Spektr-R O Observatório Espacial RadioAstron (Projecto Spektr-R) é um projecto internacional para o lançamento de um satélite equipado com uma antena de 10 metros e dedicado à investigação da estrutura de vários objectos no Universo nos comprimentos de onda na ordem dos centímetros e decímetros com uma resolução angular de poucos milionésimos de segundos de arco, isto é milhões de vezes melhor do que a resolução do olho humano. Tal resolução é conseguida para o rádio interferómetro consistindo de um telescópio espacial numa órbita com um apogeu de 350.000 km, em conjunto com grandes radiotelescópios no solo. Medições tendo por base um interferómetro VLBI (Very Long Baseline Interferometer) nesta órbita irão proporcionar informação morfológica e de coordenadas das fontes de rádio galácticas e extragalácticas. O Projecto Spektr-R, iniciado pelo Centro Astro Espacial do Instituto de Física Lebedev da Academia das Ciências da Rússia em colaboração com outros institutos da academia das ciências e com a Agência Espacial Russa, expandiu-se para uma colaboração internacional: cientistas de mais de vinte países estão a construir os instrumentos, a planear o perfil da missão, e a garantir o apoio de radiotelescópios no solo. A Rússia irá fornecer o satélite, a maior parte do equipamento a bordo e todos os testes. O controlo geral do desenho do telescópio e a construção do radiotelescópio espacial estão a cabo da Associação Lavochkin. Vários outros países contribuem para os equipamentos científicos a bordo. O receptor de 92 cm está a ser construído pelo Centro Nacional para a Radioastrofísica, Índia, e pela OAO KB ‘Gorizont’, em Nizhny Novgorod – Rússia; o receptor de 18 cm na Austrália (CSIRO – Commonwealth Scientific and Industrial Research Organization); o receptor de 6 cm pela Rússia; o receptor de 1,35 cm pela Finlândia (HUT – Helsinki University of Technology) e melhorado nos Estados Unidos (NRAO – National Radio Astronomy Observatory) e Rússia (Instituto de Radioengenharia e Electrónica de Moscovo); o sistema de frequência standard de rubídio a bordo foi construído pela ESA no Observatório de Neuchatel, Suíça. O sistema de frequência standard H-maser a bordo foi desenvolvido pela Rússia (ZAO ‘Vremya-CH’ em Nizhmy Novgorod). O sistema de gravação russo em sistema HDD e fitas será capaz de aceitar um fluxo de dados digitais a uma velocidade máxima de 128 Mbit/s. O correlador será capaz de processar os dados até cinco estações interferométricas (incluindo o elemento espacial) a uma velocidade máxima de 129 Mbit/s. A ESA participou nos testes da antena do radiotelescópio espacial. Os sistemas operacionais a bordo e os centros de comunicação e comando em Bear Lake e Ussuriysk, e também uma antena de rastreio em Pushchino estão em fase final de preparação.

Uma resolução angular super elevada – o parâmetro chave deste projecto Devido à grande linha de base perto da distância entre a Terra e a Lua, o interferómetro no solo é capaz de determinar as dimensões das fontes de rádio, as suas estruturas, distâncias e movimentos próprios, bem como actuar como um sistema de observação espectral e de polarização – até dezenas de vezes melhor do que é possível para os interferómetros no solo. A órbita do RadioAstron gravitacionalmente perturbada pela Lua terá os seguintes parâmetros: perigeu – 10.000 km, inclinação inicial – 51,6º, apogeu – 350.000 km, período orbital 9,5 dias.

O Spektr-R A missão RadioAstron utiliza o satélite Spektr (módulo astrofísico). Este módulo será utilizado em várias missões científicas. A massa total da carga científica é de cerca de 2.500 kg, dos quais 1.500 kg correspondem à antena parabólica desdobrável de 10 metros e 900 kg correspondem ao conjunto científico contendo os receptores, fornecimento de energia, sintetizadores, unidades de controlo, standards de frequência e sistema de transmissão de dados. A massa de todo o sistema é de cerca de 5.000 kg

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Em Órbita (satélite e carga científica). A energia total fornecida pelo sistema de energia é de 3,0 kW dos quais 900 W serão fornecidas à carga científica. Os subsistemas básicos do satélite são: •

Complexo de controlo por rádio incluindo antenas,

Sistema de controlo de atitude,

Sistema de fornecimento de energia,

Sistema de controlo de atitude do painel solar,

Motores de correcção dos parâmetros orbitais,

Sistema de rádio para comunicação de dados com antenas de transmissão,

Sistema geral de controlo de bordo,

O sistema de controlo do satélite tem as seguintes funções principais: •

Determinar a posição do Sol a partir de uma posição arbitrária do satélite, detecção a manutenção da orientação em relação ao Sol; a plataforma com o sensor estelar deve ser mantida na sombra,

Estabelecer a base da orientação dos três eixos espaciais,

Orientação dos eixos do satélite numa determinada posição e estabilização em relação a esta direcção com a precisão de 30 segundos angulares,

Controlo da operação dos motores de correcção orbital,

Orientar a antena de alto ganho em direcção à Terra,

Existem dois tipos de dispositivos de execução de movimentos: sistema de motores e dispositivos inerciais. Os dispositivos inerciais são rodas de reacção e giroscópios. As rodas de reacção serão utilizadas para a estabilização do satélite no modo de orientação preciso. Os giroscópios serão utilizados para reorientar o satélite e para a descargas das rodas de reacção. O sistema de motores é um sistema de propulsão de hidrazina que será utilizado durante a criação do sistema de base para a orientação do satélite, para a descarga dos giroscópios e para correcções orbitais. Os parâmetros da orientação do satélite são determinados num referencial inercial. Dependendo das condições de operações e dos instrumentos utilizados no controlo, não serão inferiores aos indicados na seguinte tabela. 2’ 0,35º/s 2,5’’ 0,36’’/s

Precisão de orientação Erro de estabilização Estabilização da velocidade de deriva

35’’ (modo precisão)

A tabela seguinte mostra os parâmetros básicos do radiotelescópio espacial. Banda Frequência da observação (MHz) Largura de banda para cada polarização (MHz) Tamanho da franja (μas) Min. Cor. Fluxo (mJy) (RMS com ELVA, tempo de integração de 300s)

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P 327

L 1665

C 4830

K 18392 – 25112

4

32

32

32

540 10

106 1,3

37 1,4

7,1 – 10 3,2

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Em Órbita

Órbita A órbita na qual o Spektr-R será colocado proporciona os seguintes quatro tipos de estudos: •

Imagens em bruto das fontes de rádio com uma resolução angular ultra elevada, utilizando todas as linhas de base até ao raio do apogeu, isto é muito maior do que o diâmetro da Terra;

Medições de alta precisão das coordenadas, movimento próprio e alterações na estrutura das fontes com uma resolução ultra elevada determinada pela maior linha de base;

Obtenção de imagens de alta qualidade das fontes de rádio, com resolução moderada, ao observar tanto com linhas de base Terra – satélite curtas, isto é próximo do plano orbital, ou perto do perigeu. Em ambos os casos as linhas de base efectivas são somente várias vezes maiores do que o diâmetro da Terra;

Determinação da órbita com alta precisão. Para conseguir levar a cabo estes estudos foi seleccionada uma órbita com um apogeu elevado e com um período orbital de cerca de 9,5 dias, que evolui como resultado das fracas perturbações gravitacionais da Lua e do Sol. O raio do perigeu varia entre os 10.000km e os 70.000 km, com o raio do apogeu a variar entre os 310.000 km e os 390.000 km. A principal evolução orbital é a rotação do seu plano em torno do eixo apsides. A normal ao plano orbital descreve uma oval na esfera celeste com o eixo maior a cerca de 150º, e o eixo menor a cerca de 60º, em cerca de três anos. Os parâmetros lineares da órbita variam com o período de cerca de 1,5 anos, e os parâmetros angulares variam com um período de cerca de 3 anos.

Devido à evolução da órbita cerca de 80% das fontes rádio serão localizadas no céu perto da projecção do plano orbital em alguns intervalos de tempo, isto é serão fornecidas possibilidade para as fontes rádio tanto com linhas de base longas como curtas, sendo possível a obtenção de boas imagens com resoluções angulares elevadas e moderadas. Os restantes 20% das fontes rádio podem ser observadas somente com uma resolução angular elevada. Os parâmetros orbitais médios são dados na seguinte tabela. Período

p = 9,5 dias (7 – 10 dias)

Eixo semi-amior

a = 189.000 km

Inclinação

51,6º

Elevação do perigeu devido á evolução

de 300 km até 70.000 km

Um cálculo detalhado da órbita pode ser levado a cabo se for conhecida a hora exacta do lançamento. O número de reorientações do telescópio espacial não deverá superar as 10 por dia.

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Em Órbita Após vários anos de observações, tendo por base os resultados dos estudos levados a cabo, é possível considerar a transferência do observatório para uma órbita ainda mais elevada (comum apogeu a 3.200.000 km), levando a cabo manobras adicionais utilizando a força gravitacional da Lua, e utilizando antenas com 64 m – 70 m para controlo do veículo, sincronização e recepção de telemetria. Os tamanhos das franjas (em micro segundos de arco) para o apogeu para a órbita acima mencionada e para todas as bandas do RádioAstron, são indicadas na seguinte tabela. Banda / λ (cm) P / 92

Bmax (km)

L / 18

C / 6,2

K / 1,35

λ / Bmax (μas) 350.000

540

106

37

8

3.200.000

59

12

4

0,9

O radiotelescópio espacial A antena do radiotelescópio consiste num reflector parabólico desdobrável (10 metros de diâmetro) que é composto por 27 pétalas de fibra de carbono e uma porção central sólida (3 metros de diâmetro). O radiotelescópio possui um rácio entre o foco e o diâmetro F/D = 0,43 e uma precisão geral de 0,7 mm. As frequências de observação são 0,324 GHz, 1,66 GHz, 4,83 GHz e 18,4 a 25,1 GHz. Um arranjo concêntrico no foco principal irá proporcionar a possibilidade de levar a cabo observações em duas frequências ou em duas polarizações circulares de forma simultânea. Todas as frequências LO a bordo serão derivadas a partir de sinais de referência de alta estabilidade transmitidos a partir das estações no solo que estão equipadas com osciladores maser de hidrogénio. O satélite também transporta um oscilador de rubídio e um oscilador maser de hidrogénio para o modo de sincronização independente. O tempo de vida operacional garantido para o módulo do satélite e para a carga científica é de cinco anos com um possível prolongamento até dez anos. A seguinte tabela sumariza os parâmetros do sistema de recepção do RadioAstron. Banda

P

L

C

K

Frequência de Observação (MHz)

327

1.665

4.830

18.392 / 250112

Largura de banda (MHz) para cada polarização

4

32

32

32

Temperatura do sistema (K)

70

50

50

60

Eficiência da antena

0,3

0,5

0,5

0,3

Sensibilidade do radiotelescópio espacial (Jy)

8.200

3.500

3.500

7.000

Os amplificadores de baixo ruído nas bandas L, C e K são arrefecidos a 100 K por um sistema de arrefecimento por radiação a bordo. O LNA para a banda P é à temperatura ambiente (cerca de 300 K). em qualquer frequência existem dois receptores para a polarização direita e outro para a polarização esquerda. No modo espectral a frequência central do receptor de banda K pode ser sintonizado em duas janelas (31.160 – 31.288 e 22.136 – 22.232 MHz em ambas as polarizações), para se poder observar desvios para o vermelho (de -300 a +1.300 km/s e de +12.700 a +14.500 km/s) masers de H2O.

Síntese de multi-frequência em banda K A Síntese de Multi-Frequência (SMF) permite levar a cabo a obtenção de imagens de boa qualidade das fontes de rádio contínuas num curto espaço de tempo. Alterando entre N valores de frequência é equivalente em algumas assumpções à alteração entre frequências espaciais e assim equivalente à operação simultânea de N telescópios espaciais distribuídos ao longo da linha entre a

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Em Órbita Terra e o observatório espacial. Se um interferómetro de dois elementos opera simultaneamente em duas frequências, é possível medir as amplitudes e diferenças de fase de duas frequências espaciais. A missão RadioAstron irá operar um canal em banda K com polarização circular numa frequência fixa a 22,232 GHz. O segundo canal em operação simultânea com polarização circular oposta pode alterar na banda entre 18,392 GHz e 25,112 GHZ com fmax / fmin = 1,37. Assim, é permitida a construção de uma imagem unidimensional no tempo determinado o tempo de integração para canal multiplicado no número de frequências alteradas. É possível a obtenção de uma imagem bidimensional duas vezes por órbita com uma resolução angular máxima e 1 – (fmax / fmin)2 = 46% da área eclíptica no plano UV. É significativo que estes valores são independentes do tamanho e de outros parâmetros da órbita. Em geral um canal de banda K do RadioAstron com uma frequência fixa será inalterado e compatível com todos os radiotelescópios no solo. O canal de banda K sintonizável será compatível com a banda K EVLA. Algumas vantagens do método SMF: •

Obtenção de imagens unidimensionais das fontes num tempo inferior a uma hora com uma resolução angular extremamente alta e em qualquer parte da órbita;

Obtenção de imagens bidimensionais em 3 a 5 dias em toda a órbita e num período de 0,5 a 1 dia perto do perigeu;

A obtenção do espectro de diferentes elementos da imagem;

A determinação do tamanho angular – dependência da frequência ligada com a dispersão, ou absorção, ou outro processo físico;

A construção de um mapa da polarização linear e o mapeamento da medida de rotação ou mapeamento da polarização circular, e também a determinação do grau da alteração de polarização com a frequência;

A determinação das coordenadas diferenciais e dos movimentos próprios com elevada precisão;

Investigações da estrutura variável das fontes e / ou a sua variação de cintilação no meio interestelar ou no meio de plasma como função da frequência.

Os modos de observação podem ser seleccionados para a realização dos alvos referidos. As frequências dos canais sintonizáveis para SMF são 18.392, 19.352, 20.312, 21.272, 22.232, 23.192, 24.152 e 25.112 GHz. A largura de banda de cada frequência é 32 MHz.

Apoio no solo da missão RadioAstron O controlo do RadioAstron (transmissão de comandos, telemetria, medições orbitais) será levado a cabo desde as estações de controlo em Yevpatoria e Bear Lake. AS sessões de comunicações estão planeadas para terem lugar em todas as órbitas quando o satélite se encontrar próximo do seu apogeu quando é visto pelas estações de controlo em cada órbita superior a quatro horas. A duração da sessão de comunicação pode durar de duas a quatro horas dependendo do programa a ser levado a cabo durante a órbita seguinte. Medições grosseiras da órbita serão levadas a cabo a partir das estações de controlo. Cada medição demora dez minutos. Para determinações orbitais mais precisas será medida a ligação de transferência de fase do efeito Doppler por todas as estações de rastreio que recebem dados científicos transmitidos pelo satélite.

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Em Órbita As estações de rastreio irão fornecer três funções principais: ligação de transmissão de dados do satélite (15.000 GHz) para recepção de sinais astronómicos digitalizados, ligação para transferência de fase para sincronização de fase (ligação de transmissão a partir das estações em 7.207 GHz, ligação para recepção de dados do satélite 8.400 GHz; a estabilidade da frequência será proporcionada ao se utilizar o standard de frequência do maser de hidrogénio), e medições da velocidade radial do satélite através do desvio Doppler da frequência de envio de dados. Haverá uma estação de rastreio na Rússia (Puschino), e duas estações no estrangeiro: Tidbinbilla (Austrália), fornecida pela NASA, e Green Bank. O satélite deve estar em contacto com uma destas estações quando estiverem a decorrer as observações interferométricas. As medições levadas a cabo relativas às coordenadas do observatório são processadas no Centro Balístico juntamente com as medições obtidas e todas as estações de rastreio através de sistemas de comunicações de alto fluxo. As medições dos parâmetros orbitais pelas estações de rastreio fornecem somente a componente radial da velocidade do satélite, mas as medições prosseguem continuamente durante as sessões de observação. O erro destas medições é igual a 0,1 m0/s. A informação relativa à navegação será distribuída entre os centros balísticos e os grupos de controlo incluídos nos processos de reconstrução orbital. A informação é a seguinte: •

Vector de estado do satélite na altura da definição da órbita;

Escala e velocidade radial medida pela estações de rastreio;

Informação acerca da posição da antena do radiotelescópio espacial, painéis das baterias solares e antena de alto ganho;

Informação acerca da operação dos motores e manobras do satélite;

Efemérides do satélite.

A precisão da previsão da órbita depende do tipo de medições de trajectória que foram utilizadas para a reconstrução da órbita. As precisões previstas são: Para planear as órbitas

(para operações do observatório,

Posição

Velocidade

1.000 m

50 cm/s

Para órbita reconstruída

com antecedência de 30 dias)

(para processamento de dados)

Posição

Velocidade

Aceleração

100 – 300 m

2 mm/s

5*10-5 mm/s2

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Em Órbita

Radiotelescópios no solo Devido à baixa sensibilidade da antena de 10 metros perante a órbita do observatório, somente os grandes radiotelescópios no solo irão permitir a obtenção de dados científicos úteis para a maior parte das observações com o RadioAstron. Porém, as antenas de 25 metros também podem ser úteis em distância intermédias. A seguinte tabela sumariza as estimativas dos tempos de observação necessários nos grandes radiotelescópios. Bandas

espectrais

Radiotelescópio

Diâmetro (m)

P

L

C

K

Tempo de observação em %

Arecibo

305

+

+

+

-

5

ATCA

50

-

+

+

+

10

Bear Lakes

64

+

+

+

-

40

Bona

100

-

+

+

+

20

Yevpatoria

70

+

+

+

-

95

GBT

100

-

-

+

+

15

GMRT

240

+

-

-

-

5

Goldstone

70

-

+

+

+

15

Jodrell Bank

76

+

+

-

-

15

Kalyazin

64

+

+

+

-

50

Madrid

70

-

+

+

+

15

Parkes

64

+

+

+

+

10

Tidbinbilla

70

-

+

+

+

15

VLA

130

+

+

+

+

15

VLBA

80

+

+

+

+

20

WSRT

90

+

+

+

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Os pequenos radiotelescópios podem também ser incluídos no programa de observação. Uma configuração mínima razoável da rede no solo é composta por um grande e um pequeno radiotelescópio. Em algumas observações com o RadioAstron (para as fontes perto do plano da órbita ou em observações perto do perigeu) espera-se que mais de 10 radiotelescópios sejam utilizados para fornecer uma grande escala dinâmica nas imagens resultantes. Sistemas de gravação Dois tipos de sistemas de gravação serão utilizados no projecto: o S2 Recording Terminal (S2-RT) canadiano, o NRAO VLBA e discos rígidos russos. Todos os tipos de sistemas de registo serão instalados nas estações de rastreio e nos ráriotelescópios na Rússua e nos outros países.

Programa científico O principal objectivo da missão é investigar a variedade de objectos astronómicos com uma resolução angular sem precedentes. A resolução que é conseguida com o RadioAstron irá permitir a investigação dos seguintes alvos de grande interesse para a Astrofísica moderna:

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Em Órbita •

Um estudo do motor central dos Núcleos Galácticos Activos (NGA) próximo do horizonte eventual de buracos negros super-massivos, através da sua estrutura e das regiões dinâmicas emissoras, e também, através do espectro, polarização e variabilidade.

Parâmetros do modelo cosmológico, matéria negra e energia negra no Universo determinados através da dependência do desvio para o vermelho dos parâmetros dos NGA, e também por efeitos das lentes gravitacionais.

Estrutura e dinâmica das regiões de formação de estrelas pela linha de emissão maser e megamaser.

A estrutura das massas dos buracos negros, neutrões e estrelas de quarks na nossa galáxia (em particular, pelo método de ‘interferómetro interestelar’), e determinação dos seus movimentos e paralaxes.

Estrutura e distribuição da matéria interplanetária e interestelar pela investigação de flutuações da função de visibilidade de pulsares cintilantes.

Construção de um referencial de coordenadas estelares de alta precisão.

Desenvolvimento de um modelo de alta precisão do campo gravitacional da Terra, e testes da Teoria Geral da Relatividade através de medições precisas dos desvios para o vermelho.

Observações O principal objectivo da missão é investigar a variedade de objectos astronómicos com uma resolução angular sem precedentes. Limitações nas observações Existem muitas limitações nas observações com o RadioAstron. Estas limitações estão relacionadas com o Sistema de Controlo de Atitude do satélite, com a visibilidade do satélite a partir das estações de rastreio, com os limites das operações autónomas do satélite durante a órbita, e as necessidades para operações auxiliares com o satélite. O Sol deve estar localizado numa área angular restrita em relação ao satélite. Isto significa que a fonte de observação deve estar localizada no hemisfério oposto à direcção do Sol. A Terra e a Lua também introduzem certos limites. Todos estes limites são considerados no software de programação de observações. Entre os limites operacionais o mais importante é o número de voltas programadas por órbita, que determina o número máximo de fontes de rádio a ser observadas durante uma órbita. Existem várias operações auxiliares com o satélite, que tipicamente têm de ser levadas a cabo em todas as órbitas: •

Sessão de comunicação: 2 – 4 horas,

Reorientação: 0,4 horas,

Ajustamento bruto do sistema óptico: 0,5 horas,

Medições orbitais em bruto (duas medições): 0,2 horas cada,

Transferência para outra estação de rastreio: 0,1 hora,

Reformulação dos giroscópios: 0,3 horas.

A unidade de tempo médio para o cenário de observação é de uma órbita (9,5 dias). Durante as sessões de comunicação entre o satélite e a estação de controlo, os comandos serão transmitidos para a memória de bordo para fornecer todas as operações do veículo durante a órbita seguinte. As sessões de comunicação têm de ser levadas a cabo quando o satélite está localizado perto do apogeu da sua órbita. Nesta posição da órbita o satélite move-se lentamente e alguma perda de tempo de observação não é muito crítica. O ajustamento do sistema de observação e as medições em bruto da órbita podem ser feitos durante a sessão de controlo. O cenário principal que se antecipa é a observação de 1 a 3 fontes de rádio ao longo de toda a órbita. tal observação pode ser interrompida por operações auxiliares, que foram referidas anteriormente. Sensibilidade A sensibilidade de um interferómetro é expressa em termos de fluxo mínimo correlacionado que pode ser detectado. Durante o tempo de integração, a amplitude da franja observada será diminuída por um factor “f” que reflecte a coerência do sistema VLBI. Em Órbita – Vol.9 – N.º 95 / Janeiro de 2010

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Em Órbita Um critério realístico para a detecção da franja numa dada linha de base é que deve estar presente no nível “8-sigma”. A tabela seguinte mostra os valores de RMS das densidades de fluxo correlacionadas para todas as bandas de frequência da missão nos melhores casos (utilizando o sistema EVLA como telescópio de solo).

Banda de frequência (GHz)

0,327

1,665

4,830

13,392 – 25,112

P

L

C

K

Radiotelescópio de

solo 130-m (EVLA)

Temperatura do sistema (K)

70

26

21

54

Eficiência da antena

0,5

0,5

0,6

0,5

Sensibilidade GRT (Jy)

29

11

11

22

Sensibilidade do

RadioAstron

BW instantâneo por polarização (MHz)

4

32

32

32

Factor de Coerência f

1.0

1.0

0,9

0,8

10

1,3

1,4

3,2

Mínima correlação de fluxo (mJy, RMS)

Calibração As seguintes operações de calibração podem ser levadas a cabo no RadioAstron: •

Medições da temperatura do sistema ao se injectar periodicamente um nível determinado de ruído de banda larga no SRT para cada receptor de bordo. Estão disponíveis dois níveis de ruído. Um alto nível de ruído ou um baixo nível de ruído pode ser seleccionado por comandos, transmitidos directamente a partir da estação de controlo durante uma sessão de comunicação, ou por comandos seleccionados a partir da memória de bordo de acordo com um programa prédeterminado.

Ajustamento bruto do sistema óptico – determinação de pontos da antena SRT através da medição da energia total enquanto se movo o SRT em torno de uma fonte de rádio muito brilhante. Os resultados serão utilizados para correcção de orientação. Todo o procedimento de varrimento pode ser levado a cabo ao se especificar alguns comandos ao sistema de controlo de atitude. O ajustamento bruto do sistema óptico deve ser levado a cabo quando o satélite está em contacto com a estação de controlo.

Calibração de fase ao se injectar uma sequência periódica de impulsos ultra curto em RF ou IF para 22 GHz. O espectro dos impulsos inclui linhas com 1 MHz de intervalo. O nível do sinal de calibração é umas percentagens em relação à temperatura do sistema de cada receptor. O gerador de impulsos pode ser activado e desactivado através de comandos transmitidos da estação de controlo ou seleccionado a partir da memória de bordo.

Verificação de franjas – a observação interferométrica de fontes brilhantes seleccionadas e fontes compactas que podem produzir franjas na projecção da linha base espaço – solo seleccionada. A verificação positiva da franja verifica todo o interferómetro, mas o procedimento inclui a correlação de dados, e irá demorar muito tempo. Assim, a verificação de franja será principalmente levada a cabo durante o período de verificação em órbita.

Alvos do RadioAstron Características observacionais •

Uma previsão balística da evolução da órbita permite a escolha do momento óptimo para as observações de qualquer área específica do céu. Tal previsão pode ser utilizada para preparar as observações científicas com grande antecedência.

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Em Órbita •

Cada fonte seleccionada para as observações é investigada anteriormente com uma resolução angular média (quando o satélite está próximo do perigeu, ou quando a direcção à fonte está próxima do plano da órbita do satélite). Somente após esta investigação preliminar, e se ainda existirem detalhes por resolver na imagem, podem ser levadas a cabo as observações em alta resolução.

O utilizador pode escolher observações numa banda (e obter polarizações esquerda, direita ou circular), ou em qualquer das duas bandas disponíveis – 1,35; 6,2, 18 e 92 cm (mas somente obter uma de duas polarizações circulares).

Em caso de síntese de multifrequência (SMF) na banda de 1,35 cm, a frequência do receptor por ser ciclicamente alterada entre valores standard (18,39; 19,35, 20,31; 22,23; 23,19; 24,15 e 25,11 GHz). Para observações espectrais das fontes de desvio para o vermelho (megamasers) nas frequências 22,136; 22,168; 22,200 GHz, a frequência do receptor pode ser sintonizada até 1.500 km/s.

Lançamento e suporte no solo O lançamento do Spektr-R está previsto para 2010 e será levado a cabo por um foguetão 11K77 Zenit-3F/Fregat a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur, Cazaquistão. O tempo de vida do observatório deverá ser de 10 anos. A sincronização e recepção dos dados científicos serão levadas a cabo por estações de rastreio localizadas na Rússia, Europa, Estados Unidos e Austrália. As estações de controlo estão localizadas em Bear Lake, Moscovo, e Ussuriysk, no Oriente da Rússia.

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Observar Titã Por Ricardo Cardoso Reis Durante o ano de 2009 celebrou-se o Ano Internacional da Astronomia, um dos mais bem sucedidos eventos de divulgação de ciência da História. Foi também um ano bastante rico em notícias de descobertas provenientes de missões espaciais. No entanto, dois “alvos” foram-se destacando nas notícias ao longo do ano, muito graças às autênticas “frotas” de missões a estudá-los. Estou a referir-me a Marte e à Lua. No caso de Marte, essas descobertas devem-se aos rovers Spirit e Opportunity, ao lander Mars Phoenix, aliados aos orbiters Mars Global Surveyor, Mars Odyssey e Mars Reconnaissance Orbiter (as seis da NASA), e Mars Express (ESA). Se Marte está dominado pelos norte-americanos, já a Lua é bem mais multi-nacional: SMART-1 (ESA), Kaguya (JAXA, Japão), Chandrayaan1 (ISRO, Índia), Chang’e-1 (CNSA, China) e LRO (NASA) são alguns dos exemplos mais recentes de orbiters e landers que observaram o nosso satélite. Mas há outra missão que tem produzido resultados incríveis ao longo dos anos, e tem tido menos Lua observada pela Kaguya (Imagem: JAXA/NHK) que mediatismo: a missão a Saturno, Cassini/Huygens. Em Janeiro comemoram-se 5 anos da chegada da metade europeia da missão (o lander Huygens) ao seu destino, a lua Titã. A vida desta missão não foi fácil, desde o início. Esteve em perigo de ser cancelada pelo congresso norte-americano, devido a cortes no orçamento da NASA, em 1992 e 1994. Só o envolvimento da ESA na missão impediu este desfecho, pois havia o receio do cancelamento gerar um incidente diplomático com a União Europeia. Depois de ser lançada, em Outubro de 1997, efectuou várias manobras de “fisga”, assistidas pela gravidade de Vénus (duas vezes), da Terra e de Júpiter, chegando finalmente à órbita de Saturno quase 7 anos depois do lançamento. Devido à distância entre Saturno e o Sol, a alimentação da sonda por painéis solares seria problemática. Por essa razão, o motor da Cassini é alimentado por plutónio-238. O uso de uma fonte radioactiva foi fortemente criticado por organizações ambientalistas, que receavam a explosão da sonda, e consequente espalhamento do material radioactivo na atmosfera, quando esta fizesse a manobra de “fisga” na Terra. Como muitas têm sido as descobertas desta missão, vou-me concentrar apenas em Titã, a maior lua de Saturno (e segunda maior do Sistema Solar).

Cassini e Huygens antes do lançamento (Imagem: NASA/JPL) A atmosfera de Titã é extremamente opaca devido ao nevoeiro de hidrocarbonetos que se formam quando o Metano na atmosfera superior é bombardeado pela radiação ultravioleta do Sol. Isto torna impossível a observação directa da superfície na banda do visível. A Huygens foi o primeiro objecto terrestre a penetrar nesse nevoeiro. O “pequeno” lander da ESA (com “apenas” 318kg), desacoplou da Cassini no dia de Natal de 2004 e entrou na Titã (Imagem: NASA/JPL/SSI) atmosfera de Titã a 14 de Janeiro de 2005. Enquanto descia de pára-quedas, analisou a atmosfera desta lua, aproveitando também para tirar fotos. A análise espectroscópica à atmosfera de Titã revelou que esta é composta principalmente por azoto, metano e hidrogénio, e em menor quantidade, dióxido de carbono e árgon – uma atmosfera bem semelhante à da Terra primitiva. A qualidade das fotos não é excepcional, pois a câmara utilizada tinha pior resolução do que uma webcam actual. Este foi um pequeno sacrifício que teve de ser feito, para não aumentar ainda mais o peso da Huygens.

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Em Órbita

Na imagem ao lado, obtida já na superfície de Titã, o que parecem ser enormes rochas são na realidade pequenas pedras (até 15 cm). Este efeito é devido à distância da câmara, que estava colocada a pouco mais de 40 cm do chão.

A superfície de Titã

Como a luz do Sol não penetra directamente na superfície de Titã, esta trabalhou apenas enquanto duraram as suas baterias (e enquanto foi possível enviar sinal à Cassini). As quatro horas e meia de observações efectuadas pela Huygens podem não parecer grande feito, mas este continua a ser o único objecto terrestre a enviar dados da superfície de uma lua que não a nossa.

Titã é também um dos alvos favoritos de metade Projecções de Mercator de Titã, americana desta missão – a Cassini. Esta usa a gravidade obtidas a diferentes altitudes, da maior lua de Saturno para a empurrar na direcção que durante a descida da Huygens quer tomar, permitindo-lhe assim passar bem perto da maior parte dos objectos que compõem o sistema (Imagem: ESA/NASA/U. Arizona) saturniano. E de cada vez que faz uma aproximação (em média, a apenas 1000 km da superfície), aproveita também para fazer mais observações. A última destas passagens foi no passado dia 12 de Janeiro de 2010. (Imagem ESA/NASA/ Universidade do Arizona)

A Cassini tem revelado detalhes da superfície, só possíveis de ver graças aos instrumentos que observam nas bandas rádio e infravermelha. Graças a estes instrumentos foi possível verificar que Titã é relativamente plano (altitude máxima de 150 metros), tem poucas crateras (o que sugere uma superfície em constante mudança), crio-vulcanismo (erupções geladas de uma mistura de água e amónia) e ainda complexos sistemas de nuvens sobre ambos os pólos.

Sistema de nuvens no pólo Norte de Titã (Imagem NASA/JPL/U. Arizona)

Mas a mais importante descoberta foi a de lagos (provavelmente de metano) líquidos na superfície de Titã. Apesar da temperatura média ser de -180º C, pensa-se que o metano líquido funciona de maneira muito semelhante à água aqui na Terra. Por exemplo, julga-se que os canais observados nas imagens da Huygens podem ter sido escavados por intensas tempestades de metano.

A superfície de Titã, em cores falsas, observada na banda do infravermelho (Imagem: NASA/JPL/Universidade do Arizona)

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Imagem por Radar (em perspectiva e cores falsas) de lagos em Titã (Imagem: NASA/JPL/USGS)

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Em Órbita A Cassini observa muito mais do que apenas Titã. Graças a ela, já foram descobertas várias novas luas em Saturno (pelo menos uma delas que orbita dentro dos anéis), descobriu-se a origem das misteriosas manchas (“spokes”) observadas nos anéis pelas sondas Voyager, foi detectada uma estranha tempestade hexagonal no pólo Norte de Saturno, e até foi verificada a Teoria da Relatividade Geral. Mas isso será tema para uma outra crónica…

Tempestade hexagonal no pólo Norte vista em infravermelhos (Imagem: NASA/JPL/Universidade do Arizona) Perfil da missão Cassini/Huygens

Lançamento a 15 de Outubro de 1997 a partir do Complexo de Lançamento LC-40 do Cabo Canaveral (Florida, EUA). O lançamento teve lugar às 0843UTC e foi levado a cabo por um foguetão Titan-401B / Centaur (4B-33 K-33 45E-13) A entrada em órbita de Saturno ocorreu a 1 Julho 2004 e a separação do lander Huygens teve lugar a 25 de Dezembro de 2004. O impacto da Huygens com Titã a 15 de Janeiro 2005

Alguns links: • Saturno na secção The Big Picture do jornal “The Boston Globe”: Cassini Nears 4 Year Mark Encedalus Up-close Cassini’s continued Mission Saturn at Equinox • Cassini Imaging Central Laboratory for OPerationS (CICLOPS) • 5º aniversário da Huygens: Página europeia (ESA) Página americana (NASA) • Imagens e Vídeos da missão (ESA) • Imagens e Vídeos da missão (NASA)

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Em Órbita

O Spirit é agora uma plataforma científica estacionária Este artigo é uma tradução autorizada do artigo Spirit is Now a Stationary Science Platform do Science@NASA.

Após seis anos de uma exploração sem precedentes do Planeta Vermelho, o veículo robótico de exploração da superfície marciana Spirit da NASA já não é um robot totalmente móvel. A NASA designou o Spirit como uma plataforma científica estacionária após vários esforços sem sucesso levados a cabo nos passados meses para o libertar de uma verdadeira armadilha de areia. A principal tarefa do venerável robot nos próximos meses será de se posicionar para combater o Inverno marciano. Se o Spirit sobreviver, irá continuar a levar a cabo trabalhos científicos significativos da sua posição final. A missão do veículo robótico pode continuar por longos meses ou mesmo anos.

"O Spirit não está morto; apenas entrou numa outra fase da sua longa vida," disse Doug McCuistion, director do Programa de Exploração de Marte nas instalações da NASA em Washington. "Dissemos ao mundo no último ano que as tentativas para libertar o tão amado robot poderiam não ser bem sucedidas," acrescenta McCuistion. "Parece que a actual localização do Spirit em Marte será o seu local de descanso final." Há dez meses atrás, quando o Spirit estava a dirigir-se para Sul através do bordo Oeste de uma planície baixa denominada Home Plate, as suas rodas irromperam através de uma superfície quebradiça e enterraram-se na suave areia escondida por baixo. Após o Spirit ficar atolado na areia, a equipa do veículo elaborou planos para tentar tirar o veículo de seis rodas utilizando as suas cinco rodas funcionais – a sexta roda deixou de funcionar em 2006, limitando a mobilidade do Spirit. O plano incluía experiências com um veículo de teste numa caixa de areia no Laboratório de Propulsão a Jacto da NASA em Pasadena, Califórnia, para além de análises, modelos e revisões. Em Novembro, outra roda deixou de funcionar tornando mais complicada uma situação já de si muito difícil.

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Em Órbita Recentes movimentações levaram aos melhores resultados desde que o robot ficou preso. Porém, a aproximação do Inverno obriga a uma alteração na estratégia. Estamos a meio do Outono em Marte. O Inverno irá começar em Maio. A energia solar está a diminuir e espera-se que se torne insuficiente para fornecer energia a mais tentativas por volta de meados de Fevereiro. A equipa do Spirit planeia utilizar as restantes rodas para melhorar o posicionamento do robot. Presentemente o Spirit está ligeiramente inclinado para o Sul. O Sol de Inverno permanece no céu a Norte, assim diminuindo a inclinação para Sul deverá aumentar a quantidade de luz solar nos painéis solares do robot. "Necessitamos de elevar a parte traseira do veículo, ou o seu lado esquerdo, ou ambos," disse Ashley Stroupe, uma condutora do Spirit no JPL. No seu corrente ângulo, provavelmente o Spirit não terá energia suficiente para manter as comunicações com a Terra ao longo do Inverno de Marte. Mesmo uma diminuição de poucos graus de inclinação pode fazer a diferença suficiente para permitir as comunicações em diferentes dias. "Passar o Inverno resume-se assim à temperatura e ao quão frios os sistemas electrónicos do Spirit irão ficar," disse John Callas, gestor do projecto para o Spirit e para o Opportunity no JPL. "Cada bocadinho de energia produzida pelos painéis solares do Spirit será canalizada para manter quentes os sistemas electrónicos, mantendo-os activados ou activando os aquecedores essenciais." Mesmo num estado estacionário, o Spirit continua a sua pesquisa científica ("Sandtrapped Rover Makes Big Discovery."). "Existe uma classe de ciência que podemos fazer somente no estado estacionário e que pusemos de parte ao longo de todos os anos de movimento," disse Steve Squyres, um investigador na Universidade de Cornell e principal investigador para o Spirit e Opportunity. "Uma mobilidade degradada não significa que a missão termina de forma abrupta. Em vez disso, vamos transferir para a ciência estacionária." Uma experiência estacionária que o Spirit já iniciou foi o estudo de pequenas alterações na rotação de Marte para se obter mais informação acerca do interior do planeta. Esta experiência requer meses de detecção por rádio do movimento de um ponto na superfície de Marte para assim calcular o movimento a longo prazo com uma precisão de alguns centímetros. "Se o último preciosismo do Spirit for a determinação de que o núcleo de Marte é líquido ou sólido, isso seria maravilhoso - é tão diferente dos outros conhecimentos que obtivemos do Spirit," disse Squyres. As ferramentas no braço robótico do Spirit podem estudar as variações do solo mais próximo que foi afectado pela água. A ciência estacionária também incluí a observação da forma como o vento move as partículas no solo e a monitorização da atmosfera marciana. O Spirit pode ter parado, mas não parou na descoberta dos segredos de Marte.

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O longo voo da Gemini-V Por Rui C. Barbosa Nos nossos dias o recorde de permanência no espaço num só voo é de 437 dias estabelecido pelo cosmonauta Valery Polyakov. Actualmente são comuns as permanências de seis meses em órbita preconizadas pelas tripulações «permanentes» da estação espacial internacional. Porém, nos primeiros anos da Era Espacial as sucessivas missões estabeleciam recordes em órbita de poucos dias, mas os feitos eram, e ainda hoje o são a todos os níveis, vistos como grandes avanços na conquista do espaço. Uma das missões que estabeleceu um recorde de permanência em órbita foi o voo da Gemini-V tripulada por Gordon Cooper e Charles Conrad. O lema da missão foi “Eight Days or Bust” que juntamente com o emblema oficial do voo reflectia o espírito da missão. Este voo foi um passo importante no caminho para a Lua, provando que o ser humano podia trabalhar e viver em órbita o tempo necessário para a viagem ao nosso satélite natural. Vivendo oito dias no interior de um volume semelhante a um pequeno carro, Cooper e Conrad levaram a cabo testes importantes. Os principais objectivos da missão foram a demonstração do voo orbital tripulado por um período de oito dias, avaliar a performance do sistema de orientação de encontro e em órbita e navegação, e avaliar a exposição prolongada da tripulação ao ambiente espacial em preparação para missões de duração mais prolongada. Para além destes objectivos pretendia-se demonstrar uma reentrada controlada para um ponto pré-determinado, avaliar a performance das ‘células de combustível’ em condições de voo, demonstrar todas as fases de operação dos sistemas de orientação e controlo necessárias para apoiar uma missão de encontro em órbita terrestre, avaliar a capacidade do Piloto de conduzir o veículo em órbita para uma aproximação com ouro objecto, avaliar a performance do radar de aproximação e encontro, e executar 17 experiências. A missão da Gemini-V O lançamento da Gemini-V foi levado a cabo por um foguetão Titan-II (GLV-5) às 1359:59,518UTC do dia 21 de Agosto de 1965 a partir da Plataforma de Lançamento LC19 do Cabo Kennedy, Florida. O lançamento ocorreu 0,482 segundos mais cedo do que previsto. O foguetão lançador executou todas as manobras tal como planeado e no azimute de voo previsto. O perfil de voo encontrou-se sempre dentro dos limites aceitáveis da trajectória. Os parâmetros de voo do primeiro estágio foram superiores ao previsto devido à ligeira diferença na orientação prevista, aos ventos frontais e devido ao facto de a força desenvolvida pelos seus motores ser superior à prevista. O final da queima do primeiro estágio teve início às 1402:36,1UTC (T+153,6s) e a separação iniciou-se às 1402:33,8UTC (T+154,3s), aproximadamente 1,3 segundos mais cedo do que o previsto. A força desenvolvida pelo segundo estágio foi ligeiramente superior à força nominal, e, tal como aconteceu com o primeiro estágio, o final da sua queima ocorreu mais cedo do que o previsto. A trajectória mais elevada foi corrigida pelos comandos de direcção do sistema RGS (Radio Guidance System). Os níveis de correcção tiveram uma ligeira oscilação na arfagem devido ao ruído nos dados de radar.

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Em Órbita A separação da Gemini-V do segundo estágio ocorreu 23,6 segundos após o final da queima do segundo estágio, com a separação a ser suave e com baixos níveis angulares. Os motores de controlo posteriores forneceram um incremento de velocidade de 2,32 m/s. Os parâmetros orbitais que resultaram das condições de inserção do foguetão lançador juntamente com o ajuste proporcionado pela própria cápsula, tinha um perigeu de 161,14 km de altitude e um apogeu de 350,07 km de altitude. Após a separação os dois astronautas completaram as acções indicadas na lista de inserção e prepararam o equipamento necessário para o exercício com o REP (Rendezvous Evaluation Pod) e outras experiências. Pelas 1455UTC foi levada a cabo uma manobra para ajustar o perigeu que forneceu um incremento de velocidade de 2,96 m/s. A órbita resultante desta manobra tinha um perigeu de 170,40 km de altitude e um apogeu de 350,07 km de altitude. A pós o ajuste do perigeu, a tripulação continuou a preparar-se para o exercício com o REP, levou a cabo um teste de verificação do radar e realizou outras verificações do sistema.

Antes da ejecção do REP, quando se estava a proceder ao alinhamento final da plataforma de orientação, a tripulação relatou que o FDI (Flight Director Indicator) se encontrava desligado. Isto aconteceu cerca de 30 segundos antes da ejecção do REP, necessitando de um regresso à fase anterior e de um realinhamento rápido. Os dois astronautas referiram a incerteza sobre a qualidade deste alinhamento rápido porque pensavam que o horizonte de sensor primário havia possivelmente causado um problema. A ejecção do REP foi comandada às 1607:14UTC e foi seguida para orientação da cápsula e fixação do radar. O REP parecia mover-se quase em linha na direcção oposta da cápsula. A detecção por parte do radar continuou, mas ao chegar a uma distância máxima de 2,2 km, o REP deslocou-se atrás e acima da cápsula. Antes do REP reaparecer de novo, a tripulação notou que a pressão do sistema de fornecimento de oxigénio criogénico da célula de combustível estava a diminuir. O Piloto reciclou o botão de aquecimento e o interruptor do circuito por várias vezes, mas foi incapaz de corrigir a situação. Esta queda de pressão ocorreu

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Em Órbita mesmo antes na passagem pela estação de Carnarvon na segunda órbita. A pressão continuou a diminuir, levando à desactivação de vários equipamentos no interior da Gemini-V e a finalização do exercício com o REP. A Gemini-V foi colocada em deriva livre nas horas seguintes (até à altura da 6ª órbita, área de descida 4), e só o equipamento que era absolutamente necessário permaneceu activado. Durante este período, os especialistas no solo levaram a cabo uma investigação concentrada do problema, e os gestores do voo rapidamente criaram planos para um exercício alternativo com o REP caso a energia ficasse de novo inteiramente disponível. Pelas 1900UTC, a célula de combustível da Secção 2 e o circuito de arrefecimento secundário foram retirados de linha (operando um circuito aberto sem fluxo de arrefecimento). O Centro de Controlo de Missão em Houston (MCC-H) decidiu monitorizar a pressão do oxigénio até à chegada do ponto de decisão para um regresso na 6ª órbita, que ocorreria pelas 2100UTC; se a pressão estivesse estabilizada por essa altura com uma corrente eléctrica satisfatória, o voo deveria continuar. A actualização do DCS (Digital Command System) para o computador da Gemini-V para a descida na Área 4 durante a 6ª órbita, foi enviado desde o Texas na 4ª órbita e o centro de controlo da missão continuou a monitorizar a situação. Durante a órbita seguinte, foi decidido que a pressão havia estabilizado e o voo poderia continuar na actual configuração, isto é com a maior parte dos instrumentos a bordo desactivados. Durante a passagem sobre o Havai na quinta órbita, foi tomada a decisão de se prosseguir até à 18ª órbita (área de descida 1). O voo em deriva continuou até que situação foi inteiramente compreendida, e durante a passagem pelo Havai na 7ª órbita, foi iniciado um procedimento de reactivação dos instrumentos. À medida que os instrumentos da Gemini-V iam sendo reactivados, procediase também à atenta monitorização da pressão do oxigénio na célula de combustível e como não foi encontrado qualquer problema, o plano de voo foi novamente alterado para incluir certas experiências e verificações de sistemas que requeriam cada vez mais energia. Decorridas 20 horas da missão, foi pedido aos dois astronautas para se concentrarem nos seus períodos de sono, dado que, devido à frenética actividade, encontravam-se atrasados no total de horas destinadas aos períodos de descanso. As luzes de aviso do sistema de controlo de reentrada RCS (Reentry Control System) começaram a iluminar-se no final do primeiro dia de missão. A activação dos aquecedores do RCS por curtos períodos de tempo faziam com que as luzes se apagassem, mas estas continuaram a acender-se. Finalmente, os aquecedores foram deixados sempre activados estando controlados pelos termóstatos. No final do primeiro dia a célula de combustível da Secção 2 e a bomba secundária de arrefecimento foram reactivadas. Durante o segundo dia, o plano de voo foi continuamente alterado para remarcar diversas experiências e testes de sistemas, períodos de alimentação e de descanso, e para uniformizar os períodos de preparação para diversos trabalhos. Foram levadas a cabo duas medições com um radiómetro no início do dia, e foram obtidas várias fotografias operacionais. Foi levado a cabo um teste com o radar durante a passagem sobre o Cabo Kennedy na órbita 17. Foram obtidas fotografias de uma grande tempestade no início da 18ª órbita, e duas sequências de medições por espectrómetro dos topos das nuvens. Foram também levados a cabo vários testes visuais e foram executadas outras experiências durante este dia. Outras actividades incluíram as purgas das células de combustível, actualizações das zonas de descida, leituras das quantidades criogénicas a bordo, verificações médicas e

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Em Órbita alterações ao plano de voo. Chegou a ser previsto um exercício com o REP para o segundo dia mas acabou por ser cancelado dado que requeria que o perigeu fosse baixado o que iria reduzir o tempo em órbita. Alguns dos problemas nos equipamentos encontrados durante este dia incluíram a operação errática do sensor primário de horizonte e um aparente mau funcionamento do sistema de visualização óptica.

Durante o terceiro dia foi realizada uma série de manobras para simular as manobras de encontro da Gemini-VI. As duas primeiras manobras foram realizadas utilizando entradas no computador de bordo enviadas pelo controlo de Terra através do sistema de comendo digital, e as duas últimas manobras foram realizadas utilizando entradas feitas pela tripulação através na unidade manual de inserção de dados MDIU (Manual Data Insertion Unit). A primeira manobra consistiu num ajustamento de altitude levado a cabo às 16:49:56UTC do dia 23 de Agosto e resultou na diminuição da altitude do perigeu. Foram utilizadas ignições dos motores posteriores para estas manobras, pois pensava-se existir uma condição de dupla-fase no tanque de fornecimento de oxigénio e que uma manobra com a ignição dos motores dianteiros poderia permitir a extracção de gás a um nível mais elevado com uma consequente descida de pressão. Foi tentada uma sequência fotográfica após a manobra do ajustamento de altitude e a tripulação foi capaz de obter de forma visual alguns objectos, não sendo no entanto capazes de os visualizar através do telescópio ou através do sistema de busca da câmara fotográfica, primeiramente devido ao facto da ocorrência de uma avaria no fornecimento de energia ao retículo do sistema de visualização óptica no final do segundo dia. Pelas 1730UTC a plataforma foi alinhada em preparação para a manobra do segundo encontro simulado que se tratava de um ajustamento de fase. A manobra foi iniciada às 1734:30UTC e foi levada a cabo de forma SEF (Small-End-Forward) utilizando o modo plataforma. Este modo foi previamente utilizado para a manobra de ajustamento do perigeu durante a primeira órbita e com bons resultados; porém, a tripulação relataria a existência de componentes fora de fase durante esta manobra. Aproximadamente às 1759UTC a plataforma foi alinhada de forma SEF em preparação para a terceira manobra que seria fora de fase (desvio à esquerda em 90º). A manobra consistia de um incremento de velocidade de 4,57 m/s levado a cabo no denominado

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Em Órbita RCM (Rate Command Mode) e decorreu de forma quase nominal. Após esta manobra foi levada a cabo uma experiência relacionada com a sequência de acuidade visual. A última manobra da sequência de encontro simulada foi executada no terceiro dia da missão às 1903UTC do dia 23 de Agosto. Esta foi uma manobra coelíptica com um incremento de velocidade de 5,24 m/s e foi levada a cabo em SEF. A Gemini-V foi desactivada após as manobras de encontro e permaneceu neste estado até quase ao final do terceiro dia de missão. Durante este período foram obtidas duas sequências fotográficas juntamente uma observação das condições de iluminação da cabina, uma experiência relacionadas com as cargas electrostáticas (medições de plasma), duas sequências de acuidade visual e uma experiência relacionada com a fisiologia do ouvido humano. Foi também possível levar a cabo uma experiência radiométrica pois o sistema de visualização óptico havia sido reparado. O quarto e quinto dias da missão incluíram várias sessões experimentais, purgas das células de combustível, actualizações dos locais de descida, testes de sistemas e outras actividades. Foi levada a cabo uma observação e registo fotográfico da luz zodiacal no início do quatro dia e, às 1639UTC do dia 24 de Agosto, os dois astronautas observaram e seguiram o lançamento de um míssil Minuteman a partir do Air Force Western Test Range. Também no princípio do quarto dia foi levado a cabo um teste do radar e dois testes da plataforma de orientação. Estes testes foram levados a cabo em conjunção com o problema do sensor primário de horizonte encontrado anteriormente no decorrer da missão. Foi levado a cabo um teste de acuidade visual na 48ª órbita no qual a tripulação foi capaz de observar fumo em Laredo, Texas, e levar a cabo várias experiências de visualização. Ocorreu uma utilização considerável de combustível durante esta passagem sobre os Estados Unidos e após esta passagem uma leitura de quantidade a bordo mostrava que estava disponível cerca de 29% do combustível. Uma sequência de fotografias de objectos próximos foi tentada a meio do quarto dia, mas não foi bem sucedida dado que a plataforma não estava activada na altura. No final do quarto dia, o Piloto requereu que a actividade fosse mantida ao mínimo para assim permitir à tripulação um sono sem interrupções. No princípio do quinto dia foram levadas a cabo cinco sequências de radiometria sobre o White Sands Missile Range e conduzido um teste de visibilidade de uma embarcação. Os astronautas tentaram obter uma sequência radiométrica do lançamento de um míssil durante a 62ª órbita. Apesar de conseguirem observar o míssil, esta observação não foi contínua.

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Em Órbita A meio do quinto dia de missão as actividades dos dois astronautas consistiram em numerosas experiências e testes de sistemas incluindo um teste especial do radar de encontro. Este teste ocorreu por volta das 0000UTC do dia 26 de Agosto. Cerca das 0100UTC a tripulação relatava que o sistema de manobra e de atitude orbital OAMS (Orbital Attitude and Maneuver System) não funcionava correctamente e o motor n.º 7 estava inoperacional. Todas as experiências que necessitavam gastos de combustível foram canceladas e a cápsula foi desactivada. Durante as horas seguintes foram tentadas várias soluções para o OAMS, mas nenhuma foi bem sucedida. Já no final do quinto dia, tornou-se aparente que a baixa quantidade de combustível do OAMS e o restante armazenamento de água das células de combustível iriam requerer uma gestão apertada para que fosse possível completar a missão de oito dias. Nas primeiras horas do sexto dia de voo, o motor de atitude n.º 8 ficou inoperacional e o resto do sistema estava a tornar-se cada vez mais errático. A cápsula permaneceu em deriva de voo e os propulsores eram somente utilizados para pequenos ajustes. Ocasionalmente a cápsula estava na atitude certa na altura certa e podia-se levar a cabo uma experiência. A célula de combustível da Secção 2 foi novamente desactivada às 1720UTC do dia 26 de Agosto para conservar hidrogénio e minimizar a produção de água. A tripulação continuou a levar a cabo testes com os propulsores mas não foi capaz de determinar a causa das falhas associadas aos propulsores 7 e 8. Tentativas posteriores para colocar o OAMS operacional não foram bem sucedidas. No final do sexto dia de missão, os motores de atitude que ainda estavam operacionais estavam a causar problemas devido à degradação provocada pelo UDMH entre os pares. Foi levado a cabo um teste de interferência do radar durante a 93ª órbita e não se registou qualquer interferência. Um modo de voo em deriva continuou ao longo do sétimo dia com uma activação ocasional para a eliminação de vibrações e algumas experiências. Continuou-se a verificar uma degradação nos propulsores. No início do oitavo dia finalizou-se a ventilação de hidrogénio o que fez cessar as alterações de atitude e de trajectória da cápsula. Os astronautas tentaram levar a cabo a experiência com raios laser sobre o White Sands Missile Range e executaram novas sequências de acuidade visual sobre Laredo. Dois pequenos testes com as células de combustível foram conduzidos a T+186h 57m e a T+187h 31m numa tentativa para determinar a capacidade da Secção 2 de suportar uma carga energética pesada após ter sido operada em circuito aberto por um longo período de tempo. A verificação da lista de procedimento antes da retro-travagem foi iniciada a cerca de 20 horas do oitavo dia. Os giroscópios e computadores foram activados e os anéis A e B do sistema de controlo a reacção foram actuados. A plataforma foi alinhada utilizando o sistema de controlo a reacção (Anel A), conseguindo-se um bom alinhamento. Na 120ª órbita, e sobre os Estados Unidos, foi enviada uma actualização para o DCS e posteriormente verificada, continuando os preparativos para a retrotravagem. Devido às condições atmosféricas foi tomada a decisão de utilizar a Área 1 da órbita 121, em vez da Área 1 da órbita 122 para o regresso. Antes da passagem sobre Carnarvon, os dados de rastreio finais mostravam que a actualização do DCS estavam errados e foi tomada a decisão de se proceder com uma actualização desde Carnarvon. Quando esta actualização foi enviada, o Piloto relatou que a luz da mensagem de aceitação não se havia acendido. Os dados de memória foram então verificados e estavam correctos. A retro-travagem teve lugar na parte nocturna da órbita a T+197h 27m 43s (1527:42UTC), ambos os anéis do RCS estavam activados durante esta sequência. O Anel B do RCS foi desactivado após a manobra e foi voltou a ser activado até uma altitude de cerca de 19,8 km. A amaragem acabou por ter lugar às 1255:14UTC do dia 19 de Agosto de 1965. A missão teve uma duração de 7 dias 22 horas 55 minutos 14 segundos, executando-se 120 órbitas em torno da Terra e percorrendo um total de 5.242.682 km.

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A tripulação da Gemini-V A tripulação da Gemini-V era composta pelos astronautas Leroy Gordon Cooper e Charles 'Pete' Conrad Jr., enquanto que a tripulação suplente era composta pelos astronautas Neil Alden Armstrong e Elliot McKay See, Jr. Leroy Gordon Cooper – L. Gordon Cooper foi um dos sete astronautas originais do Programa Mercury, estabelecendo o recorde de permanência em órbita em ambas as suas missões. Cooper foi o Piloto da missão MA-9 Mercury Atlas-9 lançada a 15 de Maio de 1963. Nas seguintes 34 horas e 20 minutos, ele orbitou a Terra na cápsula que baptizou de Faith-7, acumulando mais tempo no espaço do que todas as missões Mercury anteriores. A principal função de Cooper era a de gerir os seus abastecimentos consumíveis – oxigénio, água e electricidade – e relatar a sua condição física. Ele foi o primeiro astronauta norte-americano a dormir em órbita. Cooper também viu objectos na superfície terrestre em tal detalhe (relatou ter visto a ondulação provocada por um barco num rio na Índia e casas nas planícies do Tibete) que ao princípio a maior parte dos especialistas se recusava acreditar nas suas palavras. A segunda missão espacial de Cooper surgiu dois anos mais tarde como Piloto Comandante da Gemini-V. Charles Conrad acompanhou-o numa missão desenhada especificamente para provar que os astronautas podiam sobreviver no espaço durante oito dias – o tempo que demoraria para se realizar uma viagem de ida e volta à Lua. Para honra o principal objectivo da missão, Cooper desenhou o primeiro emblema de uma missão espacial, no que se tornou desde então uma tradição na NASA. O emblema da Gemini-V exibia um vagão Conestoga com o lema “Eight Days or Bust”. No que também se tornou uma tradição da NASA, os oficiais da NASA eliminaram o lema, para o caso de a missão da Gemini-V falhar os seus objectivos. Mas de facto Cooper e Conrad passaram oito dias em órbita, apesar de não se livrarem de momentos complicados. A Gemini-V foi a primeira cápsula espacial equipada com células de combustível, geradores portáteis de energia eléctrica que tornavam possível a realização de voos mais longos do que uns meros dias (o tempo de vida da maior parte das baterias). As células de combustível tiveram um comportamento errático, sendo necessário que os controladores de voo e que os próprios astronautas estivessem atentos ao longo de toda a missão. Cooper e Conrad passariam os últimos dias em órbita numa deriva e com a maior parte dos sistemas desactivados para conservar electricidade. A 29 de Agosto de 1965, o último dia em órbita, os astronautas conversaram via rádio com Scott Carpenter, que se encontrava no Sealab II a uma profundidade de 200 metros na costa da Califórnia. A Gemini-V estabeleceu um recorde de permanência no espaço que infelizmente duraria menos de quatro meses. O mais novo dos sete astronautas originais, Cooper disse uma vez “Estou a planear chegar à Lua. E penso que chegarei a Marte.” Em Julho de 1969 encontrava-se na linha para ser nomeado Comandante da Apollo-13, uma missão lunar prevista para ter lugar em Abril de 1970. Mas nas alterações de nomeações para as missões, Cooper foi substituído pelo companheiro do Programa

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Em Órbita Mercury, Alan Shepard, que recentemente havia regressado à rotação de voo após uma paragem de cinco anos. Por essa altura o envolvimento de Cooper em dois acidentes de viação e com um barco de corrida, causaram-lhe problemas com os responsáveis da NASA, que viram nele um mau exemplo. Cooper viu-se nomeado como assistente do responsável pelas operações das tripulações, Donald Slayton, para o Apollo Applications Program (mais tarde Skylab). Acabou por deixar a NASA e a Força Aérea a 1 de Julho de 1970, sem chegar à Lua ou a Marte. Leroy Gordon Cooper nasceu a 6 de Março de 1927, em Shawnee – Oklahoma. O seu pai, um Piloto da Primeira Guerra Mundial, era juíz de distrito e o jovem Cooper aprendeu a voar antes de completar 16 anos. Após frequentar o ensino secundário em Murray, Kentucky, em 1945, Cooper ingressou nos Marines e terminou como membro da Guarde de Honra Presidencial em Washington D.C. Também frequentou a Escola Preparatória da Academia Naval. Dispensado em Agosto de 1946, ingressou na Universidade do Havai em Honolulu, mas deixou esta instituição após três anos para se tornar um oficial no Exército. Rapidamente transferiu esta comissão para a Força Aérea e completou o treino de voo em 1949. Nos quatro anos seguintes Cooper voou com o 86º Grupo de Bombardeiros de Caça em Munique, Alemanha. Regressou aos Estados Unidos em 1954 e frequentou o Instituto de Tecnologia da Força Aérea, obtendo um bacharelato em Engenharia Aeronáutica em 1956. Foi então nomeado para a Escola de Teste de Voos Experimentais da Força Aérea na Base Aérea de Edwards, Califórnia, e foi um piloto de testes até ser seleccionado pela NASA em Abril de 1959. Cooper foi CapCom para os voos orbitais de John Glenn e de Scott Carpenter, e foi suplente de Walter Marty Schirra. Para além das suas nomeações para os voos, também serviu como Comandante Suplente para a missão Gemini-XII em 1966 e para a Apollo-10 em 1969. Após deixar a NASA, Cooper formou a Gordon Cooper & Associates, Inc. uma firma de consultoria especializada em aviação e projectos aeroespaciais, e em hotéis e desenvolvimento de terras. Foi membro da direcção para e um consultor para a pesquisa e desenvolvimento da Walt Disney Enterprises. Foi presidente do Galaxy Group, uma companhia que faz melhoramentos de pequenos aviões, em Lancaster, Califórnia. Leroy Gordon Cooper faleceu a 4 de Outubro de 2004.

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Em Órbita Charles ‘Pete’ Conrad Jr. - O Piloto de Testes da Marinha Charles Conrad tem uma das carreiras mais notáveis entre os viajantes espaciais, perticipando em quatro missões espaciais entre 1965 e 1973, durante as quais estabeleceu por duas vezes o recorde de permanência em órbita, comandou a primeira missão bem sucedida a uma estação espacial, e tornou-se no terceiro homem a caminhar na superfície lunar. O seu primeiro voo espacial foi como Piloto da Gemini-V em Agosto de 1965. Com Gordon Cooper, Conrad passou quase 191 horas no espaço, estilhaçando o recorde estabelecido anteriormente pelo cosmonauta soviético Valeri Bykovsky. Um ano mais tarde, Conrad comandou a Gemini-XI, uma missão de três dias de encontro e acoplagem que também estabeleceu um recorde de altitude de 1.575 km. Em Novembro de 1969 Conrad tornou-se no terceiro homem a caminhar na Lua quando comandou a missão Apollo-12. Juntamente com o astronauta Alan Bean alunaram o módulo lunar Intrepid no Oceano das Tempestades enquanto que Richard Gordon orbitava a Lua a bordo do Módulo de Comando Yankee Clipper. Quando saia para a superfície lunar, as suas primeiras palavras foram “Whoopie! That may have been a smal one for Neil, but it’s a long one for me!” Durante dois passeios lunares Conrad e Bean montaram um conjunto de instrumentos científicos e caminharam até à sonda não tripulada Surveyor-3 que se encontrava na superfície lunar há três anos. (Numa impressionante demonstração das capacidades de orientação e de navegação da Apollo, o Intrepid havia alunado a 183 metros da sonda). O quarto voo de Conrad foi a missão Skylab-2, a primeira visita tripulada à estação espacial Skylab em Maio de 1973. O Skylab sofreu uma avaria durante o seu lançamento a 14 de Maio de 1973 quando o seu escudo micrometeorico se separou, levando consigo um dos painéis solares da estação e danificando o outro painel. Os controladores de voo adiaram o lançamento do Skylab-2 durante dez dias enquanto eram desenvolvidos e ensaiados os procedimentos de reparação. Numa série de actividades extraveículares, Charles Conrad, Joseph Kerwin e Paul Weitz foram capazes de activar o Skylab, completando 46 das suas 55 experiências científicas previstas e permanecendo no espaço 28 dias tal como previsto. Ao completar quatro missões espaciais, Conrad também sobreviveu a um relâmpago quando durante o lançamento o foguetão Saturn-V foi atingido durante uma tempestade a 14 de Novembro de 1969, e sobreviveu a uma escapada de emergência de um avião T-38 em 1971. Entre 1993 e 1996, muito depois de sair do programa espacial tripulado da NASA, Conrad serviu como piloto remoto para testes de voo do veículo Delta Clipper da McDonnel Douglas no White Sands Test Range. Charles Conrad nasceu a 2 de Junho de 1930 em Filadélfia, Pensilvânia, e cresceu num subúrbio de Haberford onde o seu pai, um antigo balonista da Primeira Guerra Mundial, era corrector. Formou-se na Escola Darrow em New Lebanon, Nova Iorque, e depois frequentou a Universidade de Princeton recebendo um bacharelato em Engenharia Aeronáutica em 1953. Ingressando no serviço activo na Marinha após a formação universitária, Conrad frequentou o treino de piloto em Pensacola, Florida, e depois serviu na Estação Aeronaval de Jacksonville. Existe uma fantástica descrição da sua vida aqui nos primeiros capítulos da obra de Tom Wolf, “The Right Stuff” (1979). Em 1957 Conrad ingressou na Escola Naval de Pilotos de Teste em Patuxent River, Maryland, permanecendo aí por vários anos como piloto de teste na divisão de teste de armamentos, como instrutor de voo e como engenheiro de performance. Na altura em que foi seleccionado pela NASA, era oficial de segurança para o Esquadrão de Caças 96 em Miramar, Califórnia. Como piloto acumulou mais de 6.500 horas de tempo de voo, incluindo mais de 5.000 horas em aviões a jacto. Conrado foi um dos 9 astronautas seleccionados pela NASA em Setembro de 1962. Havia sido candidato para o grupo de astronautas da Mercury, mas revoltou-se contra o interminável rol de testes médicos, sendo por isso rejeitado. Não deixa de ser irónico que no seu primeiro voo Gemini e no Skylab, Conrad viu-se à mercê dos médicos da NASA. Em Órbita – Vol.9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

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Em Órbita Durante o treino inicial para astronauta Conrad participou no desenvolvimento do módulo lunar para as missões Apollo (até Dezembro de 1968 era considerado o mais provável ara ser o primeiro homem na Lua). Também serviu como Comandante suplente para a missão Gemini-VIII e para a Apollo-9. No Verão de 1970 tornou-se líder do ramo relacionado com o Skylab e foi oficialmente nomeado para a primeira missão em Janeiro de 1972. Em Dezembro de 1973 Conrad demitiu-se da NASA e reformou-se da Marinha com a patente de capitão. Aceitou o cargo de Vice-presidente para as operações e oficial operacional da American Television and Communications Corporation, uma companhia de televisão por cabo baseada em Denver. Em Março de 1976 deixou a ATC para se tornar Vice-presidente da McDonnel Douglas Corporation, mais tarde servindo como Vice-presidente sénior para o marketing da divisão Douglas Aicraft em Long Beach, Califórnia, e mais tarde domo Vice-presidente para o desenvolvimento das relações comerciais internacionais em McDonnell’s St. Louis, Missouri, até ingressar no programa DC-X. Serviu como consultor para vários projectos espaciais, incluindo o Telescópio Espacial Hubble, e em Setembro de 1985 envergou de novo um fato espacial para levar a cabo simulações subaquáticas das técnicas de montagem da estação espacial para a Space Structures International e para a McDonnell Douglas. Em 1989 teve um papel importante no apoio ao telefilme Plymouth, uma história acerca dos primeiros colonizadores lunares. Conrad reformou-se da McDonnel Douglas a 31 de Março de 1996 para dirigir uma firma privada de lançamentos espaciais denominada Universal Space Lines baseada em Irvine, Califórnia. Charles Conrad faleceu a 8 de Julho de 1999 em resultado das lesões sofridas num acidente de mota em Ojai, Califórnia.

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Por Manuel Pontes; Tradução de Hugo André Costa missão STS-134 para a ISS. Esta missão irá transportar um importante instrumento científico chamado AMS (Alpha Magnetic Spectrometer), concebido para medir raios cósmicos e o estudo de questões fundamentais da astrofísica. O voo será comandado por Mark Kelly, apoiado pelo piloto Gregory H. Johnson e especialistas da missão Michael Fincke, Greg Chamitoff, Andrew Feustel e o italiano Roberto Vittori da ESA. A NASA anunciou também que problemas de saúde obrigaram a substituir Karen Nyberg na missão STS-132, que será substituída por Michael Good.

O voo do Discovery tardou em partir mais do que o esperado. A tripulação da estação espacial internacional ISS, aguardava a sua chegada no final de Agosto e a primeira nave de carga Japonesa em Setembro. Este último, o HTV, foi lançado a 10 de Setembro e a sua acoplagem não foi automática, sendo capturado pelo braço robótico Candarm-2 que o levaria até ao seu ponto de ancoragem. Por este motivo, Mike Barratt e Frank De Winne realizaram várias sessões de treino e simulação da manobra. O HTV seria ancorado na porta inferior do módulo Harmony. A 7 de Agosto, o Canadarm-2 foi utilizado para extrair o módulo PMA-3 a partir da sua posição no módulo Unity e levá-lo para outra estação, deixando-a livre para a futura instalação do nó-3 e da cúpula. Por seu turno, Tim Kopra preparava as ferramentas e roupas espaciais que seriam usadas durante as três saídas extraveículares previstas durante a estada do Discovery (STS-128). Os astronautas trabalharam aliás com o sistema americano de geração de oxigénio (OGS). A unidade teve de ser desconectada devido a problemas técnicos, e os tripulantes tiveram vários cartuchos sólidos de geração de oxigénio (cartuchos SFOGO) para compensar. Na Terra, os astronautas da Discovery realizaram com sucesso a 7 de Agosto a contagem decrescente simulada, antes de regressar de novo a Houston. A gestão do programa deveria então decidir se o veículo poderia ser lançado a 25 de Agosto, como previsto, ou se era conveniente adiar o voo até se compreenderem plenamente as causas da separação de espuma isolante que ocorreu durante a última missão. Em paralelo, a NASA anunciou os nomes dos membros da tripulação que se irão viajar na Em Órbita – Vol.9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

O vaivém espacial Discovery foi transferido a 4 de Agosto na Plataforma de Lançamento 39A. A viagem do edifício de montagem vertical VAB durou muito mais tempo do que o esperado, quase 12 horas, devido às condições meteorológicas e da presença de lama que tornou difícil o avanço ao longo da via. A lama deveria ser limpa periodicamente do sistema de tracção. Com a nave agora firmemente ancorada na plataforma, os técnicos começaram os preparativos para a contagem decrescente simulada, agendada para finais de semana, e com a presença dos astronautas a bordo. Na Europa, a ESA anunciou o nome de sua participação iminente no Discovery. Quando o Europeu Christer Fuglesang voou para a Estação Espacial Internacional durante a missão STS-128, faria-o como parte da sua missão, baptizada “Alissé”. Christer participará nas segunda e terceira saídas extraveículares a efectuar, durante o qual serão instalados os cabos necessários para a instalação futura do módulo chamado Nodo-3, assim como retirar um tanque de amoníaco vazio. Além disso, irá-se recuperar uma plataforma de experiências (EuTEF), que operou durante 18 meses fora do módulo Columbus. O nome "Alissé" foi o vencedor de entre 190 propostas apresentadas. Refere-se aos ventos que ajudaram Cristóvão Colombo para alcançar a América. A direcção da NASA completou a 19 de Agosto a revisão do estado do vaivém Discovery e deu luz verde para o seu lançamento no dia 25. Examinadas em profundidade todas as questões pendentes, incluindo o desprendimento de espuma isolante do tanque externo durante a última missão, o veículo estava pronto a partir para a estação espacial internacional. A resolução da falha de um controlador eléctrico no vaivém espacial, que obrigou à sua substituição, foi a única dificuldade na qual que os técnicos estavam a trabalhar, e esperava-se que a análise posterior, examinada a 23 de Agosto, confirmasse a autorização para o lançamento. Durante a missão de 13 dias para o complexo orbital seriam transportados vários pequenos módulos científicos e de armazenamento, um congelador para armazenar amostras, um compartimento para dormir, um sistema de purificação de ar e um tapete rolante chamado COLBERT. Os astronautas chegaram à Florida a 19 de Agosto, em Houston, para a preparação final. Com a previsão de um clima favorável de a cerca de 80 por cento, foi iniciada no 38


Em Órbita dia 23 de Agosto a contagem decrescente para o lançamento do Discovery para a missãoSTS-128. A contagem começou na posição T-44 horas, às 0300UTC e durou até ao momento da descolagem, programada para 25 de Agosto. Durante esse tempo, o relógio iria parar várias vezes para dar a oportunidade para resolver os problemas técnicos que poderiam surgir. Até então, a equipa não tinha encontrado nenhuma dificuldade, além do que o mau tempo poderia prejudicar o trabalho de enchimento dos tanques de combustível na Segunda-feira. O Discovery disporia de quatro oportunidades durante a janela de lançamento que se estendeu de 25 a 30 de Agosto. Os astronautas, por sua vez, estavam na Florida, a rever o plano de voo e de preparação para a partida.

estão preparados para ir para a estação, incluindo o primeiro japonês HTV. A revisão da válvula de hidrogénio que causou o último adiamento, não revelou qualquer anormalidade no seu funcionamento. Os engenheiros abriram e fecharam cinco vezes, sem encontrar qualquer problema no seu sistema ou a circulação ou o indicador de posição. Tudo parecia indicar

Apesar das boas previsões, que foi precisamente o tempo que impediu o lançamento da Discovery à hora previsão, forçando a um atraso de 24 horas. Com os tanques de combustível cheios e os astronautas nos seus lugares na cabine, o mau tempo ultrapassou os limites da janela de lançamento disponível a 25 de Agosto. Durante a espera a T-9 minutos, os técnicos não encontraram nenhum problema técnico, mas a direcção do programa decidiu adiar o lançamento, tendo em conta as tempestades e a chuva. O horário do lançamento foi agendado para o dia 26 de Agosto, às 0510UTC. Os astronautas saíram do Discovery e voltaram aos seus aposentos, aguardando outra oportunidade. Um problema técnico e não atmosférico, adiaria novamente o lançamento, de 26 de Agosto. Terminado o abastecimento de combustível (hidrogénio) no tanque externo, o centro de controlo não recebeu o sinal esperado que a válvula correspondente foi fechada. Confrontado com a possibilidade de que a válvula poderia estar aberta na totalidade ou parcialmente, foi decidido interromper a contagem decrescente. Agora, os técnicos têm de investigar a situação e ver se é uma falha do sensor, ou da própria válvula. No primeiro caso, a NASA teria de decidir se deverá lançar Discovery, sem essa informação, o que poderia ocorrer em 28 de Agosto, partindo do princípio de que há confiança de que a válvula funcionou normalmente. No segundo caso, se a válvula não actuou como deve fazê-lo, isto exigiria que o acesso à zona do motor e, consequentemente, o atraso que pode durar até 17 de Outubro e que o Discovery não poderia descolar até 30 de Agosto. Após essa data, há outras missões que têm de voar no espaço da Florida e de outros veículos que também

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que era a falha no sensor e não deveria ser necessário acesso à válvula directamente, o que teria causado um atraso no lançamento do Discovery. Contudo, a direcção da NASA decidiu adiar o voo 24 horas e ter mais tempo para se analisar os dados obtidos. 39


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Em Órbita O lançamento foi agendado para 23:59, hora em Florida, 28 de Agosto, aguardando a luz verde final. Durante o tempo extra, a NASA tentaria encontrar formas alternativas para certificar a posição fechada da válvula após o abastecimento dos tanques, mesmo que o sensor não funcionasse. A última reunião definitiva da direcção do programa do vaivém espacial deu luz verde para o lançamento da Discovery, considerando que a válvula afectada pelos problemas recentes realmente não possui falhas. Assim, às 0359UTC em 29 de Agosto, partiu do Centro Espacial Kennedy a missão STS-128 com sete astronautas a bordo. Oito minutos e meio depois, o veículo atingiu a altitude prevista e libertou-se de seu tanque externo, em que a equipa se apressou para fotografar e filmar procurando por eventuais danos durante a subida. Em seguida, as comportas do vaivém abriram-se e ajustou-se a órbita. Durante as próximas horas foi verificado o estado do braço robótico, que seria utilizado para a revisão usual da superfície do Discovery.

aproximação para a ISS. Na ISS, os seis ocupantes estavam a preparar chegada do Discovery preparando também o material fotográfico que usariam para observar escudo térmico do Discovery. O Domingo, 30 de Agosto seria completamente dedicado à união entre a nave e a ISS. Assim, Ford e Sturckow guiaram com precisão o Discovery em direcção ao ponto de encontro. A cerca de 200 metros de distância, o Discovery deu uma volta sobre si mesmo, oferecendo a oportunidade de fotografar todos os seus escudos térmicos a partir da estação. Depois, continuou a abordagem, para promover o acoplamento com a ISS, às 0054UTC de 31 de Agosto. Tendo assegurado o acoplamento, as escotilhas foram abertas às 0259UTC, e houve uma reunião entre as duas tripulações. Após a tradicional cerimónia de boas vindas, Nicole Stott e Tim Kopra trocaram lugares na Soyuz, de modo que Stott se tornasse oficialmente um membro da Expedição 20 da Estação Espacial Internacional. Durante as próximas horas iria começar a transferência de material e preparação para a ligação do complexo orbital o módulo Leonardo O primeiro de oito dias de actividades conjuntas desenvolveu-se normalmente na estação espacial internacional. Com 13 astronautas a bordo, o complexo orbital voltou novamente a ficar lotado.

Após o período de sono, os astronautas foram informados das novidades, nomeadamente a detecção de falha de um pequeno motor auxiliar na área do nariz devido a uma fuga. Não era esperado que isto afectasse de modo algum as manobras de acoplamento com a ISS. No entanto, foi isolado o motor acima referido e outros relacionados, desactivando-os, para evitar problemas futuros. A rota para a ISS foi refinada utilizando várias vezes os motores de manobra orbital, OMS. Enquanto isso, Pat Forrester, José Hernandez e Kevin Ford dedicaram-se a verificar escudo térmico do Discovery, com o braço robótico do veículo. Uniram o OBSS que lhes permite ter acesso a áreas mais remotas, e usaram as suas câmaras para explorar as bordas das asas e do nariz. As imagens foram transmitidas para a Terra para estudo. Paralelamente a estas actividades, Danny Olivas, Nicole Stott e Christer Fuglesang verificaram os trajes espaciais para serem utilizados durante as três actividades extraveículares previstas. Também se instalou uma câmara na área de acoplamento, a fim de lhe proporcionar uma visão adequada durante a manobra de

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A tarefa principal do dia, 31 de Agosto, envolveu a transferência do módulo de logística, de construção italiano Leonardo, desde o porão do vaivém Discovery para o seu ponto de ancoragem provisória junto ao Harmony. Kevin Ford e Mike Barratt usaram o braço robótico da estação para levantá-lo desde a sua posição de lançamento e trazê-lo para o local apropriado (2156UTC). Uma vez garantido, verificou-se a pressurização do Leonardo e as escotilhas foram abertas, permitindo a entrada em primeiro lugar, Christer Fuglesang e Frank de Winne. As próximas horas serão destinadas a prepará-lo para iniciar a transferência de 7,5 toneladas de material transportado, uma tarefa que iria continuar durante os próximos seis dias. Dentro dele estavam, entre outros, dois "racks" científicos (o Fluid Integrated Rack e o Materials Science Research Rack), uma nova cabine de descanso para a tripulação, o congelador MELFI-2 (Minus Eighty-degree Laboratory Freezer for ISS), o sistema ambiental Air Revitalization System Rack e a passadeira rolante COLBERT. Os astronautas continuaram também a movimentar ferramentas armazenadas na ponte do Discovery, trabalho iniciado no dia anterior. Entre o material transferido para dentro do complexo estavam alguns dos instrumentos que se utilizariam durante as três actividades extraveículares programadas, a primeira das quais teria início na Terça-feira 1 de Setembro. Olivas e Stott, protagonistas desta viagem, passaram a noite dentro do módulo Quest, onde seus corpos se adaptariam a uma atmosfera de pressão reduzida.

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Em Órbita Na Terra, os engenheiros tinham revisto as imagens e outros dados sobre o estado do escudo térmico do Discovery e descobriu que ele estava em boas condições sendo desnecessário continuar a avaliação prevista para 2 de Setembro.

O dia 1 de Setembro foi dedicado para os astronautas do Discovery e da estação internacional na realização da primeira caminhada espacial. Danny Olivas e Nicole Stott foram para o exterior da ISS através do módulo Quest, e permaneceram 6 horas e 35 minutos realizando numerosas tarefas. Começaram cerca das 21:49 UTC e imediatamente começaram a mover um tanque vazio de refrigerante (amoníaco) a partir do segmento P1 até ao porão do Discovery, com a ajuda do braço robótico Canadarm-2. Isso abriu caminho para apontar para a instalação de um novo depósito. Então, os astronautas dirigiram-se ao exterior do módulo europeu Columbus, onde desmontaram as duas plataformas científicas (EuTEF, e o sexto MISSE) também foram transportados para o porão do vaivém para seu retorno à Terra. O primeiro, esteve a funcionar desde Outubro de 2007 com nove experimentos que recolheram informações sobre o ambiente espacial. O MISSE-6, por sua vez, tinha dois recipientes para avaliar os efeitos do meio ambiente em várias amostras de material. Durante a saída extraveícular, Olivas relatou à Terra em um possível mau funcionamento em uma das suas luvas. Engenheiros compararam as imagens recebidas com as tomadas antes do lançamento, e determinaram que estavam iguais. Além disso, o mau tempo em White Sands cortou as

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comunicações com um dos satélites TDRS e astronautas ficaram sem contacto directo com o centro de controlo cerca de meia hora. Durante esse tempo, seria Patrick Forrester que falaria com eles, e teve de rever a agenda. Concluído o corte nas comunicações, continuou com a lista de tarefas agendadas, que foi concluída sem qualquer dificuldade. A EVA terminou às 0424UTC de 2 de Setembro. Enquanto Olivas e Stott estavam fora da ISS, os seus companheiros de equipa dentro da ISS continuaram a transferência de material e equipamento do módulo Leonardo. O tapete rolante COLBERT (Combined Operational Bearing External Resistance Treadmill), por exemplo, foi levado ao seu destino, assim como o novo rack de purificação do ar e o compartimento para os tripulantes. Após a caminhada do dia anterior, em 2 de Setembro, os astronautas do Discovery continuaram a transferir o material e equipamentos do módulo de Leonardo para o seu local de armazenamento ou instalação. Struckow, Ford, Forrester, Hernandez e Fuglesang, com a ajuda de Padalka e De Winne, ocuparam-se de retirar os dois novos racks científicos (Fluid Integrated Rack e Materials Science Research Rack-1) e o congelador Minus Eighty-degree Laboratory Freezer-2 para o módulo Destiny, onde foram

instalados. Enquanto isso, Barratt dedicou-se a preparar o novo habitáculo (o terceiro dos quatro planeados pela NASA), para ser utilizado por um dos astronautas, neste caso, o canadiano Robert Thirsk. Este último também contribuiu para transportar alimentos e outros materiais do Leonardo para a estação. Enquanto isso, Stott continuou seu 43


Em Órbita processo de aclimatação e familiarização daquela que vai ser sua casa por várias semanas. Juntamente com De Winne treinou durante um par de horas nos procedimentos a utilizar durante a próxima chegada e acoplagem da nave de logística HTV do Japão, que seria lançada em 10 de Setembro. Hernandez e Olivas mais tarde participaram numa entrevista com jornalistas espanhóis em Terra. E, finalmente, Olivas e Fuglesang foram dormir para o módulo Quest, a uma pressão inferior para preparar a sua saída extraveícular no dia seguinte. Na Terra, os engenheiros durante algumas horas estudaram a possibilidade de antecipar ou retardar a EVA, por causa da passagem próxima de um estágio superior de um Ariane5, o que poderia causar algum perigo. No entanto, foi decidido que não seria necessário executar qualquer manobra, uma vez que não passaria a menos de 3 km de distância. A NASA confirmou que iria continuar a acompanhar lixo espacial e teria de elaborar um plano de mudança orbital, se necessário. A EVA da segunda missão teve lugar durante 6 horas e 39 minutos e serviu para instalar o novo tanque de amoníaco, cujo conteúdo vai ajudar a arrefecer os sistemas do segmento americano da estação. A caminhada extraveícular começou às 2212UTC de 3 de Setembro. Danny Olivas e Christer Fuglesang colocaram no seu novo lugar o contentor com cerca de 250 kg de amoníaco. Esteve armazenado no porão do Discovery, coberto com uma manta térmica que

robótico da estação. Isso irá evitar a contaminação, quando o braço for usado para capturar e anexar o HTV Japonês, dentro de poucas semanas. Também instalaram o suporte portátil para os pés num ponto da viga central. Finalmente, de volta ao interior do módulo Quest, deram por terminada a sua tournée às 0451UTC de 4 de Setembro. Dentro da ISS, os astronautas continuaram movendo a carga armazenada no módulo Leonardo. Aproveitaram o espaço vazio deste último para colocar os elementos que deveriam ser devolvidos à Terra. A tarefa de transferir fornecimentos atingiu seu ponto intermediário neste dia, com tempo ainda até segunda-feira 7 de Setembro para ser concluída. Após a jornada protagonizada pela segunda saída extraveícular, e atingindo o ponto médio da sua missão, a tripulação do Discovery pode finalmente desfrutar de um merecido descanso durante várias horas. Na tarde de 4 de Setembro, e depois de uma conferência de impressa colectiva de 40 minutos, regressaram às suas actividades juntando-se aos colegas da estação no processo de mover os mantimentos e materiais. Também começaram os preparativos para a terceira e última EVA, preparando os fatos espaciais e a escotilha de saída. Olivas e Fuglesang, protagonistas da EVA, passariam a noite dentro do módulo Quest. O seu trabalho no exterior, no entanto, seria algo diferente do que o plano de voo previsto. Durante a segunda EVA, Olivas e Fuglesang descobriram que alguns cabos no sistema de ancoragem PMA-3, pertencente ao sistema de aquecimento, estavam numa configuração incorrecta, a configuração que impediria o seu reposicionamento como planeado durante a terceira saída. Enquanto os engenheiros estudavam a situação, esta tarefa foi eliminada do plano de trabalho dos dois astronautas. Especialistas encontraram mais tarde que havia uma discrepância entre a orientação real da PMA-3 e referidos anteriormente, algo que não se supõe criar algum problema mas vai forçar a alterações.

teve de se retirar. Fuglesang, no final do braço robótico, levou-o ao seu destino final no segmento P1. Junto a Olivas prendeu-o com os quatro parafusos e ligou as condutas. Para concluir a operação, fechou o antigo tanque no porão do Discovery, prendendo-o para o seu regresso à Terra. O sistema de arrefecimento serve para extrair, através de condutas, o calor gerado pelos sistemas da ISS. Uma vez que estas duas tarefas antes da hora marcada, os astronautas vão adiantaram outros trabalhos. Por exemplo, instalaram uma capa protectora para as lentes da câmara do braço

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Danny Olivas e Christer Fuglesang saíram para o exterior da ISS a 5 de Setembro, ficando 7 horas e 1 minuto e realizaram a maior parte dos trabalhos previstos. Instalaram um sistema de união para cargas sobre a estrutura da viga central, que será utilizado no futuro, substituíram um dispositivo que mede a orientação da estação, que é essencial para os giroscópios, trocaram um módulo de controlo de energia, instalaram duas antenas de GPS e retiraram um cabo auxiliar no módulo Unity. No entanto, não puderam ligar dois cabos de aviónicos que terão de ser ligados ao módulo Tranquility quando este for enviado para a ISS. Os conectores correspondentes não encaixavam e a tarefa ficou para outra altura. Nos momentos finais da EVA, Fuglesang sentiu que a câmara e as luzes do seu capacete se soltaram, e Olivas ajudou-o a prender um cabo ao equipamento para 44


Em Órbita não ser perdido ou danificado. De regresso ao interior do Quest, os pontos de ancoragem foram revistos para verificar seu estado. Os outros astronautas, entretanto, continuaram o processo de drenagem e recarga do módulo Leonardo, além de rever um dos 16 parafusos que asseguravam a sua ligação com a estação, que não funcionou correctamente. Por outro lado, abriu-se o filtro no sistema de geração de oxigénio, substituído pouco antes da chegada do Discovery, e descobriu-se que estava bloqueada por quase 80 por cento, sendo por isso foi alterado. A tripulação teve mais tempo livre no domingo, tendo completado a maior parte dos objectivos da missão. Após a transferência de materiais e resultados entre a estação e o módulo Leonardo, tudo estava pronto para fechar a escotilha e transferi-lo para o porão do Discovery. Houve também várias entrevistas com jornalistas e representantes políticos sobre a Terra. Segunda-feira, 7 de Setembro foi o último dia de actividades conjuntas entre a tripulação do Discovery e a estação espacial. Após o período de sono, terminaram as últimas transferências, fecharam a escotilha do módulo Leonardo e usando o braço robótico Canadarm-2 do vaivém transferiram o módulo para o porão onde será retornado para a Terra. No seu interior iriam viajar mais de uma tonelada de resultados e equipamentos a serem examinados após o desembarque. Às 0229UTC do dia 8 de Setembro, os astronautas realizaram uma cerimónia de despedida e poucos minutos depois, às 0341UTC, fecharam-se as escotilhas entre a ISS e o Discovery. Tudo estava pronto para a separação da nave. Nicole Stott permaneceu no complexo orbital, e Tim Kopra preparou-se para o regresso a casa. Discovery deixou a sua posição com a estação espacial internacional às 1926UTC de 8 Setembro. O piloto Kevin Ford foi responsável pela manobra do Discovery e fazendo o tradicional anel ao redor do complexo, com a dificuldade acrescida, nesta ocasião, para usar apenas o sistema motores auxiliares. O sistema secundário de motores foi desligado no início da missão quando se encontrou uma fuga de combustível num deles. Durante o sobrevoo, tiraram-se fotos da ISS e gravou-se a operação. Logo depois, iniciaram-se os motores e para que a nave se afastasse da estação e iniciou a sua própria rota em direcção à Terra. Antes a equipa usou o braço robótico a bordo para uma revisão final do estado do escudo térmico do Discovery. Na estação, os astronautas iriam desfrutar de um dia de folga após a partida dos seus companheiros. Deste modo estariam descansados para enfrentar a próxima visita importante: o veículo Japonês HTV, cujo lançamento estava programado para 11 de Setembro. As imagens enviadas à Terra do escudo térmico do Discovery, não detectaram qualquer anormalidade, de modo

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a NASA deu sinal verde para o regresso da nave no dia 10 de Setembro. A tripulação passou o dia anterior à descida a preparar a manobra do veículo. Efectuou-se uma verificação completa do sistema de controlo aerodinâmico e motores auxiliares. Tudo o que não seria utilizado durante a descida foi devidamente preso e armazenado. Além disso, instalouse a poltrona reclinável que iria ajudar Tim Kopra para melhor resistir a aterragem, no seu regresso após mais de 50

dias sem gravidade. Por fim, os sete astronautas realizaram uma conferência de imprensa final com as grandes redes de notícias dos Estados Unidos. A primeira oportunidade de aterragem na Florida, foi marcada para 2305UTC 10 de Setembro. A segunda estaria disponível para 0042UTC de 11 de Setembro. Meteorologistas previram possíveis trovoadas na península durante o fim de semana e por isso não era possível aterrar de acordo com a programação, obrigando a NASA a considerar o desvio do Discovery para a base da força aérea Edwards, na Califórnia, na sexta-feira ou sábado. Finalmente, o tempo foi o protagonista nas primeiras tentativas do Discovery no regresso à Terra. Enquanto esperam por indicações a partir do centro de controlo, os astronautas prepararam a nave para a descida, mas a ordem nunca chegou. Em vez disso, o veículo teria de efectuar uma manobra para evitar detritos espaciais cuja trajectória era demasiado próxima do Discovery. Fecharam o porão, enquanto aguardavam a hora marcada para a ignição dos motores de manobra, para iniciar a reentrada. No entanto, a NASA informou a tripulação que a mudança seria adiada, pelo menos, uma órbita devido ao mau tempo na Florida. Na sequência desta órbita, informaram os astronautas que a aterragem teria lugar na quinta-feira conforme planeado. A NASA remarcou o regresso para Sexta-feira 11 de Setembro, oferecendo duas oportunidades de descida para a Florida e duas na Califórnia. As previsões de mau tempo na sexta-feira sugeriam que apenas se focasse na primeira oportunidade, na Florida. Se não fosse possível, o Discovery iria directamente para a base de Edwards. Como se esperava, o tempo não colaborou na Florida na sexta45


Em Órbita feira 11 de Setembro o que levou a NASA a decidir finalmente que o vaivém Discovery aterraria na base Edwards, da Califórnia. Os astronautas prepararam o veículo para a reentrada e poucos minutos depois, às 0053UTC a 12 de Setembro, pousou na pista 22 de Edwards. Estava terminada assim uma viagem de 219 órbitas e 13 dias, 20 horas, 54 minutos e 55 segundos. Tim Kopra, que regressou da sua estadia de 58 dias no espaço,

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dos quais 53 foram passados na estação espacial, foi tratado pelos médicos, que comprovaram a sua boa saúde. No sábado, a equipa regressou a Houston, onde se ocupou da tradicional cerimónia de boas vindas. Em relação ao Discovery, seria enviado em breve ao Centro Espacial Kennedy, no Boeing 747 modificado. Depois será preparado para sua próxima missão, prevista para Março de 2010.

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A tripulação da missão STS-128

A tripulação da missão espacial STS-128 foi composta por sete elementos. Da esquerda para a direita: José Moreno Hernandez (Especialista de Missão), Frederick Wilford Sturckow (Comandante); John Daniel Olivas (Especialista de Missão); Nicole Marie Passonno Stott (Engenheira de Voo da Expedição 20); Arne Christer Fuglesang (Especialista de Missão); Kevin Anthony Ford (Piloto) e Patrick Graham Forrester (Especialista de Missão).

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Em Órbita Espacial Johnson, Houston – Texas. Completou um ano de treino e avaliações e foi inicialmente designado para trabalhar em temas técnicos para o ramo Operacional e de Sistemas de Veículos do Corpo de Astronautas. Desde então serviu como representante para o Ramo de Operações do vaivém Espacial do Corpo de Astronautas, líder das operações de suporte do Centro Espacial Kennedy, Chefe do Ramo de CAPCOM do Corpo de Astronautas, e Chefe do Ramo da ISS do Corpo de Astronautas. A primeira missão espacial de Frederick Sturckou decorreu entre 4 e 15 de Dezembro de 1998 a bordo da missão espacial STS-88 e como Piloto do vaivém espacial Endeavour. Esta foi a primeira missão de montagem da estação espacial internacional. Durante os doze dias de voo, o módulo Unity foi acoplado com o módulo Zarya. Dois membros da tripulação levaram a cabo três actividades extraveículares para procederem à ligação de cabos umbilicais e fixar ferramentas e instrumentos na montagem e preparação da estação. Adicionalmente, a tripulação levou a cabo a activação inicial e a primeira entrada na ISS preparando-a para as futuras missões de montagem e ocupação permanente. A tripulação também levou a cabo operações com a câmara IMAX no porão de carga do vaivém espacial, colocou em órbita dois satélites (o MightySat-1 e o SAC-A). A missão executou 185 órbitas em torno da Terra e teve uma duração de 11 dias 19 horas 17 minutos e 59 segundos. Frederick Wilford Sturckow (Comandante) – Nascido a 11 de Agosto de 1961 numa quinta perto de Lakeside, Califórnia, o Comandante do Discovery na missão STS128, Frederick Sturckow, gosta de voar e de se manter em forma. Formou-se na Escola Secundário de Grossmont, La Mesa – Califórnia, em 1978. Tem o grau de bacharelato em Ciência em Engenharia Mecânica pela Universidade Estatal Politécnica da Califórnia (1984). Sturckow ingressou nas forças armadas em Dezembro de 1984. Sendo Graduado de Honra da Escola Básica, ganhou as suas asas de piloto em Abril de 1987. Após o treino inicial no F/A-18 no VFA-125, apresentou-se no VMFA333, em MCAS Beaufort – Carolina do Sul. Enquanto permaneceu no VMFA-333 levou a cabo uma missão no Japão, Coreia do Sul e Filipinas, sendo depois seleccionado para frequentar escola Navy Fighter Weapons School (TOPGUN) em Março de 1990. Em Agosto de 1990 foi destacado para a Base Aérea de Sheil Isa, Bahrein, por um período de oito meses. Sturckow voou um total de 41 missões de combate durante a Operação Tempestade do Deserto. Em Janeiro de 1992 frequentou a United States Air Force Test Pilot School, na Base Aérea de Edwards – Califórnia. Em 1993 apresentou-se ao Naval Air Warfare Center - Aircraft Division, em Patuxent River – Maryland, para exercer funções como piloto do projecto do F/A-18 E/F. Sturckow também participou em vários projectos e programas militares classificados como piloto de F/A-18. Acumulou mais de 4.790 horas de voo em mais de 50 tipos diferentes de aviões. Foi seleccionado para a NASA em Dezembro de 1994 no Grupo 15 e em Março de 1995 apresentava-se no Centro

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Frederick Sturckow tornou-se no 384º ser humano e no 241º astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo um voo espacial orbital. A segunda missão espacial de Frederick Sturckow decorreu entre 10 e 22 de Agosto de 2001. Sturckow foi Piloto do vaivém espacial Discovery na missão STS-105 que foi a 11ª missão à ISS. Enquanto permaneceu acoplado com a ISS, a tripulação da missão STS-105 transportou a tripulação da Expedição 3, acoplou o módulo logístico Leonardo, e transferiu mais de 2.700 kg de mantimentos e equipamentos para a estação espacial. Durante a missão foram levados a cabo dois passeios espaciais. No regresso a missão STS-105 trouxe de volta para a Terra os três membros da Expedição 2. A missão STS-105 levou a cabo 186 órbitas em torno da

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Em Órbita Terra e teve uma duração de 11 dias 21 horas 12 minutos e 44 segundos.

quatro missões espaciais orbitais. A missão teve uma duração de 13 dias 20 horas 54 minutos e 55 segundos, fazendo com que Frederick Sturckow acumula-se um total de 51 dias 9 horas 38 minutos e 22 segundos de experiência em voo espacial.

Frederick Sturckow tornou-se no 241º ser humano e no 175º astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo dois voos espaciais orbitais. A terceira missão espacial de Sturckow decorreu entre 8 e 22 de Junho de 2007 a bordo do vaivém espacial Atlantis. Frederick Sturckow foi o Comandante da missão STS-117 que foi a 118º missão de um vaivém espacial e a 21ª missão à estação espacial internacional. Esta missão envolveu a realização de múltiplos passeios espaciais por quatro astronautas para instalarem o segmento S3/4, o elemento mais pesado alguma vez colocado na ISS por um vaivém espacial. A missão também transportou e regressou à Terra com um membro da expedição permanente. A missão STS117 executou 219 órbitas em torno da Terra e teve uma duração de 13 dias 20 horas 12 minutos e 44 segundos.

Kevin Anthony Ford (Piloto) – Nascido a 7 de Julho de 1960 em Portland, Indiana, Kevin Ford considera Montpelier, Indiana, como a sua cidade natal. Kevin Ford terminou o ensino secundário na Escola Secundária de Blackford, Hartford City, Indiana, em 1978. Em 1982 recebe o seu bacharelato de Ciência em Engenharia Aeroespacial pela Universidade de Notre Dame, seguindo-se um mestrado em Relações Internacionais pela Universidade Estatal de Troy, em 1989, e um mestrado em Engenharia Aeroespacial pela Universidade da Florida, em 1994. Em 1997 recebe um doutoramento em Engenharia Astronáutica pelo Instituto de Tecnologia da Força Aérea. É graduado da Escola de Oficiais de Esquadrão, do Air Command and Staff College Associate Program, e do Air War College.

Frederick Sturckow tornou-se no 160º ser humano e no 123º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com o astronauta James Francis Reilly II Jr.) a levar a cabo três voos espaciais orbitais. A missão STS-128 foi a quarta missão espacial orbital para Frederick Sturckow que assim se tornou no 93º ser humano e no 80º astronauta dos Estados Unidos e levar a cabo Em Órbita – Vol.9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

K. Ford ingressou nas forças armadas através do programa Reserve Officer Training Corps em 1982 e completou o treino primário de piloto de avião a jacto na Base Aérea de Columbus, Mississípi, em 1984. Treinou no F-15 Eagle e foi destacado para o 22º Esquadrão Táctico de Caças na Base Aérea de Bitburg, Alemanha, entre 1984 e 1987, e depois para o 57º Esquadrão de Caças de Intercepção na Base Aérea Naval de Keflavik; Islândia, até 1989, interceptando e escoltando 18 aviões de combate soviéticos sobre o Atlântico Norte. Após passar o ano de 1990 como estudante na Escola de Pilotos de Teste da Força Aérea dos Estados Unidos, na Base Aérea de Edwards, Califórnia, 50


Em Órbita Kevin Ford voou missões de ensaio no F-16 Fighting Falcon com o 3247º Esquadrão de Teste na Base Aérea de Eglin; floroda, entre 1991 e 1994. Aqui voou muitas missões de desenvolvimento do F-16, desenvolvimento do sistema de contra medidas ALE-47 Countermeasures Dispenser System, vários testes de separação segura e de voo balístico, e testes de desenvolvimento de mísseis ar – ar, incluindo o primeiro disparo do AMRAAM a partir da variante F-16 Air Defense Fighter. Após três anos destinados a completar o doutoramento na Base da Força Aérea de Wright-Patterson, Ohio, foi destacado para a Escola de Pilotos de Teste onde serviu como Director de Planos e Programas, levando a cabo ensino académico, e instruindo os estudantes em técnicas de voo no F-15, F-16 e planadores. Acumulou mais de 4.300 horas de voo e possui certificados comerciais para aviões, helicópteros e planadores. É instrutor de voo certificado para aviões e planadores. Desde Junho de 2008 que se encontra retirado do serviço militar activo. Foi seleccionado para astronauta no Grupo 16 em Agosto de 2000. Após a finalização de dois anos de treino e avaliação, foi destacado para serviços técnicos no ramo de Veículos Avançados do Corpo de Astronautas, trabalhando em assuntos relacionados com explorações avançadas, e para o Ramo do Vaivém Espacial, trabalhando no desenvolvimento e teste do Shuttle Cockpit Avionics Upgrade. Serviu como Director de Operações no Dentro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas – Rússia, entre Janeiro e Dezembro de 2004. Entre Janeiro de 2005 e Julho de 2008 serviu como CAPCOM para as missões do vaivém espacial e da estação espacial internacional no Centro de Controlo da Missão para os voos STS-115, STS-116, STS-117, STS-120, STS-122, e STS123.

como Ajudante de Campo do Comando Geral do Centro de Aviação do Exército dos Estados Unidos. Em 1984 foi nomeado para a 25ª Divisão de Infantaria (Ligeira) em Schofield Barracks, Havai, onde serviu como líder de pelotão, oficial de operações da companhia de aviação. E como oficial de operações de um batalhão de helicópteros de assalto. Após finalizar a sua formação de mestrado na Universidade da Virgínia em 1989, foi nomeado como engenheiro de teste de voo e como investigador e coordenador de desenvolvimento no Army Aviation Engineering Flight Activity na Base Aérea de Edwards, Califórnia. Em Junho de 1992 formou-se na Escola Naval de Pilotos de Teste e foi nomeado piloto de teste experimental. Em 1992 foi nomeado como piloto de teste do U.S. Army Aviation Technical Test Center, Fort Rucker, Alabama. Outras escolas militares frequentadas por Patrick Forrester incluem o Army Parachutist Course, U.S. Army Ranger School, a Combined Arms Services Staff School, e o Command and General Staff College. Acumulou mais de 4.500 horas em 50 tipos diferentes de aeronaves. Retirou-se do Exército em Outubro de 2005.

A missão STS-128 foi o primeiro voo espacial orbital de Kevin Ford que se tornou no 500º ser humano e no 321º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com o astronauta José Moreno Hernandez e com a astronauta Nicole Marie Passonno Stott) a realizar um voo espacial orbital. Patrick Graham Forrester (Especialista de Missão n.º 1) – Nasceu a 31 de Março de 1957 em El Paso, Texas, e tem como principais interesses o basebol e o atletismo. Formou-se em 1975 na Escola Secundária de West Springfield, Springfield – Virgínia e depois recebeu o bacharelato de Ciências em Engenharia e Ciências Aplicadas pela Academia Militar dos Estados Unidos, West Point – Nova Iorque, em 1979. Em 1989 termina o seu mestrado em Engenharia Mecânica e Aeroespacial pela Universidade da Virgínia. Após a graduação em West Point, Patrick Forrester ingressou no Exército dos Estados Unidos como Segundo Tenente. Em 1979 ingressa na Escola de Aviação do Exército dos Estados Unidos e foi designado aviador do exército em Setembro de 1980. Foi subsequentemente nomeado como piloto instrutor na Escola de Aviação e

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Em Julho de 1993 Patrick Forrester é nomeado como Engenheiro Aeroespacial para o Centro Espacial Johnson da NASA. Os seus trabalhos técnicos no Ramo de Desenvolvimento de Operações do Corpo de Astronautas incluíram o teste de software de voo no Shuttle Avionics Integration Laboratory (SAIL), foi representante do Corpo de Astronautas nos assuntos relacionados com a aterragem e o transporte do vaivém espacial, trabalhos técnicos relacionados com a melhoria do Multi-function Electronic Display System (MEDS) da frota de vaivéns espaciais, e trabalhos técnicos com o Portable In-flight Landing

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Em Órbita Operations Trainer (PILOT). Também serviu como representante para os desenvolvimentos robóticos na estação espacial internacional. Em Maio de 1996 é seleccionado como candidato a astronauta. Completou dois anos de treino e avaliação, e foi qualificado para voos espaciais como Especialista de Missão. Inicialmente, Forrester foi designado para tarefas no Centro Espacial Kennedy como membro da equipa de suporte dos astronautas, responsável pela verificação do vaivém espacial antes do lançamento, auxilio no ingresso da tripulação no vaivém espacial e sua colocação nos assentos de voo, e saída da tripulação do vaivém espacial após a aterragem. Posteriormente serviu como assistente técnico do Director do Flight Crew Operations. Mais tarde serviu como representante no treino para o vaivém espacial e procedimentos a bordo. Também serviu como CAPCOM para missões do vaivém espacial e da ISS. A primeira missão espacial de Patrick Forrester decorreu entre 10 e 22 de Agosto de 2001. Forrester foi Especialista de Missão a bordo do vaivém espacial Discovery na missão STS-105 que foi a 11ª missão à ISS. Enquanto permaneceu acoplado com a ISS, a missão STS-105 transportou a tripulação da Expedição 3, acoplou o módulo logístico Leonardo (actividade na qual Forrester serviu como operador principal do braço robot), e transferiu mais de 2.700 kg de mantimentos e equipamentos para a estação espacial. Durante a missão foram levados Patrick Forrester e Daniel Barry levaram a cabo duas actividades extraveículares num total de 11 horas e 45 minutos. No regresso a missão STS-105 trouxe de volta para a Terra os três membros da Expedição 2. A missão levou a cabo 186 órbitas em torno da Terra e teve uma duração de 11 dias 21 horas 12 minutos e 44 segundos. Nesta missão Patrick Forrester tornou-se 405º ser humano (juntamente com o cosmonauta russo Mikhail Vladislavovich Tyurin) e no 254º astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo uma missão espacial orbital. A segunda missão espacial de Forrester decorreu entre 8 e 22 de Junho de 2007 a bordo do vaivém espacial Atlantis, sendo novamente Especialista de Missão. Esta missão envolveu a realização de múltiplos passeios espaciais por quatro astronautas para instalarem o segmento S3/4, o elemento mais pesado alguma vez colocado na ISS por um vaivém espacial. No final da missão Forrester havia acumulado mais 13 horas e 37 minutos de experiência em AEV. A missão também transportou e regressou à Terra com um membro da expedição permanente. A missão STS117 executou 219 órbitas em torno da Terra e teve uma duração de 13 dias 20 horas 12 minutos e 44 segundos. Patrick Forrester foi o 270º ser humano e o 188º astronauta dos Estados Unidos a levar a cabo duas missões espaciais orbitais. A missão STS-128 foi a terceira missão espacial orbital para P. Forrester que assim se tornou no 169º ser humano e no 129º astronauta dos Estados Unidos e levar a cabo três missões espaciais orbitais. A missão teve uma duração de 13 dias 20 horas 54 minutos e 55 segundos, fazendo com

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que Patrick Forrester acumula-se um total de 39 dias 14 horas 20 minutos e 23 segundos de experiência em voo espacial. Forrester também acumulou um total de 25 horas e 22 minutos de experiência em actividades extraveículares (um total de 5 AEV).

John Daniel Olivas (Especialista de Missão n.º 2) – Nascido em North Hollywood, Califórnia, a 25 de Maio de 1965, John Olivas gosta de praticar atletismo, halterofilismo, caça, pesca e surf. Frequentou o ensino secundário na Escola Secundária de Burges, El Paso – Texas, tendo recebido um bacharelato de Ciência em Engenharia Mecânica pela Universidade do Texas – El Paso, um mestrado em Engenharia Mecânica pela Universidade de Houston e um doutoramento em Engenharia Mecânica e de Ciência dos Materiais pela Universidade de Rice. Antes de completar o seu ensino superior, Olivas trabalhou para a Companhia Dow Chemical como Engenheiro Mecânico e de Materiais responsável por levar a cabo análises de stress / falha do equipamento para as instalações de fabrico. Após terminar o seu mestrado, Olivas prosseguiu os seus estudos para obter o doutoramento enquanto apoiava as avaliações dos revestimentos nas operações de manutenção dos C-5 na Base Aérea de Kelly. Também deu apoio nos directorados da tripulação e de sistemas térmicos no Centro Espacial Johnson da NASA, avaliando materiais para aplicações nos fatos espaciais da próxima geração. Após finalizar o seu doutoramento, recebeu uma posição de investigação como engenheiro sénior no Laboratório de Propulsão a Jacto e trabalhou no desenvolvimento de 52


Em Órbita ferramentas e metodologias para a avaliação não destrutiva de sistemas micro electrónicos e materiais estruturais sujeitos a ambientes espaciais. Foi promovido a Gestor de Programa no JPL Advanced Interconnect and Manufacturing Assurance Program destinado a avaliar a fiabilidade e susceptibilidade de sistemas micro electrónicos para futura utilização em projectos da NASA. Ao longo da sua carreira foi autor e apresentou numerosos artigos em conferências técnicas e jornais científicos.

voo espacial. Olivas também acumulou um total de 34 horas e 28 minutos de experiência em actividades extraveículares (um total de 5 AEV).

Em 1998 a NASA seleccionava John Olivas para o treino de astronauta que incluiu palestras de orientação, numerosas palestras científicas e técnicas, uma instrução intensiva nos sistemas do vaivém espacial e da estação espacial internacional, treino fisiológico e formação para o preparar para o treino no T-38, bem como o ensino de técnicas de sobrevivência. Entre 1999 e 2002, foram-lhe atribuídas responsabilidades técnicas no Ramo de Robótica no Special Purpose Dexterous Manipulator Robot e no Mobile Transporter. Entre 2002 e 2005 foi designado para o Ramo de AEV e apoiou o esforço de pesquisa focado no desenvolvimento de materiais, ferramentas e técnicas para levar a reparação em órbita do vaivém espacial. Em 2006 foi o responsável pela Secção de Integração de Hardware do Ramo da Estação Espacial, responsável por garantir a configuração e integração dos futuros módulos espaciais e veículos em visita. A primeira missão espacial de John Olivas decorreu entre 8 e 22 de Junho de 2007 a bordo do vaivém espacial Atlantis, como Especialista de Missão no voo STS-117 que foi a 118º missão de um vaivém espacial e a 21ª missão à estação espacial internacional. Esta missão envolveu a realização de múltiplos passeios espaciais por quatro astronautas para instalarem o segmento S3/4, o elemento mais pesado alguma vez colocado na ISS por um vaivém espacial. Em duas actividades extraveículares John Olivas acumulou 14 horas e 13 minutos de tempo em AEV. A missão também transportou e regressou à Terra com um membro da expedição permanente. A missão STS-117 executou 219 órbitas em torno da Terra e teve uma duração de 13 dias 20 horas 12 minutos e 44 segundos. John Olivas tornou-se no 454º ser humano e no 285º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com os astronautas Clayton Conrad Anderson, Lee Joseph Archambault e Steven Ray Swanson) e levar a cabo uma missão espacial orbital. Em 2008 foi designado para o Ramo CAPCOM que é responsável por todas as interfaces com a equipa de controlo de voo em Houston e as tripulações em órbita. A missão STS-128 foi a segunda missão espacial orbital para J. Olivas que assim se tornou no 269º ser humano (juntamente com Arne Christer Fuglesang) e no 207º astronauta dos Estados Unidos e levar a cabo duas missões espaciais orbitais. Nesta missão Olivas acumulou mais 20 horas e 15 minutos de experiência em actividades extraveículares em três saídas para o exterior. A missão teve uma duração de 13 dias 20 horas 54 minutos e 55 segundos, fazendo com que John Olivas acumula-se um total de 27 dias 17 horas 17 minutos e 39 segundos de experiência em

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José Moreno Hernandez (Especialista de Missão n.º 3) – Nasceu em French Camp, Califórnia, a 7 de Agosto de 1962, mas considera Stockton, Califórnia, como a sua cidade natal. Em 1984 completou o seu bacharelato em Engenharia Eléctrica pela Universidade do Pacífico e em 1986 terminou o seu mestrado em Engenharia Eléctrica e de Computadores pela Universidade da Califórnia – Santa Bárbara. Entre 1987 e 2001 trabalhou no Laboratório Nacional Laerence Livermore levando a cabo vários trabalhos. Entre 1987 e 1991 foi Engenheiro Electrónico pertencendo ao Grupo de Análise de Materiais refinando as técnicas de refinamento de sinal e imagem para a aplicação em radares, tomografia computadorizada, visualização acústica e outras técnicas de visualização não destrutivas. Entre 1991 e 1994 foi líder do Grupo de Química e Ciências dos Materiais tendo gerido a carreira de 25 profissionais que apoiaram as actividades de pesquisa nas áreas da Química e das Ciência dos Materiais. Hernandez identificou e desenvolveu as oportunidades programáticas de investigação. Levou também a cabo as suas próprias investigações como investigador principal na área do processamento de imagem e da Física dos raios-x. De 1996 a 1999 foi gestor de programa no Programa de Implementação de Urânio Altamente Enriquecido. Foi responsável pela implementação de um acordo bilateral entre os Estados Unidos e a Rússia para a compra por parte dos Estados Unidos de urânio altamente enriquecido na 53


Em Órbita forma de urânio não enriquecido derivado do desmantelamento de armas nucleares russas. As suas responsabilidades incluíam a utilização dos recursos dos laboratórios nacionais para o propósito de garantir ao governo norte-americano de que o urânio adquirido era derivado do desmantelamento de armas nucleares. Isto foi conseguido ao se desenvolver módulos de treino técnicos para os especialistas e laboratórios norte-americanos, que lhes permitia a visita a instalações russas e levar a cabo a programação efectiva de visitas dentro do acordo assinado entre os dois países, tendo em conta os respectivos protocolos e anexos. José Hernandez tinha também responsabilidades fiscais na implementação do orçamento e fiscalização directa do orçamento anual para o Laboratório Nacional Lawrence Livermore.

preparar para o treino no T-38, bem como o ensino de técnicas de sobrevivência. Inicialmente foi destacado para os trabalhos de apoio aos preparativos para o lançamento e aterragem do vaivém espacial. A missão STS-128 foi o primeiro voo espacial orbital de José Hernandez que se tornou no 500º ser humano e no 321º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com o astronauta Kevin Anthony Ford e com a astronauta Nicole Marie Passonno Stott) a realizar um voo espacial orbital.

Entre 1999 e 2001 foi gestor de programa no Office of International Material Protection and Emergency Cooperation. Trabalhando no Departamento de Energia em Washington D.C, geriu a integração e alocação dos recursos e experiências, incluindo os laboratórios nacionais e contractos, no planeamento, direcção, e implementação da cooperação dos Estados Unidos com a Rússia no programa de MPC&A (Nuclear Materials, Protection, Control and Accounting). Desenvolveu e implementou políticas, estratégias e planos para aumentar a segurança nacional e reduzir a ameaça da proliferação nuclear e terrorismo nuclear. Estes objectivos foram conseguidos ao melhorar de forma rápida a segurança de grandes quantidades material nuclear no Ministério da Energia Atómica da Rússia. Em 2001 José Hernandez ingressava no Centro Espacial Johnson e de Março de 2001 a Janeiro de 2002 foi engenheiro de processamento de materiais, desenvolvendo, avaliando e seleccionando materiais estruturais avançados para aviões e estruturas espaciais e respectivos sistemas de energia e propulsão. Levou a cabo investigações relacionadas com a engenharia básica de materiais e aplicação de princípios de engenharia mecânica geral para definir o comportamento do material. Desenhou e implementou experiências para avaliar os efeitos da radiação em materiais electrónicos. Serviu como ligação com o Directorado de Engenharia no grupo de trabalho que analisa a integridade dos sistemas eléctricos. Entre Janeiro de 2002 e Junho de 2004 foi dirigente do Ramo de Materiais e Processos na Divisão de Engenharia Estrutural. As tarefas levadas a cabo incluíam a gestão de 30 profissionais com diversas facetas nas ciências dos materiais. Foi responsável pela supervisão das actividades nas áreas de materiais e processos, controlo de fracturas, avaliação não destrutiva, análise de falhas, e pesquisa de nano materiais. Mais especificamente, geriu os recursos para a utilização dos materiais tendo em conta a sua flamabilidade, toxicidade, contaminação, compatibilidade com o ambiente espacial, e corrosão. Foi seleccionado para o treino de astronauta em Maio de 2004. O seu treino incluiu palestras de orientação, numerosas palestras científicas e técnicas, uma instrução intensiva nos sistemas do vaivém espacial e da estação espacial internacional, treino fisiológico e formação para o

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Arne Christer Fuglesang (Especialista de Missão n.º 4) – Christer Fuglesang nasceu a 18 de Março de 1957 em Estocolmo, Suécia, e como passatempos preferidos estão a vela, esqui e a leitura. Em 1975 formava-se no Bromma Gymnasium, Estocolmo, tendo recebido um mestrado de Ciência em Engenharia Física pelo Instituto Real de Tecnologia, Estocolmo, em 1981. Em 1987 terminava o seu doutoramento em Física de Partículas e tornava-se docente nessa disciplina em 1991 na Universidade de Estocolmo. Em 2006 era designado Professor Associado do Instituto Real de Tecnologia. Como estuante Fuglesang trabalhou no Centro Europeu de Investigação de Física das Partículas (CERN) em Genebra na experiência UA5 que estudou as colisões protão – antiprotão. Em 1998 começou a receber uma subvenção do CERN para levar a cabo pesquisas, nomeadamente na CPLEAR que estudou a subtil violação das partículas Kaon. Um ano mais tarde dirigiu o subdetector para a identificação de partículas. Em Novembro de 1990 Fuglesang obteve uma posição no Instituto de Física Manne Siegbahn, Estocolmo, mas permanecer no CERN para outro

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Em Órbita ano de trabalho no novo projecto LHC (Large Hadron Collider). Em Maio de 1992 Fuglesang foi seleccionado para se juntar ao Corpo de Astronautas da ESA tendo por base o Centro de Europeu de Astronautas em Colónia, Alemanha. Em 1992 seguido um programa de treino introdutório no Centro de Europeu de Astronautas e um programa de treino de quatro semanas no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Cidade das Estrelas – Rússia, tendo em vista uma colaboração entre a Agência Espacial Europeia e a Rússia para uma missão à estação espacial Mir. Em Julho de 1993 terminava o treino básico no Centro de Europeu de Astronautas. Em Maio de 1993 Fuglesang e o astronauta alemão Thomas Reiter foram seleccionados para a missão Euromir 95 e iniciaram o treino no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin em preparação para tarefas de engenharia, actividades extraveículares e operação da cápsula Soyuz. O treino experimental da Euromir 95 foi organizado e principalmente levado a cabo no Centro de Europeu de Astronautas. A 17 de Março de 1995 foi seleccionado para a tripulação suplente da missão Euromir 95 juntamente com os cosmonautas Gennady Manakov e Pavel Vinogradov. Durante a missão que decorreu entre 3 de Setembro de 1995 e 29 de Fevereiro de 1996, Fuglesang foi o Coordenador Principal de Interface. A partir do Centro de Controlo de Missão (TsUP) em Kaliningrado – Rússia, ele foi o principal contacto com o astronauta Thomas Reiter na Mir, e agiu como coordenador entre a Mir e O Centro de Controlo da Euromir 95, localizado em Oberpfaffenhofen, Alemanha, e a gestão da missão.

Fuglesang continuou a levar a cabo alguns trabalhos científicos e esteve envolvido com a experiência SilEye que investigou os flashes nos olhos dos astronautas a bordo da estação espacial Mir entre 1995 e 1999. Este trabalho está a ser continuado na ISS com o detector Alteino e com a instalação ALTEA. Também iniciou o Projecto DESIRE para simular e estimular o ambiente de radiação no interior da ISS. Em Fevereiro de 2002 foi nomeado como Especialista de Missão para a missão espacial STS-116 tendo por destino a estação espacial internacional. A primeira missão espacial de Christer Fuglesang decorreu entre 9 e 22 de Dezembro de 2002 a bordo do vaivém espacial Discovery. Durante a sua missão, com o nome código ‘Celsius’, Fuglesang participou em duas actividades extraveículares para fixar novos equipamentos à ISS e para reconfigurar o sistema eléctrico da estação. Foi designado para participar num passeio espacial não programado para ajudar a libertar o painel solar P6 que tinha ficado preso durante o processo de retracção. Na missão STS-116 o tempo total de EAV foi de 18 horas e 14 minutos. Arne Christer Fuglesang foi o 447º ser humano (juntamente com os astronautas Joan Elizabeth Miller Higginbotham, William Anthony Oefelein, Nicholas James MacDonald Patrick e Sunita Lyn Williams) e o 1º astronauta sueco a levar a cabo uma missão espacial orbital. A missão STS-116 teve uma duração de 12 dias 20 horas 44 minutos e 16 segundos.

Entre Março e Junho de 1996 levou a cabo treinos especializados nas operações da cápsula Soyuz para a separação, reentrada atmosférica e aterragem. Em Agosto de 1996 ingressou da formação de Especialistas de Missão da NASA no Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, tendo-se qualificado em Abril de 1998 para missões a bordo do vaivém espacial. Entre Maio de Outubro de 1998 retomou os treinos no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin para a formação nas operações de separação, reentrada e aterragem a bordo da Soyuz TM. Recebeu o título de ‘Comandante de Regresso da Soyuz’ que o qualificou para comandar uma tripulação de três pessoas no regresso do espaço a bordo de uma cápsula Soyuz. Em Outubro de 1998 regressou ao Centro Espacial Johnson e foram-lhe atribuídas tarefas técnicas no Corpo de Astronautas. Trabalhou com os veículos de transferência russos (Soyuz e Progress) e depois como astronauta de suporte para as tripulações de longa duração para a estação espacial internacional, nomeadamente com a segunda tripulação de longa duração. Mais tarde levou a cargo trabalhos técnicos com as cargas que eram enviadas para a ISS e mais recentemente com tarefas relacionadas com as actividades extraveículares.

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A missão STS-128 foi a segunda missão espacial orbital para Christer Fuglesang que assim se tornou no 269º ser humano (juntamente com John Daniel Olivas) e no 1º astronauta da Suécia e levar a cabo duas missões espaciais orbitais. Nesta missão Olivas acumulou mais 13 horas e 40 minutos de experiência em actividades extraveículares em duas saídas para o exterior. A missão teve uma duração de 13 dias 20 horas 54 minutos e 55 segundos, fazendo com que Christer Fuglesang acumula-se um total de 26 dias 17 horas 39 minutos e 11 segundos de experiência em voo espacial. Fuglesang também acumulou um total de 32 horas e 24 minutos de experiência em actividades extraveículares (um total de 5 AEV).

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Em Órbita equipa de duas pessoas que tinha como objectivo analisar a eficiência do fluxo do processamento do vaivém espacial e de implementar ferramentas para medir a eficiência das melhorias introduzidas. Foi a responsável por parte do Centro Espacial Kennedy num projecto de software conjunto entre esse centro espacial e o Centro Espacial Ames para desenvolver ferramentas de calendarização eficientes. O sistema Ground Processing Scheduling System (GPSS) foi desenvolvido como uma tecnologia de demonstração para este projecto. O GPSS foi um sucesso no Centro Espacial Kennedy e também um sucesso comercial que é parte da suite PeopleSoft de produtos de software. Durante a sua permanência do Centro Espacial Kennedy, Stott também assumiu uma variedade de cargos no sistema de processamento do vaivém espacial, incluindo Vehicle Operations Engineer, NASA Convoy Commander, Shuttle Flow Director para o Endeavour, e Orbiter Project Engineer para o vaivém espacial Columbia. Durante os seus dois últimos anos no Centro Espacial Kennedy, foi membro do Space Station Hardware Integration Office e relocada para Huntington Beach, Califórnia, onde serviu líder de projecto para os elementos estruturais da ISS em construção nas instalações da estação espacial da Boeing. Em 1998 ingressou na equipa do Centro Espacial Johnson, Houston – Texas, como membro da Divisão de Operações de Aeronaves da NASA onde levou a cabo tarefas como Engenheira de Simulação de Voo no Avião de Treino do Vaivém Espacial. Nicole Marie Passonno Stott (Engenheira de Voo da ISS) – Nasceu a 19 de Novembro de 1962 em Albany, Nova Iorque, mas considera Clearwater, Florida, como a sua cidade natal. Nicole Stott gosta de voar, esquiar na neve, mergulho, trabalhos em madeira, pintura e jardinagem. Frequentou o ensino secundário na secundária de Clearwater (1980), tendo recebido o seu grau de bacharelato pela Universidade de Aeronáutica de Embry-Riddle em Engenharia Aeronáutica (1987) e mais tarde o mestrado em Engenharia de Gestão pela Universidade Central da Florida em 1992. Stott iniciou a sua carreira em 1987 como engenheira de estruturas com a Pratt and Whitney Government Engines, West Palm Beach – Florida. Passou um ano com o Grupo de Motores Avançados levando a cabo análises estruturais de desenhos de componentes avançados de motores a jacto. Em 1988 Nicole Stott começou a trabalhar para a NASA no Centro Espacial Kennedy como Engenheira de Operações nas instalações de processamento do vaivém espacial (OPF). Após seis meses, foi indicada junto do Director de Processamento do Vaivém Espacial como parte de uma

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Seleccionada como Especialista de Missão pela NASA em Julho de 2000, Nicole Stott apresentou-se para o treino de candidata a astronauta em Agosto desse mesmo ano. Após a finalização do seu treino de dois anos, foram-lhe atribuídas tarefas técnicas no Ramo de Operações da Estação Espacial dentro do Corpo de Astronautas onde levou a cabo avaliações das cargas da ISS. Também trabalhou como astronauta de suporte para a Expedição 10 e como CAPCOM da ISS. Em Abril de 2006 foi membro da tripulação da missão NEEMO 9 (NASA Extreme Environment Mission Operations) na qual viveu e trabalhou com uma tripulação de seis pessoas durante 18 dias no habitat subaquático Aquarius. A missão STS-128 foi o primeiro voo espacial orbital de Nicole Stott que se tornou no 500º ser humano e no 321º astronauta dos Estados Unidos (juntamente com o astronauta Kevin Anthony Ford e com o astronauta José Moreno Hernandez) a realizar um voo espacial orbital.

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Em Órbita

Lançamentos orbitais em Janeiro de 2010 Em Janeiro de 2010 foram levados a cabo 2 lançamentos orbitais, tendo-se colocando em órbita 2 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Janeiro de 2010 foram realizados 4687 lançamentos orbitais, 282 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 6,0% do total e a uma média de 5,4 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (471 lançamentos que correspondem a 10,0% com uma média de 9,1 lançamentos por mês de Dezembro) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais.

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 13 14 12 10 10 10 10 9 9 9 9 10 8 88 88 8 7 7 7 8 6 6 666 5 5 5 5 5 5 5 5 5 5 6 44 4 4 33 3 4 2 2 2 2 2 22 2 1 1 1 2 00 0 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Janeiro desde 1957

Ano

120

119

112 118

127

140

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

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2010 (Janeiro)

63 65 67 53 52

19

35

40

75

82 1999

58 62 61

77 73

1996

79

75 73

55

60

86

89

95 88

87

80

72

Lançamentos

100

2

2

8

14

20

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

0

Ano

Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

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Em Órbita

China expande o seu sistema de navegação por satélite Inicialmente previsto para ter lugar em 2010, o lançamento do satélite BeiDou-2 ‘Compass-G1’ vem reiniciar uma série de lançamentos por parte da China para completar a constelação Compass. BeiDou / Compass O sistema BeiDou / Compass é o componente em órbita de um sistema de navegação e de posicionamento global independente por parte da China. Originalmente, o sistema seria desenvolvido ao se lançar uma constelação de satélites em vários estágios entre 2000 e 2010, desenvolvendo-se no mesmo período os sistemas de aplicações necessários. Este desenvolvimento resultaria numa indústria chinesa de navegação e posicionamento global. O desenvolvimento do sistema BeiDou foi iniciado em 1983 com uma proposta por parte de Chen Fangyun para desenvolver um sistema regional de navegação utilizando dois satélites geostacionários, o Twinsat. Este conceito foi testado em 1989 utilizando dois satélites de comunicações DFH-2/2A. Este teste mostrou que a precisão do sistema Twinsat seria comparável ao sistema GPS norte-americano. Em 1993, o programa BeiDou foi oficialmente iniciado. Os satélites BeiDou utilizam o modelo DFH-3 e têm uma performance básica similar. Em 2000 dava-se o lançamento dos satélites experimentais da série e a constelação final iria consistir em quatro satélites em órbitas geossíncronas, sendo dois operacionais e dois suplentes. O sistema de dois satélites era baseado numa determinação interactiva da altitude do utilizador. Cada um dos satélites emitia sinais de forma contínua para todas as zonas da Terra que lhe eram visíveis. A estação do utilizador faria a recepção dos sinais e transmitia-os de volta para o satélite. Por seu lado, o satélite enviava o sinal recebido para o centro de controlo do sistema. Os computadores no centro de controlo do sistema determinavam então a distância entre o utilizador e o satélite a partir do tempo que o sinal fora originalmente emitido, referenciado com o tempo de emissão, e a altura em que o sinal do utilizador havia chegado ao centro de controlo. O centro de controlo combinava a estimativa inicial da altitude do utilizador (e por consequência a distância ao centro da Terra), a partir da última referência de altitude do utilizador ou utilizando uma estimativa arbitrária tal como o nível do mar, com as distâncias a partir destes dois satélites para obter três estimativas de distâncias para a posição do utilizador. Isto determinava a primeira estimativa da latitude e da longitude do utilizador. Um mapa da região do utilizador (possivelmente armazenado de forma digital) era então utilizado para se fazer uma estimativa melhorada da altitude do utilizador, que podia então ser associada ao cálculo da latitude e longitude para se fazer uma melhor estimativa desses valores. Satélite BeiDou-1A BeiDou-1B BeiDou-1C BeiDou-1D

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

26599 26643 27813 30323

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

Hora UTC

Veículo Lançador

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

CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-5) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-6) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-7) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-12)

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

Apesar do sistema ser capaz de conseguir precisões semelhantes à do sistema GPS (exceptuando em terrenos muito inclinados), tinha sérios problemas operacionais. O utilizador tinha de emitir um sinal de forma a obter uma localização e por seu lado, o centro de controlo fornecia um único alvo que poderia desactivar o sistema. Porém, era uma forma de obter, com somente dois satélites, um sistema militar de navegação próprio, independente e de grande precisão que poderia funcionar num período de guerra. Por comparação, os sistemas Navstar, GLONASS ou Galileo, requerem o lançamento de dezenas de satélites. O Departamento de Defesa dos Estados Unidos estimou que o sistema BeiDou tinha uma precisão de 20 metros em território chinês e nas áreas em redor. Foi também referido que o sistema BeiDou possuía uma capacidade de comunicações activa, permitindo aos líderes nacionais o envio em segurança de ordens e receber confirmações e relatórios. Porém, uma companhia privada, a BDStar Navigation, foi fundada para desenvolver o segmento de solo do sistema BeiDou e para comercializar os receptores para os operadores comerciais. A companhia surgiu como um consórcio com a Canada Novatel em Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

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Em Órbita Outubro de 2000 para desenvolver e comercializar os receptores GPS. Um ano mais tarde foi finalizado um projecto para o Sistema de Serviço de Informações BeiDou-1, que proporcionava a base para aplicações abertas do sistema de navegação BeiDou. Um comité industrial conjunto aprovou o plano final em Janeiro de 2003. O financiamento por parte do Ministério da Ciência e Tecnologia da China levou ao início dos trabalhos no Serviço Integrado de Aplicações de Informação de Satélite BeiDou como parte do Plano de Desenvolvimento Nacional Chinês 863. O sistema passou nos testes de aceitação em Dezembro de 2005, levando a potenciais aplicações dos receptores BeiDou para os navios de pesca oceânica chineses. Em Junho de 2006 foi iniciado o projecto de demonstração comercial para um Serviço de Informação de Transacções e de Produção Segura de Pesca Oceânica. No entanto, os projectos mais lucrativos da BDStar ainda utilizavam os sinais GPS da Navstar para aplicações tais como a gestão de portos de contentores. Dado as restrições operacionais do sistema BeiDou geostacionário, foi sem surpresa que a China anunciou uma constelação suplementar colocada em órbitas médias em 2006. O sistema operacional BeiDou-2 era então definido como uma constelação de 35 satélites dois quais cinco operavam em órbita geossíncrona e trinta em órbitas médias (a 21.000 km de altitude e período orbital de 12 horas). Os satélites nas órbitas médias utilizariam o mesmo princípio de navegação que os sistemas Navstar, GLONASS e Galileo, com relógios internos de alta precisão e um sistema orbital de informação a enviar a posição precisa do satélite para os receptores passivos dos utilizadores. A combinação de sinais de múltiplos satélites permite ao utilizador o cálculo da sua posição na Terra com alta precisão. A designação COMPASS aplica-se aos satélites BeiDou-2 sendo estes diferenciados entre os satélites em órbita geossíncrona (COMPASS-G) e em órbitas médias (COMPASS-M). Os satélites irão transmitir sinais nas frequências 1195,14 - 1219,14 MHz, 1256,52 - 1280,52 MHz, 1559,05 - 1563,15 MHz e 1587,69 1591,79 MHz. É interessante referir que alguns dos sinais se sobrepõem aos sinais da rede Galileu e do código GPS. Segundo Dan Levin em "Chinese Square Off With Europe in Space" (The New York Times, 23 de Março de 2009), "segundo a política da ITU (International Telecommunications Union), o primeiro país a utilizar uma frequência específica tem prioridade sobre a mesma, e os fornecedores de serviços a transmitir na mesma frequência devem garantir que as suas transmissões não interferem com o sinal autorizado previamente." O Sistema de Satélites de Navegação Compass (SSNC) é o sistema de navegação por satélite de segunda geração da China capaz de proporcionar um sinal contínuo de geoposicionamento tridimensional global, além de medição de velocidade. O sistema será inicialmente utilizado para fornecer serviços de posicionamento de alta precisão para os utilizadores na China e nas regiões vizinhas, cobrindo uma área de cerca de 120 graus de latitude no Hemisfério Norte. O objectivo a longo termo é o de desenvolver uma rede de navegação por satélite similar ao GPS norte-americano e ao GLONASS russo. Satélite

Desig. Int. NORAD

Data Lançamento

Hora UTC

BeiDou-2 'Compass-M1'

2007-011A

31115

13-Abr-07

20:11:00

BeiDou-2 'Compass-G2'

2009-018A

34779

14-Abr-09

16:16:03

BeiDou-2 'Compass-G1'

2010-001A

36287

16-Jan-10

16:12:04

Veículo Lançador CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-13) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-2) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-3/Y2)

Local Lançamento Xichang, LC2 Xichang, LC2 Xichang, LC2

Dois níveis de serviço são fornecidos pelo sistema BeiDou. O serviço público para utilização civil é grátis para os utilizadores chineses e tem uma precisão de 10 metros no posicionamento do utilizador, proporcionando sinais de sincronização de tempo com uma precisão de 50 ns e medição de velocidade com uma precisão de 0,2 m/s. O serviço militar é mais preciso, fornecendo informação de estado e uma capacidade de comunicação militar. Os satélites têm uma massa média de 2.200 kg, sendo 1.100 kg a massa correspondente ao propolente. Os satélites são estabilizados nos seus três eixos espaciais. Os satélites BeiDou são desenvolvidos pelo Instituto de Pesquisa de Tecnologia Espacial do Grupo de Ciência e Tecnologia Espacial da China. Em Janeiro de 2009 a China anunciava que o seu sistema independente de posicionamento e navegação deverá estar completo em 2015 com um total de trinta satélites, dez dos quais deveriam ser lançados entre 2009 e 2010. No entanto estes planos tiveram de ser

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Em Órbita alterados devido a problemas técnicos registados no satélite Compass-G2 bem como devido ao problemas com o foguetão lançador CZ-3B Chang Zheng-3B que a 31 de Agosto de 2009 registava um problema a quando do lançamento do satélite de comunicações indonésio Palapa-D. De salientar que existem inúmeros sistemas comuns entre o CZ-3B e o CZ-3C Chang Zheng-3C. O primeiro satélite do sistema foi lançado a 30 de Outubro de 2000. O BeiDou-1A foi colocado em órbita por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O satélite foi colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.889 km, perigeu a 195 km e inclinação orbital de 25,0º, antes de ficar colocado na sua órbita definitiva a 6 de Novembro, ficando estacionado a 140º longitude Este. O BeiDou-1B era lançado a 20 de Dezembro de 2000 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O satélite foi colocado numa órbita inicial de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 41.870 km, perigeu a 190 km e inclinação orbital de 25,0º. O lançamento deste satélite completou o sistema protótipo de dois satélites que deveria fornecer a informação de posicionamento para os serviços de transporte de caminho-de-ferro, auto-estradas e de navegação marítima. O satélite foi posteriormente posicionado na órbita geossíncrona a 80º longitude Este. O primeiro satélite suplente, o BeiDou-1C, foi lançado a 24 de Maio de 2003 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. O BeiDou-1C foi colocado na órbita geossíncrona a 110º longitude Este. A 2 de Fevereiro de 2007 era lançado o BeiDou-1D por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites Xi Chang. Este satélite não atingiu a órbita geossíncrona até Abril do mesmo ano devido a problemas na abertura dos seus painéis solares. Fontes militares norte-americanas referiram também a existência de uma nuvem de detritos na altura em que o satélite deveria operar o seu motor de impulso para o apogeu. O foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C O foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C (长征三号C火箭) é um veículo a três estágios de propulsão líquida que combina os estágios do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B com dois propulsores laterais de combustível líquido do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O desenvolvimento do CZ-3C Chang Zheng-3C teve início em 1995 mas aparentemente o seu programa foi suspenso entre 1996 e 2000 devido ao acidente registado com o foguetão CZ3B Chang Zheng-3B em 1996. O seu desenvolvimento é iniciado ao mesmo tempo do desenvolvimento do foguetão CZ-3B e tendo por base o foguetão CZ3A Chang Zheng-3A. O foguetão tem um comprimento total de 54,838 metros, podendo atingir os 55,638 metros dependendo da carenagem de protecção a utilizar, podendo ser equipado com uma carenagem com um comprimento de 9,56 metros (diâmetro de 4,00 metros) ou de 9,777 metros (diâmetro de 4,20 metros). A sua massa no lançamento é de 345.000 kg e é capaz de colocar uma carga de 3.800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

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Em Órbita

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Em Órbita

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Em Órbita O primeiro estágio, L-180, tem um comprimento de 23,272 metros, um diâmetro de 3,35 metros e um peso bruto de 179.000 kg, pesando 7.225 kg sem combustível. Desenvolve 2961,6 kN no vácuo, tendo um Ies de 289 s e um Tq de 155 s. Está equipado com quatro motores YF-20B (em conjunto denominados DaFY6-2) que consomem N2O4/UDMH. O primeiro estágio é auxiliado por dois propulsores laterais de combustível líquido LB-40 que têm um comprimento de 15,326 metros, um diâmetro de 2,25 metros e um peso bruto de 41.000 kg, pesando 3.254 kg sem combustível. Cada propulsor desenvolve 740,4 kN no vácuo, tendo um Ies de 291 s e um Tq de 128 s. Consomem N2O4/UDMH. O segundo estágio, L-35, tem um comprimento de 9,943 metros, um diâmetro de 3,35 metros e um peso bruto de 55.000 kg, pesando 3.395 kg sem combustível. Desenvolve 761.900 kN no vácuo, tendo um Ies de 298 s (Ies-nm de 270 s) e um Tq de 190 s. Está equipado com um motor YF-25/23 que consome N2O4/UDMH. O terceiro estágio, H-18, tem um comprimento de 12,375 metros, um diâmetro de 3,00 metros e um peso bruto de 21.000 kg, pesando 2807 kg sem combustível. Desenvolve 156.000 kN no vácuo, tendo um Ies de 440 s e um Tq de 470 s. Está equipado com um motor YF-75 que consome LOX/LH2. O quadro seguinte os últimos dez lançamentos levados a cabo com os lançadores CZ-3C Chang Zheng-3C: Lançamento Veículo lançador 2008-019 CZ3C-1 2009-018 CZ3C-2 2010-001 CZ3C-3 / Y2

Data de Lançamento 25-Abr-08 14-Abr-09 16-Jan-10

Hora (UTC) 15:35:08 16:16:03 16:12:04

Satélites TL-1 Tian Lian-1 (32779 2008-019A) BeiDou-2 'COMPASS-G2' (34779 2009-018A) BeiDou-2 'COMPASS-G1' (36287 2010-001A)

O Centro de Lançamento de satélites de Xi Chang O Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang serve para a colocação em órbita geossíncrona de satélites de comunicações e meteorológicos, sendo também utilizado para o lançamento de sondas lunares. Localizado em Xi Chang, na Província de Sichuan no Sudoeste da China, com as instalações de comendo localizadas na cidade de Xi Chang a 65 km do local de lançamento. O clima na região é subtropical, com uma temperatura anual média de 16ºC. O aeroporto que serve a cidade está localizado nos arredores a Norte e a 13.5 km do centro, estando a 50 km do local de lançamento. A pista de aterragem tem um comprimento de 3.600 metros e é capaz de acomodar grandes aviões de transporte tais como o Lockheed C130, o Antonov An-124 e o Boeing 747. O centro de lançamento está ligado por estrada à auto-estrada Sichuan-Yunnan, bem como através de caminhos-de-ferro à linha Chengdu-Kunmimg da rede nacional. A distância entre Chengdu e Xi Chang por caminho-de-ferro é de 535 km. Existe uma linha de caminho-de-ferro e uma auto-estrada especialmente dedicada ao Centro Técnico e ao Complexo de Lançamento, enquanto que uma estrada de 8 km liga o Centro Técnico e o Complexo de Lançamento. As redes de cabo e de comunicações por satélite de alta tecnologia proporcionam serviços internos e externos de telefone e outros serviços de comunicações. A tabela seguinte mostra os dez últimos lançamentos levados a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang.

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Em Órbita

Lançamento

Data

Hora (UTC)

2007-021

31-Mai-07

16:08:00

2007-031

5-Jul-07

12:08:03.807

2007-051

24-Out-07 10:05:04.602

2008-019

25-Abr-08 15:35:07.852

2008-028

9-Jun-08

12:15:04.393

2008-055

29-Out-08 16:53:43.093

2008-066

23-Dez-08 00:54:04.330

2009-018

14-Abr-09

16:16:03

2009-046

31-Ago-09

09:28:00

2010-001

16-Jan-10 16:12:04.391

Lançador CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-14) CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-9) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-15) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-1) CZ-3B Chang Zheng-3B (CZ3B-10) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (CZ3B-11) CZ-3A Chang Zheng-3A (CZ3A-16) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-2/Y3) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (CZ3B-12/Y8) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-3/Y2)

Plataforma LC2 LC2 LC3 LC2 LC2 LC3 LC2 LC2 LC2 LC2

Carga Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A) ZX-6B Zhongxing-6B (31800 2007-031A) Chang'e-1 (32273 2007-051A) TL-1 Tian Lian-1 (32779 2008-019A) ZX-9 ZhongXing-9 (33051 2008-028A) Simon Bolivar 'VENESAT-1' (33414 2008-055A) FY-2E Feng Yun-2E (33463 2008-066A) BeiDou-2 'Compass-G2' (34779 2009-018A) Palapa-D (35812 2009-046A) BeiDou-2 'Compass-G1' 36287 2010-001A)

Lançamento do BeiDou-2 ‘Compass-G1’ Após o lançamento do satélite BeiDou-2 ‘Compass-G2’ a 14 de Abril de 2009, o plano previa o lançamento de um segundo satélite BeiDou-2 para ser colocado numa órbita geossíncrona. Esse lançamento estava previsto para ter lugar em finais de Maio de 2009, sendo no entanto adiado para o mês de Agosto devido a problemas registados com o satélite Compass-G2. O lançamento seria adiado para finais do mês de Dezembro e posteriormente para Janeiro de 2010. A 7 de Janeiro era oficialmente anunciado que o lançamento teria lugar a 16 de Janeiro (hora UTC) e as autoridades chinesas inauguravam a 15 de Janeiro o sítio da Internet dedicado ao sistema Compass localizado em www.beidougov.cn, com o objectivo de promover a participação pública e a compreensão do desenvolvimento, lançamento, operação e aplicação do sistema de navegação por satélite Compass.

O lançamento do satélite BeiDou-2 ‘Compass-G1’ acabaria por ter lugar às 1612:04,391UTC do dia 16 de Janeiro de 2010.

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Em Órbita A tabela seguinte mostra as diferentes fases da missão cujo sucesso foi anunciado após a separação do satélite que ficaria colocado numa órbita com um perigeu a 194,3 km de altitude, apogeu a 35.615,4 km de altitude, período orbital de 627,6 minutos e inclinação orbital de 20,5º. Esta é uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona cujo perigeu será elevado e os restantes parâmetros refinados para a órbita operacional. Fase do voo

T+ (s)

Hora (UTC)

Ignição

-3,0

1612:01

Lançamento

0,0

1612:04,391

Arfagem

10,0

1612:14,391

Separação dos propulsores

128,991

1614:13,382

Separação 1º / 2º estágios

146,659

1614:31,050

Separação carenagem

258,659

1616:23,050

Separação 2º / 3º estágios. Ignição 3º estágio

334,000

1617:38,391

Final da 1ª queima 3º estágio

650,605

1622:54,996

2ª ignição 3º estágio

1323,242

1634:07,633

Final da 2ª ignição 3º estágio

1474,866

1636:39,257

Separação BeiDou-2 ‘Compass-G1’

1574,86

1638:19,25

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Em Órbita Logo após o lançamento equipas de militares iniciaram a busca de detritos e partes do foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C que haviam caído nas áreas que se encontravam sobre a trajectória do voo. De referir que antes do lançamento, e como acontece em todas as ocasiões, milhares de pessoas que vivem sobre as trajectórias que serão percorridas pelos foguetões lançados desde Xi Chang, são evacuadas para assim diminuir as probabilidade de ocorrência de qualquer tipo de desastre ou fatalidade.

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Em Órbita

Proton-M/Briz-M lança Raduga-1M O primeiro lançamento orbital do ano no Cosmódromo GIK-5 Baikonur teve lugar a 28 de Janeiro com o lançamento de um satélite de comunicações Raduga-1M para o Ministério da Defesa da Rússia.

Os satélites Raduga-1M Os satélites Raduga-1M (também designado Globus-1M; artigo 17F15M) são construídos pela ISS Reshetnev (anteriormente conhecida como NPO Prikladnoi Mekhaniki, NPO PM) em Zheleznogorsk. Estes são satélites de comunicações que são utilizados pelo Ministério da Defesa da Rússia para enviar informações seguras para estações móveis das suas forças militares. Estes são versões melhoradas dos satélites Raduga-1 (Globus) e são baseados nas plataformas dos satélites Gorizont, raduga-1 e Ekspress-A. Com uma massa de 2.300 kg no lançamento, cada satélite transporta seis repetidores e está equipado com o sistema de transmissão de multi-canal. A sua vida útil em órbita é de 3 anos. O primeiro satélite Raduga-1M (32373 2007-058A) foi colocado em órbita a 9 de Dezembro de 2007 (0016UTC) por um foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (53526/88526) lançado desde a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur.

O foguetão Proton-M/Briz-M Tal como o 8K82K Proton-K, o 8K82KM Proton-M é um lançador a três estágios podendo ser equipado com um estágio superior Briz-M ou então utilizar os usuais estágios Block 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 Block DM construídos pela RKK Energiya. O 8K82KM Proton-M/Briz-M em geral tem um comprimento de 53,0 metros, um diâmetro de 7,4 metros e um peso de 712.800 kg. É capaz de colocar uma carga de 21.000 kg numa órbita terrestre baixa a 185 km de altitude ou 2.920 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona, desenvolvendo para tal no lançamento uma força de 965.580 kgf. O Proton-M é construído pelo Centro Espacial de Pesquisa e Produção Estadual Khrunichev, tal como o Briz-M. O primeiro estágio Proton KM-1 tem um peso bruto de 450.400 kg, pesando 31.000 kg sem combustível. É capaz de desenvolver uma força de 1.074.000 kgf no vácuo, tendo um Ies de 317 s (o seu Ies-nm é de 285 s) e um Tq de 108 s. Este estágio tem um comprimento de 21,0 metros e um diâmetro de 7,4 metros. Tem seis motores RD-253 (14D14) e cada um tem um peso de 1300 kg e desenvolvem 178.000 kgf (em vácuo), tem um Ies de 317 s e um Ies-nm de 285 s. O Tq de cada motor é de 108 s. Consomem N2O4/UDMH e foram desenhados por Valentin Glushko. O segundo estágio, 8S811K, tem um peso bruto de 167.828 kg e uma massa de 11.715 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 244.652 kgf, tendo um Ies de 327 s e um Tq de 206 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 14,0 metros. Está equipado com quatro motores RD0210 (também designado 8D411K, RD-465 ou 8D49). Desenvolvidos por Kosberg, cada motor tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 59.360 kgf (em vácuo) com um Ies de 327 s e um Tq de 230 s. Cada motor tem uma câmara de combustão e consomem N2O4/UDMH. O terceiro estágio, Proton K-3, tem um peso bruto de 50.747 kg e uma massa de 4.185 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 64.260 kgf, tendo um Ies de 325 s e um Tq de 238 s. Tem um diâmetro de 4,2 metros, uma envergadura de 4,2 metros e um comprimento de 6,5 metros. Está equipado com um motor RD-0212 (também designado RD-473 ou 8D49). Desenvolvido por

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Em Órbita 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. Plataforma

Satélites

5-Nov-08 10-Dez-08

Hora Nº Série (UTC) 20:44:20 ????? / ????? 13:43:00 ????? / ?????

LC200 PU-39 LC200 PU-39

2009-007

11-Fev-09

0:03:00

93501 / 99501

LC200 PU-39

2009-016 2009-027 2009-034 2009-042 2009-050 2009-075 2010-002

3-Abr-09 16-Mai-09 30-Jun-09 11-Ago-09 17-Set-09 29-Dez-09 28-Jan-10

16:24:00 0:57:38 19:10:00 19:47:33 19:19:19 0:22:00

????? / ????? 93505 / 99505 93506 / 99506 ????? / ????? ????? / ????? ????? / ????? ????? / ?????

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

Astra-1M (33436 2008-057A) Ciel-2 (33453 2008-063A) Ekspress-AM44 (33595 2009-007A) Ekspress-MD1 (33596 2009-007B) Eutelsat-W2A (34710 2009-029A) ProtoStar-II/IndoStar-II (34941 2009-027A) Sirius-Radio FM-5 (35493 2009-034A) AsiaSat-5 (35696 / 2009-042A) Nimiq-5 (35873 2009-050) DirecTV-12 (36131 2009-075A) Raduga-1M 'Globus-1M' (XXXXX 2010-002A)

Lançamento

Data

2008-057 2008-063

Esta tabela indica os últimos 10 lançamentos levados a cabo utilizando o foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M. Todos os lançamentos são levados a cabo a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur no Cazaquistão. Tabela: Rui C. Barbosa

O quarto estágio, Briz-M, tem um peso bruto de 22.170 kg e uma massa de 2.370 kg sem combustível. É capaz de desenvolver 2.000 kgf, tendo um Ies de 326 s e um Tq de 3.000 s. Tem um diâmetro de 2,5 metros, uma envergadura de 1,1 metros e um comprimento

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Em Órbita de 2,6 metros. Está equipado com um motor S5.98M (também designado 14D30). O S5.98M tem um peso de 95 kg e desenvolve 2.000 kgf (em vácuo) com um Ies de 326 s e um Tq de 3.200 s. O motor tem uma consome N2O4/UDMH. O primeiro lançamento do foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M teve lugar a 7 de Abril de 2001 (0347:00,525UTC) quando o veículo 535-01 utilizando o estágio Briz-M (88503) colocou em órbita o satélite de comunicações Ekran-M 18 (26736 2001-014A) com uma massa de 1970 kg a partir do Cosmódromo GIK-5 Baikonur (LC81 PU-24).

Lançamento do Raguda-1M Sendo de facto uma missão militar, não são muitas as informações relativas aos preparativos em Baikonur para este lançamento. O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M com o satélite Raduga-1M foi transportado para a zona de abastecimento dos tanques de propolente de alta pressão do estágio Briz-M no dia 23 de Janeiro. Entre o dia 23 e o dia 24 teve lugar a reunião da Comissão Governamental que após analisar todos os preparativos para o lançamento deu luz verde para o transporte do foguetão lançador para a Plataforma de Lançamento PU-24 do Complexo de Lançamento LC81 do Cosmódromo GIK-5 Baikonur. Os preparativos finais na plataforma de lançamento e a contagem decrescente decorreram sem qualquer problema e o lançamento acabou por ter lugar às 0018:00UTC do dia 28 de Janeiro.

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Em Órbita

Sendo uma missão de transferência para a órbita geossíncrona, este voo teve uma duração de pouco mais de 9 horas. A separação entre o satélite Raduga-1M (Globus-1M) e o estágio superior Briz-M teve lugar às 0919UTC. A 29 de Janeiro o satélite ainda se encontrava na sua órbita de transferência com um perigeu a 409 km de altitude, apogeu a 35.671 km de altitude, inclinação orbital de 46,48º e período orbital de 632,89 minutos. Nos dias seguintes o satélite executaria as manobras necessárias para elevar o perigeu orbital e colocar-se na órbita geossíncrona.

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Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Dezembro de 2009 e Janeiro de 2010. Por debaixo de cada lançamento está referida uma sequência de quatro números que indica respectivamente o apogeu orbital (km), perigeu orbital (km), a inclinação orbital em relação ao equador terrestre (º) e o período orbital (minutos). Estes dados foram fornecidos pelo Space Track. Estes são os dados mais recentes para cada veículo à altura da edição deste número do Boletim Em Órbita. Data

UTC

Des. Int.

06 Dez. 0147 2009-068A (35790 / 35785 / 0,1 / 1436,14) 09 Dez. 0842 2009-069A (661 / 622 / 97,84 / 97,55) 14 Dez. 1038:27 2009-070A (19143 / 19117 / 64,79 / 675,73) 2009-070B (19164 / 19095 / 64,77 / 675,73) 2009-070C (19136 / 19124 / 64,77 / 675,73) 14 Dez. 1409:33 2009-071A (531 / 527 / 97,51 / 95,22) 15 Dez. 0231:05 2009-072A (1204 / 1193 / 100,94 / 109,39) 2009-072B (1204 / 1193 / 100,49 / 109,4) 18 Dez. 1626:19 2009-073A Dados não disponíveis 20 Dez. 2152:00 2009-074A (350 / 335 / 51,65 / 91,39) 29 Dez. 0022:00 2009-075A (36206 / 35383 / 0,1 / 1436,53) 16 Jan. 1612:04 2010-001A (35971 / 35602 / 1,81 / 1436,09) 28 Jan. 0018:00 2010-002A (35695 / 35598 / 0,04 / 1428,94)

Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

NORAD Designação

Lançador

Local

Peso (kg)

36108

USA-210 ‘WGS-3’

Delta-4M+(5,4) (D346)

Cabo Canaveral AFS, SLC-37B

36110

YG-7 YaoGan Weixing-7

CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-11)

Jiuquan, LA-4

800

36111

Cosmos 2456

8K82KM Proton-M/DM-2

GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24

1.415

36112

Cosmos 2457

1.415

36113

Cosmos 2458

1.415

36119

WISE

Delta-2 7320-10 (D347)

Vandenberg AFB, SLC-2W

36121

YG-8 YaoGan Weixing-8

CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-4)

Taiyuan, LC2

36122

XW-1 Xi Wang-1

36124

Helios-IIB

Ariane-5GS (V193)

CSG Kourou, ELA3

36129

Soyuz TMA-17

11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-031)

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

36131

DirecTV-12

8K82KM Proton-M/Briz-M

GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39

36287

BeiDou-2 ‘Compass-G1’

CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-3/Y2)

Xi Chang, LC2

36358

Raduga-1M ‘Globus-1M’

8K82KM Proton-M/Briz-M

GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39

1.040 50 4.200

5.940

2.300

73


Em Órbita

Outros Objectos Catalogados Data Lançamento

Des. Int.

NORAD

Designação

Veículo Lançador

Local de Lançamento

08 Setembro 2009-047A 35815 USA 207 ‘PAN’ Atlas-5/401 (AV-018) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 08 Setembro 2009-047B 35816 Centaur (AV-018) Atlas-5/401 (AV-018) Cabo Canaveral AFS, SLC-41 10 Setembro 2009-048A 35817 HTV-1 H-2B (TF-1) Tanegashima, Yoshinobu LP2 10 Setembro 2009-048B 35818 HTV-1 último estágio H-2B (TF-1) Tanegashima, Yoshinobu LP2 10 Setembro 2009-048C 35819 (Destroço) H-2B (TF-1) Tanegashima, Yoshinobu LP2 10 Setembro 2009-048D 35820 (Destroço) H-2B (TF-1) Tanegashima, Yoshinobu LP2 16 Junho 1993-036AST 35824 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 a (são catalogados 19 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036ATR 35843 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 14 Setembro 1997-051SU 35844 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 a (são catalogados 19 destroços resultantes da desintegração do satélite Iridium-33 devido à colisão com o satélite Cosmos 2251) 14 Setembro 1997-051TP 35863 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 31 Agosto 2009-046C 35864 (Destroço) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (CZ3B-12/Y8) Xi Chang, LC2 17 Setembro 2009-049A 35865 Meteor-M 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049B 35866 Sterkh-2 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049C 35867 Fregat/IRIS 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049D 35868 Universitetskiy-Tatyana-2 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049E 35869 UGATUSAT 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049F 35870 Sumbandila 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049G 35871 BLITS 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-049H 35872 Block-I 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 17 Setembro 2009-050A 35873 Nimiq-5 8K82KM Proton-M/Briz-M GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 17 Setembro 2009-050B 35874 Briz-M 8K82KM Proton-M/Briz-M GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 17 Setembro 2009-050C 35875 Tanque Briz-M 8K82KM Proton-M/Briz-M GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 23 Novembro 1967-116C 35876 (Destroço) Cosmos 192 11K65M Kosmos-3M NIIP-53 Plesetsk, LC132 23 Novembro 1967-116D 35877 (Destroço) Cosmos 192 11K65M Kosmos-3M NIIP-53 Plesetsk, LC132 23 Novembro 1967-116E 35878 (Destroço) Cosmos 192 11K65M Kosmos-3M NIIP-53 Plesetsk, LC132 16 Junho 1993-036ATS 35879 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 a (são catalogados 27 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036AUV 35906 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) GIK-1 Plesetsk, LC132/1 14 Setembro 1997-051TQ 35907 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 a (são catalogados 23 destroços resultantes da desintegração do satélite Iridium-33 devido à colisão com o satélite Cosmos 2251) 14 Setembro 1997-051UP 35930 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 23 Setembro 2009-051A 35931 OceanSat-2 PSLV-C14 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP 23 Setembro 2009-051B 35932 Swisscube-1 PSLV-C14 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP 23 Setembro 2009-051C 35933 BeeSat PSLV-C14 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP 23 Setembro 2009-051D 35934 UWE-2 PSLV-C14 (PSLV-CA) Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

74


Em Órbita 23 Setembro 2009-051E 35935 ITU-pSAT 1 PSLV-C14 (PSLV-CA) 23 Setembro 2009-051F 35936 Rubin-9.1/Rubin-9.2 PSLV-C14 (PSLV-CA) 25 Setembro 2009-052A 35937 USA-208 ‘STSS Demo 1’ Delta-2 7920-10 (D344) 25 Setembro 2009-052B 35938 USA-209 ‘STSS Demo 2’ Delta-2 7920-10 (D344) 25 Setembro 2009-052C 35939 Delta-K (D344) Delta-2 7920-10 (D344) 30 Setembro 2009-053A 35940 Soyuz TMA-16 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-029) 30 Setembro 2009-053B 35941 Block-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-029) 30 Setembro 2009-054A 35942 Amazonas-2 Ariane-5ECA (V191/L549) 30 Setembro 2009-054B 35943 GMS-2A 'SatcomBW-2A' Ariane-5ECA (V191/L549) 30 Setembro 2009-054C 35944 ESC-A (V191/L549) Ariane-5ECA (V191/L549) 30 Setembro 2009-054D 35945 Sylda-5 (V191/L549) Ariane-5ECA (V191/L549) 08 Outubro 2009-055A 35946 WorldView-2 Delta-2 7920-10C (D345) 08 Outubro 2009-055B 35947 Delta-K (D345) Delta-2 7920-10C (D345) 15 Outubro 2009-056A 35948 Progress M-04M 11A511U-PBV Soyuz-U (Ю15000-120) 15 Outubro 2009-056B 35949 Block-I 11A511U-PBV Soyuz-U (Ю15000-120) 23 Janeiro 2009-002M 35950 (Destroço) H-2A/202 (F15) 18 Outubro 2009-057A 35951 USA-210 ‘DMSP-5D3-18' Atlas-5/401 (AV-017) 18 Outubro 2009-057B 35952 Centaur (AC-017) Atlas-5/401 (AV-017) 18 Outubro 2009-057C 35953 (Destroço) USA-210 Atlas-5/401 (AV-017) 18 Outubro 2009-057D 35954 (Destroço) USA-210 Atlas-5/401 (AV-017) 26 Setembro 1993-061K 35955 (Destroço) Ariane-40 (V59) 16 Junho 1993-036AUW 35956 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) a (são catalogados 52 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036AXA 36008 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 14 Setembro 1997-051UQ 36009 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) a (são catalogados 21 destroços resultantes da desintegração do satélite Iridium-33 devido à colisão com o satélite Cosmos 2251) 14 Setembro 1997-051VL 36030 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 04 Setembro 1996-051N 36031 (Destroço) 11K77 Zenit-2 29 Outubro 2009-058A 36032 NSS-12 Ariane-5ECA (V192/L550) 29 Outubro 2009-058B 36033 Thor-6 Ariane-5ECA (V192/L550) 29 Outubro 2009-058C 36034 ESC-A (V192/L550) Ariane-5ECA (V192/L550) 29 Outubro 2009-058D 36035 Sylda-5 (V192/L550) Ariane-5ECA (V192/L550) 02 Novembro 2009-059A 36036 SMOS 15A35 Rokot/Briz-KM 02 Novembro 2009-059B 36037 PROBA-2 15A35 Rokot/Briz-KM 02 Novembro 2009-059C 36038 (Destroço) 15A35 Rokot/Briz-KM 02 Novembro 2009-059D 36039 Briz-KM 15A35 Rokot/Briz-KM 16 Junho 1993-036AXB 36040 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) a (são catalogados 39 destroços resultantes da desintegração do satélite Cosmos 2251 devido à colisão com o satélite Iridium-33) 16 Junho 1993-036AYS 36079 (Destroço) Cosmos 2251 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 14 Setembro 1997-051VM 36080 (Destroço) Iridium-33 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) a (são catalogados 6 destroços resultantes da desintegração do satélite Iridium-33 devido à colisão com o satélite Cosmos 2251) Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl, FLP Cabo Canaveral AFS, SLC-17B Cabo Canaveral AFS, SLC-17B Cabo Canaveral AFS, SLC-17B GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 CSG Kourou, ELA-2 CSG Kourou, ELA-2 CSG Kourou, ELA-2 CSG Kourou, ELA-2 Vandenberg AFB, SLC-2W Vandenberg AFB, SLC-2W GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Vandenberg AFB, SLC-3E Vandenberg AFB, SLC-3E Vandenberg AFB, SLC-3E Vandenberg AFB, SLC-3E CSG Kourou, ELA2 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC45 PU-1 CSG Kourou, ELA3 CSG Kourou, ELA3 CSG Kourou, ELA3 CSG Kourou, ELA3 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 GIK-1 Plesetsk, LC133/3 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23

75


Em Órbita 14 Setembro 10 Novembro 10 Novembro 12 Novembro 12 Novembro 12 Novembro 12 Novembro 12 Novembro 12 Novembro 16 Novembro 20 Novembro 20 Novembro 23 Novembro 23 Novembro 18 Outubro 18 Outubro 24 Novembro 24 Novembro 24 Novembro 28 Novembro 28 Novembro 30 Novembro 30 Novembro 06 Dezembro 06 Dezembro 09 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 14 Dezembro 15 Dezembro 15 Dezembro 15 Dezembro 17 Dezembro 17 Dezembro

1997-051VS 2009-060A 2009-060B 2009-061A 2009-061B 2009-061C 2009-061D 2009-061E 2009-061F 2009-062A 2009-063A 2009-063B 2009-064A 2009-064B 2009-057E 2009-057F 2009-065A 2009-065B 2009-065C 2009-066A 2009-066B 2009-067A 2009-067B 2009-068A 2009-068B 2009-069A 2009-070A 2009-070B 2009-070C 2009-070D 2009-070E 2009-070F 2009-070G 2009-070H 2009-071A 2009-071B 2009-072A 2009-072B 2009-072C 2009-073A 2009-073B

Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

36085 36086 36087 36088 36089 36090 36091 36092 36093 36094 36095 36096 36097 36098 36099 36100 36101 36102 36103 36104 36105 36106 36107 36108 36109 36110 36111 36112 36113 36114 36115 36116 36117 36118 36119 36120 36121 36122 36123 36124 36125

(Destroço) Iridium-33 Poisk Progress M-MIM-2 Block-I SJ 11-01 Shi Jian 11-01 L-35 (Y21) (Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) STS-129 (ISS ULF3) Cosmos 2455 Block-I Intelsat-14 Centaur (AV-024) (Destroço) USA-210 (Destroço) USA-210 Eutelsat-W7 Briz-M Tanque Briz-M IGS Optical-3 LE-5B (F-16) Intelsat-15 Block DM-SLB USA-211 ‘WGS-3’ RL-10B-2 (D346) YG-7 YaoGan Weixing-7 Cosmos 2456 Cosmos 2457 Cosmos 2458 Plataforma Motor auxiliar Motor auxiliar R/B-1 R/B-2 WISE Delta-K (D347) YG-8 YaoGan Weixing-8 XW-1 Xi Wang-1 Último estágio CZ-4C Helios-IIB ESC-A (V193)

8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 11A511U-PBV Soyuz-U (Б15000-121) 11A511U-PBV Soyuz-U (Б15000-121) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) CZ-2C Chang Zheng-2C (Y21) OV-104 Atlantis 11A511U Soyuz-U 11A511U Soyuz-U Atlas-5/431 (AV-024) Atlas-5/431 (AV-024) Atlas-5/401 (AV-017) Atlas-5/401 (AV-017) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93509/?????) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93509/?????) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93509/?????) H-2A/202 (F-16) H-2A/202 (F-16) 11K77 Zenit-3SLB/DM-SLB 11K77 Zenit-3SLB/DM-SLB Delta-4M+(5,4) (D346) Delta-4M+(5,4) (D346) CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-11/Y10) 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 8K82KM Proton-M/DM-2 Delta-2 7320-10 (D347) Delta-2 7320-10 (D347) CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-4/Y4) CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-4/Y4) CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-4/Y4) Ariane-5GS (V193) Ariane-5GS (V193)

GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Jiuquan, LA-4/SLS-2 Centro Espacial Kennedy, LC-39A GIK-1 Plesetsk, LC16/2 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 Cabo Canaveral AFS, SLC-41 Vandenberg AFB, SLC-3E Vandenberg AFB, SLC-3E GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 GIK-5 Baikonur, LC45 PU-1 GIK-5 Baikonur, LC45 PU-1 Cabo Canaveral, SLC-37B Cabo Canaveral, SLC-37B Jiuquan, LA-4/SLS-2 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 Vandenberg AFB, SLC-2W Vandenberg AFB, SLC-2W Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2 CSG Kourou, ELA3 CSG Kourou, ELA3 76


Em Órbita 14 Dezembro 2009-070J 36126 (Destroço) 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 2009-070K 36127 (Destroço) 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 2009-070L 36128 (Destroço) 8K82KM Proton-M/DM-2 20 Dezembro 2009-074A 36129 Soyuz TMA-17 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-031) 20 Dezembro 2009-074B 36130 Block-I 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-031) 29 Dezembro 2009-075A 36131 DirecTV-12 8K82KM Proton-M/Briz-M 01 Fevereiro 1987-011K 36132 (Destroço) Cosmos 1818 11K69 Tsyklon-2 29 Dezembro 2009-075B 36133 Tanque Briz-M 8K82KM Proton-M/Briz-M 14 Dezembro 2009-071C 36134 Cobertura da lente WISE Delta-2 7320-10 (D347) 10 Maio 1999-025DRG 36135 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) a (são catalogados 149 objectos resultantes da destruição do satélite meteorológico FY-1C Feng Yun-1C num teste ASAT) 10 Maio 1999-025DXM 36284 (Destroço) Feng Yun-1C CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 1998-067BW 36285 (Destroço) ISS 1998-067BX 36286 (Destroço) ISS 16 Janeiro 2010-001B 36288 H-18 (CZ3C-3/Y2) CZ-3C Chang Zheng-3C (CZ3C-3/Y2) 25 Outubro 2008-053K 36289 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-11) 25 Outubro 2008-053L 36290 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-11) 05 Novembro 2008-056G 36291 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-9) 05 Novembro 2008-056H 36292 (Destroço) CZ-2D Chang Zheng-2D (CZ2D-9) 22 Outubro 2001-049QN 36293 (Destroço) PSLV-C3 28 Junho 2000-033E 36294 (Destroço) Nadezhda-M 11K65M Kosmos-3M 24 Outubro 1978-098D 36295 (Destroço) Delta-2910 (630/D145) 16 Março 1974-015G 36296 (Destroço) Thor Burner-2A (207) 16 Setembro 1993-059M 36297 (Destroço) 11K77 Zenit-2 18 Outubro 2003-048K 36298 (Destroço) USA-172 Titan-II SLV (23G-9 "Cindy Marie") 20 Janeiro 1976-005C 36299 (Destroço) Cosmos 789 11K65M Kosmos-3M (53749-164) 08 Julho 1976-067BZ 36300 (Destroço) Cosmos 839 11K65M Kosmos-3M (53716-324) 30 Janeiro 1969-009D 36301 (Destroço) ISIS-1 Thor Delta-E1 (485/D65) 18 Setembro 1975-087C 36302 (Destroço) Meteor-1 (22) 8A92M Vostok 14 Outubro 1999-057SU 36303 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) 14 Outubro 1999-057SV 36304 (Destroço) CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) 30 Março 1972-022D 36305 (Destroço) Meteor-1 (11) 8A92M Vostok 30 Março 1972-022E 36306 (Destroço) Meteor-1 (11) 8A92M Vostok 09 Setembro 1980-073K 36307 (Destroço) Meteor-2 (6) 8A92M Vostok 09 Setembro 1980-073L 36308 (Destroço) Meteor-2 (6) 8A92M Vostok 09 Setembro 1980-073M 36309 (Destroço) Meteor-2 (6) 8A92M Vostok 23 Janeiro 2009-002N 36310 (Destroço) H-2A/202 (F15) a (são catalogados 7 objectos resultantes do lançamento 2009-002) 23 Janeiro 2009-002O 36316 (Destroço) H-2A/202 (F15) 14 Outubro 1999-057SW 36317 (Destroço) CBERS-1 CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) 25 Março 1982-025C 36318 (Destroço) Meteor-2 (8) 11K68 Tsyklon-3 Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 NIIP-5 Baikonur, LC90 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Vandenberg AFB, SLC-2W Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Xi Chang, LC2 Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2 Jiuquan, SLS-2 Jiuquan, SLS-2 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Isl GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-2W Vandenberg AFB, SLC-10W GIK-5 Baikonur LC45 PU-1 Vandenberg AFB, SLC-4W NIIP-53 Plesetsk, LC132/1 NIIP-53 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-2E NIIP-53 Plesetsk Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 NIIP-53 Plesetsk NIIP-53 Plesetsk NIIP-53 Plesetsk NIIP-53 Plesetsk NIIP-53 Plesetsk Tanegashima, Yoshinubo LP1 Tanegashima, Yoshinubo LP1 Taiyuan, LC1 NIIP-53 Plesetsk, LC32/1 77


Em Órbita a (são catalogados 39 objectos resultantes possivelmente da desintegração do satélite meteorológico Meteor-2 (8)) 25 Março 1982-025AT 36357 (Destroço) Meteor-2 (8) 11K68 Tsyklon-3

NIIP-53 Plesetsk, LC32/1

Regressos / Reentradas A primeira tabela indica alguns satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram nas passadas semanas. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão; Ino: inoperacional; Ope: Operacional. Data

Des. Int.

NORAD Designação

Lançador

02 Set. Ree.

Status

2009-046B

35813

H-18 (CZ3B-12/Y8)

12 Set. 12 Set. 13 Set. 14 Set. 14 Set. 15 Set. 18 Set. 18 Set. 18 Set. 18 Set.

Ree. Reg. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree.

1996-039B 2009-045A 2009-048C 2009-010E 2009-048B 2009-048D 1999-025AJZ 2007-043C 2006-026ML 2006-006BF

23944 35811 35819 34268 35818 35820 30535 32251 33128 34240

H-8 (CZ3-10) STS-128 (Destroço) Destroço (Motor auxiliar) (Destroço) (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C Delta-K (D327) (Destroço) Cosmos 2421 Destroço) Briz-M (88515)

20 Set. 22 Set. 23 Set. 23 Set. 26 Set. 27 Set. 27 Set.

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

2009-049H 1967-116D 1999-057JF 2006-026GD 2008-062H 1993-036BW 2009-040A

35872 35877 26346 32926 34717 33829 35641

Block-I (Destroço) Cosmos 192 (Destroço) (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 Progress M-67

28 Set. Ree.

1997-051DF

34096

(Destroço) Iridium-33

CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (CZ3B-12/Y8) 31 Agosto CZ-3 Chang Zheng-3 (CZ3-10) 03 Julho OV-103 Discovery 29 Agosto H-2B (TF-1) 10 Setembro 8K82K Proton-K/DM-2 28 Fevereiro H-2B (TF-1) 10 Setembro H-2B (TF-1) 10 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Delta-2 7925H-9,5 (D327) 27 Setembro 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 8K82KM Proton-M/Briz-M (53511/88515) 28 Fevereiro 14A14 Soyuz-2.1b/Fregat 17 Setembro 11K65M Kosmos-3M 23 Novembro CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) 14 Outubro 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 8K78M Molniya-M/2BL 02 Dezembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11A511U-PBV Soyuz-U (Ю15000-112) 24 Julho 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro

01 Out. Ree.

2008-041T

33339

(Destroço)

02 Out. Ree.

2009-046C

35864

(Destroço)

03 Out. Ree. 04 Out. Ree.

1993-036PZ 2009-053B

34384 35941

(Destroço) Cosmos 2251 Block-I

09 Out. Ree. 11 Out. Ree.

2006-026AX 2009-015A

32799 34669

(Destroço) Cosmos 2421 Soyuz TMA-14

Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

Data Lançamento Local Lançamento

CZ-2C Chang Zheng-2C/SMA (F-18) 06 Setembro CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (CZ3B-12/Y8) 31 Agosto 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-029) 30 Setembro 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 11A511U-FG Soyuz-FG (Ю15000-027) 26 Março

D. Órbita

Xi Chang, LC3 Xi Chang, LC1 Centro Espacial Kennedy, LC-39A Tanegashima, Yoshinubo LP2 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 Tanegashima, Yoshinubo LP2 Tanegashima, Yoshinubo LP2 Taiyuan, LC1 Cabo Canaveral, SLC-17B GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20

2 4819 14 3 198 3 4 3784 722 1181

GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 GIK-5 Baikonur, LC31 PU-6 NIIP-53 Plesetsk, LC132 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 GIK-1 Plesetsk, LC132/1

1298 3 15279 3632 1186 298 5947

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23

65 4397

Taiyuan, LC1

390

Xi Chang, LC3 GIK-1 Plesetsk, LC132/1

32 5953

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20

4 1202

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

199 78


Em Órbita 14 Out. Ree. 17 Out. Ree.

2006-026WA 2009-056B

33479 35949

(Destroço) Cosmos 2421 Block-I

18 Out. 20 Out. 21 Out. 24 Out. 25 Out. 26 Out. 28 Out. 29 Out. 29 Out. 29 Out. 29 Out. 30 Out. 30 Out. 31 Out. 31 Out. 01 Nov. 05 Nov. 06 Nov. 06 Nov. 10 Nov.

1967-116E 2006-041B 1999-025ACP 1967-116C 2006-005C 1989-039BN 2006-057GH 1998-037B 1999-025WG 2008-047G 1998-067BV 1999-025AMY 1999-025BDD 2006-050AG 1999-025AGU 2009-048A 1979-058N 1984-079D 2006-026KS 2002-037AZ

35878 29480 30376 35876 28941 29410 35425 25372 30223 33392 35814 30617 31011 29566 30482 35817 27893 15156 33078 28754

(Destroço) Cosmos 192 M-34 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Cosmos 192 CUTE-1.7 (Destroço) (Destroço) USA-193 Centaur-2A (AC-153) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C BX-1 Banfei Xiaoweixing-1 (Destroço) ISS (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C HTV-1 (Destroço) Cosmos 1109 Block-BL (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço)

11 Nov. Ree. 14 Nov. Ree. 14 Nov. Ree.

1999-025FF 2006-026EQ 2009-060B

29861 32889 36087

(Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) Cosmos 2421 Block-I

16 Nov. 17 Nov. 20 Nov. 21 Nov. 21 Nov. 24 Nov. 25 Nov. 25 Nov. 26 Nov. 27 Nov. 29 Nov. 01 Dez.

2006-050AB 1999-057BC 1991-025Z 2009-021E 2009-038D 1983-044FU 1999-025DAB 1999-025DEM 2009-043B 2009-062A 1993-036RG 2009-030A

29561 26166 34936 34843 35692 29351 32415 33652 35753 36094 34415 35010

(Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) (Destroço) ANDE Castor Cyl (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C Delta-K (D343) STS-129 (Destroço) Cosmos 2251 Soyuz TMA-15

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

Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Ree. Reg.

Em Órbita – Vol. 9 - N.º 95 / Janeiro de 2010

11K69 Tsyklon-2 25 Junho 11A511U-PBV Soyuz-U (Ю15000-120) 15 Outubro 11K65M Kosmos-3M 23 Novembro M-V-7 22 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 11K65M Kosmos-3M 23 Novembro M-V-8 21 Fevereiro 8K82K Proton-K/DM-2 (352-02) 31 Maio Delta-2 7920-10C (D322) 14 Dezembro Atlas-IIAS (AC-153) 18 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-2F Chang Zheng-2F (CZ2F-7) 25 Setembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio H-2B (TF-1) 10 Setembro 8K78M Molniya-M 27 Junho 8K78M Molniya-M/2BL 02 Agosto 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 8K82K Proton-K/DM-5 (40801/1L) 25 Julho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 11A511U-PBV Soyuz-U (Б15000-121) 10 Novembro Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-2) 14 Outubro 8K82K Proton-K/DM-2 (354-02) 04 Abril CZ-2C Chang Zheng-2C-III (Y19) 22 Abril OV-105 Endeavour 15 Julho 11K69 Tsyklon-2 07 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio Delta-2 7925-9,5 (D343) 17 Agosto OV-104 Atlantis 16 Novembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11A511U-FG Soyuz-FG (Ю15000-030) 27 Maio

GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20

1207

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 NIIP-53 Plesetsk, LC132 Uchinoura SC, Kagoshima, M-V Taiyuan, LC1 NIIP-53 Plesetsk, LC132 Uchinoura SC, Kagoshima, M-V GIK-5 Baikonur, LC200 PU-40 Vandenberg AFB, SLC-2W Cabo Canaveral AFS, SLC-36A Taiyuan, LC1 Jiuquan, SLS-1

2 15305 1124 3817 15311 1342 7453 1049 4151 3825 399

Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1 Tanegashima, Yoshinubo LP2 NIIP-53 Plesetsk, LC41/1 NIIP-53 Plesetsk, LC16/2 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20

3826 3826 1092 3827 52 11089 9227 1230

GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20

2665 3838 1238

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Taiyuan, LC1 Centro Espacial Kennedy, LC-39A GIK-5 Baikonur, LC90 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 Cabo Canaveral AFS, SLC-17A Centro Espacial Kennedy, LC-39A GIK-1 Plesetsk, LC132/1

4 1108 3687 6805 213 129 9698 3852 3852 101 11 6010

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

188 79


Em Órbita 03 Dez. 07 Dez. 07 Dez. 08 Dez. 09 Dez. 11 Dez. 15 Dez. 15 Dez. 15 Dez. 15 Dez. 16 Dez. 17 Dez. 18 Dez. 19 Dez. 24 Dez.

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

1993-036AAG 1964-006Z 1993-036QW 2009-021D 2008-062G 1993-036MF 1993-032D 2006-026FM 2009-070D 2009-070G 1993-050D 2009-070J 2009-070L 2009-070K 2009-074B

34762 19996 34405 34842 34716 34285 25090 32910 36114 36117 22740 36126 36128 36127 36130

(Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Elektron-1 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) PAM-D (D220) (Destroço) Cosmos 2421 Plataforma SL-12 SL-12 R/B(1) (Destroço) NOAA-13 (Destroço) (Destroço) (Destroço) Block-I

25 Dez. 27 Dez. 29 Dez. 30 Dez. 31 Dez.

Ree. Ree. Ree. Ree. Ree.

1999-025APK 1999-025CXU 1987-079BN 1993-036MH 1999-025AKR

30653 32327 35412 34287 30551

(Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C

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11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K72K Vostok (Г10318) 30 Janeiro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-2C Chang Zheng-2C-III (Y19) 22 Abril 8K78M Molniya-M/2BL 02 Dezembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Delta-2 7925 (D220) 13 Maio 11K69 Tsyklon-2 25 Junho 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro Atlas-E / Star-37S-ISS (34E) 09 Agosto 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 8K82KM Proton-M/DM-2 14 Dezembro 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-031) 20 Dezembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM-2 (339-02) 16 Setembro 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio

GIK-1 Plesetsk, LC132/1 NIIP-5 Baikonur, LC1 PU-5 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Cabo Canaveral, LC-17A GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 Vandenberg AFB, SLC-3W GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-24

6014 16436 6018 230 372 6022 6056 1269 1 1 5973 2 4 5

GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1 NIIP-5 Baikonur, LC200 PU-40 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Taiyuan, LC1

4 3882 3884 8140 6041 3888

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Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados 18 de Março de 2010 STS-131 OV-103 Discovery (38) Alan Poindexter; James P. Dutton; Dorothy Metcalf-Lindenburger; Stephanie Wilson; Richard Mastracchio; Naoko Yamazaki; Clayton Anderson

2 de Abril de 2010 Soyuz TMA-18 Alexander Skvortsov; Mikhail Korniyenko; Tracy Caldwell-Dyson Alexander Samokutyayev; Andei Borisenko; Scott Kelly

11 dias

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

14 de Maio de 2010 STS-132 OV-104 Atlantis (32) 11 dias Kenneth Ham; Domicic Antonelli; Karen Nyberg; Piers Sellers; Stephen Bowen; Garrett Reisman 14 de Junho de 2010 Soyuz TMA-19 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Fyodor Yurchikhin; Shannon Walker; Douglas Wheelock Dmitri Kondratyev; Paolo Nespoli; Catherine Coleman 29 de Julho de 2010 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 11 dias Mark Kelly, Gregory H. Johnson, Michael Fincke, Gregory Chamitoff, Andrew Feustel, Roberto Vittori 16 de Setembro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Dyscovery (39) Steven Lindsey, Eric Boe, Alvin Drew, Mixhael Barratt, Timothy Kopra, Nicole Stott

11 dias

30 de Setembro de 2010 Soyuz TMA-01M Alexander Kaleri; Oleg Skripochka; Scott Kelly Sergei Volkov; Oleg Kononenko; Ronald Garan

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

10 de Dezembro de 2010 Soyuz TMA-20 Dmitri Kondratyev; Catherine Coleman; Paolo Nespoli Anatoli Ivanishin; Michael Fossum; Satoshi Furukowa

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

30 de Março de 2011 Soyuz TMA-21 Alexander Samokutyayev; Andrei Borisenko; Ronald Garan Anaton Shkaplerov; Anatoli Ivanishin; Daniel Burbank

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

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Em Órbita 30 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M Sergey Volkov; Satoshi Furokawa; Mikhail Fossum Oleg Kononenko; André Kuipers; Donald Pettit

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

28 Setembro de 2011 Soyuz TMA-22 Anton Shkaplerov; Anatoli Ivanishin; Daniel Burbank Gennadi Padalka; Konstantin Valkov; Joseph Acaba

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

30 de Novembro de 2011 Soyuz TMA-03M Oleg Kononenko; André Kuipers; Donald Pettit Yuri Malenchenko; Akihiko Hoshide; Sunita Williams

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

30 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M Gennadi Padalka; Konstantin Valkov; Joseph Acaba Roman Romanenko; Chris Hadfield; Sergei Revin

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

31 de Maio de 2011 Soyuz TMA-05M Yuri Malenchenko; Akihiko Hoshide; Sunita Williams Cosmonauta Russo; Astronauta NASA; Astronauta NASA

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

30 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M Roman Romanenko; Serguei Revin; Astronauta NASA Cosmonauta Russo; Cosmonauta Russo; Astronauta NASA

11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5

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Em Órbita

Futuras Expedições na ISS Expedição 22 A Expedição 22 iniciou-se com a partida da Soyuz TMA-16 a 30 de Outubro de 2009. Três novos membros chegaram à ISS pouco depois a bordo da Soyuz TMA-17 lançada a 20 de Dezembro. Desta expedição fazem parte Jeffrey Williams (Comandante), Maksim Surayev, Oleg Kotov, Soichi Noguchi e por Timothy Creamer (estes três últimos foram lançados a bordo da Soyuz TMA-17 a 20 de Dezembro de 2009 e regressarão à Terra em Maio de 2010). Maksim Surayev e Jeffrey Williams regressarão à Terra a bordo da Soyuz TMA-16 em Março de 2010.

Expedição 23 A Expedição 23 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-16 em Março de 2010. Três novos membros irão chegar à ISS pouco depois a bordo da Soyuz TMA-01M. Desta expedição farão parte Oleg Kotov (Comandante), Soichi Noguchi, Timothy Creamer, Alexander Kaleri, Mikhail Korniyenko e Tracy Caldwell-Dyson (estes três últimos serão lançados a bordo da Soyuz TMA-01M em Abril de 2010 e regressarão à Terra em Setembro de 2010).

Expedição 24 A Expedição 24 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-17 em Maio de 2010. Desta expedição farão parte Alexander Kaleri (Comandante), Mikhail Korniyenko, Tracy Caldwell-Dyson, Alexander Skvortsov, Shannon Walker e Douglas H. Wheelock. Skvortsov, Walker e Wheelock que serão lançados a bordo da Soyuz TMA-18 a 30 de Maio de 2010.

Expedição 25 A Expedição 25 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-01M em Setembro de 2010. Desta expedição farão parte Douglas Wheelock (Comandante), Alexander Skvortsov, Shannon Walker, Dmitri Kondratiyev, Oleg Skripochka e por Scott Kelly (estes três últimos serão lançados a bordo da Soyuz TMA-19 20 de Setembro de 2010. Os suplentes de Kondratiyev e Skripochka são Anatoli Ivanishin e Sergei Revin.

Expedição 26 A Expedição 26 inicia-se com a partida da Soyuz TMA-18 em Novembro de 2010. Desta expedição farão parte Scott Kelly (Comandante), Dmitri Kondratyev, Oleg Skripochka, Andrei Borisenko, Catherin Coleman e Paolo Nespoli, sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-20 a 25 de Novembro de 2010. Borisenko, Coleman e Nespoli regressarão à Terra em Maio de 2011 a bordo da Soyuz TMA-20.

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Cronologia Astronáutica (LIV) Por Manuel Montes -Fevereiro de 1945: O Secretario da Guerra norte-americano aprova a utilização de White Sands como zona de lançamentos das V-2 que se espera capturar na Europa. -Março de 1945: Os aliados capturam as primeiras V-2 completas no seu caminho para Berlim. Uma delas é enviada para os Estados Unidos, onde é examinada pelo professor Robert Goddard, já doente. Perante a visão do míssil, não evita pensar que se as suas propostas ao Governo tivessem tido aceitação, e seu país disporia já de um engenho similar. Em essência, a V-2 possui a mesma tecnologia que Goddard desenvolveu quase em solitário durante muitos anos. -Março de 1945: O grupo de engenheiros de Chelomey (OKB-51) começa a lançar os seus primeiros modelos do míssil alado 10X (o equivalente à V-1 alemã). São lançados 63 exemplares até Agosto de 1945, todos desde um avião Pe-8, mas com resultados não muito satisfatórios. -27 de Março de 1945: Os alemães lançam a última V-2 (V-2-3590). -Abril de 1945: O centro Langley da NACA escolhe a ilha de Wallops como centro de lançamento para ensaios de mísseis guiados. -1 de Abril de 1945: Começam os voos de outro dos programas de propulsão sólida idealizados pelo JPL. Em concreto, trata-se do míssil Private-F, um Private-A equipado com asas para estender o seu alcance em 50%. Os lançamentos efectuam-se desde Hueco Range, em Fort Bliss, Texas, e duram até ao dia 13 de Abril. A missão dos 17 mísseis utilizados terá muito êxito, apesar de todos experimentarem uma rotação descontrolada em torno do seu eixo. -10 de Abril de 1945: Os avanços aliados obrigam ao fim da produção de mísseis V-2 sobre a montanha de Kohnstein (Mittelwerke). De facto, a 17 de Fevereiro, von Braun e 500 dos seus melhores homens já haviam sido trasladados num comboio especial para Nordhausen-Bleicheroe, abandonando Peenemünde. A 21 de Março, estando no hospital devido a um acidente de trânsito, von Braun sabe da ordem de Hitler para destruir toda a documentação do projecto, assim que a decide ocultar numa mina (são mais de 64.000 planos e desenhos). Por fim, a 1 de Abril, os cientistas da V-2 foram levados para os Alpes Bávaros pelas SS, donde esperarão os acontecimentos. -11 de Abril de 1945: O Exército norte-americano penetra em Mittelwerke, orientado pelos habitantes de Nordhausen. O achado da fábrica de mísseis V-2 e de milhares de prisioneiros – escravos em condições lamentáveis antecede a captura de material suficiente para construir uma centena de V-2. -1 de Maio de 1945: Seis dias antes da rendição da Alemanha, os britânicos, que também conseguem diverso material relacionado com a V-2, incluindo documentos e mísseis, propõem realizar vários ensaios para averiguar como o faziam os seus inimigos. -2 de Maio de 1945: Os americanos chegam à fábrica de Sachswerfene, em Harz, e apoderam-se das últimas V-2 e V-1 disponíveis. Ao mesmo tempo, o irmão de Wernher von Braun, Magnus, é enviado ao seu encontro. A maior parte dos cientistas alemães entregase aos norte-americanos, apesar de alguns preferirem esperar pelos soviéticos. -5 de Maio de 1945: Os soviéticos tomam Peenemünde, mas só encontram os restos da infra-estrutura alemã do programa V-2, assim como alguns técnicos de segunda categoria. Os americanos, por sua parte, interrogam von Braun e seus companheiros, a quem informam dos seus feitos no campo dos mísseis e sobre os seus projectos futuros. No âmbito de uma operação denominada "Overcast" (depois "Paperclip"), proceder-se-á com o envio para os Estados Unidos da maior parte dos cientistas alemães importantes. Antes, Hsue-shen Tsien encarrega von Braun da redacção de um artigo que terá como titulo "Survey of Development of Liquid Rockets in Germany and Their Future Prospects", onde o jovem génio incluirá referências sobre satélites artificiais, voos tripulados para órbita, a Lua e os planetas, etc. Este artigo será apresentado em Julho no Navy Bureau of Aeronautics. -7 de Maio de 1945: A ilha de Wallops recebe a aprovação para ser convertida num polígono de testes. Chamar-se-á Auxiliary Flight Research Station. -25 de Maio de 1945: Arthur C. Clarke prepara para o Conselho da British Interplanetary Society o memorando "The Space-Station: Its Radio Aplications", no qual amplia o seu conceito de satélite de comunicações geoestacionário. -Maio/Junho de 1945: Chegam a Peenemünde diversos especialistas soviéticos em mísseis. Pouco a pouco, sobre o controlo da OTK (Comissão Técnica Especial), serão restabelecidas as zonas de testes, os centros de desenho e construção, etc. São utilizados quase 300 técnicos. Muitos dos especialistas alemães que ficaram colaboram, enquanto os soviéticos tratam de “capturar” a outros mais capacitados (operação Ost). Entre os recrutados a última hora está Helmut Grottrup, que preferiu não entregar-se aos americanos. Por sua parte, Korolev e Glushko serão reabilitados e enviados para a Alemanha em Setembro. Glushko receberá a tarefa de ensaiar os

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Em Órbita motores da V-2 em Lehesten e Korolev terá que restaurar a fábrica subterrânea de Niedersachswerfen e preparar o lançamento dos mísseis. -7 de Maio de 1945: Os britânicos encarregam-se da operação Backfire, a qual, em mãos dos aliados, permitirá ensaiar em voo várias V-2 alemãs. -22 de Maio de 1945: A operação Backfire é aprovada oficialmente. Participarão 2.500 pessoas, entre militares e civis. Nota 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 “Noticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “Noticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “NC&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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Em Órbita

Explicação dos Termos Técnicos Impulso específico (Ies) – Parâmetro que mede as potencialidades do combustível (propulsor) de um motor. Expressa-se em segundos e equivale ao tempo durante o qual 1kg desse combustível consegue gerar um impulso de 10N (Newton). É medido dividindo a velocidade de ejecção dos gases de escape pela aceleração da gravidade. Quando maior é o impulso específico maior será o rendimento do propulsante e, consequentemente, do motor. O impulso específico (em vácuo) define a força em kgf gerada pelo motor por kg de combustível consumido por tempo (em segundos) de funcionamento:

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor. Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo). Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar. Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final. Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km. Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra. Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre. Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias. Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus). Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre. Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

Onde T é a força instantânea e m é a massa instantânea. Na ausência de forças exteriores, e quando a força é aplicada numa direcção constante, a expressão em cima simplifica para

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Combustíveis e Oxidantes N2O4 – Tetróxido de Nitrogénio (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)2NNH2 ) – 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. NH4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

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Profile for Rui Barbosa

Em Órbita n.º 95 Janeiro de 2010  

O n.º 95 do Boletim Em Órbita marcou a sua primeira edição em 2010.

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