Em Órbita n.º 104 Dezembro de 2010

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Em Órbita Em Órbita n.º 104 (Vol. 9) – Dezembro de 2010

Índice Voo espacial tripulado – STS-133, a última missão do Discovery (Parte 1) O regresso da Soyuz TMA-19 Fogo egro – Reentrada de satélites espiões durante a Guerra-fria, por Dwayne A. Day Lançamentos orbitais em ovembro de 2010 Meridian-3 em órbita ovo satélite meteorológico da China O último voo comercial do Delta-2 SkyTerra-1, comunicações móveis da nova geração Lançamento desde o Alasca Delta-IV lança espião Mentor ZX-20A, satélite de comunicações militar ova missão dupla do Ariane-5ECA Quadro de lançamentos recentes Outros objectos catalogados Regressos / Reentradas Lançamentor orbitais previstos para Janeiro / Fevereiro de 2011 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXII) Estatísticas do Voo Espacial tripulado Explicação dos termos técnicos

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O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ - www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa este número colaboraram José Roberto Costa e Manuel Montes.

Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia do autor.

Rui C. Barbosa BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rmcsbarbosa@gmail.com

a Capa: O foguetão SLV-2 Agena D (Thor 2A 406 / Agena D 1172) é lançado às 2115UTC do dia 27 de Novembro de 1963 desde o Complexo de Lançamento LC1-1 de Point Arguello, Califórnia, transportando o satélite espião OPS 2260 KH4 CORONA 9061.

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Voo espacial tripulado STS-133, a última missão do Discovery (Parte 1) O vaivém espacial OV-103 Discovery parte para a sua 39ª e última missão espacial com uma tripulação constituída por seis astronautas, todos veteranos de anteriores missões com o vaivém espacial. A sua missão? Transportar o último módulo norteamericano para a ISS, além de peças suplentes e mantimentos.

O lançamento do Discovery está previsto para o dia 30 de Novembro de 2010 a partir do Complexo de Lançamento LC-39A do Centro Espacial Kennedy, Florida - Estados Unidos.

Quando a missão do Discovery foi originalmente planeada, e tendo em conta o plano inicial da Administração Bush, o voo do Discovery seria o último do programa. No entanto, e com a revisão dos planos da NASA, esta tornou-se numa importante missão logística à qual foram adicionadas duas actividades extraveículares que serão levadas a cabo por Timothy L. Kopra e B. Alvin Drew.

Esta missão irá transportar o PMM Leonardo (Permanent Multi-purpose Module) que foi originalmente construído para servir de contentor de carga de e para a ISS, estando temporariamente acoplado à estação e trazido de volta para a Terra no final da cada missão. Com o final dos voos dos vaivéns espaciais, a NASA decidiu levar a cabo algumas modificações no módulo aumentando a sua protecção contra os detritos orbitais e criando um melhor sistema de iluminação, ventilação e de fornecimento de energia, transformando-o num módulo permanente. O Leonardo tem um comprimento de 6,4 metros, um diâmetro de 4,6 metros, 9.897 kg de peso, incluindo 2.557 kg de equipamentos e mantimentos. Mais 711 kg de carga encontram-se no porão de carga do Discovery.

Entre o equipamento que é transportado para a ISS encontra-se um módulo de experiências, um controlador de temperatura para o sistema de controlo de temperatura e de humidade, uma bomba suplente para o sistema de arrefecimento interno da ISS, um grande ventilador, um tanque de armazenamento de água processada, um tanque de águas residuais e um robot experimental designado Robonaut 2. O Robonaut 2 tem um peso de 136 kg e tem uma forma humanóide, sendo operado de forma remota desde o solo. A sua altura é de 1,2 metros e a sua largura máxima (entre ombros) é de 0,9 metros. O Robonaut 2 é uma experiência para demonstrar as tecnologias que no futuro poderão ser um auxiliar importante para os astronautas em órbita.

O Discovery também transporta no seu porão de carga uma plataforma de armazenamento externa com uma massa de 3.700 kg que transporta um conjunto de radiadores armazenados que servirão de suplentes caso surja algum problema com o sistema de arrefecimento externo da ISS. A estação espacial possui dois sistemas de arrefecimento independentes no qual circula amoníaco através de grandes radiadores para dissipar o calor gerado pelos sistemas electrónicos da ISS. Os novos painéis suplentes têm um peso de 1.123 kg e estão montados num sistema de suporte exterior denominado ELC-4. Os astronautas Timothy Kopra e Nicole Stott irão operar o Canadarm2 para retirar o ELC-2 do porão de carga do Discovery algumas horas após a acoplagem. O ELC-2 será entregue a Eric Boe que estará a operar o Canadarm do Discovery. O Canadram2 será então reposicionado e agarrará de novo o ELC-2 que será colocado no lado direito da estrutura de fornecimento de energia da ISS. No dia seguinte Michael Barratt e Nocole Stott usarão o Canadarm2 para retirar o mastro de inspecção do escudo térmico do vaivém do porão de carga do Discovery antes de o entregar ao Canadarm onde permanecerá para uma utilização futura durante a missão. Entretanto, no interior da ISS os astronautas irão iniciar os trabalhos de reparação de um dos sistemas de remoção de dióxido de carbono da secção norte-americana da ISS. Timothy Kopra e Allan Drew irão terminar o dia entrando no módulo Quest onde passarão a noite a uma pressão reduzida de 10,2 psi. Isto é levado a cabo para auxiliar na purga de azoto da corrente sanguínea dos dois homens antes da realização das actividades extraveículares que utilizam os fatos espaciais da NASA com uma pressão de 5 psi.

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A primeira actividade extraveícular, ou passeio espacial, da missão terá como objectivo a instalação de um cabo com um comprimento de 3 metros entre o Quest e o módulo Harmony, passando pelo exterior do módulo Unity. Este cabo eléctrico, que poderá ser necessário no futuro caso o Harmony tenha de ser separado para reparações, não pode ser instalado após a acoplagem do módulo PMM Leonardo no porto de fixação do módulo Unity voltado para a Terra.

Após a instalação do cabo eléctrico, os dois astronautas irão recolher um módulo de bombagem de amoníaco que está avariado e que foi deixado num local de armazenamento temporário no sistema móvel do Canadarm2 no mês de Agosto de 2010. Após colocarem o módulo numa plataforma de armazenamento, Drew irá instalar uma conduta de ventilação que será utilizada na segunda actividade extraveícular para «despejar» 4,5 kg de amoníaco residual.

Após estes dois trabalhos, os dois astronautas deverão levar a cabo uma série de trabalhos no exterior ajustando uma placa de isolamento na parte superior da estrutura Z1, fixando um poste de ferramentas e movendo uma câmara para não interferir com o ELC-4. Mesmo antes de terminar a saída para o espaço os dois homens irão abrir um contentor japonês para o «encher» com o vácuo espacial num projecto denominado "Mensagem numa Garrafa".

No dia seguinte, Kopra e Barratt irão operar o Canadarm2 desde a Cupola para retirar o PMM do porão de carga do Discovery e acopla-lo no módulo Unity. Na tarde desse dia será levada a cabo uma inspecção do escudo térmico do vaivém espacial caso sejam registados problemas durante o dia do lançamento ou durante a aproximação à ISS. No final desse dia Kopra e Drew voltarão a dormir no módulo Quest.

A segunda actividade extraveícular tem como objectivo proceder-se à descarga do amoníaco residual que se encontra no módulo de bombagem avariado, proceder à recolha de uma experiência europeia que se encontra no exterior do módulo Columbus, proceder à instalação de protecções em lentes de câmaras exteriores que possam ser contaminadas por veículos de carga em aproximação e resolver problemas com instrumentação montada no exterior e que possa ser necessária em futuras reparações ou substituições.

No interior da ISS os astronautas irão finalizar os trabalhos no vestíbulo entre o Unity e o PMM, abrindo a escotilha e entrando no novo módulo. Nos dois dias seguintes os astronautas terão alguns tempos livres, participando em entrevistas e na conferência de imprensa conjunta. No final do nono dia de voo os astronautas do Discovery regressam ao vaivém e irão proceder ao encerramento das escotilhas, preparando assim o último regresso à Terra do Discovery.

Não havendo problemas, o 12º dia será o último dia da missão com o regresso ao Centro Espacial Kennedy.

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O regresso da Soyuz TMA-19 Mais uma vez o regresso de uma cápsula Soyuz TMA fica marcou marcado por um pequeno incidente quando se detectou uma descida da pressão no interior do veículo.

Ao contrário do que aconteceu com a Soyuz TMA-18, o encerramento da escotilha da Soyuz TMA-19 não sofreu qualquer problema e teve lugar às 2214UTC do dia 25 de Novembro de 2010. Em preparação para o regresso à Terra, a tripulação envergou o fato angiG Kentavr por debaixo dos fatos espaciais pressurizados Sokol. O vestuário Kentvar é um fato de protecção que consiste de calções, polainas, cuecas, meias e um casaco, que agem como uma contra-medida para distúrbios circulatórios, previne a sobrecarga de um tripulante durante a descida e aumenta a tolerância ortostática durante a adaptação após o voo. Os tripulantes são também aconselhados a ingerirem fluidos com aditivos de electrólitos para preparar os seus corpos para os rigores do regresso. Estes fluidos são constituídos por três tabletes de cloreto de sódio ao pequeno-almoço e após o almoço, juntamente com 300 ml de fluído e duas pastilhas durante a refeição a bordo da Soyuz TMA antes da retro travagem.

Os três tripulantes dedicaram especial atenção à colocação do cinto médico com sensores, assegurando-se de um bom contacto entre os sensores e o corpo. Durante os preparativos para o regresso, antes da reentrada atmosférica, os tripulantes sentam-se confortavelmente nos assentos Kazbek, apertam os cintos de segurança e asseguram-se de um contacto justo entre o corpo e os assentos.

O regresso à Terra das tripulações da Soyuz TMA inicia-se com a entrada dos cosmonautas na cápsula envergando os seus fatos de trabalho. De seguida procede-se ao encerramento das escotilhas de ambos os veículos e depois os cosmonautas no interior da Soyuz TMA envergam o conjunto anti-gravidade e os seus fatos espaciais pressurizados. Estando tudo a postos dá-se a separação entre os dois veículos.

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O veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço.

Módulo Orbital (Botivoi Otsek) – Tem um peso de 1.278 kg, um comprimento de 3,0 metros, diâmetro de 2,3 metros e um volume habitável de 5,0 m3. Está equipado com um sistema de acoplagem dotado de uma sonda retráctil com um comprimento de 0,5 metros, e um túnel de transferência. O comprimento do colar de acoplagem é de 0,22 metros e o seu diâmetro é de 1,35 metros. O sistema de acoplagem Kurs está equipado com duas antenas, estando uma delas colocada numa antena perpendicular ao eixo longitudinal do veículo. Este módulo separa-se do módulo de descida antes do accionamento dos retrofoguetões que iniciam o regresso à Terra.

Módulo de Reentrada (Spuskaemiy Apparat) – Podendo transportar até 3 tripulantes, tem um peso de 2.835 kg, um comprimento de 2,20 metros, um diâmetro de 2,20 metros e um volume habitável de 4,0 m3. Possui 6 motores de controlo com uma força de 10 kgf que utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O Módulo de Descida permite aos seus tripulantes o uso dos seus fatos espaciais pressurizados durante as fases de lançamento e reentrada atmosférica, estando também equipado com o sistema de controlo do veículo, pára-quedas, janelas e sistema de comunicações. A aterragem é suavidade utilizando um conjunto de foguetões que diminui a velocidade de descida alguns segundos antes do impacto no solo.

Durante o lançamento, acoplagem, separação, reentrada atmosférica e aterragem, o Comandante está sentado no assento central do módulo com os restantes dois tripulantes sentados a cada lado.

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Módulo de Propulsão e Serviço (Priborno-agregatniy Otsek) – Tem um peso de 3.057 kg, um diâmetro base de 2,2 metros e um diâmetro máximo de 2,7 metros. Está equipado com 16 motores de manobra orbital com uma força de 10 kgf cada, e 8 motores de ajustamento orbital também com uma força de 10 kgf. Todos os motores utilizam N2O4 e UDMH como propolentes. O sistema de manobra orbital possui um I.E. de 305 s. O seu sistema eléctrico gera 0,60 kW através de dois painéis solares com uma área de 10,70 m2.

Os três módulos separam-se de forma simultânea poucos segundos após a manobra de retro travagem que fará o veículo deixar a órbita terrestre e iniciar a reentrada. Esta separação dá-se a cerca de 140 km de altitude.

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O controlo de atitude foi entregue ao Centro de Controlo de Korolev às 0025UTC do dia 26 de Novembro. A ISS ficava em deriva livre às 0119UTC em preparação da separação. O comando para este evento era enviado às 0119UTC e a separação ocorria às 0123UTC. A velocidade de separação foi de cerca de 0,22 m/s. O controlo da ISS voltava para o Centro de Controlo de Houston às 0230UTC. A manobra de separação teve lugar às 0238UTC com uma queima de 15 segundos pelo motor da Soyuz TMA-19 a imprimir uma variação de velocidade de 0,63 m/s.

A manobra de retrotravagem teve lugar às 0354:30UTC e teve uma duração de 4 minutos e 24 segundos, terminando às 0358:54UTC. Esta manobra originou uma variação de 115,2 m/s na velocidade da Soyuz TMA-19 que iniciava assim a descida.

A separação dos três módulos ocorreu às 0419:49UTC, com o módulo de propulsão e intrumentação a ser colocado numa ângulo de -78,5º em relação ao eixo de referência. Nesta posição, e caso este módulo não se tivesse separado do módulo de descida, o calor da reentrada iria derreter as ligações entre os dois módulos. A reentrada atmosférica iniciava-se às 0422:47UTC a uma altitude de 102,3 km e com uma velocidade de 170 m/s.

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A fase de orientação iniciou-se a uma altitude de 80,4 km pelas 0424:36UTC. O primeiro sinal da reentrada atmosférica surge quando as partículas de poeira começam a assentar no módulo de descida. A partir desta altura os três elementos têm de prestar atenção pois as cargas gravíticas começam a aumentar rapidamente. A bordo a sensação da força gravítica no corpo vai-se instalando, tornando os corpos mais pesados e dificultando a respiração e a fala. Estas são sensações normais e os tripulantes são aconselhados a lidarem com elas calmamente. Muitos cosmonautas sentem a sensação de um alto na garganta, mas isto não é caso para ficarem nervosos, pios esta é uma sensação frequente e não deve ser contrariada. A melhor solução é “tentar não engolir e falar nesta altura”. Os tripulantes devem prestar atenção à função visual e, caso ocorra algum distúrbio, criar uma tensão adicional de pressão abdominal e nos músculos das pernas. Os três tripulantes sentiram os efeitos máximos da desaceleração pelas 0429:29UTC e a uma altitude de 33,2 km.

A abertura dos pára-quedas é ordenada a uma altitude de 10,7 km (0431:25UTC). Dois pára-quedas piloto (de 0,62 m2 e 4,5 m2) extraem o pára-quedas de travagem com uma área de 16 m2. Este pára-quedas reduz a velocidade de descida de 230 m/s para 80 m/s e auxilia na estabilização da cápsula ao original uma ligeira rotação da mesma. O pára-quedas de travagem acaba por se separar com a abertura do pára-quedas principal (518 m2) que reduz a velocidade de descida para 7,2 m/s. Inicialmente, a Soyuz TMA-19 encontrava-se suspensa com um ângulo de 30º em relação ao horizonte, colocando-se na vertical pouco antes da aterragem.

Durante as diferentes fases de abertura dos pára-quedas, os tripulantes sentem alguns «abanões» no interior do módulo de descida.

Estes não devem estar preocupados, mas devem estar preparados para o facto de que aquando da abertura do pára-quedas principal na posição assimétrica, ocorrem movimentos de balanço e de rotação que podem original irritações vestibulares. É assim importante manter os sistemas de fixação bem apertados na pélvis e no arco peitoral. A irritação vestibular pode ocorrer em diferentes formas tais como vertigens, hiperidrose (transpiração anormalmente aumentada), ilusões posturais, desconforto geral e náusea. Para prevenir a irritação vestibular a tripulação deve limitar os movimentos da cabeça e dos olhos, bem como fixar a visão em objectos imóveis.

Mesmo antes da aterragem (que é suavizada pela ignição de seis motores sólidos que se encontram por detrás do escudo térmico entretanto descartado), a tripulação deve se preparar para o impacto com o solo. Os seus corpos devem estar fixos ao longo da superfície dos assentos personalizados. A velocidade de aterragem é de cerca de 9,9 m/s. A aterragem teve lugar às 0446:06UTC a 78 km de Arkalyk, Cazaquistão (50º 59’ N – 67º 10’ E).

A tripulação não se deve levantar de imediato após a aterragem. São assim aconselhados a permanecer no interior sentados nos assentos Kazbek durante alguns minutos e somente depois se devem levantar. Ao se levantarem, devem limitar os movimentos da cabeça e dos olhos para evitar assim movimentos excessivos, procedendo de forma calma e lenta. Os seus corpos não se devem adaptar à gravidade terrestre na posição vertical de forma muito rápida. Para tal são colocados em assentes reclináveis logo após serem removidos do interior do módulo de descida. Mais tarde são transportados para uma tenda médica ou de imediato para um helicóptero que os transportam para um local seguro.

Após a aterragem Fyodor Yurchikhin, Douglas Wheelock e Shannon Walkers foram transportados para Kustanai onde foram recebidos numa cerimónia protocolar. Posteriormente, Douglas Wheelock e Shannon Walkers foram transportados para o Centro Espacial Johnson a bordo de avião Gulfstream-III da NASA, enquanto que Yurchikhin seguiu a bordo de um Tupolev Tu-154 para a Base Aérea de Chkalovsky que serve o Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin na Zvesdniy Gorodok (Cidade das Estrelas), perto de Moscovo.

A missão da Soyuz TMA-19 teve uma duração de 163 dias 7 horas 10 minutos e 47 segundos.

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Imagens de Bill Ingalls / ASA

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É a base de uma história de espionagem da Guerra-fria: um satélite espião ultra-secreto norte-americano cai na Terra e os Soviéticos correm para recuperar os seus destroços na esperança de descobrir os segredos técnicos que tornam estes satélites tão bons. É claro, foi a base da “Ice Station Zebra” de Alistair MacLean, que mais tarde foi transformado num filme que obcecou Howard Hughes, utilizando elementos similares. Mas era uma possibilidade bem real. Tão real que, de facto, o governo dos Estados Unidos disponibilizou muitos recursos para determinar o que poderia sobreviver à ardente reentrada e caída para a Terra.

No entanto, só o fizeram após um embaraçante, mas secreto, acidente.

No princípio dos anos 70, um agricultor inglês descobriu pedaços de um satélite espião secreto norte-americano nos seus campos. Os oficiais britânicos e norte-americanos depressa esconderam o incidente, mas este chamou a atenção da Administração Nixon na Casa Branca, que estavam preocupados com o facto de ter simplesmente ocorrido. O que teria acontecido caso o satélite tivesse caído na União Soviética em vez do Reino Unido? Foram feitas perguntas duras à Força Aérea e ao ational Reconnaissance Office (NRO) – que geria o programa dos satélites espiões – em relação à quantidade de equipamento secreto que poderia sobreviver à reentrada atmosférica. Segundo os modelos de então, nada do satélite deveria sobreviver à reentrada. Então, a Casa Branca sugeriu que talvez esses modelos devessem ser testados.

A Força Aérea e o NRO desenvolveram um plano. Entre 1971 e 1973 fizeram reentrar de forma deliberada seis satélites espiões, incluindo dois do novo tipo KH-9 HEXAGON, do tamanho de um autocarro escolar, sobre o Pacífico em áreas onde as reentradas pudessem ser monitorizadas por numerosos sensores, incluindo radar e câmaras de infravermelhos e luz visível. Os testes revelaram que os modelos teóricos estavam errados: um veículo ao reentrar na atmosfera não aquecia tanto como se pensava, e como tal não ardiam como era esperado. Os testes resultaram em novas políticas para se descartar os satélites espiões após o final das suas missões. Duas décadas e meia mais tarde, a Força Aérea e o NRO voltaram a fazê-lo.

Estrelas ardentes Durante décadas os observadores amadores têm ido para os seus quintais à noite para observar os satélites classificados a voar sobre as suas cabeças e determinar as suas órbitas. Eles notaram que ao fim de um certo número de anos em órbita, os satélites são «reformados» e substituídos, reentrando na atmosfera numa queda ardente sobre o Oceano Pacífico. Mas nunca foi claro quando o NRO iniciou esta prática. Em 1964 a cápsula de reentrada de um satélite de reconhecimento CORONA caiu de forma acidental na Venezuela e foi recuperado. Em 1959, a Força Aérea estava preocupada com o facto de que o segundo Discoverer – uma versão de desenvolvimento do que se tornariam os satélites CORONA – poder ter caído em mãos soviéticas. No princípio dos anos 60 também ocorreu um incidente envolvendo um protótipo de um satélite de reconhecimento Samos que aparentemente terá caído no Canadá, que pode ainda estar enterrado numa

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floresta até aos nossos dias. Certamente que a possibilidade de que tecnologia altamente classificada pudesse cair no território soviético deve ter preocupado os responsáveis da NRO. Mas não é claro se o NRO tinha uma política de retirar de órbita os seus satélites de reconhecimento no final das suas vidas úteis nos anos 60 e no princípio dos anos 70. Porque é que o KH-8 caiu na Inglaterra, permanece classificado?

Alertadas pela Casa Branca, a Força Aérea e o NRO iniciaram uma série de testes em 1971 conhecido como VAST – Vehicle Atmospheric Survivability Tests. Existia uma vasta quantidade de recursos que estavam já convenientemente colocados no terreno. Durante o final dos anos 60 os Estados Unidos estavam a desenvolver um sistema de mísseis anti-balísticos (ABM). O objectivo era ambicioso: abater os veículos de reentrada, que são alvos pequenos e rápidos rodeados por uma camada de gás ionizado. Para abater os veículos na fase de reentrada, é necessário conhecer qual a sua aparência à medida que viajam pela atmosfera, e para tal a Força Aérea havia colocado numerosos sensores em ilhas no Oceano Pacífico, além de navios e aviões, para medir como seria um veículo de um ICBM americano no espaço e na fase de reentrada dirigindo-se para a sua zona alvo. Também foram desenvolvidos sensores para seguir e medir os veículos soviéticos na mesma fase.

sido modificados para dar apoio ao Programa Apollo e que transportavam grandes antenas parabólicas de recepção no interior de volumosos narizes dianteiros que os faziam parecer o tipo de aviões que seriam tripulados pelos palhaços.

Adicionalmente, um radar no solo localizado em Shemya e o navio de rastreio USN Watertown foram utilizados para o primeiro teste, mas somente o avião PRESS equipado com sensores foi utilizado para o segundo teste, juntamente com os equipamentos mencionados antes.

A razão pela qual a Força Aérea conseguia reunir tanto equipamento estava relacionada com as sobras dos testes ABM. Com os Estados Unidos a cancelar os programas dos mísseis ABM, os seus programas de testes também foram cancelados. Para o terceiro e quarto teste VAST, em Setembro de 1971 e Abril de 1972, não firam utilizados os navios de rastreio nem os aviões, devido ao facto de terem

Em Fevereiro e de novo em Maio de 1971, o NRO levou a cabo testes de reentrada de satélites de reconhecimento KH-8 GAMBIT após o final das suas missões. O KH-8 estava nesta altura equipado com dois veículos de reentrada, permitindo aos operadores obter fotografias e recuperá-los, colocar o veículos em «modo zombie» por um determinado período de tempo, e depois «acordá-los» para obter mais fotografias, enchendo o segundo veículo de reentrada. Quando esse segundo veículo estava completo, era ejectado e recuperado. Nesse ponto, o satélite era inútil (a Os aviões EC-135 ARIA tais como estes foram utilizados nos programas não ser que tivesse uma carga secundária, tal VAST e VASP para observar os testes de reentrada atmosférica realizados por como um detector de sinais de radar). O satélites espiões norte-americanos nos princípios dos anos 70. Os narizes satélite em forma de lápis ainda era, porém, volumosos destes aviões albergavam grandes antenas receptoras que recebiam relativamente grande com um diâmetro de 1,5 sinais dos satélites à medida que se desintegravam. Imagem: NASA metros e um comprimento de cerca de 12 metros. Essencialmente tratava-se de um longo sido retirados de serviço. Para estes testes o NRO decidiu cilindro, consistindo de folhas de metal reforçadas, alumínio, fazer algo de diferente. Os dois primeiros satélites foram e metais similares. A maior parte desse tubo estava cheio de enviados para uma reentrada destrutiva sobre o oceano. O tanques de combustível e oxidante vazios. Mas uma parte terceiro foi enviado numa trajectória que o fez impactar no continha a câmara, e com tal era uma mistura de vidro e Alasca, e o quarto impactou em Eniwetok, onde a Força metal, além dos tipos de materiais utilizados num sistema Aérea possuía dispositivos para escutar o impacto de veículos óptico de grande precisão.

ICBM no oceano, e para os recuperar.

Para estes dois primeiros testes, a Força Aérea utilizou um grande conjunto de sensores, incluindo: um navio de rastreio ARIS equipado com radares de banda L e banda C, câmaras ópticas, e antenas de telemetria; pelo menos um avião TRAP equipado com câmaras ópticas e de infravermelhos; e dois aviões de telemetria ARIA. Os aviões ARIA eram os mais bizarros. Eram aviões de reabastecimento C-135 que haviam

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O Big Bird ardente Em Maio de 1973 o NRO retomou os testes, desta vez designados Vehicle Atmospheric Survivability Program, ou VASP. Em vez dos longos e estritos KH-8, foram utilizados os satélites KH-9 HEXAGON do tamanho de autocarros. O HEXAGON tinha um diâmetro duas vezes maior do que o

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KH-8 e era também mais longo. Era um satélite tão grande que acabou por receber a alcunha de ‘Big Bird’ no centro de lançamentos de Vandenberg, O seu sistema de câmaras e secção frontal eram também consideravelmente mais volumosa e pesada do que o KH-8. O teste de Maio utilizou um navio de rastreio ARIS, dois aviões ARIA, e um radar no solo em Shemya.

Em Outubro de 1973 o NRO enviou outro KH-9 para uma reentrada destrutiva, desta vez utilizando um navio de rastreio ARIS, um avião TRAP, e três aviões ARIA. Enquanto que o teste VASP de Maio foi feito no mar aberto, este teste foi realizado sobre Eniwetok, e foi monitorizado não só por dispositivos submarinos, mas também por um submarino.

Segundo um relatório, os dados obtidos pelo avião TRAP na segunda reentrada “eram extremamente informativos e notáveis.” Aparentemente, muito mais do satélite terá sobrevivido à reentrada durante muito mais tempo do que os modelos previam, e os sensores ópticos dos aviões foram capazes de observar grande parte do veículo enquanto se encontrava dentro da atmosfera.

Nem todos os detalhes destes testes foram desclassificados.

Apesar de tudo, os satélites KH-8 e KH-9 permanecem classificados. Mas não é necessária muita imaginação para imaginar porque é que o NRO levou a cabo as reentradas sobre a Eniwetok Lagoon e até monitorizou a amaragem com um submarino – se os soviéticos quisessem recuperar partes de um satélite de inteligência americano, ele iriam utilizar métodos semelhantes.

Os satélites KH-8 consistiam numa secção com a câmara e um estágio superior Agena acoplado com o seu motor e sistemas de controlo. Os satélites KH-9 eram essencialmente um grande corpo uniforme mas eram também descritos como possuindo uma “popa” – possivelmente referindo-se aos grandes painéis solares acoplados à parte posterior – que produzia alguma sustentação durante parte da reentrada e “corrompia” a trajectória. Mas ambos os tipos de veículos espaciais eram fabricados em materiais similares e, por isso, ambos começavam a derreter-se quando atingiam uma certa temperatura. Os satélites KH-9 possuíam sensores de temperatura a bordo, possivelmente incluídos só para propósitos de testes. Esta pode ter sido a razão para se utilizar tantos aviões ARIA – estavam lá para obter as emissões electrónicas de um satélite a arder viajando através da atmosfera e desfazendo-se aos poucos.

O que os seis testes acabaram por revelar foi que os modelos de reentrada atmosférica estavam errados numa ordem de magnitude. Isto pode ter sido algo de surpreendente para aqueles familiares com o programa, e explica o facto de partes dos KH-8 terem sobrevivido e caído em Inglaterra.

Segundo um relatório não classificado, os testes levaram a alterações nos procedimentos para os satélites no final das suas vidas úteis, apesar de não serem conhecidas que alterações foram feitas. Presumivelmente, a maior alteração esteve na garantia de que os satélites seriam deliberadamente retirados da órbita terrestre, sendo afundados nas áreas mais profundas do oceano1.

1

Baseado no artigo “Black Fire: De-orbiting spysats during the Cold War”, publicado em The Space Review (http://www.thespacereview.com/article/1715/1). Traduzido com autorização do autor.

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Em Órbita

Lançamentos orbitais em Novembro de 2010 Em Novembro de 2010 foram levados a cabo 8 lançamentos orbitais tendo-se colocando em órbita 18 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Novembro de 2010 foram realizados 4750 lançamentos orbitais, 358 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 7,5% do total e a uma média de 6,9 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (471 lançamentos que correspondem a 9,9% com uma média de 9,1 lançamentos por mês de Dezembro) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (282 lançamentos que correspondem a 5,9% com uma média de 5,4 lançamentos por mês de Janeiro).

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 14 14 12 11 11 12 101010 10 10 9 9 9 9 9 9 10 8 8 8 8 8 8 8 8 7 7 7 7 7 7 8 6 6 6 6 6 6 55 5 55 6 4 44 4 4 3 3 3 3 4 2 2 2 2 10 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Novembro 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 (Novembro)

65

75 53 52

19

35

40

63 65 67

1999

82 77 73

1996

58 62 61

75 73

79 55

60

86

89

95 88

87

80

72

Lançamentos

100

2

8

14

20

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

0

Ano

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Em Órbita

Meridian-3 em órbita Às 0058:39 UTC do dia 2 de Novembro de 2010, teve lugar o lançamento de um foguetão 14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (167/1022) desde o Complexo de Lançamento LC43/4 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. A bordo seguia o terceiro satélite Meridian, os novos satélites que foram desenhados para substituir os satélites Molniya..

14A14 Soyuz-2, evolução O foguetão 14A14 Soyuz-2 representa a mais recente evolução do épico míssil balístico intercontinental R-7 desenvolvido por Sergey Korolev nos anos 50 do século passado. O novo lançador apresenta motores melhorados, modernos sistemas aviónicos digitais e uma reduzida participação de componentes de fabrico não russo.

O lançador é também conhecido pela designação Soyuz-ST e foi especialmente desenhado para uma utilização comercial aumentando a sua performance geral apesar de o desenho básico do veículo permanecer o mesmo. As alterações foram realizadas ao nível de uma melhoria da performance dos motores do primeiro e do segundo estágio com novos injectores e alteração da mistura dos propolentes; aumento na performance do terceiro estágio; introdução de um novo sistema de controlo permitindo uma alteração do plano orbital já durante o voo2; introdução de um novo sistema de telemetria digital para a monitorização do lançador e a introdução de uma nova ogiva de protecção de carga com um diâmetro de 3,6 metros.

O foguetão 14A14 Soyuz-2 pode ser equipado com um quarto estágio, nomeadamente o estágio Fregat, utilizando as carenagens de protecção do tipo ST e SF. Este lançador é capaz de colocar uma carga de 7.800 kg numa órbita terrestre a 240 km de altitude com uma inclinação de 51,80º. No lançamento desenvolve uma força de 4.144.700 kN. A sua massa total é de 310.000 kg, o seu diâmetro no estágio principal é de 2,95 metros e o seu comprimento total é de 43,40 metros.

O primeiro estágio do 14A14 Soyuz-2 é composto pelos quatro propulsores laterais (Blok B, V, G e D) com uma massa bruta de 44.400 kg, tendo uma massa de 3.810 kg sem combustível. Cada propulsor tem um motor RD-107A (14D22) que desenvolve uma força de 1.021.097 kN (vácuo), com um Ies 310 s e um Tq de 120 s. Têm um comprimento de 19,60 metros, um diâmetro de 2,69 metros e consomem LOX e querosene.

O segundo estágio (Blok-A) tem um comprimento de 27,80 metros, um diâmetro de 2,95 metros, um peso bruto de 105400 kg e um peso sem combustível de 6.975 kg. Está equipado com um motor RD-108A que no lançamento desenvolve 999.601 kgf (vácuo), com um Ies de 311 s e um Tq de 286 s.

Consome LOX e querosene.

2

Todas as versões anteriores dos lançadores derivados do R-7 eram lançadas com uma trajectória fixa na qual a mesa da plataforma de lançamento rodava, sendo colocada no azimute de voo pretendido.

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

660

Em Órbita

O terceiro estágio (Blok-I) tem um comprimento de 6,74 metros, um diâmetro de 2,66 metros, um peso bruto de 25.200 kg e um peso sem combustível de 2.355 kg. Está equipado com um motor RD-0110 que no lançamento desenvolve 294.000 kgf (vácuo), com um Ies de 359 s e um Tq de 300 s. Consome LOX e querosene.

As modificações introduzidas no novo lançador foram sendo testadas em duas versões do mesmo veículo o 14A14-1A Soyuz-21A e o 14A14-1B Soyuz-2-1B. Este último veículo é um lançador a três estágios no qual o motor RD-0124 é já empregado no último estágio.

Lançamento -

Data 8- ov-04

Hora UTC 18:30:00

Versão 1A

.º Série Ф15000-001

Local Lançamento GIK-1 Plesetsk

Plat. Lanç.

LC43/4

2006-044

19-Out-06

16:28:13.169

1A/Fregat

Ж15000-003/1011

GIK-5 Baikonur

LC31 PU-6

2006-061

24-Dez-06

8:34:44.402

1A/Fregat

76033135/1012

GIK-1 Plesetsk

LC43/4

2006-063

27-Dez-06

14:23:38.929

1B/Fregat

П15000-001/1013

GIK-5 Baikonur

LC31 PU-6

2008-037

26-Jul-08

18:31:35.911

1B

77057143

GIK-1 Plesetsk

LC43/4

2009-029

21-Mai-09

21:53:33.331

1B/Fregat

162/1018

GIK-1 Plesetsk

LC43/4

2009-049

17-Set-09

15:55:07.679

1B/Fregat

002/1014

Baikonur

LC31 PU-6

2010-054

19-Out-10

17:10:59

1A/Fregat

Б15000-009/1023

Baikonur

LC31 PU-6

2010-058

2- ov-10

00:58:39

1A/Fregat

167/1022

GIK-1 Plesetsk

LS43/4

Carga 17F116ML Oblik MetOp-A (29499 2006-044A) Meridian (29668 2006-061A) CoRoT (29678 2006-063A) Cosmos 2441 (33272 2008-037A) Meridian-2 (35008 2009-029A) Meteor-M (35865 2009-049A) Sterkh-2 (35866 2009-049B) IRIS (35867 2009-049C) UniversitetskiyTatyana-2 (35868 2009-049D) UGATUSAT (35869 2009-049E) Sumbandila 35870 2009-049F) BLITS (35871 2009-049G) Globalstar-73 (37188 2010-053A) Globalstar-74 (37189 2010-053B) Globalstar-75 (37190 2010-053C) Globalstar-76 (37191 2010-053D) Globalstar-77 (37192 2010-053E) Globalstar-79 (37193 2010-053F) Meridian-3 (37212 2010-058A)

Com dimensões semelhantes ao motor RD-0110 utilizado nas versões anteriores dos lançadores Soyuz, o motor RD-0124 apresenta como principal diferença a introdução de um sistema de ciclo fechado no qual o gás do oxidante que é utilizado para propulsionar as bombas do motor é então direccionado para a câmara de combustão onde é queimado com restante propolente em vez de ser descartado. Esta melhoria no motor aumenta a performance do sistema e, como consequência, aumenta a capacidade de carga do lançador em 950 kg. Um propolente especial de ignição é utilizado para activar a combustão do motor e são utilizados dispositivos pirotécnicos para controlar o funcionamento do motor.

Cada uma das quatro câmaras de combustão pode ser movimentada ao longo de eixos para manobrar o veículo.

Em 1996 tiveram início os testes do motor RD-0124 e foram finalizados em Fevereiro de 2004 nas instalações da Khimavtomatika em Voronezh. Nesta altura previa-se que a produção em série do novo motor teria início em 2005. A 27 de Dezembro de 2005 teve lugar outro teste do motor, abrindo caminho para os ensaios em grupo de todo o terceiro estágio do lançador 14A14-B Soyuz-2-1B nas instalações da NIIKhimMash em Sergiev Posad.

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Em Órbita

No início de 2005 a Arianespace anunciava que a primeira missão de teste do foguetão 14A14-1B Soyuz-2-1B teria lugar desde o Cosmódromo GIK-5 Baikonur para colocar em órbita o satélite astronómico CoRoT. Este lançamento dependeria dos resultados de novos ensaios do motor RD-0124 que tiveram lugar em Março e Abril de 2006. Um último teste teve lugar a 20 de Outubro de 2006 e o satélite CoRoT acabaria por ser lançado a 21 de Dezembro desse ano3.

O estágio Fregat foi qualificado para voo no ano 2000 e representa um estágio superior flexível e autónomo que foi desenhado para operar como um veículo orbital. O Fregat prolonga as capacidades dos estágios inferiores dos foguetões Soyuz para proporcionar um acesso total a um variado leque de órbitas. Para fornecer ao Fregat uma fiabilidade inicial elevada e acelerar o seu processo de desenvolvimento, vários subsistemas já utilizados em voo e outros componentes de outros veículos e lançadores foram incorporados neste estágio superior.

O estágio Fregat: 1 – motor principal S5.92; 2 – tanques de combustível; 3 – depósito de hidrazina; 4 – motores de controlo auxiliar; 5 – tanques de oxidante; 6 – antena do sistema de telemetria; 7 – sistema de controlo; 8 – radiador - cobertura da secção de equipamento; 9 – sistema de detecção e telemetria; 10 – depósito de hélio; 11 – baterias químicas. Esquema: Starsem O estágio consiste em seis tanques esféricos (quatro tanques de propolentes e dois tanques de sistemas aviónicos) colocados em círculo, com longarinas atravessando ao longo dos tanques para fornecer apoio estrutural. O estágio é independente dos estágios inferiores do lançador, possuindo o seu próprio sistema de orientação, navegação, controlo, detecção e telemetria.

O Fregat utiliza um motor S9.98M que consome propolentes hipergólicos (UDMH e NTO) e pode ser reactivado até 20 vezes em voo, permitindo assim levar a cabo perfis de missões complexas. Pode fornecer uma estabilização nos três eixos espaciais à carga a colocar em órbita ou colocá-la nua situação de estabilização por rotação.

O Fregat pode ser utilizado como estágio superior dos foguetões 11A511U Soyuz-U, 11A511U-FG Soyuz-FG, 14A14-1A Soyuz-2-1A, 14A14-1B Soyuz-2-1B e 11K77 Zenit-3F

Os satélites 14F112 Meridian Os satélites 14F112 Meridian representam a nova geração de satélites de comunicações em órbitas elípticas de 12 horas (órbitas Molniya) e foram desenhados para substituir os satélites Molniya-1, Molniya-3 e Parus.

Os detalhes sobre os Meridian são muito escassos pois tratam-se de veículos militares. No entanto, têm surgido na imprensa várias imagens que mostram estes satélites e por vezes algumas dessas imagens mostram veículos completamente diferentes. Os satélites são baseados num modelo com um compartimento de sistemas electrónicos pressurizado e é estabilizado nos seus três eixos espaciais.

O desenvolvimento de um sistema para substituir os satélites Molniya havia sido iniciado antes do final da União Soviética com dois grupos a apresentarem soluções, nomeadamente o sistema Mayak, por parte da PO-PM Reshetnev, e o sistema Nord, por parte da Lavochkin. Ambos os satélites seriam lançados pelo foguetão 11K77 Zenit-3. Sendo construído na Ucrânia, os 3

O satélite CoRoT (29678 2006-063A) foi colocado em órbita ás 1423:38,292UTC do dia 27 de Dezembro de 2006 desde o a Plataforma de Lançamento PU-6 do Complexo de Lançamento LC36 (17P32-6) do Cosmódromo GIK-5 Baikonur por um foguetão 14A14-B Soyuz-2-1B/Fregat (001/1013).

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Em Órbita

lançadores Zenit deixaram de ser tidos em conta para o lançamento de cargas militares russas, propondo-se o lançamento utilizando o novo foguetão Rus. Porém, o desenvolvimento deste lançador não se concretizou e os avanços no desenvolvimento de sistemas electrónicos significou que o tamanho dos novos satélites poderia ser substancialmente reduzido. Em finais dos anos 90 a NPO-PM foi contratada pelas forças militares russas para desenvolver uma versão mais leve do seu sistema Mayak que pudesse ser colocado em órbita por um lançador Soyuz empregando um estágio superior Fregat.

Os satélites Meridian terão uma massa no lançamento de cerca de 2.000 kg. Alguns dos sistemas a bordo, incluindo o computador de controlo e o sistema de propulsão, podem ser semelhantes aos sistemas utilizados nos satélites de navegação Uragan-M. Os Meridian estão também equipados com painéis solares num sistema móvel que é capaz de seguir o movimento do Sol em órbita. ome Meridian Meridian-2 Meridian-3

Desig. Int. ORAD 2006-061A 2009-029A 2010-058A

29668 35008 37212

Data Lançamento 24-Dez-06 21-Mai-09 02- ov-10

Hora (UTC)

Veículo Lançador

Local Lançamento

8:34:44.402 21:53:33.331 00:58:39

(76033135/1012) (162/1018) (167/1022)

GIK-1 Plesetsk, LC43/3 GIK-1 Plesetsk, LC43/3 GIK-1 Plesetsk, LC43/3 O lançamento do Meridian-3 teve lugar às 0058:39UTC do dia 2 de Novembro de 2010.

A separação entre o estágio Fregat (1022) com o satélite Meridian-3, teve lugar às 0107UTC. O Fregat levou a cabo uma série de manobras orbitais para colocar o satélite na órbita desejada. A última destas manobras terminou às 0313UTC e a separação entre o estágio Fregat e o satélite Meridian-3 teve lugar às 0316UTC, com o controlo do satélite a ser levado a cabo pelo Centro de Controlo de Voo Titov.

A activação da rede Meridian irá auxiliar na ligação entre navios e aviões de reconhecimento árcticos para as estações de escuta na costa para as rotas do Mar do Norte, permitindo assim a expansão das comunicações por satélite para certas zonas da Sibéria e do extremo orienta russo.

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Em Órbita

Novo satélite meteorológico para a China Continuando a saga de lançamentos orbitais em 2010, a China levou a cabo o lançamento do segundo satélite meteorológico experimental FY-3 Feng Yun-3, o FY-3B Feng Yun-3B (风云三号乙). O lançamento teve lugar às 1837:12,089UTC do dia 4 de Novembro e foi levado a cabo pelo foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan.

Os satélites meteorológicos FY-3 Feng Yun-3 Os satélites meteorológicos FY-3 Feng Yun-3 (风云三号) representam a mais recente geração de satélites meteorológicos polares da China que irão substituir os satélites FY-1 Feng Yun-1. Os satélites são desenvolvidos pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai (8ª Academia). O projecto dos satélites FY-3 foi inicialmente aprovado em 1998 e entrou em desenvolvimento de larga escala em 1999.

Os aspectos principais dos satélites incluem a recolha de dados atmosféricos para previsões meteorológicas intermédias e a longo prazo e a pesquisa das alterações climáticas globais.

Os satélites Feng Yun-3 são veículos de observação meteorológica estabilizados nos seus três eixos espaciais, transportando onze instrumentos de observação que são capazes de uma cobertura global e em quaisquer condições atmosféricas, além de permitirem observações multi-espectrais, tridimensionais e quantitativas. A capacidade de levar a cabo observações tridimensionais aumenta de forma substantiva as capacidades do satélite na obtenção de dados globais e na identificação de características do solo e dos campos de nuvens.

As aplicações dos dados obtidos pelos FY-3 incluem quatro aspectos principais: a) proporcionar uma resolução global dos parâmetros meteorológicos para previsões climáticas de médio alcance; b) permitir a pesquisa nas alterações globais, incluindo as alterações climáticas e proporcionar parâmetros meteorológicos e geofísicos para essas previsões; c) monitorizar os desastres naturais e o ambiente ecológico da Terra; d) fornecer informação meteorológica global para uma grande variedade de actividades profissionais (tais como aviação e navegação, etc.), bem como fornecer aos militares informações meteorológicas.

A tabela seguinte mostra as principais características dos satélites FY-3 Feng Yun-3: Desenho de secções separadas, Estrutura combinado de cilindro de suporte central e secções extra para módulos de serviço e módulo de propulsão.

Desenho térmico para secção separada com controlo térmico passivo auxiliado por um controlo Controlo térmico térmico activo.

Dimensões do módulo: 4400 mm x 2000 mm x 2000 mm (x, y, z) Dimensões Dimensões em voo: 4460 mm x 10000 mm x 3790 mm (x, y, z) Precisão do controlo de atitude = 0.3º (x, y, z) Controlo orbital e de atitude Precisão da atitude de medição = 0.05º (x, y, z) Estabilidade de atitude = 0.004º/s (x, y, z) Painel solar com 22.464 m2 para um fornecimento de energia de 2.48 kW (EOL) Fornecimento de energia Duas baterias de Ni-Cd (36 células) cada uma de 50 Ah para as fases orbitais em eclipse Comunicações RF O sistema de TT&C utiliza um sistema unificado de banda S assistido por GPS Tempo real: banda L com modulação BPSK, fluxo de dados = 4.2 Mbit/s Transmissão de dados Tempo real: banda X com modulação QPSK, fluxo de dados = 18.2 Mbit/s dados gravados: Banda X com modulação QPSK, fluxo de dados = 93 Mbit/s Gravador de dados a bordo Capacidade de 142 Gbit Tempo de vida 3 anos com o objectivo de ser prolongado para 4 anos.

Massa do satélite 2200 kg no lançamento, a quantidade de hidrazina é de cerca de 64 kg

Estrutura do satélite

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Em Órbita

Os instrumentos a bordo são: Visible and InfraRed Radiometer (VIRR), Solar Irradance Monitor (SIM), Solar Backscatter Ultraviolet Sounder (SBUS), MEdium Resolution Spectral Imager (MERSI), Earth Radiation Budget Measurement (ERBM), Total Ozone Unit (TOU), Earth Radiation Measurement (ERM), InfraRed Atmospheric Sounder (IRAS), MicroWave Humidity Sounder (MWHS), Multi-Sensor Synergy (MULSS), MicroWave Temperature Sounder (MWTS) e o Microwave Radiation Imager (MWRI). As principais características destes instrumentos estão referidas na seguinte tabela: ome

Visible and Infrared scan radiometer (VIRR)

InfraRed Atmospheric Sounder (IRAS) Atmospheric sounding unit

Parâmetros de performance

Escala espectral 0.43 ~ 12.5 número de canais 10 Escala de observação ± 55.4 ° resolução 1.1Km

Escala espectral 0.69 ~ 15.0 µm número de canais 26 Área de observação ± 49.5 ° resolução 17Km

MicroWave Escala de frequências 50 ~ 57GHz número de canais 4 Temperature Escala de observação ±48.3 Resolução 50 a 75Km Sounder (MWTS) MicroWave Frequência 150 to 183GHz número de canais 5 Humidity Escala de observação ±53.35 ° Resolução 15Km Sounder (MWHS)

MEdium Resolution Spectral Imager (MERSI)

MicroWave Radiation Imager (MWRI)

Escala de frequências 0.40~12.5 µm número de canais 20 Área de detecção ±55.4 ° Resolução 0.25～ 1 km ~

Bandas 10 ~ 89GHz Número de canais 10 Área de observação ±55.4° Resolução 15 ~ 85Km

Objectivos Imagens de nuvens, vegetação, sedimentos, cirros e cases de nuvens, neve, gelo, temperatura da superfície e temperatura da superfície dos oceanos, vapor de água total, etc.

Perfis de temperatura atmosférica, perfis de humidade, conteúdo total de ozono, concentração de CO2, aerossóis, parâmetros de nuvens, coberto de neve polar, precipitação, etc.

Cor dos oceanos, aerossóis, vapor de água total, características das nuvens, vegetação, características do solo, temperatura da superfície, neve e gelo, etc.

Quantidade de chuva, conteúdo de água nas nuvens, vapor de água, humidade do solo, temperatura da superfície oceânica, gelo marítimo, neve, etc.

Bandas 0.2 ~ 50 µm to 0.2 ～ 3.8 µm Earth Radiation Measurement (ERM)

Solar Radiation Monitor (SIM)

Número de canais 2 Campo de observação estreito 2 campos de observação largos área de observação ± 50 ° (campo de observação estreito) Sensibilidade 0.4Wm-2·sr-1 Medições da radiação solar: Bandas espectrais 0.2 ~ 50 µm Sensibilidade 0.2Wm-2

Bandas espectrais 0.16～0.4 µm Solar Backscatter Ultraviolet Sounder Número de canais 12 Detecção vertical (SBUS) Resolução 200km Total Ozone Unit (TOU)

Space Environment Monitor (SEM)

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

Bandas espectrais 0.3～0.36µm Número de canais 6 Escala de observação ±54° Resolução Subsatélite 50km Medições dos iões pesados no espaço, protões de alta energia, electrões de alta energia, doses de radiação; monitorização do potencial na superfície do satélite.

Radiação terrestre

Radiação Solar

Distribuição vertical do O3

Conteúdo total de O3

Parâmetros do ambiente espacial necessários para a análise de falhas do satélite.

665

Em Órbita

A série FY-3 inclui oito satélites, sendo os dois primeiros experimentais (Grupo 1) e os restantes operacionais (Grupo 2). O primeiro satélite experimental, FY-3A Feng Yun-3A (32958 2008-026A) foi lançado a 27 de Maio de 20084. O lançamento do primeiro satélite operacional está previsto para 2012. Os satélites do Grupo 2 terão algumas alterações e melhoramentos no que diz respeito aos sensores a bordo. Do Grupo 2 farão parte os satélites AM (FY-3C/AM-1, FY-3E/AM-2 e FY-3G/AM-3), os satélites PM (FY-3D/PM-1, FY-3F/PM-2 e FY-3H/PM-3). Existem planos para o lançamento de satélites para órbitas de grande inclinação (entre os 50º e os 60º) para obter dados sobre a precipitação. Assim, será possível criar uma rede completa de observação que proporcionará dados meteorológicos de detecção remota e do ambiente espacial. Os últimos três satélites deverão estar operacionais em 2021.

Os satélites estão equipados com um painel solar que segue o Sol de forma automática durante a órbita em torno do planeta.

Os satélites FY-3 operam numa órbita nominal a 836 km de altitude com uma inclinação de 98,75º. O ciclo de regressão orbital nominal é de 5,5 dias.

Imagens dos preparativos para o lançamento do satélite meteorológico FY-3B Feng Yun-3B. Imagens: CCTV.

O foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C O desenvolvimento do foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C de três estágios tem como base o foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B e surge pela necessidade de se desenvolver um lançador cujo estágio superior tivesse a capacidade de múltiplas ignições em órbita com o motor YF-40A. Para além desta capacidade, o CZ-4C possui anéis estruturais na base do primeiro e do segundo estágio, uma cobertura climatérica na secção inter-estágio (que é ejectada no lançamento) e uma carenagem de maiores dimensões (que foi pela primeira vez introduzida com o CZ-4B). Assim, todas estas características permitem que o CZ-4C Chang Zheng-4C seja capaz de colocar em órbita cargas de maiores dimensões e com uma maior precisão em relação ao CZ-4B Chang Zheng-4B. 4

O lançamento teve lugar às 0302:33,070UTC e foi levado a cabo por um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C (CZ4C-3) a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan.

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Em Órbita

O CZ-4C é capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol a 900 km de altitude ou 1.900 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

No lançamento desenvolve uma força de 2.960.000 kN e a sua massa total é de cerca de 250.000 kg. Tem um comprimento total de 48,50 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

1 – Carenagem de protecção de carga; 2 – Satélite; 3 – Adaptador de carga; 4 – Secção de equipamento; 5 – Motor do terceiro estágio; 6 – Secção interestágio; 7 – Tanque de oxidante do segundo estágio; 8 – Secção intertanque; 9 – Tanque de combustível do segundo estágio; 10 – Motores vernier do segundo estágio; 11 – Motor do segundo estágio; 12 – Anéis estruturais; 13 – Secção interestágio; 14 – Tanque de oxidante do primeiro estágio; 15 – Secção intertanque; 16 – Tanque de combustível do primeiro estágio; 17 – Anéis estruturais; 18 – Estabilizadores aerodinâmicos; 19 – Motores do primeiro estágio.

O motor YF-40A utilizado no terceiro estágio do foguetão CZ4C Chang Zheng-4C permite várias ignições em órbita.

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Em Órbita

Lançamento

Veículo lançador

Data de Lançamento

Local de Lançamento

Hora (UTC)

2006-015

Y-1

27-Abr-06

Taiyuan, LC2

22:48:00

2007-055

Y-3

11- ov-07

Taiyuan, LC2

22:48:34.843

2008-026

Y-2

27-Mai-08

Taiyuan, LC2

03:02:33.070

2009-072

Y-4

15-Dez-09

Taiyuan, LC2

02:31:04.790

2010-009

Y-5

05-Mar-10

Jiuquan, SLS-2

04:55:05.227

2010-038

Y-6

09-Ago-10

Taiyuan, LC2

22:49:05.551

2010-059

Y-7

04- ov-10

Taiyuan, LC2

18:37:12.089

Satélites YaoGan Weixing-1 (29092 2006-015A) YaoGan Weixing-3 (32289 2007-055A) Feng Yun-3A (32958 2008-026A) YaoGan Weixing-8 (36121 2009-072A) Xi Wang-1 (36122 2009-072B) YaoGan Weixing-9A (36413 2010-009A) YaoGan Weixing-9B (36414 2010-009B) YaoGan Weixing-4C (36415 2010-009C) YaoGan Weixing-10 (36834 2010-038A) FY-3B Feng Yun-3B (37214 2010-59A)

Imagens dos preparativos do foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) que foi utilizado para o lançamento do satélite meteorológico FY-3B Feng Yun-3B. Imagens: CCTV.

Lançamento do Feng Yun-3B Após ter sido lançado desde Taiyuan, o satélite meteorológico FY-3B Feng Yun-3B ficou colocado numa órbita inicial com um apogeu a 809 km de altitude, perigeu a 797 km de altitude, inclinação orbital de 98,70º e período orbital de 100,94 minutos. Nos dias seguintes após o seu lançamento, o satélite elevou os seus parâmetros orbitais encontrando-se a 8 de Novembro numa órbita com um apogeu a 820 km de altitude, perigeu a 807 km de altitude, inclinação orbital de 98,70º e período orbital de 101,16 minutos, isto é já próximo da sua órbita operacional.

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Em Órbita

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Em Órbita

Poucos dias após o seu lançamento, o satélite meteorológico FY-3B Feng Yun-3B enviava a sua primeira imagem para o Centro Nacional de Meteorologia por Satélite da China.

Imagem: CNMSC.

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Em Órbita

O último voo comercial do Delta-2 O último satélite da rede COSMO SkyMed foi lançado pelo último foguetão Delta-2 a ser utilizado numa missão comercial.

Derivando do míssil Thor, os foguetões Delta-2 lançaram para o espaço todos os tipos de satélites (exceptuando, como é óbvio, os tripulados). Os foguetões Delta-2 são assim um legado da Conquista Espacial.

Os satélites COSMO-SkyMed Os satélites COSMO-SkyMed (Constellation of Small Satellites for Mediterranean basin observation) foram desenvolvidos pela empresa aeroespacial Alenia Spazio. O sistema irá monitorizar todo o globo terrestre e em particular a área do Mar Mediterrâneo, proporcionando informação para um variado número de aplicações através de imagens de alta resolução obtidas com intervalos de tempo curtos entre passagens sobre o mesmo ponto do globo. As imagens estarão disponíveis de forma rápida para os diversos clientes do sistema.

Na construção do COSMO-SkyMed, a Alenia Spazio coordenou uma equipa industrial constituída por várias companhias incluindo algumas pertencentes ao grupo Finmeccanica, tais como a Telespazio (responsável pelo desenvolvimento do segmento terrestre do sistema e pêra sua gerência em órbita (e a Galileo Avionca e Laben que desenvolve várias partes do radar e da plataforma do satélite).

Os principais objectivos do sistema são o controlo do território nacional e a monitorização de desastres naturais tais como inundações e deslizamentos de terras; monitorização das linhas costeiras, mares e águas interiores; monitorização da agricultura para verificar as colheitas e gerir ciclos de tratamento; cartografia utilizando imagens com uma resolução de cerca de 1 metro. A dupla utilização do sistema (civil e militar) irá também permitir aplicações mais oficiais para protecção territorial e defesa estratégica.

Os satélites COSMO-SkyMed irão assim proporcionar à Itália um dos sistemas de observação mais avançados a nível tecnológico para garantir uma maior segurança e melhorias no seu nível de vida geral.

A constelação estará completa com 4 satélites e respectiva infra-estrutura no solo. A Alenia Spazio está responsável pela construção dos quatro satélites equipados com radares de abertura sintetizada SAR capazes de proporcionar imagens de alta resolução em banda X (9,6 GHz). O sistema pode ser integrado com os satélites de observação óptica da constelação francesa Plêiades. Todos os satélites serão equipados com equipamento de transmissão de dados particularmente flexível e inovador. Este sistema opera em banda X com uma antena fixa para permitir uma transmissão de dados a alta velocidade (300 Mbps) para o solo. O sistema de gravação no solo irá adquirir as imagens das áreas sobre as quais os satélites passam mesmo quando não existe ligação para as estações terrestre.

Os satélites, que deverão operar em órbita por um período de cinco anos, são baseados na plataforma Prima e têm uma massa de 1700 kg no lançamento.

Satélite F1 F2 F3 F4

Desig. Int. ORAD 2007-023A 31598 2007-059A 32376 2008-054A 33412 2010-060A

Data Lançamento 08-Jun-07 09-Dez-07 25-Out-08 06- ov-10

Hora UTC 02:34:01 02:31:42 02:28:26 02:20:03

Veículo Lançador Delta-2 7420-10C (D324) Delta-2 7420-10C (D330) Delta-2 7420-10C (D336) Delta-2 7420-10C (D350)

Os três satélites COSMO-Skymed lançados até ao momento. Um quarto satélite será colocado em órbita em 2010. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o complexo SLC-2W da Base Aérea de Vandenberg. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Em Órbita

O foguetão Delta-2 7420-10C Os foguetões Delta (Delta-2 e Delta-IV) são comercializados pela ULA (United Launch Alliance). Este foi o 350º lançamento de um foguetão da série Delta desde 1960, sendo o 148º Delta 2 a ser utilizado (contando com os dois lançamentos das versões Heavy) e o 12º voo da versão 7420-10C. Os Delta são construídos pela Boeing em Huntington Beach, Califórnia. As diferentes partes do lançador são montadas em Pueblo, Colorado.

A versão 7420-10C é composta por seis partes principais: o primeiro estágio que é composto pelos propulsores laterais a combustível sólido, o motor principal no corpo principal do lançador, o interestágio (que faz a ligação física entre o primeiro e o segundo estágio), o segundo estágio e uma ogiva de 10 pés (3,05 metros) de diâmetro fabricada em materiais compósitos.

O Delta-2 7420-10C atinge uma altura de 38,40 metros e tem um diâmetro de 2,44 metros (sem entrar em conta com os propulsores sólidos na base). No lançamento tem um peso de 165000 kg e é capaz de desenvolver uma força de 3020000 kN. É capaz de colocar uma carga de 3099 kg numa órbita terrestre baixa a 180 km de altitude ou então 1895 kg numa órbita polar sincronizada com o Sol. Os quatro propulsores laterais (GEM-40) TAS – Thrust Augmented Solids, são fabricados pela Alliant Techsystems e cada um pode desenvolver 45500 kgf no lançamento.

O primeiro estágio (Delta Thor XLT-C) tem um peso bruto de 13064 kg e um peso de 1361 kg sem combustível. Tem um comprimento de 26,1 metros e um diâmetro de 2,4 metros. Está equipado com um motor RS-27C que tem um peso de 1027 kg, um diâmetro de 1,07 metros e uma altura de 3,63 metros.

No vácuo produz uma força de 1023000 kN, tendo um Ies de 264 s e um tempo de queima de 274 s.

Consome LOX e querosene altamente refinado (RP1). O RS-27C é construído pela Rocketdyne.

O segundo estágio do Delta 2 (Delta K) tem um peso bruto de 6905 kg e um peso de 808 kg sem combustível, tendo um comprimento de 5,9 metros e um diâmetro de 1,7 metros. No vácuo o seu motor Aerojet AJ10-118K (com um peso de 98 kg, um diâmetro de 1,7 metros e uma câmara de combustão) produz uma força de 4425 kgf, tendo um Ies 318 s e um tempo de queima de 444 s. Consome N2O4 e Aerozine-50.

O Delta-2 pode ser lançado a partir do Cabo Canaveral (Air Force Station), plataformas SLC-17A e SLC-17B, e da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia, (plataforma SLC-2W). O Space Launch Complex-17 (SLC-17) do Cabo Canaveral foi construído pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) para o desenvolvimento do míssil balístico de alcance intermédio (IRBM) Thor, tendo a construção das plataformas A e B sido iniciada em Abril de 1956. Em Setembro desse mesmo ano a Força Aérea ocupou parcialmente a plataforma SLC-17B, tendo o primeiro lançamento sido efectuado a 25 de Janeiro de 19575. A primeira modificação ao complexo SLC-17 teve lugar em 1960 de forma a suportar o lançamento de veículos derivados do Thor. Entre O início de 1960 e Dezembro de 1965 foram lançados 35 foguetões Delta a partir do complexo.

5

O primeiro Thor a ser lançado desde o complexo SLC-17 tinha o número de série 101 e o lançamento resultou num fracasso com a explosão do míssil devido a um problema de contaminação do LOX que originou uma falha numa válvula do motor.

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Em Órbita

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Em Órbita

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Em Órbita

Lançamento

Data

Hora (UTC)

Veículo Lançador

Local Lançamento

Plataforma Lançamento

1999-031

10-Jun-99

13:48:43

D270

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

1999-037

9-Jul-99

8:45:37

D272

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

1999-041

25-Jul-99

7:46:03

D273

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

1999-043

17-Ago-99

4:37:31

D274

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

2000-008

8-Fev-00

21:24:00

D276

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

2006-016

28-Abr-06

10:02:17

D314

Vandenberg AFB

SLC-2W

2007-023

8-Jun-07

2:34:01

D324

Vandenberg AFB

SLC-2W

2007-059

9-Dez-07

2:31:42

D330

Vandenberg AFB

SLC-2W

2008-042

6-Set-08

18:50:58

D335

Vandenberg AFB

SLC-2W

2008-054

25-Out-08

2:28:26

D336

Vandenberg AFB

SLC-2W

2010-060

6- ov-10

2:20:03

D350

Vandenberg AFB

SLC-2W

Satélite Globalstar-52 (25770 1999-031A) Globalstar-49 (25771 1999-031B) Globalstar-25 (25772 1999-031C) Globalstar-47 (25773 1999-031D) Globalstar-32 (25851 1999-037A) Globalstar-30 (25852 1999-037B) Globalstar-35 (25853 1999-037C) Globalstar-51 (25854 1999-037D) Globalstar-26 (25872 1999-041A) Globalstar-28 (25873 1999-041B) Globalstar-43 (25874 1999-041C) Globalstar-48 (25875 1999-041D) Globalstar-24 (25883 1999-043A) Globalstar-27 (25884 1999-043B) Globalstar-53 (25885 1999-043C) Globalstar-54 (25886 1999-043D) Globalstar-60 (26081 2000-008A) Globalstar-62 (26082 2000-008B) Globalstar-63 (26083 2000-008C) Globalstar-64 (26084 2000-008D) CloudSat (29107 2006-016A) CALIPSO (29108 2006-017B) COSMO-SkyMed F1 (31598 2007-023A) COSMO-SkyMed F2 (32376 2007-059A) GeoEye-1 (33331 2008-042A) COSMO-SkyMed F3 (33412 2008-054A) COSMO SkyMed F4 (37216 2010-060A)

Esta tabela indica os últimos dez lançamentos do foguetão Delta-2 7420-10C. Tabela: Rui C. Barbosa.

As plataformas foram transferidas para a NASA em 1965, pois para a USAF já não havia qualquer utilização militar para o complexo. Devido ao acidente do Challenger os lançamentos comerciais e militares foram na sua totalidade transferidos para os lançadores convencionais e em resultado a Boeing criou o lançador Delta-2. A USAF decidiu também transferir o lançamento dos seus satélites Navstar, anteriormente destinados a serem lançados pelo vaivém, para o novo Delta-2. O complexo SLC-17 foi escolhido como local de lançamento do Delta-2 e o complexo regressou novamente à responsabilidade da USAF em Outubro de

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Em Órbita

1988. O complexo teve de sofrer obras profundas com a instalação de novas plataformas de serviço, de um sistema hidráulico de elevação de cargas e de um sistema de armazenamento e fornecimento de hidrogénio líquido. A torre de serviço móvel do complexo teve de ver o seu tamanho aumentado em 3 metros de forma a acomodar o novo lançador. O primeiro lançamento do Delta-2 a partir do complexo (plataforma A) teve lugar a 14 de Fevereiro de 19896.

A última modificação ao complexo finalizou em Outubro de 1997 e serviu para adaptar a plataforma B ao lançador Delta-37. Assim, a plataforma B podia acomodar os lançadores Delta-2 e Delta-3.

Lançamento do COSMO-Skymed 4 O lançamento do satélite italiano COSMO-SkyMed 4 estava inicialmente previsto para ter lugar a 1 de Novembro (às 0220:07UTC) mas foi adiado para o dia 2 (às 0220:06UTC) devido a problemas com um sistema de aquecimento da secção dos motores do primeiro estágio, nomeadamente devido a um fluxo insuficiente de azoto no compartimento do motor do Delta-2. O azoto gasoso é utilizado para garantir que os componentes críticos que se encontram próximos do sistema de propulsão criogénica são mantidos «quentes». O lançamento seria novamente adiado a 3 de Novembro (às 0220:05UTC), mas desta vez devido a um problema numa das baterias do segundo estágio. O problema esteve relacionado com uma leitura de voltagem demasiado baixa detectada a cerca de T-1m na bateria que é utilizada para fornecer energia aos sistemas eléctricos do segundo estágio durante o voo.

Para permitir algum descanso aos técnicos e controladores, foi decidido adiar o lançamento para o dia 5 de Novembro, mas seria novamente adiado devido a problemas técnicos. A Thales Alenia Space, após analisar a posição dos três satélites COSMO-SkyMed já em órbita, decidiu adiar o lançamento do quarto veículo para assim ser correctamente colocado na sua posição relativa na constelação. O lançamento era então agendado para as 0220:03UTC do dia 6 de Novembro.

Com a contagem decrescente a decorrer sem problemas, caso contrário teríamos novo adiamento devido ao facto de a janela de lançamento ser somente de 1 segundo, isto é das 0220:03UTC às 0220:04UTC, o lançamento do COSMO-SkyMed 4 acabou por ter lugar às 0220:03,000UTC do dia 6 de Novembro de 2010.

Após abandonar a plataforma de lançamento SLC-2W, o foguetão Delta-2 7420-10C (D350) colocou-se num azimute de voo de 196º. O lançador atingia a velocidade do som às 0220:34UTC e a fase de máxima pressão dinâmica ocorria às 0220:48UTC. Os quatro propulsores laterais de combustível sólido que entraram em ignição a T=0s, terminavam a sua queima às 0221:07UTC separando-se do lançador às 0221:26UTC para assim evitar cair nos campos petrolíferos ao largo da Califórnia. Entre as 0221:28UTC e as 0222:03 o lançador levava a cabo uma manobra, designada ‘Dogleg maneuver’, para conseguir atingir a inclinação orbital desejada. O final da queima do primeiro estágio ocorreu com a exaustão do propolente disponível às 0224:27UTC, com a separação entre o primeiro e o segundo estágio a ocorrer às 0224:35UTC e a primeira ignição do segundo estágio a ter lugar às 0224:41UTC. A separação das duas metades da carenagem de protecção da carga ocorreu às 0224:45UTC. O final da primeira queima do segundo estágio ocorreu às 0231:28UTC, com o conjunto a ficar colocado numa órbita com um apogeu a 645 km de altitude, perigeu a 185 km de altitude e uma inclinação orbital de 97,80º. Pouco tempo depois, pelas 0232:18UTC o lançador inicia uma manobra que o coloca na atitude correcta para mais tarde iniciar a sua segunda queima. Esta manobra termina às 0239:13UTC. Com a segunda ignição do segundo estágio a ter lugar somente mais tarde na missão, o lançador é colocado às 0239:23UTC num estado de condicionamento térmico executando uma rotação em torno do seu eixo longitudinal de 1º/s. Pelas 0311:28UTC, termina a manobra de condicionamento térmico e a segunda ignição do segundo estágio tem início às 0324:28UTC, terminando às 0324:42UTC. Após esta ignição, o conjunto encontra-se numa órbita com um apogeu a 631,5 km de altitude, perigeu a 619,9 km de altitude e uma inclinação orbital de 97,861º.

6

A plataforma utilizada foi a SLC-17A. O lançamento teve lugar às 1830UTC e o foguetão Delta-2 6925 (D184) colocou em órbita o satélite USA-35 / Navstar 2-1 GPS-14 (19802 1989-013A).

7 O primeiro lançamento do Delta-3 teve lugar a 27 de Agosto de 1998 e resultou num fracasso quando o foguetão Delta-3 (D3-1) não conseguiu colocar em órbita o satélite Galaxy-10.

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Terminada a fase propulsiva da missão, o conjunto leva a cabo entre as 0314:03UTC e as 0317:23UTC uma manobra para se colocar na posição correcta para a separação do satélite. O COSMO-SkyMed 4 acaba por se separar do lançador às 0318:03UTC. No primeiro nodo de ascensão, o satélite está na órbita desejada com um eixo semi-maior de 7.006,7 km e uma excentricidade de 0,00127 e inclinação de 97,8598º.

Após a separação do satélite, a utilização dos tanques de hélio permite uma velocidade de separação adicional para o segundo estágio. Esta manobra logo após a separação do COSMO SkyMed 4 e termina às 0318:45UTC. Após esta manobra, o segundo estágio é reorientado para atitude correcta na qual será levada a cabo a denominada ‘queima evasiva’. Esta manobra de reorientação ocorre entre as 0320:13UTC e as 0334:23UTC. A queima evasiva tem uma duração de 5 segundos e ocorre entre as 0336:43UTC e as 0336:48UTC. O segundo estágio fica então colocado numa órbita com um apogeu a 628 km de altitude, perigeu a 176 km de altitude e inclinação orbital de 97,87º.

Após esta manobra, o segundo estágio é de novo reorientado (entre as 0337:08UTC e as 0344:38UTC) para a atitude na qual irá levar a cabo uma queima para consumir todo o propolente que ainda resta a bordo. Esta queima teve uma duração nominal de 29 s e iniciou-se às 0346:43UTC, terminando às 0347:12UTC. Esta sequência de manobras e de atitudes é calculada de forma a minimizar o potencial de contaminação dos satélites colocados em órbita.

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SkyTerra-1, comunicações móveis da nova geração Um novo sucesso comercial para a International Launch Sevices (ILS) teve lugar a 14 de Novembro de 2010 com o lançamento do satélite de comunicações SkyTerra-1. Assim, a ILS continua a segurar a sua quota no lucrativo mercado internacional do lançamento de satélites. Esta nova missão veio mais uma vez provar a eficiência do lançador 8K82KM Proton-M/Briz-M.

O foguetão 8K82KMProton-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 Blok DM. As modificações introduzidas no Proton incluem um novo sistema avançado de aviónicos e uma ogiva com o dobro do volume em relação ao 8K82K Proton-K, permitindo assim o transporte de satélites maiores. Em geral este lançador equipado com o estágio Briz-M, construído também pela empresa Khrunichev, é mais poderoso em 20% e tem maior capacidade de carga do que a versão anterior equipada com os estágios Blok DM construídos pela RKK 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 Kosberg, o RD-0212 tem um peso de 566 kg, um diâmetro de 1,5 metros e um comprimento de 2,3 metros, desenvolvendo 62.510 kgf (em vácuo) com um Ies de 325 s e um Tq de 230 s. O motor tem uma câmara de combustão e consome N2O4/UDMH. O quarto estágio, 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 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.

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Em Órbita

Lançamento Data Hora (UTC) º Série 2009-065 24- ov-09 14:19:09.986 93509 / 99509 2009-075 29-Dez-09 00:21:59.988 93510 / 99510 2010-002 28-Jan-10 00:17:59.994 53535 / 88527 2010-006 12-Fev-10 00:39:40.013 53532 / 99511 2010-010 20-Mar-10 18:26:56.965 93514 / 99514 2010-016 24-Abr-10 11:18:59.984 93511 / 99512 2010-025 3-Jun-10 22:00:07.997 93512 / 99513 2010-034 10-Jul-10 18:40:35.599 93515 / 99515 2010-053 14-Out-10 18:53:20.986 93516 / 99517 2010-061 14- ov-10 17:29:19,979 93513 / 99516

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

Satélites Eutelsat-W7 (36101 2009-065A) DirecTV-12 (36131 2009-075A) Raduga-1M 'Globus-1M' (36358 2010-002A) Intelsat-16 (36397 2010-006A EchoStar-XIV (36499 2010-010A) SES-1 (36516 2010-016A) Badr-5 'Arabsat-5B' (36592 2010-025A) EchoStar-15 (36792 2010-034A) Sirius XM-5 (37185 2010-053A) SkyTerra-1 (XXXXX 2010-061A)

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

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).

O satélite SkyTerra-1 Os satélites SkyTerra-1 e SkyTerra-2 representam a próxima geração de plataformas de satélites de comunicações, utilizando elementos espaciais e terrestres para fornecer serviços móveis de voz e de dados em toda a América do Norte.

A empresa LightSquared (anteriormente designada SkyTerra LP) escolheu a Boeing em Janeiro de 2006 para construir e fornecer duas redes SBN (Space-Based etwork), consistindo em dois satélites 702HP desenhados para serviços geomóveis, quatro portas de transmissão de dados e o equipamento GBBF (Ground-Based Beam Forming). As duas redes SBN são um componente de uma rede de comunicações híbrida integrada satélite – receptor móvel, que irá fornecer uma cobertura de quarta geração nos Estados Unidos e Canadá. Uma rede SBN proporcionará aos utilizadores acesos através de dispositivos sem fios típicos tais como telemóveis, PDA e laptops.

A área de cobertura do sistema LightSquared abrange os estados continentais dos Estados Unidos, o Canadá, Alasca, Havai, Porto Rico, Ilhas Virgens, México e as Caraíbas. O desenho do sistema SkyTerra SB fornece uma flexibilidade em órbita, tais como a modificação do espectro de frequências, capacidade de redistribuição e reconfiguração dos spot beams para responder às alterações de demandas ao longo do tempo. Por exemplo, na eventualidade de uma catástrofe natural comprometer as infra-estruturas do serviço, o sistema SBN pode-se adaptar para fornecer uma capacidade adicional de serviços de voz e dados à região geográfica afectada.

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Em Órbita

Os satélites SkyTerra foram desenvolvidos na base do sucesso do sistema de comunicações Thuraya. A utilização de avanços técnicos nas cargas de telecomunicações (incluindo um reflector de banda L de maiores dimensões, um canalizador digital e amplificadores de maior potência) permite as comunicações de banda larga através de pequenos terminais que são similares a dispositivos terrestres standard. A plataforma incorpora várias novas tecnologias chave, incluindo um subsistema de fornecimento de energia melhorado consistindo de baterias de iões de lítio.

Os dois satélites SkyTerra foram construídos no complexo de integração e testes em El Segundo, Califórnia. A Harris Corporation, Melbourne – Florida, desenvolveu o reflector de banda L de 22 metros.

A ViaSat's Comsat Laboratories, Germantown – Maryland, fornece o equipamento GBBF, as estações de comunicação uplink, e o sistema de controlo e monitorização das estações terrestres. A SED Systems, Canadá, fornece as antenas, elementos RF, e serviços de integração nas portas de comunicação.

O tempo de vida útil do SkyTerra-1 é de 15 anos. Na sua forma de armazenamento, o satélite tem uma altura de 9 metros, largura de 3 metros e comprimento de 4 metros, enquanto que em órbita tem uma altura de 22 metros, largura de 29 metros e largura de 41 metros. A sua massa do lançamento era de 5.360 kg e em órbita (no princípio da sua vida útil) era de 3.200 kg. O satélite está equipado com uma antena reflectora de banda L de 22 metros e duas antenas de banda Ku de 2 metros, além de antenas de telemetria e comunicações.

O SkyTerra-1 irá operar na órbita estacionado a 101,3º longitude Oeste.

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A 361ª missão de um foguetão Proton Os diferentes componentes foguetão lançador 8K82KM Proton-M (93513) chegaram à estação de caminhos-de-ferro de Tyura-Tam no dia 30 de Junho de 20108. Após a realização dos respectivos procedimentos alfandegários, o comboio de transporte foi transferido para a rede de caminhos-de-ferro do Cosmódromo de Baikonur e transportado para o edifico de integração e montagem MIK 92A50. A 19 de Julho9 chegava ao cosmódromo a bordo de um avião de carga Antonov An-124-100 ‘Ruslan’, o estágio superior 14S43 Briz-M (99516) e a 19 de Outubro era a vez do satélite SkyTerra-1 bem como do seu equipamento auxiliar chegarem a Baikonur e serem transportados para o edifício 92A-50.

O foguetão 8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516) foi transportado para a Plataforma de Lançamento PU-39 do Complexo de Lançamento LC200 a 12 de Novembro, dando-se assim início a dois dias de preparativos finais para o lançamento que decorreram sem problemas.

As condutas de abastecimento do foguetão Proton-M foram ligadas ao veículo no dia 13 de Novembro. Às 1200UTC do dia 14 de Novembro teve início uma nova reunião da Comissão Estatal que analisou os preparativos finais para o lançamento, dando autorização para se prosseguir com o abastecimento do foguetão lançador a confirmando a hora do lançamento. A contagem decrescente decorreu sem qualquer problema, bem como o abastecimento dos diferentes estágios do foguetão lançador. A activação da giro-plataforma teve lugar a T-5s (1729:15UTC) do dia 14 de Outubro e os seis motores RD-276 do primeiro estágio do Proton-M entravam em ignição a T-1,756s (1729:18,223UTC) até atingirem 50% da força nominal. A força aumenta até 100% a T-0s (1729:19,979UTC) e a confirmação para o lançamento surge de imediato. A sequência de ignição verifica se todos os motores estão a funcionar de forma nominal antes de se permitir o lançamento.

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

A ignição do segundo estágio ocorreu a T+1m 54,852s (1731:14,831UTC) e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorreu a T+2m 00,226s (1731:20,205UTC). A ignição dos motores vernier do terceiro estágio ocorreu a T+5m 24,633s (1734:44,612UTC) com os quatro motores RD0210 do segundo estágio a terminarem as suas queimas a T+5m 27,352s (1734:47,331UTC). A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorre às 1734:48,052UTC (T+5m 28,073s) e a ignição do motor RD-0212 do terceiro estágio ocorre às 1734:50,477UTC (T+5m 30,498s).

8

На Байконур доставлена ракета «Протон-М» для запуска КА «МСВ-1»: http://www.federalspace.ru/main.php?id=2&nid=11401.

9

Разгонные блоки «Бриз-М» и «Фрегат» доставлены на космодром Байконур одним рейсом: http://www.polet.ru/ru/archive/all/all/2010/7.

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Ás 1735:06,059UTC (T+5m 46,129s) inicia-se o processo de separação da carenagem de protecção do satélite. Grampos longitudinais e juntas de fixação transversais são abertas com as duas metades da ogiva de protecção a serem afastadas por meio de molas. As duas metades da ogiva acabaram por cair na zona de impacto do segundo estágio. Apesar de ter ocorrido a separação da carenagem de protecção, não foi recebido qualquer sinal que o confirmasse (era esperado às 1735:06,108UTC).

O comando preliminar para o início da separação entre o terceiro estágio e o estágio superior Briz-M é enviado às 1738:50,339UTC (T+9m 30,360s) e o comando principal é enviado às 1739:01,054UTC (T+9m 41,075s). A separação da Unidade Orbital (estágio Briz-M juntamente com o satélite SkyTerra-1) ocorre às 1739:01,175UTC (T+9m 42,189s).

O processo de separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M é iniciado com o final da queima dos motores vernier, seguido da quebra das ligações mecânicas entre os dois estágios e da ignição dos retrofoguetões de combustível sólido para afastar o terceiro estágio do BrizM. Imediatamente após a separação entre o terceiro estágio e o estágio Briz-M, são accionados os motores de estabilização do estágio superior para eliminar a velocidade angular resultante da separação e proporcionar ao BrizM a orientação e estabilidade ao longo da trajectória suborbital onde se encontra antes da sua primeira ignição.

A figura ao lado mostra as diferentes fases de manobra do estágio Briz-M para colocar o satélite SkyTerra-1 na órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

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

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Tempo de voo previsto Evento MCI 1 – ignição MS 1 – ignição MCI 1 – final da queima MS 1 – final da queima MCI 2 – ignição MS 2 – ignição MCI 2 – final da queima MS 2 – final da queima MCI 3 – ignição MS 3 – ignição MCI 3 – final da queima MS 3 – final da queima MCI 4 – ignição Separação do Tanque Auxiliar MCI 4 – final da queima MCI 5 – ignição MS 4 – ignição MCI 5 – final da queima MS 4 – final da queima MCI 6 – ignição MS 5 – ignição MCI 6 – final da queima MS 5 – final da queima Separação do SkyTerra-1 MCI 7 – ignição MCI 7 – final da queima

(h : m : s)

s

00:11:01.043 00:11:15.043 00:11:16.943 00:18:23.859 01:08:01.000 01:08:21.000 01:08:22.900 01:25:48.818 03:28:15.000 03:28:39.000 03:28:40.900 03:40:56.856 03:41:41.056 03:41:46.856 03:41:49.056 03:43:05.856 03:43:13.856 03:43:15.756 03:48:05.517 08:52:46.000 08:53:06.000 08:53:07.900 09:00:21.278 09:14:00.000 11:23:20.000 11:23:32.000

661.043 675.043 676.943 1.103.859 4.081.000 4.101.000 4.102.900 5.148.818 12.495.000 12.519.000 12.520.900 13.256.856 13.301.056 13.306.856 13.309.056 13.385.856 13.393.856 13.395.756 13.685.517 31.966.000 31.986.000 31.987.900 32.421.278 33.240.000 41.000.000 41.012.000

Fonte dos

Valores medidos Desvio dados s (s) Briz-M 661.553 0.510 Briz-M 675.578 0.535 Briz-M 677.478 0.535 Centro Controlo 1.096.908 6.951 Briz-M 4.081.418 0.418 Briz-M 4.101.341 0.341 Briz-M 4.103.438 0.538 Briz-M 5.140.742 8.076 Briz-M 12.501.942 6.942 Centro Controlo 12.519.309 0.309 Briz-M 12.521.144 0.244 Centro Controlo 13.258.293 1.437 Briz-M 13.306.462 5.406 Briz-M 13.308.461 1.605 Briz-M 13.310.722 1.666 Briz-M 13.385.892 0.036 Centro Controlo 13.394.083 0.227 Briz-M 13.395.919 0.163 Briz-M 13.683.229 2.288 Briz-M 31.966.134 0.134 Briz-M 31.986.123 0.123 Briz-M 31.988.154 0.254 Briz-M 32.420.430 0.848 Briz-M 33.240.154 0.154 Sem dados Sem dados

Legenda: MCI – Motor de Correcção de Impulso; MS – Motor de Sustentação. O número em frente a cada sigla indica o número da manobra orbital. Dados fornecidos pelo Centro de Pesquisa e Produção Espacial Khrunichev.

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Em Órbita

Após a separação do SkyTerra-1 (que ocorre às 0243:20,285 do dia 15 de Novembro) procedeu-se à medição dos seus parâmetros orbitais e o estágio Briz-M é colocado numa órbita mais afastada do satélite. O Briz-M levaria ainda a cabo mais duas manobras orbitais procedendo à ignição do seu motor para afastar a sua órbita do SkyTerra-1. A pressão dos tanques de propolentes do Briz-M é reduzida para evitar qualquer tipo de fuga de propolente que possa levar à destruição do veículo e á consequente criação de detritos orbitais.

A 15 de Novembro de 2010 o SkyTerra-1 encontrava-se ainda a caminho da órbita geossíncrona estando numa órbita com um apogeu a 35.563 km de altitude, perigeu a 5.876 km de altitude, inclinação orbital de 18,84º e período orbital de 739,86 minutos.

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Lançamento desde o Alasca A missão experimental da Força Aérea dos Estados Unidos, STP-26, constituiu um esforço para demonstrar um conjunto de novas tecnologias espaciais que incluíram sistemas de controlo e comando, sensores atmosféricos e sistemas de propulsão e de separação de satélites. A missão foi lançada por um foguetão Minitaur-IV que tira partido da extensa herança dos lançadores Minotaur-I, Pegasus e Taurus para fornecer uma solução barata e capaz para os veículos espaciais governamentais norte-americanos.

O foguetão Minotaur-IV O Minitaur-IV é baseado no míssil balístico intercontinental Peacekeeper que foi retirado de serviço ao abrigo dos tratados de redução de armas estratégicas.

A combinação de três estágios a combustível sólido governamentais, um motor a combustível sólido comercial e os processos e sistemas de voo da Orbital Scienes Corporation (OSC), proporcionam uma mistura de valor e performance. A integração de motores governamentais com motores comerciais e com uma arquitectura tecnológica única, é uma das características da OSC que se alarga por várias décadas, incluindo a utilização do primeiro estágio do míssil Peacekeeper.

Para o foguetão Minotaur-IV são utilizados sistemas aviónicos standard, bem como o software de voo e subsistemas que são integrados numa Guidance Control Assembly (GCA) que também incorpora o quarto estágio de propulsão sólida. Este estágio é o mesmo motor Orion-38 utilizado no Minotaur-I, Pegasus e Taurus, e outros lançadores da OSC. Está também disponível o motor Star-48V para uma performance adicional na configuração MinotaurIV+.

A família de lançadores Minotaur é fornecida através do programa Orbital/SuborbitalProgram 2 (OSP-2) e é gerida pela U.S. Air Force Space and Missile Systems Center (SMC), Space Development and Test Wing’s (SDTW) Launch Test Squadron (LTS) localizado na Base Aérea de Kirtland, Novo México.

O Minotaur-IV é capaz de colocar uma carga de 1.735 kg numa órbita terrestre baixa com uma inclinação de 28,5º (185 km).

Utilizando o motor Star-48V no quarto estágio, o lançador é capaz de colocar uma carga de 2.000 kg numa órbita terrestre baixa e realizar missões para órbitas mais elevadas.

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O Minotaur-IV tem um comprimento de 23,88 metros, uma largura de 2,34 metros e uma massa de 86.300 kg. O primeiro estágio, SR-118, utiliza combustível sólido e é capaz de desenvolver 2.200 kN. O segundo estágio a combustível sólido (SR-119) desenvolve uma força de 1.365 kN, tendo um Tq de 54 s. Por seu lado, o terceiro estágio, SR-120, desenvolve uma força de 329 kN tendo um Tq de 62 s. O estágio Orion-38 (quarto estágio regular) desenvolve uma força de 32,2 kN e tem um Tq de 67,7 s. O estágio Star-48V (Minotaur-IV+) desenvolve uma força de 68,6 kN e tem um Tq de 84,1 s.

Imagem seguinte: Thom Rogers T-Minus Productions Inc.

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Em Órbita

O seguinte quadro mostra os lançamentos efectuados pelo foguetão Minotaur-IV nas suas diferentes versões.

Lançamento

Data

Local Lançamento

2010-048

22-Abr-10 26-Set-10

Vandenberg AFB Vandenberg AFB

Plt. Lanç.

SLC-8 SLC-8

2010-062

20- ov-10

Kodiak

LP-1

Carga Suborbital, HTV-2a USA-216 'SBSS' (37168 2010-048A) USA-217 'STPSat-2' (37222 2010-062A) USA-218 'RAX' (37223 2010-062B) USA-219 'O/OREOS' (37224 2010-062C) USA-220 'FASTSAT-HSV01 'STP-S26'' (37225 2010-062D) USA-221 'FalconSat-5' (37226 2010-062E) USA-222 'FASTRAC-A, Sara-Lily, anosat 3A' (37227 2010-062F) USA-222 'FASTRAC-B, Emma, anosat 3B' (37227 2010-062F) anoSail-D2 Ballast-A Ballast-B

A carga a bordo da missão STP-26 A carga a bordo da missão STP-26 era composta por 10 elementos distintos, sendo destes oito cargas activas e duas massas de balastro. As cargas activas eram o STPSat-2, o RAX, o O/ORES, o FASTSat-HSV01, o FalconSat-5, o FASTRAC-A, o FASTRACB e o NanoSail-D2.

O satélite STPSat-2 (ao lado) foi construído pela Ball Aerospace & Technologies Corp., Boulder – Colorado, e é baseado no modelo Astro-200 utilizando o Standard Interface Vehicle (SIV), uma plataforma de satélite desenhada para albergar a maioria da experiências consideradas para esta missão pelo Space Test Program. O SIV é ideal para missões de desenvolvimento de tecnologia ou missões científicas, podendo ser acomodadas quatro cargas independentes e ser lançada numa variedade de foguetões. O STPSat-2 transporta duas cargas nesta missão: o Ocean Data Telemetry Microsat Link, que ria transmitir dados de sensores oceanos e terrestres, e o Space Phenomenology Experiment, que irá avaliar a compatibilidade de sensores no ambiente espacial. O STPSat-2 é o primeiro satélite a ser operado num novo sistema de comando e controlo denominado Multi-Mission Space Operations Center, localizado na Base Aérea de Schriever, Colorado. O sistema de solo é desenhado para acompanhar múltiplas constelações de satélites em várias missões.

O satélite FASTSat - Fast, Affordable Science and Technology SATellite, (lado direito), foi construído por 13 organizações localizadas em Huntsville, Alabama, incluindo a Drynetics Corp., o Centro Von Braun para a Ciência e Inovação, o Centro de Voo Espacial Marshall e a Universidade do Alabama. Este satélite constitui uma cooperação entre a NASA e o Space Test Program do Departamento de Defesa (DoD). O satélite foi desenhado e construído em menos de quinze meses e transporta seis experiências atmosféricas. O FASTSat tem uma massa de 140 kg e deverá operar durante 180 dias. O satélite irá testar um Sistema de Detecção de Ameaças e um Sensor Estelar Miniaturizado para o Laboratório de Investigação da Força Aérea dos Estados Unidos. Entre as experiências atmosféricas transportadas encontram-se a Thermosphere Temperatura Imager (TTI), que irá medir a temperatura da termosfera terrestre e estudar as densidades do oxigénio e do azoto nessa região; o Miniature Imager for eutral Ionosphere Atoms and Magnetosphere Electrons (MINI-NE), que irá estudar o plasma na atmosfera exterior; e o Plasma and Impedance Spectrum Analyzer (PISA), que irá investigar os electrões na ionosfera e tentar demonstrar uma nova técnica para a medição da sua temperatura e densidade. O FASTSat é único pois é o primeiro satélite que irá libertar um cubesat, pois uma vez em órbita será ejectado o pequeno NanoSail-D2 da NASA.

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Originalmente construído como veículo suplente do NanoSail-D que foi perdido num lançamento do foguetão Falcon-1 em 2008, o NanoSail-D2 deverá permanecer em órbita durante 100 dias. Três dias após a separação do FASTSat, o NanoSail-D2 irá abrir a sua vela solar num processe que demora cinco segundos. O satélite irá utilizar um repetidor em banda S para comunicar com a Terra, além de transportar um emissor de 437,270 MHz. Estes são activados antes da separação do FASTSat e deverão operar até ao final da bateria do satélite (o que provavelmente acontece 12 dias após o lançamento). O NanoSail-D2 é um cubesat de três unidades com uma massa de 4,0 kg e de dimensões 0,3 m x 0,1 m x 0,1 m. A sua vela solar tem uma área de 10 m2.

O RAX (Radio Aurora Explorer) é um cubesat de três unidades que será utilizado para levar a cabo estudos da ionosfera, recebendo sinais de radar de estações no solo que podem ser utilizados para medir a actividade na ionosfera. O satélite, com uma massa de 3,0 kg, foi construído e será operado pela Universidade do Michigan e pela SRI International (um instituto de pesquisa sem fins lucrativos que leva a cabo investigações e desenvolvimentos financiados pelos seus clientes para agências governamentais, empresas comerciais, fundações e outras organizações).

O O/OREOS – Organism/Organic Exposure to Orbital Stresses, (em baixo) foi uma de várias cargas na NASA transportadas na missão STP-26. Este é também um cubesat de três unidades com uma massa de 5,0 kg. O pequeno satélite transporta duas experiências biológicas, uma das quais irá testar organismos vivos e a outra irá testas amostras orgânicas inanimadas para determinar a forma como reagem às condições espaciais tais como a radiação e temperaturas extremas. O satélite irá também testar a utilização de painéis de Mylar móveis para aumentar o seu índice de decaimento orbital para assim reduzir a quantidade de tempo que permanece em órbita como um detrito espacial.

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O satélite Falconsat-5 (imagem em baixo) é o quinto veículo numa série de satélites destinados á demonstração de tecnologias construído e operado pela Academia da Força Aérea dos Estados Unidos. O satélite transporta quatro experiências: a Space Plasma Characterization Source (SPCS), o Wafer-Integrated Spectrometer (WISPERS), o Smart Miniaturized Electrostatic Analyzer (SmartMESA) e o Receiver UHF/VHF Signal Strength (RUSS). A SPCS irá utilizar um motor de gás de amoníaco e um motor que utiliza o Efeito de Hall para estudar os seus efeitos no ambiente espacial. O motor de Efeito de Hall irá servir como fonte de iões para o WISPERS que será utilizado para comparar a sua chama com dados teóricos. A experiência SmartMESA irá estudar a temperatura e a densidade de iões na ionosfera, substituindo um instrumento originalmente transportado no satélite FalconSat-2 que foi incapaz de atingir a órbita terrestre devido aos problemas com o foguetão lançador Falcon-1 no seu voo inaugural10. A experiência RUSS irá estudar os efeitos da ionosfera nos sinais de rádio.

O Formation Autonomy Spacecraft with Thrust, Attitude and Crosslink (em baixo) é composto por dois satélites que serão lançados juntos, o FASTRAC-A (também designado Sara-Lily ou Nanosat 3A) e o FASTRAC-B também designado Emma ou Nanosat 3B). Os satélites foram construídos e serão operados pela Universidade do Texas. O satélite Sara-Lily irá estudar a utilização de um motor MDPT (Micro-Discharge Plasma Thruster) para voo em formação com o satélite Emma. Também transporta uma experiência de navegação por GPS. O satélite Emma transporta uma unidade de medição inercial que será utilizada para determinar a distância entre os dois satélites.

Nesta missão o Minotaur-IV utilizou um estágio superior adicional, o Hidrazine Auxiliary Propulsion System (HAPS). Este sistema de propulsão é um quinto estágio de monopropolente líquido que consome hidrazina e que utiliza três motores MR107K. Apesar da sua presença nesta missão, o HAPS não contribuiu de qualquer maneira para a separação dos satélites. A sua separação do quarto estágio ocorreu somente três minutos após a separação do último satélite, sendo utilizado para colocar numa órbita circular dois simuladores de massa para testar a capacidade do lançador para colocar em órbita vários veículos em diferentes órbitas. Os estágios HAPS já foram utilizados nos lançadores Pegasus, sendo no entanto esta a primeira vez que voaram num foguetão Minotaur.

10

Curiosamente, a carga foi recuperada intacta mas não pôde ser reutilizada.

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Lançamento da missão STP-26 O lançamento da missão STP-26 teve lugar às 0124UTC do dia 20 de Novembro de 2010. Todas as fases do lançamento decorreram sem problemas. O foguetão atingia a fase de máxima pressão dinâmica a T+35 s e a separação entre o primeiro e o segundo estágio ocorria às 0125UTC. A separação entre o segundo e o terceiro estágio ocorreu às 0126UTC e a separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu às 0127UTC. O final da queima do terceiro estágio teve lugar às 0127UTC. A sua separação só ocorreria pelas 0137UTC com o quarto estágio a entrar em ignição logo de seguida, terminando pelas 0139UTC. A separação dos satélites teria lugar de forma sequencial começando pelo STPSat-2 (0141UTC), seguindo-se o satélite REX (0142UTC), o O/OREOS (0143UTC), o FASTSat (0146UTC), o FalconSat-5 (0151UTC) e finalmente o FASTRAC (0156UTC).

Pelas 0159UTC ocorria a separação do quarto estágio e a primeira ignição do HAPS tinha lugar às 0200UTC, terminando 0203UTC. A segunda ignição do HAPS ocorreria às 0251UTC e terminava às 0254UTC. Os dois simuladores de massa separavam-se às 0257UTC e às 0300UTC o HAPS executava uma manobra para queimar o propolente restante. O gás do sistema de controlo de reacção do HAPS era consumido pelas 0304UTC, terminando nesta altura a missão.

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Imagem: Thom Rogers T-Minus Productions Inc. O lançamento da missão STP-26 teve lugar desde a Plataforma de Lançamento LP-1 do Complexo de Lançamento de Kodiak no Alasca. Este é um porto espacial operado pela Alaska Aerospace Corporation.

Este foi o segundo lançamento orbital a ter lugar deste complexo de lançamento, com o primeiro a ter lugar a 30 de Setembro de 2001. Nessa altura um foguetão Athena-1 levou a cabo a missão ‘Kodiak Star’, colocando em órbita quatro satélites11. Esta teria sido na altura a última missão de um foguetão Athena-1, no entanto a produção deste lançador foi retomada e no futuro poderemos voltar a ver lançamento do Athena desde Kodiak.

O Complexo de Lançamento de Kodiak tem sido também utilizado para o lançamento de missões suborbitais, nomeadamente os veículos AIT, Ares e STARS.

11

O lançamento teve lugar às 0240:02UTC e os satélites colocados em órbita foram o Starshine-3 (26926 2001-043A), o PICOsat ‘P97-1’ (26930 2001-043B), PCSat (26931 2001-043C) e o Sapphire (26932 2001-043D).

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Delta-IV lança espião Mentor O lançamento da missão NRO L-32 foi classificado como altamente prioritário por parte do Departamento de Defesa dos Estados Unidos que se viu perante a urgência de renovar ou aumentar os seus recursos em órbita perante os diversos cenários de conflito no mundo. O cabo Canaveral viu assim novamente o impressionante lançamento do gigante Delta-IV Heavy.

O foguetão Delta-IV O segundo veículo lançador do programa EELV (Evolved Expendable Launch Vehicle) lançado pela Força Aérea dos Estados Unidos para o desenvolvimento de novos foguetões, foi o Delta-4. Este veículo baseia-se numa secção central comum CBC (Common Booster Core) a várias versões do lançador: Delta-4 Small, Delta-4 Medium, Delta-4 Medium+(4.2), Delta-4 Medium+(5.2), Delta-4 Medium+(5.4) e Delta-4 Heavy (ver diferentes características na página seguinte). O desenvolvimento da versão Delta-4 Small foi entretanto cancelado.

O Delta-4 Medium é um lançador a dois estágios com um peso bruto de 249.500 kg, desenvolvendo 295.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 63,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 8.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.210 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-4 Medium+(4.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 66,2 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com uma diâmetro de 4,0 metros) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 11.700 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 5.845 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. Esta foi a primeira versão utilizada do Delta-4.

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Medium Propulsores laterais Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores Primeiro estágio CBC

Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores

Segundo estágio Peso bruto (kg) Peso sem combustível (kg) Força vácuo (kgf) Diâmetro (m) Envergadura (m) Comprimento (m) Iesp (s) Inm (s) Tq (s) Propolentes N.º motores

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

Heavy

-

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

GEM 60 33.798,00 3.849,00

Delta RS-68 226.400,00 26.760,00

-

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

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

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

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

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

Delta RS-68 226.400,00 24.494,40

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

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

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

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

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

1 (RS-6812)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

1 (RS-68)

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4-2 24.170,00 2.850,00

Delta 4H-2 30.710,00 3.490,00

11.222,00 2,4 4,0 12,0 462 850 LOX/LH2 1 (RL-10B-213)

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

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

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

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

12

O motor RL-68 é um motor criogénico desenvolvido pela Rocketdyne Propulsion & Power da Boeing Company. É capaz de desenvolver 337.807 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 420 s, durante um Tq de 249s. Tem um peso de 6.597 kg e uma câmara de combustão. (Ver texto).

13 O motor RL-10B-2 é um motor criogénico desenvolvido pela Pratt & Whitney e já utilizado no Delta-3. É capaz de desenvolver 11.226,60 kgf (vácuo) no lançamento e tem um Ies de 465,5 s, durante um Tq de 700s. Tem um diâmetro de 2,1 metros e uma câmara de combustão.

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Em Órbita

O Delta-4 Medium+ (5.2) é um modelo básico Delta-4 Medium auxiliado por dois propulsores laterais a combustível sólido, mas possuindo uma ogiva de protecção de carga com 5,0 metros de diâmetro. Tem um peso bruto de 292.732 kg, desenvolvendo 426.570 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 10.300 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 4.640 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O Delta-4 Medium+ (5.4) é um modelo semelhante Delta-4 Medium+ (5.2), mas auxiliado por quatro propulsores laterais a combustível sólido. Tem um peso bruto de 404.600 kg, desenvolvendo 598.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 68,0 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 13.600 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 6.565 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Finalmente, o Delta-4 Heavy tem um peso bruto de 733.400 kg, desenvolvendo 884.000 kgf no lançamento. Tem um comprimento total de 70,7 metros (incluindo a ogiva de protecção da carga com 5,0 metros de diâmetro) e um diâmetro de 5,0 metros. É capaz de colocar 25.800 kg numa órbita a 185 km de altitude com uma inclinação de 28,5º em relação ao equador terrestre ou então uma carga de 13.130 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O CBC é comum a todas as versões do Delta-4. Na base deste estágio encontra-se a secção do motor RS-68 seguido pelo tanque de hidrogénio líquido que ocupa dois terços do CBC e que é identificável desde o exterior devido à protecção térmica exercida por uma cobertura de espuma cor de laranja. Entre o tanque de hidrogénio líquido e o tanque de oxigénio líquido encontra-se o corpo central do primeiro estágio e identificável por uma banda branca logo acima da protecção do tanque de hidrogénio. O tanque de oxigénio líquido encontra-se na parte superior do primeiro estágio e é também identificável por uma cobertura em espuma cor de laranja. Como curiosidade é de referir que a Boeing tentou pintar a cobertura de espuma cor de laranja com a cor azul (“Delta Blue”) normalmente associada à herança dos lançadores Delta.

Porém, os resultados não foram muito satisfatórios e decidiu-se não se gastar muito tempo nesta pequena questão. No entanto no futuro a Boeing irá se debruçar sobre esta questão tentando dar aos Delta4 a cor que caracteriza os seus antecessores.

De forma a obter um impulso adicional durante a fase inicial do voo, os modelos Delta-4 Medium+ utilizam combinações de dois ou quatro propulsores laterais de combustível sólido.

Acoplados ao primeiro estágio, estes motores são apresentados pela Alliant Techsystems como sendo de terceira geração, os seus motores são fabricados em epóxi-grafite e representam um avanço em relação aos propulsores utilizados nos Delta-2 e Delta-3. Estes motores são denominados GEM-60 pois têm 60 polegadas de diâmetro (1,52 metros). Estes propulsores têm a particularidade de possuir tubeiras que podem ser fixas ou então ser capazes de serem orientadas aumentando assim a sua eficiência.

A parte superior do Delta-4 pode variar consoante as versões. Para o delta-4 Medium e Delta-4 Medium+ (4.2), um adaptador inter-estágio é utilizado para ligar fisicamente o primeiro estágio e o segundo estágio do lançador. As restantes duas versões do Delta-4 Medium+ e o Delta-4 Heavy utilizam um inter-estágio semelhante a um cilindro.

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Em Órbita O segundo estágio do Delta-4 foi utilizado por três vezes no Delta-3, no entanto no seu primeiro voo em 27 de Agosto de 199814 o veículo explodiu antes da ignição do último estágio. Na segunda missão do Delta-3 em 5 de Maio de 199915 o segundo estágio não executou uma segunda ignição como estava programado deixando numa órbita inútil o satélite de comunicações Orion-3 (25727 1999-024A). No terceiro lançamento do Delta-3 a 23 de Agosto de 200016, o estágio superior funcionou sem qualquer problema.

A versão do segundo estágio utilizado no Delta-4 é quase idêntica á versão utilizada no Delta-3. O motor RL-10B-2, o seu módulo de equipamento e o tanque de oxigénio líquido estão colocados na zona inter-estágio durante o lançamento e fica exposta após a separação do primeiro estágio, Enquanto que o Delta-4 permanece na plataforma de lançamento, a zona que alberga o tanque de hidrogénio líquido do segundo estágio é identificável através da presença de uma banda cor de laranja. No total o estágio transporta 20.412,00 kg de propolente que permite um funcionamento de aproximadamente 14 minutos através de duas ignições caso se trate de uma missão para colocar um satélite em órbita geossíncrona.

O último estágio pode ver o seu diâmetro aumentado para 5 metros caso se trate das versões Medium+ (5.2), Medium+ (5.4) ou Heavy.

Este aumento de diâmetro tem como objectivo aumentar a capacidade de transporte de propolente. O tanque de oxigénio é aumentado em meio metro no seu comprimento e o tanque de hidrogénio passa dos normais 4,0 metros de diâmetro para 5,0 metros de diâmetro. O total de combustível é aumentado para 27.216 kg, permitindo assim um aumento de aproximadamente 5 minutos no tempo de queima.

14

O Delta-3 8930-13.1C (D259) foi lançado às 0117UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite de comunicações Galaxy-X (1998-F02).

15 O Delta-3 8930-13.1C (D269) foi lançado às 0100UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral.

16 O Delta-3 8930 (D280) foi lançado às 1105UTC a partir da LC-17B do Cabo Canaveral e transportava o satélite DM-F3 (26475 2000-048A).

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O motor RL-10B-2 utilizado no último estágio dos Delta-4, tem a maior tubeira em carbono-carbono extensível. Esta tubeira colocase em posição após a separação do primeiro estágio. Este motor tem uma vida útil de 3.500 s e pode ser accionado até 15 vezes, incluindo os testes no solo.

Por fim, no topo do foguetão, situa-se a ogiva de protecção e o dispositivo de fixação da carga. As ogivas são fabricadas em materiais compósitos e podem ter 4,0 ou 5,0 metros de diâmetro. Pode ainda ser utilizada uma ogiva fabricada em alumínio e já utilizada nos foguetões Titan-4.

Os foguetões Delta-4 são fabricados nas instalações da Boeing em Decatur, Alabama.

O motor RS-68 representa uma evolução em sistemas de propulsão dos Estados Unidos e é o primeiro motor de combustível líquido totalmente desenvolvido neste país desde os SSME que propulsionam os vaivéns espaciais e que foi desenvolvido na década de 70.

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Desenvolvido entre 1997 e 2002, o RS-68 é o maior motor de hidrogénio líquido disponível em todo o mundo, no entanto o seu desenho é extremamente simples e os custos de produção são relativamente baixos.

Em comparação com os SSME, o tempo de desenvolvimento do RS-68 foi diminuído em metade, o número de peças reduzido em 80%, o trabalho manual reduzido em 92% e os custos reduzidos num factor de 5. A construção do motor é feita na sua maior parte por maquinaria automática. Em vez de se possuir um motor constituído por um grande número de peças, o motor é feito a partir de uma peça de metal sólida aumentando assim a sua fiabilidade.

O motor tem onze componentes principais, incluindo a câmara de combustão, turbo-bombas individuais de oxigénio e hidrogénio líquido, suporte de suspensão do motor, mecanismo de injecção, gerador de gás, dissipador de calor e condutas de exaustão e combustível. O motor possui uma câmara de combustão arrefecida por regeneração que faz com que o motor funciona num ciclo onde uma pequena câmara de combustão faz accionar as turbinas, utilizando de forma eficiente os gases provenientes da turbobomba de hidrogénio líquido.

As designações dos foguetões Delta-4 As diferentes configurações da família de foguetões Delta-4 são definidas utilizando um sistema de códigos que utiliza quatro dígitos e uma letra opcional após o quarto dígito. O primeiro dígito designa a configuração básica do veículo, isto é ‘4’ que significa o núcleo do lançador composto pelo Delta-4 LOX/LH2. O número de propulsores laterais de combustível sólido GEM-60 é designado pelo segundo dígito que pode ter os valores de ‘0’, ‘2’ ou ‘4’. O terceiro dígito pode ter os valores de ‘4’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 4,0 metros, ou ‘5’, que representa um segundo estágio criogénico com um diâmetro de 5,0 metros. Finalmente, o quarto dígito representa o terceiro estágio e que pode ter os números ‘0’, que indica que o foguetão não tem terceiro estágio, ‘3’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-3 de propolente sólido, ‘4’, que indica a presença de um motor Star-37D / TE-364-4 de propolente sólido, ‘5’, que indica a presença de um motor Star-48D / PAM-D de propolente sólido17, e ‘6’, que indica a presença de um motor Star-37FM de propolente sólido.

Após o quarto dígito podemos ter a letra opcional ‘H’ que indica a configuração ‘Heavy’ na qual dois CBC laterais suplementam o CBC central.

Ainda podemos ter mais um número no código que é indicativo da carenagem que está a ser utilizada. Para os foguetões Delta-2 este número indica o diâmetro da carenagem em pés. Para os foguetões Delta-3 e Delta-4 este número indica o comprimento da carenagem em metros.

A tabela seguinte mostra os lançamentos do foguetão Delta-4 levados a cabo até à presente missão.

Lançamento

Data

Modelo / Configuração

Veículo Lançador

Local Lançamento

Plat.

Lanç.

2002-051

20- ov-02

M+(4,2) / 4240

D293

C.C.A.F.S.

SLC-17B

2003-008

11-Mar-03

Medium / 4040

D296

C.C.A.F.S.

SLC-17A

2003-040

29-Ago-03

Medium / 4040

D301

C.C.A.F.S.

SLC-37B

2006-018

24-Mai-06

M+(4,2) / 4240

D313

C.C.A.F.S.

SLC-37B

2006-027

28-Jun-06

M+(4,2) / 4240

D317

Vandenberg AFB

SLC-6

2006-050

4- ov-06

Medium / 4040

D320

Vandenberg AFB

SLC-6

2009-033

27-Jun-09

M+(4,2) / 4240

D342

C.C.A.F.S.

SLC-37B

2009-068

6-Dez-09

M+(5,4) / 4450

D346

C.C.A.F.S.

SLC-37B

2010-008

4-Mar-10

M+(4,2) / 4240

D348

C.C.A.F.S.

SLC-37B

Satélite Eutelsat-W5 (27554 2002-051A) USA-167 'DSCS III-A3' (27691 2003-008A) USA-170 'DSCS-III B-6' (27875 2003-040A) GOES-13 'GOES- ' (29155 2006-018A) USA-184 ' ROL-22' (29249 2006-027A) USA-191 'DMSP-5D3-F17' (26522 2006-050A) GOES-14 'GOS-O' (35491 2009-033A) USA-211 'WGS-3' (36108 2009-068A) GOES-15 'GOES-P' (36411 2010-088A)

17

Muitas vezes esta configuração é referida como estágio superior ‘0’ com um motor PAM-D devido à natureza modular da configuração PAM. Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

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Em Órbita

As plataformas de lançamento para o Delta-4 Os foguetões Delta-4 podem ser lançador desde Cabo Canaveral, Florida, ou desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.

No Cabo Canaveral (imagem ao lado) os Delta-4 utilizam o SLC-34 (Space Launch Complex-34) equipado com duas plataformas A e B. O SLC-34 (pronuncia-se “slick”) foi construído em 1962 e primeiramente utilizado para o lançamento dos foguetões Saturno-I e Saturno-IB entre Janeiro de 1963 e Outubro de 1968, tendo sido utilizado para oito missões do lançador Saturno.

As operações no SLC-37 terminaram em 1971. Em 1995 decidiu-se utilizar este complexo para o lançamento dos novos Delta-4 e iniciou-se uma reconstrução, pela empresa Raytheon Engineers & Constructors, com a introdução de uma nova torre de serviço e uma plataforma hidráulica de erecção do CBC, bem como zonas de armazenamento de hidrogénio e oxigénio líquido e respectivo sistema de abastecimento.

Os lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg são realizados a partir do misterioso SLC-6 que muitos pensam encontrar-se amaldiçoado. Construído em 1966, nenhuma missão espacial lançada a partir do SLC-6 foi bem sucedida. Projectos cancelados, má gestão, lançamentos falhados e magia negra índia, têm em comum o SLC-6 dando origem à lenda do SLC-6.

Em 1966 o que até então era um vale tranquilo na zona Base Aérea de Vandenberg, foi transformado num novo complexo de lançamentos espaciais para a Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) e para o seu poderoso Titan-3M. Este lançador teria como função colocar em órbita a nova estação espacial militar do Departamento de Defesa americano (DoD), MOL (Manned Orbiting Laboratory). A MOL era constituída por uma cápsula Gemini modificada acoplada a uma secção cilíndrica que seria colocada em órbita polar para levar a cabo missões de espionagem clandestinas com a duração de um mês. Os prazos de construção da SLC-6 era extremamente apertados pois a USAF pretendia levar a cabo o primeiro lançamento em 1968. Para a construção da SLC-6 a USAF necessitava de uma área maior na Base de Vandenberg e 20.000 hectares pertencentes à Marinha dos Estados Unidos, e que eram adjacentes às novas instalações, foram transferidos para a USAF. Ainda mais 15.000 hectares pertencentes a um rancho denominado Sudden Ranch, foram expropriados a seus donos. Os preparativos para a construção da SLC-6 no Sudden Ranch foram iniciados a 12 de Março de 1966.

No entanto, e durante os primeiros trabalhos de escavação levados a cabo na área onde se iria construir a plataforma de lançamento, foram descobertos vestígios da antiga ocupação dos índios Chumash e segundo alguns membros ainda restantes dessa tribo foram destruídas algumas sepulturas pondose a descoberto centenas de ossadas humanas e artefactos índios. Primeiros habitantes de Vandenberg, a tribo Chumash ocupava toda a área na base de um chaparral situado nas encostas das Montanhas de Santa Ynez. A tribo considerava a construção do novo complexo como uma violação de solo sagrado e por várias vezes pediram à USAF a suspensão dos trabalhos de construção de forma a poderem examinar as ossadas e os artefactos encontrados. A USAF, sob pressão imposta pelos prazos a que a Guerra-fria obrigava, recusou suspender as obras de construção do SLC-6. Segundo a lenda, os anciãos da tribo Chumash lançaram uma maldição sobre o SLC-6 e sobre tudo o que seria lançado desde a nova plataforma.

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Em Órbita

Em meados de 1969 os trabalhos de construção do SLC-6 estavam quase terminados, no entanto o programa do MOL estava atrasado e o seu primeiro lançamento havia sido adiado para 1972. Algumas semanas antes da missão Apollo-11, o Presidente Richard Nixon acabaria por cancelar todo o programa baseado nos seus custos elevados e numerosos adiamentos. Por outro lado, o desenvolvimento de satélites espiões não tripulados havia já atingido muitos dos objectivos a que o MOL se propunha.

Não havia missão para o SLC-6 que havia custado biliões de dólares e que incluía uma torre de serviço com 32 andares de altura, a MST (Mobile Service Tower). O complexo acabaria por ser abandonado.

No entanto em 1984, o SLC-6 parecia ganhar uma nova vida e de novo para um programa tripulado do DoD. As equipas de construção trabalhavam a todo o vapor para preparar o SLC-6 para as missões militares do vaivém espacial. A USAF havia decidido reactivar e modificar o SLC-6 de forma a poupar 100 milhões de dólares num programa de modificação da estrutura. Devido à sua localização geográfica, rodeado de montanhas e com o Oceano Pacífico mesmo em frente, o SLC-6 era o local ideal para lançar o vaivém espacial em missões militares em órbitas polares.

Os planos da USAF previam que o vaivém espacial fosse montado ao tanque exterior de combustível líquido e aos dois propulsores laterais de combustível sólido, no exterior sem qualquer protecção contra os elementos apesar dos protestos da NASA que indicava que as medidas de tolerância para tais actividades não seriam respeitadas devido às condições atmosféricas do local. A USAF pretendia modificar a MST construída para o MOL enquanto levava a cabo a construção da nova PPF (Payload Processing Facility).

A PPF seria composta pelo PPR (Payload Preparation Room) e pela PCR (Payload Changeout Room). Guindastes instalados em ambas as estruturas levantariam os diferentes componentes do vaivém espacial, que seriam montados numa plataforma móvel. De salientar que os primeiros vaivéns montados no interior do VAB (Vehicle Assembly Building) no KSC mostraram que a preocupação da NASA acerca dos limites de tolerância para estas operações, tinha razão de ser. As especificações impostas pela USAF nem se aproximavam dos valores precisos que eram necessários para estas operações, e o pior era que a USAF planeava montar os diferentes componentes do vaivém ao ar livre e sem qualquer protecção contra o imprevisível tempo de Vandenberg.

Em última análise a USAF foi obrigada a concordar com os limites impostos pela NASA e então decidiu-se pela construção do SAB (Shuttle Assembly Building) orçamentado em 40 milhões de dólares. Um abrigo móvel foi adicionado aos planos de reconstrução do SLC-6 e o preço original acabou por duplicar para 79,5 milhões de dólares.

Infelizmente esta era a ponta do iceberg dos problemas que afligiam o SLC-6. A zona onde o complexo está localizado é uma das áreas onde a probabilidade de ocorrência de nevoeiro é a mais elevada nos Estados Unidos. A previsão de formação de gelo no tanque exterior de combustível líquido é muito mais elevada do que nos piores meses de inverno na Florida e em consequência disso a USAF decidiu construir duas estruturas de cimento contendo condutas de ar quente dirigidas para o tanque de combustível e que os engenheiros esperavam evitar a formação de gelo no tanque. Após terem sido gastos mais de 13 milhões de dólares em todo o sistema para evitar a formação de gelo sobre o tanque de combustível, a USAF admitiu que não teria a certeza que o sistema iria impedir a formação de gelo.

A data de lançamento da primeira missão militar desde a SLC-6 foi adiada de 1984 para 1985 e posteriormente para 1986. O complexo estava coberto de problemas, uns não muito graves, mas outros tão sérios que a hipótese de o vaivém espacial explodir no lançamento e destruir todas as instalações era real. Testemunhos posteriores no Congresso dos Estados Unidos vieram a revelar que mais de oito mil soldagens na plataforma de lançamento se encontravam de tal forma deficientes que não aguentariam o lançamento do vaivém, tendo sido encontradas tubagens quebradas e deliberadamente cortadas, e válvulas críticas encontravam-se entupidas com desperdícios. Investigações levadas a cabo pela USAF mostraram que as soldagens defeituosas haviam passado despercebidas por mais de um ano e que não existia qualquer controlo de qualidade sobre o trabalho realizado. Muitos previam que só se iria assistir a um lançamento do vaivém desde Vandenberg, porque a plataforma iria colapsar durante o lançamento. Uma reportagem levada a cabo em 1984 pela NBC, previa que existia uma hipótese em cinco de que o vaivém espacial iria explodir durante um lançamento desde a Base Aérea de Vandenberg. Fora ainda determinado que o hidrogénio gasoso ficaria aprisionado nas condutas destinadas a afastar os produtos da combustão dos motores principais do vaivém durante o lançamento no caso de uma abortagem na plataforma. As condutas eram as mesmas utilizadas para o Titan-3M e estendiam-se até ao sopé das montanhas adjacentes. Porém, os construtores do novo SLC-6 não tiveram em conta que o Titan-3M não utilizava o hidrogénio como combustível. Assim, a detonação acidental do hidrogénio após a abortagem na plataforma poderia destruir tanto o vaivém espacial como a própria plataforma. Além do mais, a plataforma de apoio do vaivém espacial foi considerada muito rígida e não o suficiente flexível. Em resultado as forças resultantes dos motores principais do vaivém poderiam danificar gravemente as asas do veículo.

Apesar de todas estas questões e sérios problemas, a USAF decidiu seguir em frente com a utilização do SLC-6 e em princípios de 1985 era anunciado que os trabalhos de construção do complexo haviam terminado com a colocação do equipamento de suporte no solo e com as verificações finais às instalações. A 15 de Outubro de 1985 o Presidente Ronald Reagan anunciava mais um passo importante no tão bem sucedido programa do vaivém espacial, o VSSLLC (Vandenberg Space Shuttle Launch and Landing Complex) encontrava-se pronto a ser utilizado.

A missão STS-62A, prevista para 20 de Março de 1986 e depois adiada para Julho de 1986, seria a primeira a ser lançada desde Vandenberg. O vaivém espacial Discovery seria tripulado por Robert Laurel Crippen (Comandante), Guy Spence Gardner, Jr. (Piloto), Richard Michael Mullane (Especialista de Voo 1), Jerry Lynn Ross (Especialista de Voo 2), Dale Alan Gardner (Especialista de Voo 3), Edward ‘Pete’ Aldridge (Especialista de Carga) e John Brett Watterson (Especialista de Carga).

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Em Órbita

Curiosamente Robert Crippen foi pela primeira vez seleccionado para astronauta enquanto membro do corpo de astronautas da USAF escolhidos para tripular o MOL. Os trabalhos de preparação do SLC-6 continuavam e os vaivéns iam completando as suas missões com sucesso até 28 de Janeiro de 1986 dia em que o Challenger é destruído nos céus da Florida e os voos espaciais são suspensos por quase três anos. Em vez de levar a cabo as reparações necessárias no SLC-6, e que atingiam biliões de dólares, a USAF desiste mais uma vez do voo espacial tripulado e sobre o véu da segurança as operações do vaivém espacial a partir de Vandenberg são abandonadas.

A 26 de Dezembro de 1989, o Secretário da Força Aérea dos Estados Unidos, Edward ‘Pete’ Aldridge (em tempos membro da primeira missão do vaivém a ser lançada desde a SLC-6), dá a machadada final no programa de lançamento do vaivém a partir de Vandenberg. Até então o SLC-6 havia custado mais de 8 biliões de dólares sem nunca ver um lançamento espacial.

Em princípios dos anos 90 a USAF concedeu um novo contrato para modificar o SLC-6 de forma a ser utilizado por um novo lançador, o potente Titan-4/Centaur, que era visto como um substituto do vaivém para as cargas militares secretas.

Foram então atribuídos mais de 300 milhões de dólares para a reconversão do SLC-6 para que fosse utilizado para o lançamento dos maiores e mais dispendiosos satélites espiões dos Estados Unidos. Porém, a 22 de Março de 1991, a USAF mudava de ideias e terminava os planos de reconversão do SLC-6 dizendo que não havia suficientes requerimentos para lançar o Titan-4/Centaur desde a Base de Vandenberg e justificar a reconversão do complexo. O SLC-6 era novamente abandonado.

Em 1994 uma nova oportunidade surgia para o complexo. A USAF decidia ceder as suas instalações à Lockheed Martin como local de lançamento da nova família de foguetões LLV (Lockheed Launch Vehicles) Athena. Investindo milhões na recuperação do complexo, vítima de uma década de abandono, a Lockheed Martin conseguiria algo que a USAF nunca conseguira, lançar um foguetão desde o SLC-6. O lançamento dava-se às 2230UTC do dia 15 de Agosto de 1995 e o LLV-1 levava a bordo o satélite Gemstar-1/Vitasat-1, tendo como destino a órbita polar.

Os festejos iniciais do lançamento depressa se transformaram numa situação de emergência quando aos três minutos de voo o LLV-1 começou a ficar descontrolado e inverteu a sua direcção dirigindo-se para o SLC-6. Os controladores do voo acabariam por accionar o mecanismo de destruição do veículo poucos segundos depois.

As causas do acidente foram determinadas e o veículo teve de ser redesenhado antes de se permitir o lançamento do próximo satélite que pertencia a NASA. O satélite Lewis (24909 1997-044A) acabaria por ser o primeiro satélite a ser colocado em órbita desde o complexo SLC-6 no dia 23 de Agosto de 1997 (0651:01UTC) por um foguetão LMLV-1 (Lockheed Martin Lauch Vehicle-1).

A maldição do SLC-6 parecia ter terminado, pelo menos até ao dia em que o satélite Lewis ficou descontrolado em órbita terrestre (27 de Agosto) e gastando todo o seu combustível de manobra. Após um mês de tentativas para controlar o satélite, o Lewis reentrava na atmosfera terrestre no dia 28 de Setembro de 1997 sobre o Oceano Atlântico e junto da costa da Antárctica.

O próximo lançamento desde o SLC-6 teria lugar a 27 de Abril de 1999. O lançamento deu-se às 1822:01UTC e tudo parecia correr bem com o foguetão Athena-2 (LM-005) até à altura em que as estações de rasteio colocadas na Antárctica e em África não conseguiram captar os sinais do satélite Ikonos-1. O satélite teria sido provavelmente destruído enquanto caia na atmosfera terrestre sobre o Pacífico Sul e nunca tendo atingido a órbita terrestre. A ogiva de protecção do Athena-2 não se separou do último estágio do lançador tendo aumentado o atrito na atmosfera e impedido o veículo de atingir a velocidade suficiente para entrar em órbita.

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A missão RO L-32 A bordo do Delta-IV Heavy encontrava-se um satélite militar genericamente denominado NRO L-32 e cujo lançamento foi considerado particularmente urgente por parte do ational Reconaissance Office (NRO).

A utilização de um foguetão tão potente como o Delta-IV Heavy significa que o satélite terá uma massa elevada em relação à altitude orbital na qual seria inserida. Existem três tipos de satélites do NRO que pertencem a esta categoria: os Mentor, de inteligência electrónica (ELINT); os Improved Crystal, de reconhecimento electro-óptico; e os Lacrosse, de observação por radar.

Como o lançamento foi levado a cabo desde o cabo Canaveral, era impossível ao lançador atingir uma órbita compatível com os satélites Improved Crystal, pois estes satélites operam em órbitas com inclinações elevadas. Para que o Delta-IV Heavy pudesse colocar o satélite nestas órbitas, teria de voar sobre território povoado onde largaria os seus estágios gastos. Os satélites Lacrosse também operam em órbitas com inclinações elevadas, no entanto estas não são tão elevadas como as utilizadas pelos Improved Crystal18.

A área de perigo para este lançamento foi estabelecida a Este do Cabo Canaveral, o que sugere que o lançamento colocaria a sua carga numa órbita de baixa inclinação.

Isto significa que a carga a bordo da missão NRO L-32 é quase certamente dirigida à órbita geossíncrona, pois este é o único regime orbital de baixa inclinação utilizado pelo NRO. Assim, é muito provável que o satélite a bordo do Delta-IV Heavy tenho sido um veículo de inteligência electrónica e a actual geração de veículos deste tipo é designada como ‘Mentor’ (ou Advanced Orion). Estes satélites têm sido utilizados desde 1995 e actualmente quatro destes veículos encontram-se em órbita terrestre.

O nome de código Mentor designa todos os veículos posteriores aos satélites Magnum/Orion – Vortex. Os satélites genericamente designados por SIGINT (SIGnal I Telligence) são utilizados pelo NRO, CIA e pela NSA para um grande número de missões. Os satélites eram inicialmente lançados por foguetões TitanIVA Centaur, sendo actualmente lançados pelo Delta-IV Heavy. No fundo os satélites são basicamente receptores de sinais rádio em todo o espectro electromagnético, utilizando para tal discos receptores desdobráveis gigantescos com cerca de 107 metros de diâmetro.

Esta série de satélites espiões foi criada para monitorizar e captar sinais electrónicos militares (ELINT), rádio, comunicações e emissões de radar. A sua Em cima pode-se ver uma representação conceptual dos satélites Mentor / missão primária começou por ser a captação Advanced Orion produzida por Charles P. Vick. de sinais procedentes de testes de mísseis soviéticos ao longo do território da União Soviética e subsequente voo sobre o Oceano Pacífico, bem como a captação de sinais provenientes de testes chineses semelhantes.

Presume-se que cada satélite esteja equipado com um ou dois painéis solares e pelo menos uma antena de comunicações.

18

Dois destes satélites foram já lançados desde o Cabo Canaveral, mas a maioria é lançada desde a Base Aérea de Vandenberg, Califórnia.

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Mentor em órbita Actualmente em órbita, e já contando com o novo USA-223, existem cinco satélites Mentor. O primeiro satélite desta série, o USA110 lançado a 14 de Maio de 1995, deverá estar localizado a 127º longitude Este. Este satélite já se encontra em órbita há mais de quinze anos e deverá estar no final da sua vida útil. O segundo Mentor, o USA-139 lançado a 8 de Maio de 1998, esteve a maior parte da sua vida útil localizado a 44º longitude Este, mas em 2009 foi substituído pelo USA-202 lançado a 18 de Janeiro de 2009, tendo sido deslocado para os 14,5º longitude Oeste. Esta não é uma localização importante para satélites deste tipo e pode ser que seja somente um local de «armazenamento». O último Mentor em órbita é o USA-171 lançado a 9 de Setembro de 2003 e que deverá estar localizado a 95,5º longitude Este. ome

Desig. Int.

º. Cat.

USA-110 USA-139 USA-171 USA-202 USA-223

1995-022A 1998-029A 2003-041A 2009-001A 2010-063A

23567 25336 27937 33490 37232

Data Lançamento 14-Mai-95 8-Mai-98 9-Set-03 18-Jan-09 21- ov-11

Veículo Lançador

Local Lançamento

Titan-401A/Centaur (K-23 45E-8) Titan 401B/Centaur-G (B-25 K-25 TC-18) Titan-401B/Centaur (B-36/TC-20) Delta-IV Heavy (D337) Delta-IV Heavy (D351)

Cabo Canaveral, LC-40 Cabo Canaveral, LC-40 Cabo Canaveral, LC-40 Cabo Canaveral, SLC-37B Cabo Canaveral, SLC-37B

Os três primeiros Mentor foram lançados por foguetões Titan desde o Complexo de Lançamento LC-40 do Cabo Canaveral AFS. Da esquerda para a direita: USA-110 a 14 de Maio de 1995 por um Titan-401A/Centaur (K-23 45E-8), USA-139 a 8 de Maio de 1998 por um Titan 401B/Centaur-G (B-25 K-25 TC-18) e o USA-171 a 9 de Setembro de 2003 por um Titan401B/Centaur (B-36/TC-20). Imagens: Arquivo fotográfico do autor.

Lançamento da missão RO L-32 O lançamento da missão NRO L-32 estava originalmente previsto para ter lugar a 19 de Outubro de 2010 mas foi adiado para o dia 5 de Novembro devido a problemas técnicos. Mais tarde o lançamento seria adiado para 18 de Outubro, porém durante os procedimentos de encerramento do lançador para o lançamento os técnicos da ULA determinaram que parte do equipamento de suporte das condutas das ordenanças pirotécnicas, não cumpriam os requisitos de segurança sendo necessária a sua substituição o que por sua vez levou a um adiamento de 24 horas do lançamento.

A contagem decrescente no dia 19 de Novembro correu sem problemas até ao momento que foram detectadas leituras de temperaturas anómalas nos dois propulsores laterais durante os procedimentos de abastecimento criogénico. O lançamento seria novamente adiado desta vez para o dia 21 de Novembro. Neste dia tudo correu como previsto e o lançamento teve lugar às 2258UTC. A ignição dos motores tem lugar cinco segundos antes do lançamento e a T=0s os dispositivos pirotécnicos que seguram o Delta-IV Heavy à plataforma são accionados libertando o veículo. Após abandonar a plataforma de lançamento o foguetão dirigiu-se para Este, arqueando sobre o Oceano Atlântico. Pelas 2259UTC (ou cerca de 50 segundos após a ignição), o motor do corpo central do lançador diminui a sua potência para conservar combustível enquanto que os propulsores laterais fornecem a força necessária.

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Lançamento da missão NRO L-32. Imagem nesta página e na anterior: Pat Corkery

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A zona de máxima pressão dinâmica é atingida a T+80s. Pelas 2300UTC o Delta-IV Heavy inicia uma manobra de rotação para colocar ao mesmo nível os três elementos propulsivos. Pelas 2301UTC a potência dos motores vai diminuindo em preparação da separação dos propulsores laterais que ocorre às 2302UTC. Logo de seguida o motor do corpo central do lançador aumenta a sua potência até à força máxima. Às 2303UTC a potência do motor diminui e o final da queima ocorre às 2304UTC, com a separação entre o primeiro e o segundo estágio a ter lugar de seguida. A tubeira do segundo estágio é colocada em posição e a ignição do motor RL10 entra em ignição pela primeira vez. Por esta altura ocorre também a separação das duas metades da carenagem de protecção. A primeira queima do segundo estágio terá tido uma duração de seis minutos, terminando por volta das 2310UTC. A segunda queima inicia-se às 2311UTC e termina pelas 2319UTC, colocando-se o conjunto numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Após a segunda queima o lançador entra numa longa fase de deriva com uma duração de cinco horas e oito minutos enquanto que o veículo ascende na sua órbita até ao apogeu onde se dá a terceira ignição do segundo estágio. Com esta queima o satélite é colocado directamente na órbita geossíncrona.

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ZX-20A, satélite de comunicações militar Este terá sido um dos lançamentos menos divulgados por parte da China em 2010 devido à natureza militar do satélite de comunicações colocado em órbita. De facto, até poucos dias antes do lançamento corriam rumores de um possível adiamento para 2011 de um dos dois últimos lançamentos previstos para 2010. O lançamento do satélite de comunicações ZX-20A ZhongXing-20A teve lugar às 1609:04,339UTC do dia 24 de Novembro de 2010 por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19). O ZX-20A ZhongXing-20A é o segundo satélite militar da série ST-1 Shen Tong-1.

Shen Tong, comunicações militares estratégicas Os satélites Shen Tong são baseados nos modelos Dong Fang Hong-3 e desenvolvidos pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial. Possuindo uma capacidade de carga elevada, um fornecimento de energia aumentado, uma maior fiabilidade, estabilização nos três eixos espaciais e com uma massa no lançamento de cerca de 2.300 kg, os satélites ShenTong são utilizados para a transmissão de comunicações militares estratégicas. Estão equipados com novas tecnologias de banda Ku, utilizando múltiplos sistemas de transmissão que permitem uma comunicação pelos utilizadores no solo enquanto se movem.

Estes satélites são os primeiros satélites chineses a possuírem envio de comunicações seguras entre o solo e o satélite e têm a maior capacidade de tratamento de dados a bordo.

Em cima à esquerda: Lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19) com o satélite de comunicações militares estratégicas ZX-20A ZhongXing-20A.

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O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A O foguetão lançador CZ-3A Chang Zheng-3A (长征三号甲火箭) é um veículo a três estágios de propulsão líquida cujo projecto foi iniciado em meados dos anos 80 pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores. O seu terceiro estágio consome propulsores criogénicos.

O foguetão tem um comprimento total de 55,81 metros e sua massa no lançamento é de 241.000 kg, sendo capaz de colocar 2.600 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Estágio

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

241.000

Massa no lançamento (kg) Propolente

N2O4/UDMH

Massa do Propolente (kg)

171.775

30.752

18.193

Massa do estágio sem propolente (kg)

9.000

4.000

2.800

LOX/LH2

DaFY20-1 (Principal) Motor

DaFY6-2 (YF-20B)

DaFY21-1 (Vernier)

YF-75

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

Força (k )

2.961,6

Impulso específico (s)

189

297

440

Imp. esp. nível do mar (s)

259

260

-

Tempo de queima (s)

155

110

470

Diâmetro (m)

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

23,272

11,276

12,375

11,8 x 4 (Vernier)

Comprimento carenagem (m)

8,887

Diâmetro carenagem (m)

3,35

Comprimento total (m)

55,81

4.312

A Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores (CALT) iniciou o desenho do CZ-3A Chang Zheng-3A em meados dos anos 80. O CZ-3A é um veículo lançador a três estágios com uma capacidade de 2.600 kg para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O seu terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio e oxigénio líquido.

O sistema do CZ-3A é composto pela estrutura do foguetão lançador, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de rastreio e segurança, sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase orbital não propulsiva, sistema de utilização de propolente criogénico, sistema de separação e sistema auxiliar.

A estrutura do foguetão actua de forma a suportar as várias cargas internas e externas no lançador durante o transporte, elevação (colocação na plataforma de lançamento) e voo. A estrutura do foguetão também combina todos os subsistemas em conjunto. A estrutura do foguetão é composta pelos propulsores, primeiro estágio, segundo estágio, terceiro estágio e carenagem de protecção. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A.

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O primeiro estágio é composto pela secção inter-estágio, tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, válvulas e condutas, etc.

O segundo estágio é composto pelo tanque de oxidante, inter-tanque, tanque de combustível, válvulas e condutas, etc.

O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanques de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3A e reparte as cargas entre ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento é uma placa circular metálica fabricada pelo método de favos de colmeia e com estruturas de reforço. Aqui encontram-se os sistemas aviónicos do lançador. O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O anteparo comum possui uma dupla camada térmica isoladora em vácuo. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.

A carenagem é composta por uma abóbada, secção bi-cónica, secção cilíndrica e secção cónica invertida.

O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O primeiro estágio e o segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, isto é tetróxido de azoto (N2O4) e dimetil hidrazina assimétrica (UDMH). Os tanques de propolente são pressurizados pelos sistemas de propulsão regenerativos. Existem quatro motores em paralelo no primeiro estágio. Os motores podem ser orientados em direcções tangenciais. A força de cada motor é de 740,4 kN. Os quatro sistemas de propulsão utilizam os mesmos motores. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio. A força total é de 789,1 kN. O terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio líquido (LH2) e oxigénio líquido (LOX). Dois motores universais em suspensões Cardan proporcionam uma força total de 157 kN. O rácio de expansão dos motores é de 80:1 e o impulso específico é de 4.312 Ns/kg. O tanque de LH2 é pressurizado por hélio e por um sistema regenerador, e o tanque de LOX é pressurizado por hélio aquecido e por um sistema regenerador.

O sistema de controlo é utilizado para manter a estabilidade do voo do lançador e para levar a cabo a navegação e / ou orientação segundo o programa de voo pré-estabelecido. O sistema de controlo consiste de uma unidade de orientação, sistema de controlo de atitude, sequenciador, distribuição de energia, etc. o sistema de controlo adopta uma plataforma inercial de quatro eixos, computador de bordo e dispositivos digitais de controlo de atitude. Algumas tecnologias avançadas são aplicadas no sistema de controlo, tais como sequenciadores electrónicos programáveis, decoplagem de três canais, controlo de duplo parâmetro e compensação em tempo real para erros de medição. Estas tecnologias tornam o lançador muito flexível para várias missões.

O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. Alguns dados medidos podem ser processados em tempo real. O sistema de telemetria recebe energia tendo em conta a distribuição dos sensores e codificação dos dados. As medições dos sinais de comando são digitalizadas. O fornecimento de energia e os testes são levados a cabo de forma automática. Os conversores digitais a bordo são inteligentes e cerca de 700 parâmetros são medidos.

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O sistema de rastreio e de segurança mede os dados da trajectória e parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador seria levada a cabo de forma remota caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

O sistema de controlo de atitude e de gestão de propolente na fase de voo não propulsionada leva a cabo o controlo de atitude e gestão de propolente em órbita e reorienta o lançador antes da separação da carga. Um motor alimentado por hidrazina em pressão trabalha de forma intermitente neste sistema que pode ser accionado repetidamente segundo os comandos recebidos.

O sistema de utilização dos propolentes criogénicos mede em tempo real o nível de propolentes no interior dos tanques do terceiro estágio e ajusta o nível de consumo de oxigénio líquido para tornar os propolentes residuais numa proporção óptima. O ajustamento é utilizado para compensar o desvio da performance do motor, estrutura da massa, carga de propolente, etc., para o propósito de se obter uma maior capacidade de lançamento. O sistema contém um processador, sensores de nível de propolente e válvulas de ajustamento.

Os seguintes esquemas representam a estrutura dos sistemas de propulsão do primeiro, segundo e terceiro estágios.

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Em Órbita

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

•

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

•

Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio.

Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retro-foguetões no segundo estágio são accionados para gerar a força de separação.

•

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

•

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

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

O sistema de coordenadas do foguetão lançador (OXYZ) tem origem no centro de massa instantâneo do veículo, isto é no centro de massa integrado da combinação carga / veículo lançador, incluindo o adaptador, propolentes e carenagem, etc., caso seja aplicável. O eixo OX coincide com o eixo longitudinal do foguetão. O eixo OY é perpendicular ao eixo OX e estão no interior do plano de lançamento 180º para lá do azimute de lançamento. Os eixos OX, OY e OZ formam um sistema ortogonal que segue a regra da mão direita.

A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado. O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos.

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Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3A O foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A é um veículo potente e versátil que é capaz de levar a cabo as seguintes missões: •

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

•

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

•

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

•

Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

Performance do CZ-3A Chang Zheng-3A No total já foram levadas a cabo 18 lançamentos do CZ-3A, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ-3A teve lugar a 8 de Fevereiro de 1994, colocando em órbita o satélite tecnológico SJ-4 Shi Jian-4 juntamente com um modelo dos satélites DFH-3, o Kua Fu-1. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3A (Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xi Chang.): Lançamento 1994-010 1994-080 1997-021 2000-003 2000-069 2000-082 2003-021 2003-052 2003-042 2006-038 2006-053 2007-003 2007-011 2007-021 2007-051 2008-066 2010-036 2010-064

Veículo Lançador Y901201 (?)

Y901302 CZ3A-3 Y4 (?)

CZ3A-5 CZ3A-6 Y7 Y8 Y9 Y10 Y11 Y12 (?)

Y13 Y15 Y14 Y20 Y16 Y19

Data de Lançamento 8-Fev-94 29- ov-94 11-Mai-97 25-Jan-00 30-Out-00 20-Dez-00 24-Mai-03 14- ov-03 19-Out-04 12-Set-06 8-Dez-06 2-Fev-07 13-Abr-07 31-Mai-07 24-Out-07 23-Dez-08 31-Jul-10 24- ov-10

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Hora (UTC)

Satélites

8:33:53 SJ-4 Shi Jian-4 (22996 1994-010A); Kua Fu-1 (23009 1994-010B) 17:02:00 ZX-6A ZhongXing-6A (23415 1994-080A) 16:17:00 ZX-6 ZhongXing-6 (34798 1997-021A) 16:45:05 ZX-22 ZhongXing-22 (26058 2000-003A) 16:02:00 BD-1A BeiDou-1A (26599 2000-069A) 16:20:00 BD-1B BeiDou-1B (26643 2000-082A) 8:34:00 BD-1C BeiDou-1C (27813 2003-21A) 16:01:00 ZX-20 ZhongXing-20 (28080 2003-52A) 1:20:00 FY-2C Feng Yun-2C (28451 2004-042A) 16:02:00 ZX-22A Zhongxing-22A 'Feng Huo-3' (29398 2006-038A) 0:53:23 FY-2D Feng Yun-2D (29640 2006-53A) 16:28:00 BD-1D BeiDou-1D (30323 2007-003A) 20:11:00 BeiDou-2 'Compass-1M' (31115 2007-011A) 16:08:00 Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A) 10:05:04.602 Chang'e-1 (32273 2007-051A) 00:54:04.330 FY-2E Feng Yun-2E (33463 2008-066A) 21:30:04.278 BeiDou-2 'Compass-I1' (36828 2010-036A) 16:09:04.339 ZX-20A ZhongXing-20A 'Shen Tong-1B' (37234 2010-064A)

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Descrição da missão do CZ-3A19 O CZ-3A é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo.

O CZ-3A coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xi Chang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.958,2 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 179,6º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra). Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3C Chang Zheng-3A. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade Fim do ajustamento de velocidade Separação da carga

Tempo de Voo (s) 0,000 12,000 146,428 147,928 236,928 258,278 263,278 264,278 617,299 620,799 1252,513 1374,440 1394,440 1474,440

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

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

Projecção Projecção Altitude Distância Latitude Longitude de Voo ao Solo Satélite Satélite (km) (km) (º) (º) 1,825 0,000 28,246 102,027 55,626 79,065 27,908 102,806 56,804 82,252 27,901 102,838 118,971 324,879 27,317 105,211 134,172 403,340 27,118 106,162 137,844 423,014 27,067 106,200 138,561 426,951 27,057 108,704 195,265 2291,528 21,416 123,541 195,188 2316,632 21,330 123,765 194,859 6853,729 2,136 165,766 212,941 7855,140 -2,448 168,520 222,677 8044,293 -3,291 170,000 287,952 8792,918 -6,599 175,888

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

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A performance do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A aqui discutida é baseada na assumpção de que o veículo é lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang tendo em conta as limitações relevantes no que diz respeito à segurança e requerimentos de rastreio a partir do solo; tem-se em conta que o azimute de lançamento é de 104º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3A transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km.

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As carenagens do CZ-3C A carga está protegida por uma carenagem que a isola de várias interferências da atmosfera, que inclui correntes de ar de alta velocidade, cargas aerodinâmicas, aquecimento aerodinâmico e ruídos acústicos, etc., enquanto que o lançador ascende através da atmosfera. A carenagem proporciona assim à carga um bom meio ambiente.

O aquecimento aerodinâmico é absorvido ou isolado pela carenagem.

A temperatura no interior da carenagem é controlada dentro dos limites estabelecidos. Os ruídos acústicos gerados por correntes de ar e pelos motores do lançador são reduzidos para níveis permitidos para a respectiva carga.

A carenagem é separado e ejectada quando o foguetão lançador voa fora da atmosfera. A altura exacta da separação da carenagem é determinada pelo requisito de que o fluxo de calor aerodinâmico na separação da carenagem seja inferior a 1.135 W/m2.

Vinte e dois tipos de testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ-3A, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.

O volume estático da carenagem é a limitação física das dimensões máximas da configuração da carga a transportar. O volume estático é determinado pela consideração das deformações estimadas a nível dinâmico e estático do conjunto carenagem / carga por uma variedade de interferências durante o voo. Os volumes variam com diferentes tipos de carenagem e adaptadores de carga. Pode-se permitir que algumas saliências na carga possam exceder o volume estático máximo (Φ3000) da secção cilíndrica da carenagem.

A estrutura da carenagem consiste numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,740 metros e um diâmetro de base de 1,930 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

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A concha abobadada é uma estrutura em fibra de vidro com uma espessura de 8 mm. O anel de base, anel de encapsulamento e reforço são fabricados em ligas de alumínio de alta resistência. Uma cintura à base de borracha de sílica cobre o exterior da linha de divisão e um cinturão de borracha está comprimido entre as duas metades. Os cinturões de isolamento exterior e interior impedem a corrente de ar de entrar na carenagem durante o voo.

A parte superior da secção bi-cónica é um cone de 15º com uma altura de 2,647 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,930 metros e o diâmetro do anel inferior é de 3,350 metros. A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bi-cónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio.

A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Estão disponíveis várias portas de acesso nesta secção.

A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e da secção bi-cónica, sofre um aquecimento devido à corrente de ar a alta velocidade durante o lançamento. Deste modo, são adoptadas medidas que evitam o aquecimento para garantir que a temperatura na superfície interior seja inferior a 80ºC. A superfície exterior da secção bi-cónica e da secção cilíndrica são cobertas por um painel de cortiça especial. O painel na secção bicónica tem uma espessura de 1,2 mm e na secção cilíndrica tem uma espessura de 1,0 mm.

O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação, accionados por molas e ganchos.

Cada metade da carenagem é suportada por dois ganchos que estão localizados nos quadrantes I e III. Existem quatro molas de separação em cada metade da carenagem, actuando com um máximo de força de 37,8 kN. Após a separação, cada metade roda sobre uma dobradiça. Quando o ângulo de rotação é superior a 18º/s, dá-se a separação da metade da carenagem.

O mecanismo de separação da carenagem é composto por dobradiças e molas. Cada metade da carenagem é suportada por duas dobradiças que se localizam no quadrante I e III. Existem seis molas de separação colocadas em cada metade da carenagem; o máximo de força exercida por cada mola é de 37,8 kN. Após a abertura da carenagem, cada metade roda em torno de uma dobradiça.

Quando a taxe de rotação da metade da carenagem é superior a 18º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado a seguir.

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

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

O Complexo de Lançamento O complexo de lançamento para o foguetão Chang Zheng-3C no Centro de Lançamento de Satélites em Xi Chang, inclui as plataformas de lançamento, torres de serviço, torres umbilical, centro de controlo de lançamento, sistemas de abastecimento, sistemas de fornecimento de gás, sistemas de fornecimento de energia, torres de protecção contra relâmpagos, etc.

As torres de serviço são compostas pelas torres do guindaste, equipamento movível, plataformas, elevadores, sistema de distribuição e fornecimento de energia, condutas de abastecimento para armazenamento do propolente, detectores de incêndio e extintores.

As torres têm uma altura de 90,60 metros. No topo das torres existem dois guindastes. A altura de levantamento efectiva é de 85 metros. A capacidade de carga é de 20.000 kg (guincho principal) e 10.000 kg (guincho suplente). Existem dois elevadores (com uma capacidade de 2.000 kg) para a elevação de pessoal e equipamentos. As torres têm plataformas para operações de verificação e operações de teste do foguetão lançador e da sua carga.

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Em Órbita

A parte superior das torres é uma área limpa com ambiente controlado. O nível de limpeza é de Classe 100.000 e as temperaturas na área de operação do satélite encontram-se entre os 15 ºC e os 25 ºC. A acoplagem entre a carga e o veículo lançador, teste do satélite, encapsulamento da carenagem e outras actividades são levadas a cabo nesta área. Um guindaste superior telescópico está equipado para levar a cabo estas operações. Este guindaste pode rodar num ângulo de 180º e a sua capacidade é de 8.000 kg.

Nas torres de serviço, a Sala 812 é exclusivamente preparada para a carga. No seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz UPS (Fase 120V, 5kW). A resistência é menos de 1Ω. A área desta sala é de 8 m2.

Para além de um sistema de hidratação, as torres de serviço estão também equipadas com pó extintor e extintores 1211.

As torres umbilicais servem para fornecer ligações eléctricas, condutas de gás, condutas líquidas, bem como as ligações para o satélite e para o foguetão lançador. As torres têm um sistema de braço amovível, plataformas e condutas de abastecimento criogénico. O abastecimento do lançador é levado a cabo através das condutas criogénicas. As torres umbilicais também estão equipadas com sistemas de ar condicionado para a carga e carenagem, um sistema RF, sistemas de comunicações, plataformas rotativas, sistemas de extinção de incêndios, etc. Os cabos de fornecimento de energia são conectados ao satélite e ao lançador através destas torres umbilicais. As condutas do ar condicionado são ligadas à carenagem também através desta torre para fornecer ar limpo. A limpeza do ar condicionado é de Classe 100.000 e a temperatura encontra-se entre os 15ºC e os 25ºC, com uma humidade entre 35% e 55%.

A Sala 722 das torres umbilicais é exclusivamente preparada para a carga. A sua área é de 8m2 e no seu interior é fornecida uma corrente eléctrica de 60Hz/50Hz UPS (Fase 120V/220V/15A). A resistência é menos de 1Ω.

Esquema do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de satélites de Xi Chang.

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Em Órbita

Centro de Controlo de Lançamento O Centro de Controlo de Lançamento (CCL) é uma estrutura em fortim capaz de resistir a uma explosão violenta. As operações levadas a cabo na torre (tais como testes antes do lançamento, abastecimento, operações de lançamento) do foguetão lançador são controladas desde o CCL. O controlo de lançamento do satélite também pode ser levado a cabo no CCL. A sua área de construção é de 1.000 m2.

O CCL inclui as salas de teste do veículo lançador, salas de teste dos satélites, sala de controlo de abastecimento, sala de controlo de lançamento, sala de informação para o director de missão, sistema de ar condicionado, passagens de evacuação, etc. Todo o CCL recebe ar condicionado.

Existem duas salas para o teste dos satélites e cada uma tem uma área de 48,6 m2. a temperatura no interior das salas é de 20ºC com variação máxima e mínima de 5ºC. A humidade relativa é de 75%. Em cada sala existem painéis de distribuição de energia 380V/220V, 50Hz e 120V/220V, 60Hz. A resistência é menos de 1Ω. O satélite é conectado com o equipamento de controlo no interior da sala de teste através de cabos umbilicais.

Estão disponíveis no interior das salas sistemas de telefone e de monitorização, bem como na torre e nos restantes locais.

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Centro de Controlo e Comando da Missão O Centro de Controlo e Comando da Missão (CCCM) está localizado a 7 km do local de lançamento. Todo o edifício inclui duas partes: uma é a zona de comando e controlo e a outra é a zona de computação. A zona de comando e controlo consiste em duas áreas: a área de comando e a área de segurança. Em torno da primeira zona encontram-se salas de operação e escritórios. Existem uma sala de visitas no segundo andar e os visitantes podem observar o lançamento em ecrãs de televisão. Existem sistemas de televisão por cabo parta os visitantes.

O CCCM tem como funções comandar todas as operações das estações de rastreio e monitorizar a performance e estado do equipamento, levar a cabo o controlo de segurança após o lançamento, obter informações sobre os parâmetros de localização do lançador a partir de estações e processar estes dados em tempo real, fornecer a aquisição e e obter dados para as estações de rastreio e para o Centro de Controlo de Satélites em Xi’an, fornecer informações à equipa de controlo e levar a cabo o processamento de dados após a missão.

O CCCM possui um sistema de computadores a funcionar em tempo real; um sistema de comando e controlo; levar a cabo a monitorização e fornecimento de controlo, computadores sistemas de conversão D/A e A/D, sistemas de televisão, sistemas de gravação de dados e sistemas de telecomando; sistemas de comunicação, sistemas de temporização e transmissão de dados, e equipamento de impressão e revelação de filme.

Centro de Controlo, Telemetria e Detecção O Centro de Controlo, Telemetria e Detecção (CCTD) do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang e o CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an, formam uma rede de Controlo, Telemetria e Detecção para cada missão. O CCTD do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang consiste na estação de rastreio de Xi Chang, na estação de rastreio de Yibin e na estação de rastreio de Guiyang. O CCTD do Centro de Controlo de Satélites de Xi’an consiste na estação de rastreio de Weinan, na estação de rastreio de Xiamen e nos navios de instrumentação.

O Centro de rastreio de Xi Chang inclui equipamentos ópticos, radar, telemetria e telecomando. É responsável pela medição e processamento dos dados de voo do foguetão lançador e também pelo controlo da zona de segurança. Os dados recebidos e gravados pelo sistema do CCTD são utilizados para o processamento e análise após a missão.

As principais funções do CCTD são o registo dos dados iniciais de voo em tempo real, medição da trajectória do veículo lançador; recepção, gravação, transmissão e processamento dos dados e telemetria do foguetão lançador e do satélite; tomar decisões relativas à segurança; e computar o estado de separação entre o satélite e o lançador e respectivos parâmetros de injecção.

Após o lançamento o foguetão é imediatamente seguido pelo equipamento óptico, de telemetria e por radares em torno do local de lançamento. Os dados recebidos são enviado para CCCM. Estes dados serão inicialmente processados e enviados para as estações respectivas. Os computadores das estações recebem estes dados e levam a cabo a conversão de coordenadas, utilizando esses dados como dados para orientar o sistema do CCTD para obter e seguir o alvo.

Após a detecção do alvo, os dados medidos são enviados para os computadores na estação e para o CCCM para serem processados.

Estes dados processados são utilizados para o controlo da segurança do voo. Os resultados das computações são enviados para o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang e para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an em tempo real através de linhas de transmissão de dados.

Em caso de falha durante as fases de voo do primeiro ou segundo estágio, o oficial de segurança tomará uma decisão tendo por base os critérios de segurança.

A injecção orbital da carga é detectada pelos navios de rastreio e enviada para o Centro de Controlo de Satélites de Xi’an. Os resultados são enviados para o CCCM de Xi Chang para processamento e monitorização.

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Nova missão dupla do Ariane-5ECA A quinta missão da Arianespace em 2010 foi uma nova missão dupla, colocando em órbita dois novos satélites de comunicações.

Com esta missão, a Arianespace mantém a sua cadência de lançamentos em preparação para um novo ano que deverá ver o aparecimento do novo lançador Vega e o primeiro lançamento de um foguetão Soyuz desde Kourou.

A missão V198

A missão V198 colocou em órbita os satélites Intelsat-1720, para o operador internacional de comunicações por satélite Intelsat, e o Hylas-1, para o operador Europeu Avanti Communications.

A escolha da Arianespace pelos operadores e fabricantes internacionais é um claro reconhecimento da excelência desta companhia nos serviços de lançamentos. Tendo por base a sua provada fiabilidade e disponibilidade, a Arianespace continua a confirmar a sua posição no mercado internacional do lançamento de satélites. O foguetão Ariane-5ECA é neste momento o único veículo capaz de colocar em órbita duas cargas pesadas.

A Arianespace e a Intelsat construíram um longo relacionamento tendo por base a confiança mútua. Desde 1983, a Arianespace colocou em órbita 48 satélites para a Intelsat.

Colocado a 66º longitude Este, o Intelsat-17 será utilizado para o fornecimento de um vasto serviço de comunicações para a Europa, Médio Oriente, Rússia e Ásia. Construído pela norteamericana Space Systems/Loral, este potente satélite tinha uma massa de 5.540 kg no lançamento (2.393 kg sem propolentes). O satélite é baseado no modelo LS-1300 e está equipado com 28 repetiodres em banda C e 46 repetidores em banda Ku. O novo satélite irá também permitir à Intelsat a expansão da sua distribuição de vídeo asiática. O Intelsat-17 irá substituir o Intelsat-702 e tem um tempo de vida útil de 15 anos.

O satélite Hylas-1 é o primeiro satélite da Avanti Communications, um nodo operador de satélite europeu. Inicialmente previsto para ser lançado pelo foguetão Fancon-9, a Avanti decidiu transferir o lançamento do Hylas-1 para a Arianespace assinando também um contrato para o lançamento do Hylas-2 em 2012. O Hylas-1 foi construído por um consórcio industrial formado pela EADS Astrium e pela agência espacial indiana ISRO. O satélite tem por base a plataforma indiana I-2K. Equipado com repetidores de banda Ka e Ku, o satélite estará posicionado a 33,5º longitude Oeste, sendo o primeiro satélite europeu a proporcionar serviços de banda larga de alta velocidade para a Europa. O Hylas-1 tinha uma massa de 2.570 kg no lançamento (1.125 kg sem propolentes) e tem um tempo de vida útil de 15 anos.

20

A 20 de Janeiro de 2009 a Sea Launch foi seleccionada para colocar em órbita o satélite Intelsat-17. O lançamento foi posteriormente transferido para a Arianespace.

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Características

I TELSAT 17

HYLAS 1

•

Intelsat

•

AVA TI Communications

•

Space Systems/Loral

•

EADS Astrium e ISRO

•

Satélite de telecomunicação

•

Serviços de banda larga

Massa:

• •

Massa total no lançamento: 5 540 kg Massa sem propolentes: 2 393 kg

• •

Massa total no lançamento: 2 570 kg Massa sem propolentes: 1 125 kg

Estabilização

• •

Estabilização nos três eixos Lenta rotação transversal lançador / separação

•

Estabilização nos três eixos

Dimensões

• •

7.7 x 2.7 x 3.4 m Envergadura em órbita: 36.1 m

• •

2.5 x 1.6 x 1.5 m Envergadura em órbita: 36 m

•

LS 1300 OMEGA

•

I-2 K

• •

46 repetidores banda Ku 28 repetidores banda C

• •

8 repetidores banda Ka 2 repetidores banda Ku

• •

12.4 kW (no final da vida útil) Bateria de iões de lítio

•

3200 W (no final da vida útil)

•

R-4D-11

•

Motor de apogeu bilíquido de 440 Newton

•

15 anos

•

15 anos

•

66° Este

•

33.5° Oeste

•

Europa, Médio Oriente, Rússia, África, Ásia Central

•

Europa

Cliente Fabricante principal Missão

Plataforma

Carga

Fornecimento de energia

Propulsão

Tempo de vida útil Posição orbital

Área de cobertura

O Ariane-5ECA O super lançador europeu Ariane-5ECA é um lançador a dois estágios, auxiliados por dois propulsores laterais a combustível sólido.

O Ariane-5ECA tem um peso bruto de 777.000 kg, podendo colocar 16.000 kg numa órbita a 405 km de altitude com uma inclinação de 51,6º em relação ao equador terrestre ou então 10.500 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona. No lançamento desenvolve 1.566.000 kgf. Tem um comprimento total de 59,0 metros e o seu diâmetro base é de 5,4 metros.

Os propulsores laterais de combustível sólido desenvolvem mais de 90% da força inicial no lançamento. Designados P241 (Ariane-5 EAP “Etage Acceleration a Poudre”) cada propulsor tem um peso bruto de 278.330 kg, pesando 38.200 kg sem combustível e desenvolvendo 660.000 kgf no vácuo. O Ies é de 275 s (Ies-nm de 250 s) e o Tq é de 130s. Os propulsores laterais têm um comprimento de 31,6 metros e um diâmetro de 3,05 metros. Estão equipados com um motor P241 que consome combustível sólido constituído por uma mistura de 68% de perclorato de amónia (oxidante), 18% de alumínio (combustível) e 145 polibutadieno (substância aglutinante).

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Em Órbita

Cada propulsor é composto por três segmentos.

O segmento inferior tem um comprimento de 11,1 metros e está abastecido com 106,7 t de propolente; o segmento central tem um comprimento de 10,17 metros e está abastecido 107,4 t de propolente, finalmente o segmento superior (ou frontal) tem um comprimento de 3,5 metros e está abastecido com 23,4 t de propolente. Sobre o segmento superior está localizada uma ogiva com um sistema de controlo. O processo de ignição é iniciado por meios pirotécnicos (assim que o motor criogénico Vulcain do primeiro estágio estabiliza a sua ignição) e o propolente sólido queima a uma velocidade radial na ordem dos 7,4 mm/s (a queima é realizada de dentro para fora). O controlo de voo é feito através da tubeira móvel do propulsor que é conduzida actuadores controlados hidraulicamente.

O primeiro estágio do foguetão Ariane-5ECA, denominado H173 (EPC “Etage Principal Cryotechnique”), tem um comprimento de 30,5 metros e um diâmetro de 5,46 metros. Tem um peso bruto de 186.000 kg e um peso sem combustível de 12.700 kg. No lançamento desenvolve 113.600 kgf (vácuo), com um Ies de 434 s (Ies-nm de 335 s) e um Tq de 650 s.

O seu motor criogénico Vulcain-2 (com um peso de 1.800 kg, diâmetro de 2,1 metros e comprimento de 3,5 metros) é capaz de desenvolver 132.563 kgf no vácuo, com um Ies 440 s e um Tq de 605 s. Tal como o Vulcain, utilizado no primeiro estágio do Ariane-5G, o Vulcain-2 consome LOX e LH2. O Vulcain-2 é desenvolvido pela Snecma.

O H173 é capaz de transportar mais 15.200 kg de propolente devido a modificações feitas no tanque de oxigénio líquido. Na parte superior do H173 encontra-se a secção de equipamento VEB (Vehicle Equipment Bay) do Ariane5ECA onde são transportados os sistemas eléctricos básicos, sistemas de orientação e telemetria, e o sistema de controlo de atitude.

A secção de equipamento é desenvolvida pela Astrium SAS e tem uma altura de 1,13 metros e um peso de 950 kg.

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Lançamento Missão

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora

2009-026

V188

L546

14-Mai-09

13:12:02

2009-035

V189

L547

1-Jul-09

17:52:09

2009-044

V190

L548

21-Ago-09

22:09:00

2009-054

V191

L549

1-Out-09

21:59:00

2009-058

V192

L550

29-Out-09

20:00:00

2010-021

V194

L551

21-Mai-10

22:01:00

2010-032

V195

L552

26-Jun-10

21:41:00

2010-037

V196

L554

4-Ago-10

20:59:00

2010-056

V197

L555

28-Out-10

21:51:00

2010-065

V198

L556

26- ov-10

18:39:00

Satélites Herschel (34937 2009-026A) Planck (34938 2009-026B) TerreStar-1 (35496 2009-035A) JCSat-12 (35755 2009-044A) Optus-D3 (35756 2009-044B) Amazonas-2 (25942 2009-054A) GMS-2A 'SatcomBW-2A' (25943 2009-054B) SS-12 (36032 2009-058A) Thor-6 (36033 2009-058B) ASTRA-3B (36581 2010-021A) COMSATBw-2 (36582 2010-021B) COMS-1 (36744 2010-032A) Arabsat-5A (36745 2010-033B) ilesat-201 (36830 2010-037A) Rascom-QAF 1R (36831 2010-037B) Eutelsat-W3B (37206 2010-056A) BSAT-3b (37207 2010-056B) Hylas-1 (37237 2010-065A) Intelsat-17 (37238 2010-065B)

Características do veículo L555 A missão V198 foi o 54º lançamento do foguetão Ariane-5 e o 5º em 2010. Este foi o 50º Ariane-5 da fase de produção, sendo o 28º lançador do contrato PA no qual a Astrium é a principal responsável. Consequentemente, o veículo L556 é o 29º lançador completo a ser entregue à Arianespace, integrado e verificado sob responsabilidade da Astrium.

Na sua configuração dupla e utilizando o sistema Sylda-5 “A” (Sylda-5 n.º 41-A) e uma carenagem longa (construída pela RUAG Aerospace) com uma altura total de 17 metros e um diâmetro de 5,4 metros, o satélite Intelsat-17 ocupou a posição superior colocado sobre um adaptador PAS 1194 VS (desenvolvido pela RUAG Aerospace Sweden) e o satélite Hylas-1 a posição inferior colocado sobre um adaptador PAS 1194 C (desenvolvido pela EADS CASA). A carenagem estava protegida pelo novo produto FAP (Fairing Acoustic Protection), que é utilizado desde a missão V175 (veículo L534).

A missão V198 O principal objectivo da missão V198 era o de colocar os satélites Intelsat-17 e Hylas-1 numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude, inclinação orbital de 2,0º, argumento do perigeu de 178º e longitude do nodo ascendente de -121,87º21.

21

Este valor é em relação a um eixo fixo (Ho – 3s) e passando pelo complexo de lançamento ELA3. O Ho é a referência temporal básica (1 s antes da válvula de hidrogénio da câmara de combustão do motor Vulcain ser aberta). A ignição do Vulcain ocorre a H0 + 2,7 s.

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Em Órbita

A performance total necessária para a concretização da missão, tendo em conta os adaptadores e a estrutura Sylda-5, era de 8.800 kg.

O total de massa para esta missão é menor do que a capacidade máxima do lançador (na ordem dos 9.500 kg para uma missão GTO standard com uma inclinação de 6º). De notar que a maior parte da margem de performance é utilizada para reduzir a inclinação orbital.

O processo de integração do foguetão Ariane-5ECA (L556) teve início a 17 de Setembro de 2010 com a colocação do estágio EPC na plataforma móvel de lançamento no interior do edifício BIL (Basic Integration Building). No dia seguinte procedeu-se à transferência dos dois propulsores laterais de combustível sólido EAP e no dia 20 realizou-se a integração entre os dois EAP e o EPC. O sistema compósito superior foi colocado em posição a 22 de Setembro.

A 7 de Outubro teve lugar o denominado ‘Launcher Synthesis Control’ no qual se faz um controlo de qualidade do lançador que é entregue posteriormente à Arianespace a 2 de Novembro. O satélite Hylas-1 chega a Kourou no dia 12 de Outubro e o Intelsat-17 chega a 25 de Outubro. O Ariane-5ECA (L555) é transferido do BIL para o FAB (Final Assembly Building) a 5 de Novembro.

O abastecimento do Hylas-1 tem lugar entre 8 e 10 de Novembro, enquanto que o abastecimento do Intelsat-17 ocorre entre 11 e 13 de Novembro. Este satélite é colocado no seu adaptador a 14 de Novembro, sendo transferido para o FAB no dia 15 e integrado no adaptador Sylda a 16 de Novembro. Por seu lado, o Hylas-1 é colocado no seu adaptador a 15 de Novembro, sendo transferido para o FAB no dia 17 e integrado no lançador a 18. Entretanto a 17 de Novembro a carenagem de protecção de carga é integrada no adaptador Sylda.

No dia 19 de Novembro dá-se a integração do conjunto composto pelo satélite Intelsat-17, pelo adaptador Sylda e pela carenagem no lançador e a 22 de Novembro tem lugar um ensaio geral do lançamento.

O Flight Readiness Review, no qual se revê todos os procedimentos e preparativos para o lançamento teve lugar no dia 24 de Novembro, com o lançador a ser armado nesse mesmo dia. No final do Flight Readiness Review é dada a luz verde para o transporte do lançador para o Complexo de Lançamento ELA3 que ocorre a 25 de Novembro. Neste mesmo dia dá-se o abastecimento da esfera de hélio do estágio EPC.

A contagem decrescente final inicia-se a H0 – 7h 30m e inclui todas as operações de preparação do lançador, satélites e base de lançamento. A execução correcta de todas as operações leva à autorização da ignição do motor Vulcain seguindo-se a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido na hora de lançamento seleccionada, o mais cedo possível dentro da janela de lançamento Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

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Em Órbita

para os satélites. A contagem decrescente termina com uma sequência sincronizada gerida pelos computadores do Ariane-5ECA e que se inicia a H0 – 7 m. Em alguns casos, uma sequência pré-sincronizada pode ser necessária para optimizar o abastecimento do estágio criogénico principal. Se uma paragem na contagem decrescente coloca o tempo Ho fora da janela de lançamento, o lançamento é adiado para D+1 ou D+2, isto é um ou dois dias depois da data inicial de lançamento, dependendo do problema e da solução adoptada.

A janela de lançamento para a missão V198 decorria entre as 1839UTC e as 2139UTC do dia 26 de Novembro, com uma duração de 180 minutos.

A T-7h 30m, no início da contagem decrescente final, procede-se á verificação dos sistemas eléctricos e aos procedimentos de preparação e configuração do EPC e do motor Vulcain para o condicionamento térmico e posterior abastecimento. Os preparativos finais da plataforma de lançamento decorrem a T-6h com o encerramento de portas, remoção das barreiras de segurança e configuração dos circuitos de fluidos em preparação do abastecimento do lançador. Nesta fase, o programa de voo é inserido nos computadores do Ariane-5ECA e procede-se ao teste das ligações de rádio entre o lançador e o centro de controlo. O alinhamento das unidades de orientação inercial decorre nesta fase dos preparativos para o lançamento. A evacuação do pessoal técnico da plataforma de lançamento ocorre a T-5h e inicia-se o abastecimento do EPC em quatro fases: primeiro, dá-se a pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); segundo, procede-se ao condicionamento térmico das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); terceiro, dá-se o abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 2h); e finalmente quarto, mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.

A pressurização dos sistemas de controlo de atitude e de comando ocorre a T-5h. A T-4h inicia-se o abastecimento do estágio superior criogénico ESC-A, sendo também feito em quatro fases: pressurização dos tanques de abastecimento (este procedimento tem uma duração de 30 minutos); condicionamento térmico durante 30 minutos das condutas de abastecimento para assim poderem lidar com as baixas temperaturas dos propolentes criogénicos; abastecimento dos tanques de propolente com hidrogénio líquido e com oxigénio líquido (o abastecimento tem uma duração de 1h); e finalmente mantém-se o abastecimento até ao início da sequência sincronizada.

O condicionamento térmico do motor Vulcain ocorre a T-3h. Os preparativos para o início da sequência sincronizada têm lugar a T30m (1809UTC) e a sequência sincronizada iniciou-se às 1832UTC (T-7m)22. As operações da sequência sincronizada são controladas de forma automática e exclusivamente pelo computador operacional de verificação e comando CCO (Operational Checkout-Computer) localizado no Complexo de Lançamento ELA3. Durante esta sequência, todos os elementos que estão envolvidos no lançamento são sincronizados pelo tempo de contagem decrescente distribuídos por todo o centro espacial. Durante a fase inicial, e até H0 – 6s, o lançador é gradualmente transferido para a sua configuração de voo pelo computador CCO. Se a sequência sincronizada é suspensa, o lançador é transferido de forma automática para a sua configuração a H0 – 7m. Na segunda fase da sequência (uma fase irreversível) que decorre entre H0 – 6s até H0 – 3,2s, a sequência sincronizada já não é dependente da contagem decrescente do centro espacial, operando de acordo com um relógio interno. A fase final é a ignição do lançador. A sequência de ignição é controlada exclusivamente pelo computador de bordo OBC (On-Board Computer). Os sistemas no solo executam um número de acções em paralelo com a sequência de ignição de bordo.

A H0 – 6m 30s finaliza o abastecimento de hidrogénio líquido e de oxigénio líquido com os volumes de propolente ao nível necessário para a missão. Nesta altura são abertas as válvulas de inundação de segurança da plataforma de lançamento e são armadas as barreiras das condutas de segurança pirotécnicas. A esfera de hélio do estágio ESC-A é isolada a H0 – 6m. A H0 – 4m dá-se a pressurização dos tanques do estágio EPC, o isolamento dos tanques e início da purga da interface umbilical entre os sistemas do solo e o estágio EPC. Nesta altura é finalizado o abastecimento de oxigénio líquido ao estágio superior, fazendo-se a transição do oxigénio líquido para a pressão de voo. O final do abastecimento de hidrogénio líquido ao estágio superior dá-se a H0 – 3m 40s e procede-se ao cálculo do tempo H0, verificando-se que o segundo computador de bordo foi alterado para ‘modo de observação’. A H0 – 3m 10s o hidrogénio líquido do estágio superior criogénico encontra-se na pressão de voo. O valor do H0 é inserido nos dois computadores de bordo a H0 – 3m e é comparado com o valor a H0 no solo.

O aquecimento eléctrico das baterias do EPC e da secção de equipamento do lançador dá-se a a H0 – 2m 30s ao mesmo tempo que se procede à desactivação do sistema de aquecimento eléctrico do sistema de ignição do motor Vulcain-2. A H0 – 2m dá-se a abertura das membranas das válvulas do Vulcain-2 e a válvula do condicionamento térmico do motor é encerrada. A pré-deflexão do da tubeira HM7B ocorre a H0 – 1m 50s e o fornecimento de energia eléctrica ao lançador é transferido para a fonte a bordo do lançador a H0 – 1m 5s. Nesta fase termina a pressurização dos tanques do estágio ESC-A a partir do solo e inicia-se a verificação da selagem das válvulas do estágio.

O início do sistema de controlo automático da sequência de ignição tem lugar a H0 – 37s, ao mesmo tempo que são activados os gravadores de bordo e são armadas as linhas de segurança pirotécnicas. Segue-se a H0 – 30s a verificação da purga do circuito 22

Numa contagem decrescente standard a sequência sincronizada inicia-se a T-7m, incorporando-se todas as operações finais do lançador até ao lançamento. No entanto, na missão V173, a sequência sincronizada teve início a T-12m para cumprir os parâmetros necessários para a missão.

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Em Órbita

umbilical entre o solo e o lançador e são abertas as válvulas do estágio EPC. Os sistemas de controlo de atitude do estágio EPC são activados a H0 – 22s, dando-se nesta altura a autorização para a transferência para o controlo de bordo.

O sistema de correcção do efeito POGO é activado a H0 – 16,5s e procede-se à ventilação da carenagem e da secção de equipamento do lançador. As válvulas do sistema de supressão de ondas de choque são abertas a H0 – 12s.

A sequência irreversível inicia-se a H0 – 6s com a activação e ignição do sistema AMEF para queimar o hidrogénio residual que se possa ter acumulado na plataforma de lançamento. São enviados os comandos para a retracção dos braços de abastecimento criogénico. O fusível de controlo de comunicação de informação é transferido para o lançador.

A sequência de ignição inicia-se a H0 – 3s com a verificação do estado do computador, transferência dos sistema de orientação inercial para o modo de voo, monitorização das pressões do oxigénio e do hidrogénio líquido, e activação das funções de controlo de navegação, orientação e atitude. A deflexão da tubeira HM7B é verificada a H0 – 2,5s e a H0 – 1,4 é encerrada a válvula de purga do motor. A H0 – 0,2s é verificada a recepção do sinal de ‘retracção dos braços criogénico’ enviado pelo computador de bordo.

Entre H0 e a H0 + 6,65s dá-se a ignição do motor Vulcain-2 e a verificação da sua operação correcta (o tempo a H0 + 1s corresponde à abertura da válvula da câmara de hidrogénio). O final da verificação da operação motor principal ocorre a a H0 + 6,9s e a ignição dos propulsores laterais de combustível sólido ocorre a a H0 + 7,05s.

O lançamento da missão V198 teve lugar às 1839UTC com o lançador a abandonar a plataforma de lançamento a T+7,31s. A T+12,54s iniciava-se a manobra de inclinação e a T+17,05s iniciava-se a manobra de rotação do lançador em torno do seu eixo longitudinal.

Esta manobra terminava a T+32,05s. O foguetão Ariane-5ECA atingia a velocidade do som a T+50,1s. A separação dos dois propulsores laterais de combustível sólido dava-se a T+2m 22s (1841UTC). A separação das duas metades da carenagem de protecção ocorreu às 1842UTC (T+3m 9s).

A telemetria do lançador começava a ser recebida pela estação de Natal às 1846UTC (T+7m 31s) e a T+8m 50s (1848UTC) terminava a queima do estágio criogénico principal EPC, com a sua separação a ter lugar a T+8m 56s (1848UTC). A ignição do estágio criogénico superior ocorria às 1848UTC (T+9m 0s) e os dados telemétricos do lançador começavam a ser recebido pela estação da Ilha de Ascensão às 1852UTC (T+13m 22s), começando a ser recebidos na estação de Libreville às 1857UTC (T+18m 42s). Entretanto, o ponto de altitude mínima na trajectória (a 167,3 km) é atingido a T+15m 5s.

A estação de Malindi começava a receber a telemetria do Ariane5ECA às 1902UTC (T+23m 9s).

O final da queima do estágio superior ESCA ocorria a T+24m 45s (1903UTC) com o lançador a entrar na fase balística.

O Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

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Em Órbita

procedimento para a separação do satélite Intelsat-17 iniciava-se a T+24m 59s (1904UTC) com a orientação do conjunto. O satélite separava-se às 1906UTC (T+27m 25s).

O conjunto agora formado pelo estágio ESC-A, pelo adaptador Sylda-5 e pelo satélite Hylas-1. Logo após a separação do Intelsat-17 iniciava-se o procedimento de orientação do conjunto em preparação da separação do adaptador Sylda-5 que ocorria a T+29m 41s (1909UTC). De seguida (T+29m 51s) iniciava-se a manobra de orientação para a separação do satélite Hylas-1 que ocorria às 1914UTC (T+34m 47s).

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

734

Em Órbita

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

735

Em Órbita

Com os dois satélites agora em órbita, era tempo de colocar o estágio ESC-A numa órbita segura e afastada dos satélites. Às 1914UTC (T+34m 57s) o estágio era colocado sem rotação. O estágio era orientado para a manobra de separação às 1922UTC (T+42m 36s) e colocado com uma rotação de 45º/s a T+44m 06s (1924UTC). O tanque de oxigénio era colocado em modo passivo a T+45m 02s e o início do modo passivo para o ESC-A dava-se a T+45m 47s, sendo confirmado a T+49m 36s.

Após a separação ambos os satélites utilizariam os seus próprios meios de propulsão para atingir a órbita geossíncrona. O satélite Hylas-1 ficou colocado numa órbita com um apogeu a 35.906 km de altitude, perigeu a 250 km de altitude e inclinação orbital de 1,99º. Após o lançamento, o Centro de Controlo de Satélites do ISRO assumiu o controlo do veículo. O perigeu foi elevado dos 250 km para 35.521 km ao se accionar o motor de apogeu do satélite em três fases a 28 de Novembro (com uma duração de 1 hora e 19 minutos), 29 de Novembro (30 minutos) e a 30 de Novembro (cerca de 4 minutos). Após esta última manobra o satélite ficou colocado numa órbita geossíncrona com um apogeu a 35.800 km de altitude e um perigeu de 35.521 km de altitude.

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

736

Em Órbita

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

737

Em Órbita

Quadro de Lançamentos Recentes A seguinte tabela lista os lançamentos orbitais levados a cabo entre nos meses de Outubro e Novembro 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.

01 Out. 1059:57 2010-050A Em órbita lunar 06 Out. 0049:05 2010-051A (608 / 605 / 97,75 / 96,61) 2010-051B (606 / 587 / 97,75 / 96,61) 07 Out. 2310:55 2010-052A (356 / 346 / 51,65 / 91,55) 14 Out. 1853:21 2010-053A (35796 / 35777 / 0,06 / 1436,1) 19 Out. 1710:59 2010-054A (996 / 998 / 51,01 / 104,96) 2010-054B (1012 / 995 / 52 / 105,16) 2010-054C (1013 / 1003 / 52 / 103,44) 2010-054D (926 / 916 / 52 / 103,44) 2010-054E (1415 / 1412 / 51,99 / 114,08) 2010-054F (926 / 917 / 52 / 103,45) 27 Out. 1511:49 2010-055A (356 / 346 / 51,65 / 91,55) 28 Out. 2151 2010-056A (35786 / 264 / 1,9 / 632,3) 2010-056B (35804 / 35771 / 0,05 / 1436,14) 31 Out. 1626:04 2010-057A (35795 / 35779 / 1,77 / 1436,12) 02 ov.

0058:39 2010-058A (39389 / 960 / 62,81 / 717,65) 04 ov.

1837:12 2010-059A (827 / 826 / 98,7 / 101,43)

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

ORAD Designação

Lançador

Local

Peso (kg)

37174

Chang’e-2

CZ-3C Chang Zheng-3C (Y7)

Xi Chang, LC2

37180

SJ-6 Grupo-04A

CZ-4B Chang Zheng-4B (CZ4B-13)

Taiyuan, LC2

37181

SJ-6 Grupo-04B

37183

Soyuz TMA-M (№701 / ISS-24S) 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-035)

37185

Sirius XM-5

8K82KM Proton-M/Briz-M (93516/99517) Baikonur, LC81 PU-24

37188

Globalstar-79

14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (Б15000-009/1023/ST22)

37189

Globalstar-74

700

37190

Globalstar-76

700

37191

Globalstar-77

700

37192

Globalstar-75

700

37193

Globalstar-73

700

37196

Progress M-08M (ISS-40P)

11A511U Soyuz-U (И15000-123)

Baikonur, LC1 PU-5

7.290

37206

Eutelsat-W3B

Ariane-5ECA (V197/L555)

CSG Kourou, ELA3

5.370

37207

BSAT-3b

37210

BeiDou-2 ‘Compass-G4’

CZ-3C Chang Zheng-3C (Y5)

Xi Chang, LC3

37212

Meridian M-3

14A14 Soyuz-2-1A/Fregat (167/1022)

GIK-1 Plesetsk, LC43/4

37214

FY-3B Feng Yun-3B

CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7)

Taiyuan, LC2

Baikonur, LC1 PU-5

Baikonur, LC31 PU-6

5.984 700

2.030

2.200

738

Em Órbita 06 ov.

0220:03 2010-060A (624 / 621 / 97,86 / 97,15) 14 ov.

1729:20 2010-061A (35792 / 35780 / 6,06 / 1436,06) 20 ov.

0124 2010-062A Parâmetros orbitais não revelados 2010-062B Parâmetros orbitais não revelados 2010-062C Parâmetros orbitais não revelados 2010-062D Parâmetros orbitais não revelados 2010-062E Parâmetros orbitais não revelados 2010-062F Parâmetros orbitais não revelados

37216

COSMO SkyMed-4

Delta-2 7420-10C (D350)

Vandenberg AFB, SLC-2W

37218

SkyTerra-1

8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516) Baikonur, LC200 PU-39

5.360

37222

USA-217 (STPSat-2)

Minotaur-IV

180

37223

USA-218 (RAX)

3

37224

USA-219 (O/OREOS)

5

37225

USA-220 (FASTSAT-HSV01 'STP-S26')

140

37226

USA-221 (FalconSat-5)

37227

USA-222 (FASTRAC-A 'Sara-Lily, Nanosat 3A')

15

USA-222 (FASTRAC-B 'Emma, Nanosat 3B')

15

NanoSail-D2

4

Kodiak, LP-1

1.900

Parâmetros orbitais não revelados Parâmetros orbitais não revelados 37230

Ballast-A

37231

Ballast-B

37232

USA-223 (NRO L-32)

Delta-IV Heavy (D351)

Cabo Canaveral AFS, SLC-37B

37234

ZX-20A ZhongXing-20A

CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19)

Xi Chang, LC3

2.300

37237

Hylas-1

Ariane-5ECA (V198)

CSG Kourou, ELA3

2.570

37238

Intelsat-17

Parâmetros orbitais não revelados Parâmetros orbitais não revelados 21 ov.

2258 2010-063A Parâmetros orbitais não revelados 24 ov.

1609:04 2010-064A (35799 / 35773 / 0,54 / 1436,06) 26 ov.

1839 2010-065A (35802 / 35513 / 0,08 / 1429,52) 2010-065B (35816 / 27877 / 0,41 / 1239,59)

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

5.540

739

Em Órbita

Outros Objectos Catalogados Data Lançamento

Des. Int.

ORAD

Designação

Veículo Lançador

Local de Lançamento

02 Novembro 04 Novembro 06 Novembro 14 Novembro 14 Novembro

2010-058B 2010-059B 2010-060B 2010-061B 2010-061C 1998-067CB 2010-062G 2010-062H 2010-063B 2010-064B 1977-087D 2010-065C 2010-065D 1988-089D 1988-089E 2006-015N

37213 37215 37217 37219 37220 37221 37228 37229 37233 37235 37236 37239 37240 37241 37242 37243

Blok-I Último estágio CZ-4C Delta-K (D350) Briz-M (99516) Tanque Briz-M (99516) (Destroço) ISS Estágio Orion-38 Estágio HAPS Último estágio H-18 (Y19) (Destroço) Cosmos 951 ESC-A (V198/L556) Sylda-5 n.º 41-A (V198) (Destroço) NOAA-11 (Destroço) NOAA-11 (Destroço) YaoGan-1

14A14-1A Soyuz-2-1A/Fregat (167/1022) CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) Delta-2 7420-10C (D350) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516) 8K82KM Proton-M/Briz-M (93513/99516)

GIK-1 Plesetsk, LC43/4 Taiyuan, LC2 Vandenberg AFB, SLC-2W Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC200 PU-39

Minotaur-IV Minotaur-IV Delta-IV Heavy (D351) CZ-3A Chang Zheng-3A (Y19) 11K65M Kosmos-3M (65082-436) Ariane-5ECA (V198/L556) Ariane-5ECA (V198/L556) Atlas-E (63E) / Star-37S-ISS Atlas-E (63E) / Star-37S-ISS CZ-4C Chang Zheng-4B/2 (Y1)

Kodiak, LP-1 Kodiak, LP-1 Cabo Canaveral AFS, SLC-37B Xi Chang, LC3 NIIP-53 Plesetsk, LC132/1 CSG Kourou, ELA3 CSG Kourou, ELA3 Vandenberg AFB, SLC-3W Vandenberg AFB, SLC-3W Taiyuan, LC1

20 Novembro 20 Novembro 21 Novembro 24 Novembro 13 Setembro 26 Novembro 26 Novembro 24 Setembro 24 Setembro 26 Abril

Regressos / Reentradas A tabela indica os satélites que reentraram na atmosfera ou regressaram no mês de Novembro de 2010. Estas informações são cedidas pelo Space Track. Ree: reentrou na atmosfera terrestre; Reg: regressou após a missão.

Data

Status

Des. Int.

ORAD Designação

Lançador

01 Nov. 01 Nov. 02 Nov. 02 Nov. 03 Nov. 03 Nov. 04 Nov. 04 Nov. 06 Nov. 06 Nov. 08 Nov. 11 Nov. 13 Nov. 13 Nov.

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

1993-036RJ 2010-049D 1986-065A 2009-066G 2002-048C 1999-025CHL 1997-070K 1991-063G 1992-069A 2009-042CF 2006-050S 2006-026CH 2006-026MB 1999-025DQA

33977 37173 16922 36874 27542 31822 34200 37195 22189 36956 29552 32833 33119 35218

11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 30 Setembro 8K78M Molniya-M/2BL 28 Agosto H-2A/202 (F-16) 28 Novembro 8K82K Proton-K/DM-2 (40901/5L)17 Outubro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio 8K82K Proton-K/DM-2M (38201/8L) 12 Novembro OV-103 Discovery 12 Setembro 8K78M Molniya-M/2BL (77053604) 21 Outubro 8K82KM Proton-M/Briz-M (93507/99507) 11 Agosto Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho 11K69 Tsyklon-2 (45092804) 25 Junho CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

(Destroço) Cosmos 2251 Plataforma Cosmos 1774 (Destroço) Blok DM-2(5L) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C (Destroço) (Destroço) UARS Cosmos 2217 (Destroço) Briz-M (Destroço) (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) Cosmos 2421 (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C

8K78M Molniya-M/2BL (?????699)

Data Lançamento Local Lançamento

GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 NIIP-53 Plesetsk, LC16/2 Tanegashima, Yoshinubo LP1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Taiyuan, LC1 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Centro Espacial Kennedy, LC-39A/MLP-3 NIIP-53 Plesetsk, LC16/2 Baikonur, LC200 PU-39 Vandenberg AFB, SLC-6 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 GIK-5 Baikonur, LC90 PU-20 Taiyuan, LC1

D. Órbita

6347 35 8832 339 2939 4195 4739 6993 6590 452 1465 1600 1602 4205 740

Em Órbita 14 Nov. 15 Nov. 15 Nov. 17 Nov. 18 Nov. 18 Nov. 18 Nov. 18 Nov. 20 Nov. 21 Nov. 23 Nov. 25 Nov. 26 Nov. 26 Nov. 29 Nov. 29 Nov. 29 Nov.

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

1991-025AJ 2010-018A 1998-067CA 1993-036KJ 1993-036S 2006-050T 1997-051EX 1998-067BY 1993-036BEX 2010-049E 2009-042CU 1997-070G 2010-029A 2010-036B 1993-036ASD 2006-050BM 1999-025ATQ

35309 36521 36826 34113 33769 29553 34355 36824 36633 37176 37178 32022 36603 36829 35786 29595 30754

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

(Destroço) Progress M-05M (Destroço) ISS (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) Iridium-33 (Destroço) ISS (Destroço) Cosmos 2251 Plataforma (Destroço) Briz-M (Destroço) Soyuz TMA-19 H-18 (Y16) (Destroço) Cosmos 2251 (Destroço) (Destroço) FY-1C Feng Yun-1C

8K82K Proton-K/DM-2 (354-02) 04 Abril 11A511U Soyuz-U (Б15000-118) 28 Abril

GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur, LC1 PU-5

7164 201

11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro 8K82K Proton-K/DM2 (39101/2L) 14 Setembro

GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-6 GIK-5 Baikonur, LC81 PU-23

6363 6364 1475 4813

11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho 8K78M Molniya-M/2BL (?????699) 30 Setembro 8K82KM Proton-M/Briz-M (93507/99507) 11 Agosto 8K82K Proton-K/DM-2M (38201/8L) 12 Novembro 11A511U-FG Soyuz-FG (Б15000-032) 15 Junho CZ-3A Chang Zheng-3A (Y16) 31 Julho 11K65M Kosmos-3M (47135-601) 16 Junho Delta-4 Medium (D320) 04 Novembro CZ-4B Chang Zeng-4B (CZ4B-1) 10 Maio

GIK-1 Plesetsk, LC132/1 GIK-1 Plesetsk, LC16/2 Baikonur, LC200 PU-39 GIK-5 Baikonur, LC200 PU-39 Baikonur. LC1 PU-5 Xi Chang, LC3 GIK-1 Plesetsk, LC132/1 Vandenberg AFB, SLC-6 Taiyuan, LC1

6366 45 469 4760 164 87 6375 1486 4221

741

Em Órbita País ou Objectos em órbita Objectos que reentraram Organização (1) (2) (3) Total (1) (2) (3) ------------------------------------------------------------------------------AB 11 0 0 11 1 0 0 AC 4 0 0 4 0 0 0 Algéria 2 0 0 2 0 0 0 Argentina 8 0 0 8 2 0 0 AUS 13 1 0 14 2 0 0 BERM 1 0 0 1 0 0 0 Brasil 12 0 0 12 0 0 0 CA 31 0 3 34 1 0 2 CHBZ 3 0 73 76 0 0 11 Chile 1 0 0 1 0 0 0 Rússia 1448 972 3610 6030 2452 2707 8794 Colômbia 1 0 0 1 0 0 0 República Checa 5 0 0 5 1 0 0 Dinamarca 4 0 0 4 0 0 0 Egipto 4 0 0 4 0 0 0 ESA 46 6 38 90 8 7 15 ESRO 0 0 0 0 7 0 3 EUMETSAT 5 0 2 7 0 0 0 EUTELSAT 34 0 0 34 0 0 0 FGER 2 0 0 2 0 0 0 França 49 125 307 481 8 60 601 Alemanha 42 0 1 43 14 0 1 GLOB 66 0 0 66 0 0 1 Grécia 2 0 0 2 0 0 0 IM 12 0 0 12 0 0 0 Índia 43 13 118 174 9 9 263 Indonésia 11 0 0 11 1 0 0 Irão 1 0 0 1 1 1 0 IRID 0 0 0 0 1 0 12 Israel 10 1 0 11 3 5 0 ISS 5 0 1 6 0 0 71 IT 17 2 0 19 9 0 1 ITSO 72 0 0 72 1 0 0 Japão 125 43 36 204 27 55 134 Luxemburgo 16 0 0 16 1 0 0 Malásia 6 0 0 6 0 0 0 México 7 0 0 7 0 0 0 NATO 8 0 0 8 0 0 0 Holanda 12 0 0 12 1 0 0 NICO 1 0 0 1 0 0 0 Nigéria 2 0 0 2 0 0 0 Noruega 6 0 0 6 0 0 0 ORB 41 0 0 41 0 0 0 Paquistão 2 0 0 2 1 0 0 Portugal 1 0 0 1 0 0 0 China 105 54 3336 3495 56 80 424 ROC 8 0 0 8 0 0 0 RP 1 0 0 1 0 0 0 África do Sul 2 0 0 2 0 0 0 Arábia Saudita 12 0 0 12 0 0 0 SEAL 1 25 3 29 0 3 0 Coreia do Sul 11 0 0 11 0 0 0 Espanha 12 0 0 12 1 0 0 STCT 1 0 0 1 0 0 0 Suécia 13 0 0 13 0 0 0 Suíça 1 0 0 1 0 0 0 Tailândia 7 0 0 7 0 0 0 Turquia 6 0 0 6 0 0 0 Emiratos Árabes U. 4 0 0 4 0 0 0 Reino Unido 28 2 0 30 9 0 4 Estados Unidos 1150 647 3065 4862 870 600 3844 Uzbequistão 1 0 0 1 0 0 0 Venezuela 1 0 0 1 0 0 0 Vietname 1 0 0 1 0 0 0 ----------------------------------------------------------------Totais 3557 1891 10593 16041 3487 3527 14181 ----TOTAL Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

Total 1 0 0 2 2 0 0 3 11 0 13953 0 1 0 0 30 10 0 0 0 669 15 1 0 0 281 1 2 13 8 71 10 1 216 1 0 0 0 1 0 0 0 0 1 0 560 0 0 0 0 3 0 1 0 0 0 0 0 0 13 5314 0 0 0

(1) Carga (2) Últimos estágios (3) Destroços

21195 37236

742

Em Órbita

Lançamentos orbitais previstos para Janeiro e Fevereiro de 2011 Dia

Lançador

Carga

Local

Delta-IV Heavy (D352) H-2B (F-2) 11A511U Soyuz-U (126) PSLV-C16

NRO L-49 (Imp. Crystal?)

HTV-2 ‘Kounotori’ Progress M-09M (409 / ISS-41P) Resourcesat-2 YouthSat X-Sat

Vandenberg AFB, SLC-6 Tanegashima, Yoshinobu LP2 Baikonur, LC1 PU-5 Satish Dawan SHAR, Sriharikota Ils., FLP

3 5 15 23

OV-103 Discovery Minotaur-I Ariane-5ESV (V200) Taurus-3110

Centro Espacial Kennedy, LC-39A Vandenberg AFB, SLC-6 CSG Kourou, ELA3 Vandenberg AFB, SLC-576-E

??

14A18 Dnepr-1

STS-133 NRO L-66 ATV-2 'Johanes Kepler' Glory KySat Hermes Explorer-1 Prime Sich-2 NX NigeriaSat-2 RASAT EDUSAT AprizeSat-5 AprizeSat-6 PQ-Gmini++ 1 PQ-Gmini++ 2 PQ-Gmini++ 3 PQ-Gmini++ 4

Janeiro 15 20 28 ??

Fevereiro

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

Dombarovskiy, LC13

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Em Órbita

Próximos Lançamentos Tripulados 15 de Dezembro de 2010 Soyuz TMA-20 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Dmitri Yuriyevich Kondratyev (1); Grace Catherine Coleman (3); Paolo Ângelo Nespoli (2) Anatoli Alexeiyevich Ivanishin; Michael Edward Fossum; Satoshi Furukowa

3 de Fevereiro de 2010 STS-133 / ISS-ULF 6 OV-105 Discovery (39) 8 dias Steven Wayne Lindsey (5), Eric Allen Boe (2), Alvin Benjamin Drew Jr. (2), Michael Reed Barratt (2), Timothy Lennart Kopra (2), Nicole Marie Passonno Stott (2)

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Em Órbita

30 de Março de 2011 Soyuz TMA-21 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Alexander Mikhailovich Samokutyayev (1); Andrei Ivanovich Borisenko (1); Ronald John Garan Jr. (2) Anton Nikolayevich Shkaplerov; Sergei Nikolayevich Revin; Daniel Christopher Burbank

1 de Abril de 2011 STS-134 / ISS-ELC 3 OV-105 Endeavour (25) 10 dias Mark Edward Kelly (4), Gregory Harold Johnson (2), Edward Michael Fincke (3), Gregory Errol Chamitoff (2), Andrew Jay Feustel (2), Roberto Vittori (3)

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Em Órbita

31 de Maio de 2011 Soyuz TMA-02M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Sergei Alexandrovich Volkov (2); Michael Edward Fossum (3); Satoshi Furukowa (1) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Donald Roy Pettit; André Kuipers

30 de Setembro de 2011 Soyuz TMA-22 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Anton Nikolayevich Shkaplerov (1); Anatoli Alexeiyevich Ivanishin (1); Daniel Christopher Burbank (3) Gennadi Ivanovich Padalka; Konstantin Anatoliyevich Valkov; Joseph Michael Acaba

30 de ovembro de 2011 Soyuz TMA-03M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Dmitriyevich Kononenko (1); Donald Roy Pettit (3); André Kuipers (2) Yuri Ivanovich Malenchenko; Sunita Lyn Williams; Akihiko Hoshide ?? de ?? de 2011 ?????; ?????; ????? ?????; ?????; ?????

Shenzhou-10

CZ-2F/H Chang Zheng-F/H

Jiuquan

26 de Março de 2012 Soyuz TMA-04M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Gennadi Ivanovich Padalka (4); Konstantin Anatoliyevich Valkov (1); Joseph Michael Acaba (2) Maksim Viktorovich Surayev; Engenheiro de Voo da Rússia; Kevin Anthony Ford

29 de Maio de 2012 Soyuz TMA-05M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Yuri Ivanovich Malenchenko (5); Sunita Lyn Williams (2); Akihiko Hoshide (2) Roman Yuriyevich Romanenko; Chris Austin Hadfield ; Robert Shane Kimbrough

23 de Setembro de 2012 Soyuz TMA-06M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Oleg Viktorovitch Novitsky (1); Yevgeni Igorevich Tarelkin (1); Kevin Anthony Ford (2) Oleg Dmitriyevich Kononenko; Cosmonauta da Rússia; Christopher John Cassidy 20 de ovembro de 2012 Soyuz TMA-07M 11A511U-FG Soyuz-FG GIK-5 Baikonur, LC1 PU-5 Roman Yuriyevich Romanenko (2); Chris Austin Hadfield (3); Thomas Henry Marshburn (1) Cosmonauta da Rússia; Luca Parmitano; Karen Nyberg

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Em Órbita

Futuras Expedições na ISS Expedição 26 Da Expedição 26 farão parte Scott Joseph Kelly (Comandante - EUA), Alexander Yurievich Kaleri (Rússia), Oleg Ivanovich Skripochka (Rússia), Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA) e Paolo Nespoli (Itália), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-20 a 15 de Dezembro de 2010. Kaleri, Skripochka e S. Kelly regressam à Terra a 16 de Março de 2011 a bordo da Soyuz TMA-M.

Expedição 27 A Expedição 27 será composta por Dmitri Yuriyevich Kondratiyev (Comandante - Rússia), Catherin Grace Coleman (EUA), Paolo Nespoli (Itália), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), Andrei Ivanovich Borisenko (Rússia) e Ranald John Garan, Jr. (EUA), sendo estes três últimos lançados a bordo da Soyuz TMA-21 a 30 de Março de 2011. Kondratiyev, Coleman e Nespoli regressam à Terra a 16 de Maio de 2011 a bordo da Soyuz TMA-20.

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Em Órbita

A Expedição 28 será composta por Andrei Ivanovich Borisenko (Comandante - Rússia), Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Rússia), e Ranald John Garan, Jr. (EUA), além de Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Michael Edward Fossum (EUA) e Satoshi Furokowa (Japão) (lançados a bordo da Soyuz TMA-02M a 30 de Maio de 2011. Samokutyatev, Borisenko e Garan regressam à Terra a 16 de Setembro de 2011.

A Expedição 29 será composta por Michael Edward Fossum (Comandante - EUA), Sergei Alexandrovich Volkov (Rússia), Satoshi Furokowa (Japão), Anton Nikolayevich Shkaplerov (Rússia), Anatoli Alexeievich Ivanishin (Rússia) e Daniel Christopher Burbank (EUA), estes últimos lançados a 30 de Setembro de 2011 a bordo da Soyuz TMA-22. S. Volkov, Fossum e Furokawa regressam à Terra a 16 de Novembro de 2011.

A Expedição 30 será composta por Daniel Burbank (Comandante – EUA), Anton Shkaplerov (Rússia), Anatoli Ivanishin (Rússia), Oleg Kononenko (Rússia), Donald Pettit (EUA) e André Kuipers (Holanda), sendo estes últimos lançados a bordo da Soyuz TMA03M a 30 de Novembro de 2011. Ainda não está decidida a data de regresso de Shkaplerov, Ivanishin e Burbank.

A Expedição 31 será composta por Oleg Kononenko (Comandante – Rússia), Donald Pettit (EUA), André Kuipers (Holanda), Gennadi Padalka (Rússia), Konstantin Valkov (Rússia) e Joseph Acaba (EUA), sendo estes três últimos lançados a 26 de Março de 2012 a bordo da Soyuz TMA-04M. A Expedição 32 será composta por Gennadi Padalka (Comandante – Rússia), Konstantin Valkov (Rússia), Joseph Acaba (EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Sunita Williams (EUA) e Akihiko Hoshide (Japão), sendo estes três últimos lançados a 29 de Maio de 2012 a bordo da Soyuz TMA-05M. A Expedição 33 será composta por Sunita Williams (Comandante – EUA), Yuri Malenchenko (Rússia), Akihiko Hoshide (Japão), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia) e Kevin Ford (EUA), sendo estes três últimos lançados a 23 de Setembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-06M. A Expedição 34 será composta por Kevin Ford (Comandante – EUA), Oleg Novitsky (Rússia), Yevgeni Tarelkin (Rússia), Roman Romanenko (Rússia), Chris Hadfield Canadá) e Thomas Marshburn (EUA), sendo estes três últimos lançados a 20 de Novembro de 2012 a bordo da Soyuz TMA-07M. A Expedição 35 será composta por Chris Hadfield (Comandante – Canadá), Roman Romanenko (Rússia), Thomas Marshburn (EUA) e três novos membros ainda não designados.

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Em Órbita

Lançamentos Suborbitais Após longos meses de ausência regressa ao Boletim Em Órbita esta secção que pretende relatar os lançamentos suborbitais levados a cabo.

A seguinte tabela tenta fazer uma listagem de todos os lançamentos suborbitais realizados. Entre os lançamentos que se pretende listar estarão os lançamentos de mísseis balísticos intercontinentais ou de outros veículos com capacidade de atingir a órbita terrestre mas que são utilizados em lançamentos suborbitais. A listagem é baseada em informação recolhida na rede informática mundial, através de pesquisa quase diária por parte do autor, e de múltipla informação recebida de várias fontes entre as quais se encontram as várias agências espaciais.

Esta lista estará sempre incompleta pois será quase impossível obter a informação de todos os lançamentos suborbitais realizados (por exemplo, muitos testes de mísseis balísticos podem ser secretos e a informação recebida poderá, quase de certeza, ser muito escassa).

Muitas vezes são realizados lançamentos suborbitais por foguetões sonda mas que não atingem altitudes orbitais. Estes lançamentos que não superam os 100 km de altitude, limite inferior do Espaço internacionalmente reconhecido, serão assinalados.

Data

Hora

07 Out 21 Out 27 Out 28 Out 28 Out 28 Out 29 Out 30 Out 30 Out

0310

ome

??? ???

1015 Mapheus-2 0959 ??? ???? ???

1017 ???

0110 (?) ???

0306 MRT-9 0309 Aegis

Lançador

Local

Aititude (km)

R-30 Bulava Black Brant IX Nike-Orion RT-2PM Topol R-29RMU2 Sineva R-29R R-30 Bulava Castor-4B SM-3

TK-208 Dmitry Donskoy, Mar Branco 1.000 (?)

San Nicolas Isl Esrange, Kiruna 153 GIK-1 Plesetsk K-117 Brynsk, Mar de Barents K-433 S. Georgiy Pobedonosets, Mar de Okhotsk TK-208 Dmitry Donskoy, Mar Branco Kauai 150 (?)

DDG-174, Oceano Pacífico 150 (?)

30 de Outubro – MRT-9 / Aegis Um navio de guerra japonês equipado com um sistema de defesa ABM Aegis, seguiu e destruiu um míssil alvo multi-estágios na noite do dia 30 de Outubro de 2010. O teste foi levado a cabo ao largo do Havai.

O alvo foi lançado às 0306UTC a partir do Pacific Missile Range Facility em Barking Sands, Kauai. A tripulação do navio japonês Kirishima detectou e seguiu o míssil alvo, lançando pelas 0309UTC um míssil interceptor Standard Missile-3 (SM-3). A destruição do MRT-9 teve lugar cerca das 0312UTC já fora da atmosfera e a cerca de 160 km de altitude sobre o Oceano Pacífico.

A agência MDA (Missile Defence Agency) dos Estados Unidos, referiu que este foi o quarto teste que envolveu um navio japonês, incluindo três intercepções, e foi um marco significativo na crescente cooperação entre o Japão e os Estados Unidos na área da defesa.

Segundo a Lockheed Martin, fabricante do Aegis, existem 25 embarcações equipadas com este sistema anti-míssil, sendo 21 dos Estados Unidos e 4 no Japão. Outros 12 navios serão equipados com este sistema até 2014.

No teste levado a cabo a 30 de Outubro estiveram também envolvidos o USS Lake Erie e o USS Russel, que cooperaram com o Kirishima e levaram a cabo uma intercepção simulada contra o mesmo alvo.

Este teste foi a 18ª intercepção para a família de mísseis Standard e para o sistema Aegis. O mesmo tipo de míssil foi lançado por uma embarcação norte-americana para destruir um satélite em 2088.

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Em Órbita

Cronologia Astronáutica (LXII) Por Manuel Montes -Abril de 1946: A AAF outorga oficialmente ao Projecto RAND a realização de um relatório sobre a viabilidade da colocação em órbita de satélites, de maneira a que seja possível posicionar-se em relação a uma reunião que deverá levar-se a cabo a 14 de Maio com representantes da US avy.

-2 de Abril de 1946: O AAF contrata a empresa Convair para estudar o míssil Project MX774B. O seu objectivo será voar 5.000 milhas com uma cabeça atómica de cerca de 2 toneladas para um impacto com uma precisão de 1 milha. O desenho, dirigido por Karel Bossart, será baseado na V-2, mas com sistemas de orientação mais aperfeiçoados. O MX774 será o antecessor do actual Atlas. Também é contratada a Bell Aircraft para o míssil MX-776 (Rascal).

-13 de Abril de 1946: Estaline assina o decreto número 1017-419ss. Neste é estabelecida a necessidade de criar um mecanismo governamental para o controle da questão dos mísseis balísticos e de cruzeiro. Estaline necessitará de meios para enviar a bomba atómica para os seus inimigos, e os aviões bombardeiros não são a melhor opção. No documento insta-se também à duplicação e testes da V-2 alemã, bem como do míssil terra – ar Wasserfall. Isto obrigará ao desenvolvimento de tecnologia imprescindível, como motores de foguetão, giroscópios, sistemas de orientação, etc.

-16 de Abril de 1946: é lançada a primeira V-2 desde White Sands. A V-2 (número 2) despega com êxito mas uma falha em um dos dispositivos de orientação faz que se ordene o fim da queima do motor aos 19 segundos de voo. O míssil alcança só 6 km de altitude.

-22 de Abril de 1946: Inicia-se o programa de mísseis MX-771 (Matador).

-Maio de 1946: O NACA lança dos pequenos mísseis RM-1 e 5 para ensaios aerodinâmicos. O primeiro falha.

-2 de Maio de 1946: Em menos de três semanas, o Projecto RAND prepara um relatório fundamental: "Preliminary Design of an Experimental World-Circling Spaceship" (SM11827). A sua proposta é um míssil de quatro etapas que consumiria álcool e oxigénio líquido, capaz de colocar cerca de 225 kg em órbita baixa por volta de 1951. Dado que o relatório (apresentado a 12 de Maio) menciona as claras aplicações militares (sobretudo de reconhecimento) que teria um veículo destas características, a AAF rejeita a oferta da Navy com a intenção de prosseguir por sua conta os estudos de um programa espacial próprio.

-7 de Maio de 1946: É lançado o Tiny Tim-11 desde White Sands, mas falha os seus objectivos.

-10 de Maio de 1946: Despega o míssil V-2 (número 3) desde White Sands. Esta vez tem êxito e alcança os 114 km de altitude. Transporta um contador Geiger para medir a radiação no espaço. É destruído no impacto posterior.

-11 de Maio de 1946: É lançado um WAC Corporal-A (12) de demonstração do conceito Corporal-E. -13 de Maio de 1946: O Conselho de Ministros soviético emite una ordem secreta (1017-419ss) pela qual se insta ao desenvolvimento a grande escala de tecnologia de mísseis de propulsão líquida. Para este programa, que gozará de grande prioridade, se utilizará a experiência de guerra alemã, bem como a experiencia dos engenheiros soviéticos. Um Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

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Em Órbita

grupo de especialistas e militares recomenda a trasladação para a URSS do pessoal estabelecido na Alemanha, bem como a utilização de instalações situadas em Kaliningrado, onde se estabelecerá o centro de investigação NII-88, de crucial importância para a construção dos futuros mísseis balísticos. O seu primeiro director será o general Lev Gonor.

-17 de Maio de 1946: É atribuído o correspondente contrato de desenho e desenvolvimento do foguetão-sonda Aerobee à empresa Aerojet. Baseado no WAC Corporal, terá muito êxito no futuro como ferramenta de investigação da alta atmosfera.

-20 de Maio de 1946: Inicia-se uma rápida sequência de testes com mísseis Tiny Tim (de cone, de telemetria, etc.). Depois do Tiny Tim-13 (20 de Maio), seguirão os Tiny Tim-14 e 15 (23 de Maio), 16 e 17 (24 de Maio), 17 e 18 (26 de Maio) e Tiny Tim-20 (29 de Maio).

-20 de Maio de 1946: Karel Bossart, o responsável do desenho do míssil experimental MX-774, solicita propostas de motores à empresa Reaction Motors, com a ideia de que quatro exemplares melhorados do tipo usado no avião-foguetão X-1 bastarão para a tarefa. Será prolongado um contrato para tal.

-29 de Maio de 1946: É lançada a terceira V-2 (número 4) desde White Sands. É um êxito e alcança os 112 km de altitude. Não se pode recuperar a informação do detector de radiação, que é destruído quando o míssil choca contra o solo.

-Junho de 1946: As propostas de RAND e da US avy (foguetão HATV), são apresentadas ao Aeronautics Board of the War Department. Apesar de não serem disponibilizados orçamentos para o seu desenvolvimento, autoriza-se a AAF e a US avy a prosseguir de forma individual com os estudos preliminares de ambas as ideias.

-Junho de 1946: Depois da recomendação de 1945 dos participantes no Projecto Manhattan em se proceder a uma análise da utilização da energia nuclear como sistema de propulsão para foguetões, a Division of Reactor Development da Atomic Energy Commision (AEC) solicita ao Applied Physics Laboratory da Johns Hopkins University um estudo sobre este tema.

-Junho de 1946: Começam os lançamentos do foguetão sólido VR-210. Os dois primeiros explodem, enquanto que o terceiro não alcança a altitude esperada. O programa soviético será finalmente cancelado.

-Junho de 1946: Tikhonravov escreve a Estaline sobre uma ideia de 1945 que consiste no conceito VR190, um projecto de enviar humanos no interior de uma cápsula a uma altitude de cerca de 190 km. O projecto inclui a utilização de um míssil A-4 modificado, cuja ogiva estará equipada com uma cápsula ejectável pressurizada. Dois passageiros poderão viajar no seu interior até à alta atmosfera. O desenho da cabina foi atribuído a A. V. Afanasyev, do OKB-115, em Maio de 1946, e também se iniciou o desenvolvimento do sistema de pára-quedas. Mas Estaline não responde positivamente à proposta.

-13 de Junho de 1946: Lançamento com êxito da V-2 (5) desde White Sands. Alcança os 118 km de altitude e é utilizada para estudos da radiação solar. A informação é transmitida por telemetria. A cápsula frontal não se separa.

-28 de Junho de 1946: A V-2 (6) despega desde White Sands noutra missão de estudo da radiação solar. Alcança os 134 km de altitude e alcança um êxito especial dado que pela primeira vez são detectadas radiações cósmicas (não procedentes do Sol). Os instrumentos do aval Research Laboratory funcionam bem, apesar da cápsula não se separar. O choque impede a recuperação do espectógrafo ultravioleta.

ota sobre o autor: Nascido em 1965, Manuel Montes Palacio, é um escritor freelancer e divulgador científico desde 1989, especializando-se em temas relacionados com a Astronáutica e Astronomia.

Pertence a diversas associações espanholas e internacionais, tais como a Sociedad Astronómica de España y América e a British Interplanetary Society, tendo colaborado com centenas de artigos para um grande número de publicações, entre elas a britânica Spaceflight e as espanholas Muy Interessante, Quo, On-Off, Tecnología Militar, Universo e Historia y Vida. Actualmente elabora semanalmente o boletim gratuito “ oticias del Espacio”, distribuído exclusivamente através da Internet, e os boletins “ oticias de la Ciencia y la Tecnologia” e “ C&T Plus”, participando também na realização dos conteúdos do canal científico da página “Terra”.

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Em Órbita

Estatísticas do Voo Espacial tripulado Esta secção do Em Órbita será dedicada a estabelecer as estatísticas relacionadas com o programa espacial tripulado em geral.

Os 10 mais experientes

Sergei Konstantinovich Krikalev (Soyuz TM-7; Soyuz TM-12; STS-60; STS-80; Soyuz TM-31; Soyuz TMA-6) Tempo total de voo: 803d 09h 33m 29s Sergei Vasilyevich Avdeyev (Soyuz TM-15; Soyuz TM-22; Soyuz TM-28) Tempo total de voo: 747d 14h 14m 11s – 14 de Fevereiro de 2003 Valeri Vladimirovich Polyakov (Soyuz TM-6; Soyuz TM-18) Tempo Total de voo: 678d 16h 33m 36s – 1 de Junho de 1995 Anatoli Yakovlevich Solovyov (Soyuz TM-5; Soyuz TM-9; Soyuz TM-15; STS-71; Soyuz TM-26) Tempo total de voo: 651d 00h 02m 00s – 2 de Fevereiro de 1999 Alexander Yurievich Kaleri (Soyuz TM-14; Soyuz TM-24; Soyuz TM-30; Soyuz TMA-3) Tempo total de voo: 610d 03h 40m 59s Gennadi Ivanovich Padalka (Soyuz TM-28, TMA-4, TMA-14) Tempo total de voo: 585d 06h 30m XXs Victor Mikhailovich Afanasyev (Soyuz TM-11; Soyuz TM-18; Soyuz TM-29; Soyuz TM-33) Tempo total de voo: 555d 18h 28m 48s – 17 de Abril de 2006 Yuri Vladimirovich Usachyov (Soyuz TM-18; Soyuz TM-23; STS-101; STS-102) Tempo total de voo: 552d 22h 19m 12S – 5 de Abril de 2004 Musa Khiramanovich Manarov (Soyuz TM-4; Soyuz TM-11) Tempo total de voo: 541d 00h 28m 48s – 23 de Julho de 1992 Yuri Ivanovich Malenchenko (Soyuz TM-19; STS-106; Soyuz TMA-2; Soyuz TMA-11) Tempo total de voo: 514d 11h 58m XXs As datas após o ‘Tempo total de voo’ indicam a altura em que deixou o activo.

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Em Órbita

Os 10 voos mais longos Valeri Vladimirovich Polyakov 437d 16h 48m 00s Soyuz TM-18 (Mir EO-15/16/17) De 8 de Janeiro de 1994 (Soyuz TM-18) a 22 de Março de 1995 (Soyuz TM-20) Sergei Vasilyevich Avdeyev 379d 14h 24m 00s Soyuz TM-28 (Mir EO-26/27) De 13 de Agosto de 1998 (Soyuz TM-28) a 28 de Agosto de 1999 (Soyuz TM-29) Musa Khiramanovich Manarov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Vladimir Georgievich Titov 365d 21h 36m 00s Soyuz TM-4 (Mir EO-3) De 21 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-4) a 21 de Dezembro de 1988 (Soyuz TM-6) Yuri Viktorovich Romanenko 326d 12h 00m 00s Soyuz TM-2 (Mir EO-2/3) De 5 de Fevereiro de 1987 (Soyuz TM-2 )a 29 de Dezembro de 1987 (Soyuz TM-3) Sergei Konstantinovich Krikalev 311d 19h 12m 00s Soyuz TM-12 (Mir EO-9/10) De 18 de Maio de 1991 (Soyuz TM-12) a 25 de Março de 1992 (Soyuz TM-13) Valeri Vladimirovich Polyakov 240d 21h 36m 00s Soyuz TM-6 (Mir EO-3/4) De 29 de Agosto de 1988 (Soyuz TM-6) a 27 de Abril de 1989 (Soyuz TM-7) Leonid Denisovich Kizim 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Vladimir Alexeievich Solovyov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11) Oleg Yurievich Atkov 237d 22h 41m 22s Soyuz T-10 (Salyut-7 EO-3) De 8 de Fevereiro de 1984 (Soyuz T-10) a 11 de Abril de 1984 (Soyuz T-11)

Os 10 menos experientes Gherman Stepanovich Titov Boris Borisovich Yegorov Konstantin Petrovich Feoktistov Yang Liwei Virgil Ivan 'Gus' Grissom Malcom Scott Carpenter Yuri Alexeievich Gagarin Sharon Christa McAuliffe Gregory Bruce Jarvis Michael John Smith

1d 01h 18m 00s 1d 00h 17m 03s 1d 00h 17m 03s 0d 21h 21m 36s 0d 05h 08m 37s 0d 04h 56m 05s 0d 01h 48m 00s 0d 00h 01m 13s 0d 00h 01m 13s 0d 00h 01m 13s

Vostok-2 Voskhod-2 Voskhod-2 Shenzhou-5 MR-4 Literty Bell-7 MA-7 Aurora-7 Vostok-1 STS-51L Challenger STS-51L Challenger STS-51L Challenger

Os 10 mais experientes em AEV Anatoli Yakovlevich Solovyov Michael Eladio Lopez-Alegria Jerry Lynn Ross John Mace Grunsfeld Steven Lee Smith Scott Eduard Parazynski Joseph Richard Tanner Robert Lee Curbeam ikolai Mikhailovich Budarin Douglas harry Wheelock James Hansen ewman

69h 42m – 14 67h 40m – 10 58h 32m – 9 58h 30m – 8 49h 48m – 7 47h 05m – 7 46h 29m – 7 45h 34m – 7 44h 25m – 9 43h 30m – 6 43h 01m – 6 Cosmonautas e Astronautas

Em Órbita – Vol.9 - .º 104 / Dezembro de 2010

Segundo a FAI

519

Segundo a USAF

525

Cosmonautas e Astronautas em órbita

516

753

Em Órbita

úmero de cosmonautas e astronautas por país em órbita (segundo a Federação Astronáutica Internacional)

Rússia

107

Canadá

9

Espanha

1

Eslováquia

1

Estados Unidos 331

Arábia Saudita 1

Checoslováquia 1

Holanda

2

África do Sul

1

Polónia

1

México

1

Israel

1

Alemanha

10

Síria

1

China

6

Bulgária

2

Afeganistão

1

Brasil

1

Hungria

1

Japão

8

Suécia

1

Vietname

1

Reino Unido

1

Malásia

1

Cuba

1

Áustria

1

Coreia do Sul

1

Mongólia

1

Bélgica

2

Roménia

1

Suíça

1

França

9

Itália

5

Índia

1

Ucrânia

1

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TOTAL – 516

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

(kgf/(kg/s)) = s Quanto maior é o valor do impulso específico, mais eficiente é o motor.

Tempo de queima (Tq) – Tempo total durante o qual o motor funciona. No caso de motores a combustível sólido representa o valor do tempo que decorre desde a ignição até ao consumo total do combustível (de salientar que os propulsores a combustível sólido não podem ser desactivados após a entrada em ignição). No caso dos motores a combustível líquido é o tempo médio de operação para uma única ignição. Este valor é usualmente superior ao tempo de propulsão quando o motor é utilizado num determinado estágio. É necessário ter em conta que o tempo de queima de um motor que pode ser reactivado múltiplas vezes, é bastante superior ao tempo de queima numa dada utilização (voo).

Impulso específico ao nível do mar (Ies-nm) – Impulso específico medido ao nível do mar. Órbita de transferência – É uma órbita temporária para um determinado satélite entre a sua órbita inicial e a sua órbita final. Após o lançamento e a sua colocação numa órbita de transferência, o satélite é gradualmente manobrado e colocado a sua órbita final. Órbita de deriva – É o último passo antes da órbita geostacionária, uma órbita circular cuja altitude é de aproximadamente 36000 km.

Fracção de deriva – É a velocidade de um satélite movendo-se numa direcção longitudinal quando observado a partir da Terra. Órbita terrestre baixa – São órbitas em torno da Terra com altitude que variam entre os 160 km e os 2000 km acima da superfície terrestre. Órbita terrestre média – São órbitas em torno da Terra com altitudes que variam entre os 2000 km e os 35786 km (órbita geostacionária). São também designadas órbitas circulares intermédias. Órbita geostacionária – São órbitas acima do equador terrestre e com excentricidade 0 (zero). Visto do solo, um objecto colocado numa destas órbitas parece estacionário no céu. A posição do satélite irá unicamente ser diferenciada pela sai longitude, pois a latitude é sempre 0º (zero graus). Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre.

Delta-v – Em astrodinânica o delta-v é um escalar com unidades de velocidade que mede a quantidade de «esforço» necessário para levar a cabo uma manobra orbital. É definido como

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

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Parâmetros orbitais Apogeu: ponto de altitude máxima da órbita.

Perigeu: ponto de altitude mínima da órbita. odos ascendente e descendente da órbita: são os pontos de intersecção da órbita com o plano equatorial. Nodo ascendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Sul para o Norte. Nodo descendente é aquele que o satélite atravessa no Equador quando se dirige do Norte para o Sul. A “linha dos nodos” é aquela que liga os nodos ascendente e descendente, passando pelo centro da Terra.

Inclinação (I): ângulo entre o plano orbital do satélite e o plano equatorial da Terra.

Inclinações próximas a 0º correspondem às chamadas órbitas equatoriais. Inclinações próximas a 90º correspondem às chamadas órbitas polares pois cobrem os dois pólos. Órbitas com inclinação entre 0º e 90º rodam no mesmo sentido que a Terra (Oeste - Este) e por isso são denominadas de "progressivas". Órbitas com inclinação maior que 90º rodam no sentido contrário à Terra (Este - Oeste) e por isso são chamadas de "retrógradas". Inclinações maiores que 50º e menores que 130º correspondem a órbitas "polares" pois atingem latitudes altas. Inclinações menores que 40º correspondem a órbitas próximas ao Equador.

Ascensão recta do nodo ascendente (Right Ascension of Ascending ode - RAA - Ω ): ângulo entre o primeiro ponto de Aires e o nodo ascendente. Segundo valor que alinha a elipse orbital no espaço, considerando que a inclinação é o primeiro.

Argumento do perigeu (Argument of perigee - ϖ ): é o ângulo medido no plano orbital, na direcção do movimento, do nodo ascendente ao perigeu. É o ângulo entre o eixo maior da elipse (linha entre o perigeu e o apogeu) e a linha dos nodos, medido no plano da órbita. Varia entre 0° e 360°, sendo igual a 0º quando o perigeu está no nodo ascendente, e 180º quando o satélite está mais longe da Terra (apogeu) cruzando o Equador em movimento ascendente. Determina a posição da elipse orbital no plano orbital, visto que a inclinação I e a ascensão recta Ω determinam a posição do plano orbital no espaço.

Excentricidade: determina a forma da elipse orbital. Círculo: Excentricidade = 0; Elipse longa e estreita: Excentricidade = 1.

Movimentação média (Mean motion - n): velocidade angular média do satélite (em revoluções por dia) em uma órbita elíptica: n = 2. π /T onde T é o período orbital. Parâmetro relacionado com o tamanho da órbita (distância do satélite à Terra).

Anomalia média (Mean anomaly - M): especificação da posição do satélite na órbita numa dada época. Ângulo medido a partir do perigeu na direcção do movimento do satélite, que um satélite teria se se movesse em velocidade angular constante.

Anomalia verdadeira: ângulo no plano orbital do satélite entre o perigeu e a posição do satélite medido na direcção do movimento do satélite.

Elementos keplerianos: descrevem a forma e orientação de uma órbita elíptica em torno da Terra, bem como a posição de um satélite naquela órbita em uma dada época (data e hora de referência): argumento do perigeu, ascensão recta do nodo ascendente, anomalia média, semi-eixo maior, inclinação e excentricidade.

Perturbações: existem os seguintes tipos de perturbações: Geopotencial - devido ao achatamento terrestre, ou seja, ao desvio principal da Terra em relação à forma esférica; altera a orientação do plano orbital no espaço sem alterar a inclinação; altera a orientação da elipse no plano orbital; Atracão lunissolar - devido às acções atractivas do Sol e da Lua; afecta todos os elementos orbitais, diminuindo a altura do perigeu e, consequentemente, afectando o tempo de vida do satélite; Arrasto (atrito) atmosférico devido ao atrito com a atmosfera; diminuição do semi-eixo maior, da excentricidade e do período de revolução.

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Combustíveis e Oxidantes 2O4 – Tetróxido de itrogénio (Peróxido de Azoto); De uma forma simples pode-se dizer que o oxidante N2O4 consiste no tetróxido em equilíbrio com uma pequena quantidade de dióxido de nitrogénio. No seu estado puro o N2O4 contém menos de 0,1% de água. O N2O4 tem uma coloração vermelho acastanhada tanto nas suas fases líquida como gasosa, sendo incolor na fase sólida. Este oxidante é muito reactivo e tóxico, tendo um cheiro ácido muito desagradável. Não é inflamável com o ar, no entanto inflamará materiais combustíveis. Surpreendentemente não é sensível ao choque mecânico, calor ou qualquer tipo de detonação. O N2O4 é fabricado através da oxidação catalítica da amónia, onde o vapor é utilizado como diluente para reduzir a temperatura de combustão.

Grande parte da água condensada é expelida e os gases ainda mais arrefecidos, sendo o óxido nítrico oxidado em dióxido de nitrogénio. A água restante é removida em forma de ácido nítrico. O gás resultante é essencialmente tetróxido de nitrogénio puro.

Tem uma densidade de 1,45 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -11,0ºC e o seu ponto de ebulição a 21,0ºC. UDMH ( (CH3)2 H2 ) – Unsymmetrical Dimethylhydrazine (Hidrazina Dimetil Assimétrica); O UDMH é um líquido altamente tóxico e volátil que absorve oxigénio e dióxido de carbono. O seu odor é ligeiramente amoniacal. É completamente miscível com a água, com combustíveis provenientes do petróleo e com o etanol. É extremamente sensível aos choques e os seus vapores são altamente inflamáveis ao contacto com o ar em concentrações de 2,5% a 95,0%. Tem uma densidade de 0,79g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a -57,0ºC e o seu ponto de ebulição a 63,0ºC. LOX – Oxigénio Líquido; O LOX é um líquido altamente puro (99,5%) e tem uma cor ligeiramente azulada, é transparente e não tem cheiro característico. Não é combustível, mas dar vigor a qualquer combustão. Apesar de ser estável, isto é resistente ao choque, a mistura do LOX com outros combustíveis torna-os altamente instáveis e sensíveis aos choques. O oxigénio gasoso pode formar misturas com os vapores provenientes dos combustíveis, misturas essas que podem explodir em contacto com a electricidade estática, chamas, descargas eléctricas ou outras fontes de ignição. O LOX é obtido a partir do ar como produto de destilação. Tem uma densidade de 1,14 g/c3, sendo o seu ponto de congelação a -219,0ºC e o seu ponto de ebulição a -183,0ºC. LH2 – Hidrogénio Líquido; O LH2 é um líquido em equilíbrio cuja composição é de 99,79% de para-hidrogénio e 0,21 ortohidrogénio. O LH2 é transparente e som odor característico, sendo incolor na fase gasosa. Não sendo tóxico, é um líquido altamente inflamável. O LH2 é um bi-produto da refinação do petróleo e oxidação parcial do fuelóleo daí resultante. O hidrogénio gasoso é purificado em 99,999% e posteriormente liquidificado na presença de óxidos metálicos paramagnéticos. Os óxidos metálicos catalisam a transformação orto-para do hidrogénio (o hidrogénio recém catalisado consiste numa mistura orto-para de 3:1 e não pode ser armazenada devido ao calor exotérmico da conversão). Tem uma densidade de 0,07 g/cm3, sendo o seu ponto de congelação a 259,0ºC e o seu ponto de ebulição a -253,0ºC. H4ClO4 – Perclorato de Amónia; O NH4ClO4 é um sal sólido branco do ácido perclorato e tal como outros percloratos, é um potente oxidante. A sua produção é feita a partir da reacção entre a amónia e ácido perclorato ou por composição entre o sal de amónia e o perclorato de sódio. Cristaliza em romboedros incolores com uma densidade relativa de 1,95. É o menos solúvel de todos os sais de amónia. Decompõe-se antes da fusão. Quando ingerido pode causar irritação gastrointestinal e a sua inalação causa irritação do tracto respiratório ou edemas pulmonares. Quando em contacto com a pele ou com os olhos pode causar irritação.

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