Em Órbita n.º 104 Dezembro de 2010 by Rui Barbosa

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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.

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

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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)

75 53 52

63 65 67

1999

82 77 73

1996

58 62 61

75 73

79 55

95 88

Lançamentos

100

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

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.

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

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.

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

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

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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)

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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.

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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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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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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.

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

Lançamento

Data

Hora (UTC)

Veículo Lançador

Local Lançamento

Plataforma Lançamento

1999-031

10-Jun-99