Em Órbita n.º 105 Dezembro de 2010 (Edição Especial)

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Em Órbita Em Órbita n.º 105 (Vol. 9) – Dezembro de 2010 (edição especial) Índice Foguetões espaciais da China – Introdução Os lançadores espaciais chineses CZ-1 Chang Zheng-1 CZ-1D Chang Zheng-1D FB-1 Feng Bao-1 CZ-2 Chang Zheng-2 CZ-2A Chang Zheng-2A CZ-2C Chang Zheng-2C CZ-2D Chang Zheng-2D CZ-2E Chang Zheng-2E CZ-2EA Chang Zheng-2EA CZ-2F Chang Zheng-2F CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G e CZ-2F/H Chang Zheng-2F/H CZ-3 Chang Zheng-3 CZ-3A Chang Zheng-3A CZ-3B Chang Zheng-3B CZ-3C Chang Zheng-3C CZ-4 Chang Zheng-4 CZ-4A Chang Zheng-4A CZ-4B Chang Zheng-4B CZ-4C Chang Zheng-4C A família de foguetões CZ-5 Chang Zheng-5 CZ-6 Chang Zheng-6 CZ-7 Chang Zheng-7 O foguetão de propulsão sólida KT-1 Kaituozhe-1

2 2 4 5 6 10 10 11 29 35 51 53 61 62 67 82 98 115 115 117 123 128 130 131 131

Editorial Os primeiros relatos históricos da existência de foguetes surgem na China durante o séc. III A.C. Estes foguetes eram constituídos por tubos de bambo enchidos com uma forma de pólvora constituída por salitre, enxofre e carvão vegetal, e eram deflagrados em ocasiões festivas religiosas na esperança que o seu estrondo afugentasse os maus espíritos. Alguns destes foguetes não explodiam como era pretendido e o facto de por vezes se encontrarem mal isolados levava a que alguns voassem impelidos pelos gases que escapavam do seu interior. Surge aqui a génese dos foguetes tradicionais e no futuro dos grandes vectores espaciais tais como hoje os conhecemos.

Este número especial do Boletim Em Órbita retoma uma velha tradição dos seus primeiros anos de edição, isto é publicar um número especial por alturas das festas natalícias e no aniversário do Boletim. Este número é assim dedicado aos foguetões espaciais chineses, sendo o primeiro trabalho português relativamente extenso alguma vez publicado sobre esta temática específica.

Este número especial do Boletim Em Órbita poderá assim servir como referência a todos aqueles que queiram saber um pouco mais sobre a frota de lançadores espaciais da China desde a sua criação com o CZ-1 Chang Zheng-1 até aos projectos futuros com a família de lançadores CZ5 e com os foguetões CZ-6 Chang Zheng-6 e CZ7 Chang Zheng-7

Rui C. Barbosa, Braga 16 de Dezembro de 2010

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.

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

Rui C. Barbosa (Membro da British Interplanetary Society) BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rcb@netcabo.pt

+a Capa: Lançamento a 19 de Setembro de 2007 do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B (Y17) transportando o satélite sinobrasileiro de detecção remota CBERS-2B 'Zi Yuan-1'.

Em Órbita

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Em Órbita – Vol.9 - ..º 105 / Dezembro de 2010 (Ed. Especial)

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Em Órbita

Foguetões espaciais da China Introdução Os primeiros relatos históricos da existência de foguetes surgem na China durante o séc. III A.C. Estes foguetes eram constituídos por tubos de bambo enchidos com uma forma de pólvora constituída por salitre, enxofre e carvão vegetal, e eram deflagrados em ocasiões festivas religiosas na esperança que o seu estrondo afugentasse os maus espíritos. Alguns destes foguetes não explodiam como era pretendido e o facto de por vezes se encontrarem mal isolados levava a que alguns voassem impelidos pelos gases que escapavam do seu interior. Surge aqui a génese dos foguetes tradicionais e no futuro dos grandes vectores espaciais tais como hoje os conhecemos.

No ano de 228 o nome chinês "Huo Chien", que literalmente significa flecha de fogo e que agora relacionamos com um foguete primitivo, é utilizado pela primeira vez durante o período dos Três Reinos (221 a 265). Em concreto, na "Historia dos Três Reinos", de Chen Shou, é descrita a batalha de Cheng-Chang (228), na qual o almirante Chuko Liang utiliza escadas e carruagens blindadas para um ataque frontal.

Porém, o general Huh Chao, defendendo a cidade de Cheng-Chang, dispara contra os atacantes flechas de fogo, queimando as escadas e ferindo os agressores. Trinta anos mais tarde, na batalha de Shouchun (258), o generalíssimo Ssuma Chao utiliza flechas de fogo para queimar até à morte os rebeldes do general Chuko Dan, que pretendem abandonar a cidade atacada. Em todos estes casos, parece que a "flecha de fogo" tem um papel como arma incendiaria que se utiliza tanto em terra como nas batalhas navais.

Assim, com a Europa mergulhada nas trevas da Idade Média, os estrategas militares chineses contavam já com arsenais de «setas de fogo» de vários tamanhos que amedrontavam os seus inimigos, espalhando o terror e a destruição, e iluminavam os céus dos campos de batalha orientais.

Por volta do ano de 1500 um oficial chinês chamado Wan-Hoo (ou Wan-Hu), tenta realizar o primeiro voo tripulado de um foguete. O infortunado preparou uma cadeira rodeada por uma estrutura de suporte em bambu. Na base, colocou dois grandes paus aos que uniu 47 foguetes de pólvora. Um dispositivo especial acenderia simultaneamente todos os foguetes. Porém, chegado o momento, Wan-Hoo vaporizou-se junto com o resto da sua "nave espacial", no meio de uma grande explosão. A história, apesar do seu interesse, é duvidosa e poderia pertencer ao grupo de lendas criadas durante o séc. XVII, XVIII e XIV, nos quais na Europa se venerava o exotismo oriental e em particular os avanços chineses.

Porém, apesar de ter nascido na China, o desenvolvimento destes engenhos não encontra uma progressão significativa nos séculos seguintes e teremos de chegar à segunda metade do Século XX para assistir à grande marcha do desenvolvimento dos mísseis balísticos ou dos foguetões espaciais chineses.

Os lançadores espaciais chineses Actualmente a China apresenta uma frota de lançadores versátil. Os actuais foguetões podem ser classificados como lançadores leves (CZ-2C Chang Zheng-2C e Chang Zheng-2D) e de médio porte (família de lançadores baseados no CZ-3A Chang Zheng3A) tendo em conta a sua capacidade de carga. Encontra-se em desenvolvimento a família de lançadores CZ-5 Chang Zheng-5 com uma capacidade de carga mais elevada.

O primeiro míssil balístico intercontinental da China, o DF-5 Dong Fang-5, foi lançado pela primeira vez em 1971. Este era um veículo a dois estágios que consumiam propolentes hipergólicos e encontrava-se na mesma classe que o míssil Titan-I e o R-36.

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Em Órbita

No ano 2000 é iniciado o desenvolvimento de uma nova família de lançadores que utilizará propolentes criogénicos que ao contrário dos propolentes hipergólicos são considerados como propolentes ‘limpos’.

O desenvolvimento dos foguetões chineses tirou partido da experiência de Tsien Hsue-Shen que foi um dos principais teóricos no desenvolvimento dos foguetões e do voo de alta velocidade nos Estados Unidos. Vítima das purgas de McArthy nos Estados Unidos, Tsien Hsue-Shen regressa à China em 1955 e no ano seguinte participa nas negociações com a União Soviética para a transferência de tecnologia nuclear e de foguetões. Apresar desta ajuda por parte da URSS, o desenvolvimento e a construção da tecnologia de mísseis por parte da China teve de percorrer um longo e árduo caminho até atingir a maturidade. Como ponto de

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partida a China baseou-se num míssil R-2, que por si descendia do míssil V-2 alemão, e desenvolveu a tecnologia própria ao nível da metalurgia, maquinaria e componentes electrónicos.

A cooperação com a União Soviética era interrompida em 1960 devido a conflitos políticos. Porém, no final desse mesmo ano a China conseguia lançar o primeiro R-2 de fabrico próprio. Infelizmente iriam surgir vários atrasos para o desenvolvimento do programa de mísseis chinês. O Grande Salto em Frente, a Revolução Cultural e o apoio de Tsien Hsue-Shen ao renegado Lin Biao, trouxeram atrasos para o programa, mas em 1971 era lançado o primeiro DF-5.

CZ-1 Chang Zheng-1 (长征一号 长征一号) 长征一号 O foguetão CZ-1 Chang Zheng-1, desenvolvido a partir do míssil DF-4 Dong Fang-4, foi um veículo a três estágios unicamente destinado a colocar em órbita o primeiro satélite artificial da China, o DongFangHong-1. O CZ-1 Chang Zheng-1 tinha uma massa de 81.570 kg, tendo um comprimento de 24,86 metros e um diâmetro de 2,25 metros e no lançamento desenvolvia uma força de 1.020,00 kN. Era capaz de colocar uma carga de 300 kg numa órbita a uma altitude de 440 km ou uma carga de 250 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O primeiro estágio tinha uma massa de 81.570 kg, tendo 20.500 kg sem combustível (61.070 kg).

Consumia ácido nítrico e UDMH. Tinha um comprimento de 17.835 metros e um diâmetro de 2,250 metros. O primeiro estágio desenvolvia uma força de 306,14 kN, um Ies de 275 s (Ies-nm de 200 s) e tinha um Tq de 110 s. O segundo estágio tinha uma massa de 13.550 kg, tendo 2.340 kg sem combustível (11.210 kg). Consumia ácido nítrico e UDMH. Tinha um comprimento de 7.846 metros e um diâmetro de 2,25 metros. O segundo estágio desenvolvia uma força de 1.224,58 kN, um Ies de 268 s (Ies-nm de 241 s) e tinha um Tq de 130 s.

Finalmente, o terceiro estágio tinha uma massa de 2.200 kg, tendo 400 kg sem combustível (1.800 kg).

Consumia propolentes sólidos. Tinha um comprimento de 4.565 metros e um diâmetro de 0,77 metros. O terceiro estágio desenvolvia uma força de 180,99 kN, um Ies de 254 s e tinha um Tq de 38 s.

História Em Janeiro de 1965 é apresentado o Projecto 651 no qual Tsien Hsue-Shen apresenta os seus planos para um satélite artificial ao Comité Central do Partido Comunista Chinês. O lançamento estaria previsto para 1970 ou 1971. Os planos de construção e lançamento do primeiro satélite, o DongFangHong-1, são aprovados a 10 de Agosto de 1965 por Zhou En Lai. A 6 de Junho de 1966, já na Revolução Cultural, Tsien Hsue-Shen é director do Sétimo Ministério de Construção de Maquinaria (antiga Quinta Academia) e é acusado de divulgar propaganda Nazi na China após a sua visita à Alemanha em 1945. Acabaria por ser afastado a 23 de Janeiro de 1967 após ser acusado por Ye Zhengguang e com a aprovação de Zhou En Lai. Nesta mesma altura o ministro da Construção de Maquinaria, Wang Bingzhang, é também deposto. A Revolução Cultural preconiza que não se perca tempo nas matérias científicas e que todo o pensamento deverá ser dedicado à discussão política. As actividades para o desenvolvimento do primeiro satélite são consideradas subversivas e todos os engenheiros reduzidos a cargos equiparáveis ao operário menos qualificado, mas Tsien Hsue-Shen é protegido pela liderança e acaba por indicar o seu ‘apoio’ à Revolução. Da mesma forma, e no auge da Revolução Cultural, 50 dos melhores cientistas são colocados sobre protecção de Zhou En Lai. A campanha para o lançamento do primeiro satélite artificial da China é iniciada a 1 de Abril de 1970 com a chegada de dois satélites e dos diferentes componentes do foguetão CZ-1 Chang Zheng-1 ao Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. A revisão final dos preparativos tem lugar no dia seguinte em Pequim. O lançamento é autorizado pessoalmente por Mao Tsetung a 24 de Abril de 1970 e na manhã desse dia os dois primeiros estágios do lançador são abastecidos com os respectivos propolentes.

O lançamento acabou por ter lugar com sucesso às 1335:45UTC com o foguetão CZ-1 Chang Zheng-1 (601904) a colocar em órbita o satélite Dong Fang Hong-1 (04382 1970-034A). O lançamento deu-se a partir do Complexo de Lançamento LA-1.

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O satélite foi colocado numa órbita com um apogeu a 2.384 km de altitude, perigeu a 439 km de altitude, inclinação orbital de 68,5º e período orbital de 173,00 minutos. Logo após entrar em órbita terrestre o Dong Fang Hong-1 começou a transmitir a melodia ‘O Leste é Vermelho’ e foi aclamado como um feito tecnológico pela propaganda comunista.

Desig. Int

Veículo lançador

1970-034 1971-018

601904 CZ1-2

Data de Lançamento 24-Abr-70 3-Mar-71

Hora

Local de Lançamento

Carga

13:35:45 12:04:00

Jiuquan, LA1 Jiuquan, LA1

DongFangHong-1 (04382 1970-034A) Shi Jian-1 (05007 1971-018A)

CZ-1D Chang Zheng-1D O foguetão CZ-1D Chang Zheng-1D é uma versão melhorada do foguetão CZ-1 Chang Zheng-1 que resultou de melhorias introduzidas no primeiro estágio (de 1.020 kN para 1.101,2 kN) e de melhorias na performance do segundo e terceiro estágio. O seu objectivo era o lançamento de pequenos satélites e o lançamento de satélites para órbitas sincronizadas com o Sol. O lançador conseguia colocar uma carga de 1.000 kg em órbita a uma altitude de 200 km e com uma inclinação de 28,5º.

Este foguetão foi utilizado para testes de reentrada, mas nunca foi utilizado para missões orbitais. Deram-se três lançamentos a 29 de Maio de 1995, 1 de Novembro de 1997 e 3 de Janeiro de 2002, realizados desde o Centro de Lançamento de Satélites da Taiyuan.

O CZ-1D Chang Zheng-1D tinha uma massa de 85.420 kg, tendo um comprimento de 31,28 metros e um diâmetro de 2,25 metros e no lançamento desenvolvia uma força de 1.101,20 kN. Era capaz de colocar uma carga de 930 kg numa órbita a uma altitude de 300 km com uma inclinação de 57.

O desenho básico deste lançador consistia na estrutura do foguetão, sistema de propulsão, sistema de controlo, sistema de telemetria, sistema de seguimento e segurança, sistema de separação e sistema auxiliar.

O quadro seguinte mostra as principais características do foguetão CZ-1D Chang Zheng-1D.

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Parâmetros

1º Estágio

2º Estágio

3º Estágio

Transtage

Propolente

N2O4/HNO3

N2O4/HNO3

HTPB

HTPB

Motor

YF-2A

YF-3

SPAB-14B

OM-1

Força (k+)

1101,29 (nível do mar)

320,19 (Vácuo)

161,5 (Vácuo)

7,93 (Vácuo)

Impulso específico (s)

242,5 (nível do mar)

287,0 (Vácuo)

291,9 (Vácuo)

280,0 (Vácuo)

Diâmetro (m)

2,25

2,25

2,054

???

Massa (kg)

65.040

13.490

1.315

???

Massa sem combustível (kg)

4.080

1.100

523

???

Massa do combustível (kg)

60.860

12.380

792

???

Comprimento (m)

19,735

6,037

1,696

???

Comprimento da carenagem (m)

4,176

Comprimento Total (m)

31,28

Massa no lançamento (kg)

85.420 Tirando partido do foguetão CZ-1 Chang Zheng-1, surgiram outras propostas para lançadores orbitais como foram o CZ-1C Chang Zheng-1C e o CZ-1M Chang Zheng-1M. O CZ-1C Chang Zheng-1C estaria equipado com um novo estágio superior e seria capaz de colocar uma carga de 500 kg numa órbita a uma altitude de 330 km. Teria uma massa de 85.950 kg, um comprimento de 33,0 metros e um diâmetro de 2,25 metros. No lançamento desenvolveria 1.101,20 kN. O terceiro estágio teria uma massa bruta de 6.400 kg, pesando 1.000 kg sem combustível. Teria um comprimento de 4,0 metros e um diâmetro de 1,80 metros. Seria capaz de desenvolver uma força de 107,0 kN, com um Ies de 287 s (Ies-nm de 258 s). O desenvolvimento deste veículo terminou em 1988.

O CZ-1M Chang Zheng-1M estaria equipado com um novo estágio superior Mage fabricado em Itália. O lançador teria uma massa bruta de 80.930 kg, uma altura de 31,0 metros, diâmetro de 2,25 metros e no lançamento seria capaz de desenvolver uma força de 1.101,20 kN. O terceiro estágio teria uma massa bruta de 1.800 kg, pesando 256 kg sem combustível. Teria um comprimento de 2,30 metros e um diâmetro de 1,30 metros. Seria capaz de desenvolver uma força de 24,90 kN, com um Ies de 291 s (Ies-nm de 115 s). Nunca foi fabricado.

FB-1 Feng Bao-1 (风暴 风暴) 风暴 O satélite SJ-1 Shi Jian-1 foi lançado a 3 de Março de 1971 e o próximo lançamento orbital da China só teria lugar em 1975. Os satélites colocados em órbita nessa nova série de lançamentos permanecem um mistério até aos nossos dias. Esta nova série foi composta por seis lançamentos, dos quais três foram mal sucedidos, levados a cabo por um novo foguetão, o FB-1 Feng Bao-1.

Os novos satélites faziam parte do Projecto 701 e a construção dos satélites JSSW (Ji Shu Shiyan Weixing) havia sido iniciada em 1970. No entanto, pouco se sabe da sua história e desenvolvimento.

A própria designação dos satélites é confusa para os analistas do Programa Espacial da China, pois para além da designação JSSW foi também dada, de forma retroactiva, a designação CK Chang Kong.

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Havendo tão pouca informação sobre este programa, assume-se que a natureza destes satélites seja militar podendo ter sido uma primeira tentativa para o desenvolvimento de um satélite de inteligência electrónica. Os satélites podem também ter tido um objectivo de reconhecimento fotográfico, se bem que faltaria esclarecer a forma de envio das fotografias obtidas em órbita.

O desenvolvimento dos satélites JSSW ocorreu ao mesmo tempo do desenvolvimento dos satélites recuperáveis FSW (Fanhui Shi Weixing). De facto, e devido á ausência de informações por parte da China, os dois programas eram por vezes confundidos tendo até órbitas muito semelhantes. Quando o primeiro lançamento teve lufar, a natureza militar do programa ficou bem clara ao ser referido que o lançamento fazia parte dos preparativos para a guerra. Os relatos oficiais posteriores referiram a importância de o satélite ser colocado numa órbita precisa e que pequenos erros no seu perigeu não eram aceitáveis.

Para o lançamento dos satélites JSSW foi utilizado o lançador FB-1 Feng Bao-1. Derivado do míssil DF-5 Dong Fang-5, o Feng Bao-1 era fabricado em Xangai, sendo um programa paralelo ao desenvolvimento do foguetão CZ-2 Chang Zheng-2 em Pequim.

O FB-1 era da responsabilidade do Bureau n.º 2 de Maquinaria e Equipamento Electrónico, sendo construído nas instalações de Xinzhong Hua. Sendo o primeiro foguetão desenvolvido em Xangai, a região mobilizou-se para este empreendimento. O computador de bordo do FB-1 foi desenvolvido de raiz por uma companhia local, o Instituto de Pesquisa de Tecnologia de Computadores Hua Dong. Os tanques de propolente fabricados em liga de alumínio e cobre, foram soldados nos estaleiros do porto de Xangai Jiangnan. As instalações eram demasiado baixas para se proceder aos trabalhos de soldagem e os operários tomaram a iniciativa de elevar o tecto do edifício em 1,7 metros.

O desenho do novo lançador estava finalizado em Dezembro de 1969, partindo do desenho original do míssil DF-5 e fazendo melhorias sempre que possível. Xangai não possuía as instalações e edifícios necessários para testar os componentes do lançador e em poucos meses foram construídos os elementos necessários para que tal fosse possível ao se adaptarem fábricas já existentes.

Foram assim construídos edifícios de integração final, instalações de vibração, instalações para o teste dos motores e uma unidade para testar a resistência dos materiais.

A versão de teste do FB-1 foi desenvolvida em apenas dez meses, sendo enviada para Jiuquan em Novembro de 1970. os testes dos motores decorreram em Março e Abril de 1971 em Jiuquan. Apesar de funcionarem como previsto, os testes acabaram por revelar alguns problemas relacionados com o computador e com o desempenho de algumas válvulas no primeiro estágio. Após a análise dos dados obtidos e da realização de um inquérito, foi determinado que os problemas foram originados pelos trabalhos apressados na preparação do veículo e devido à falta de um controlo de qualidade mais rigoroso.

1973-F07 1974-F05 1975-070 1975-119 1976-087 1976-F03 1979-F02

Veículo lançador 701-02 701-03 701-04 701-05 701-06 701-07 701-08 701(II)-01 701(II)-02 XCZ-1-02

Data de Lançamento 10-Ago-72 18-Set-73 12-Jul-74 26-Jul-75 16-Dez-75 30-Ago-76 10-+ov-76 14-Set-77 16-Abr-78 27-Jul-79

00:32:00 12:12:00 13:55:00 13:28:00 9:19:00 11:45:00 9:05:00 00:15:00 00:39:00 21:28:00

Local de Lançamento Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138 Jiuquan, LA2/138

1981-093

XCZ-1-02 (?)

18-Set-81

21:28:40

Jiuquan, LA2/138

Desig. Int.

Hora

Carga

Shiyan Peizhong JSSW 'Chang Kong' JSSW 'Chang Kong' JSSW-1 'Chang Kong-1' (08053 1975-070A) JSSW-2 'Chang Kong-2' (08488 1975-119A) JSSW-3 'Chang Kong-3' (09394 1976-087A) JSSW 'Chang Kong' DDDS, Suborbital DDDS, Suborbital SJ Shi Jian, Shi Jian-A, Shi Jian-B SJ-2 Shi Jian-2 (12842 1981-093A) Shi Jian-2A (12843 1981-093B) Shi Jian-2B (12845 1981-093D)

A primeira versão orbital do FB-1 foi transportada para Jiuquan em Abril de 1972 e o primeiro lançamento teve a 10 de Agosto de 1972. Esta foi uma missão suborbital que acabou por ser parcialmente bem sucedida. Este teste revelou que eram necessárias algumas alterações para ser possível o transporte de cargas mais pesadas (os tanques de propolente foram fabricados com paredes mais finas, o fluxo de combustível nos motores foi melhorado e foi decidido que os motores deveriam funcionar até se esgotar os propolentes). Os motores de manobra do segundo estágio seriam utilizados para auxiliar o lançador a entrar em órbita, procedeuse ao reencaminhamento dos cabos eléctricos na estrutura do lançador, removeram-se equipamentos redundantes e foram introduzidos sistemas miniaturizados. Assim, foi possível ter-se um aumento de 50% na carga a transportar.

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Em Órbita

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Apesar de todos os esforços, as esperanças dos especialistas chineses esfumaram-se na primeira tentativa de lançamento orbital a 18 de Setembro de 1973 devido a problemas com os motores vernier do segundo estágio. Novos problemas surgiram na segunda tentativa a 14 de Julho de 1974 e mais uma vez os motores vernier do segundo estágio causaram a hecatombe quando ocorreu uma diminuição na força desenvolvida. Em termos políticos o Bando dos Quatro1 acabou por ser culpado por estes problemas Em termos práticos, especialistas tomaram a decisão de substituir os motores do segundo estágio por motores provenientes do foguetão CZ-2 Chang Zheng-2. À terceira foi de vez e a 26 de Julho de 1975 o terceiro FB-1 colocava em órbita o satélite Ji Shu Shiyan Weixing-1. Para além de referir os parâmetros orbitais2 do JSSW-1, as autoridades chinesas pouco mais informaram sobre o satélite, oferecendo no entanto vastas considerações políticas relacionadas com a linha revolucionária proletária em curso. A 14 de Setembro de 1975, o JSSW-1 reentrava na atmosfera sobre o Oceano Pacífico.

O quarto lançamento do Feng Bao-1 a 16 de Dezembro de 1975, colocaria em órbita o satélite JSSW-2 e desta vez nem os parâmetros orbitais3 foram anunciados, sendo publicado um longo texto sobre a luta contra Lin Bao4 e Confúcio. O JSSW-2 reentraria na atmosfera a 27 de Janeiro de 1976.

O satélite JSSW-3 foi lançado a 30 de Agosto de 1976 e após a entrada em órbita mostrou parâmetros orbitais declaradamente diferentes dos seus antecessores. Tal como os anteriores satélites da série, tinha uma massa de 1.100 kg, e tal como nos lançamentos anteriores o anúncio oficial da missão não revelou muitos detalhes sobre o satélite e o seu objectivo, dando mais relevo à sua importância política5. O JSSW-3 reentrou na atmosfera terrestre a 25 de Novembro de 1978.

O último lançamento de um satélite JSSW teve lugar a 10 de Novembro de 1976. O satélite tinha uma massa de 1.210 kg mas infelizmente nunca atingiu a órbita terrestre devido a problemas com os motores do segundo estágio.

Características do FB-1 Feng Bao-1 O FB-1 Feng Bao-1 era um lançador a dois estágios que tinha uma massa de 191.7000 kg, tendo um comprimento de 33,00 metros e um diâmetro de 3,35 metros. Era capaz de colocar uma carga de 2.500 kg numa órbita terrestre baixa.

O primeiro estágio estava equipado com quatro motores YF-20A que consumiam tetróxido de azoto e UDMH. Tinha uma massa bruta de 150.400 kg, pesando 10.000 kg sem propolentes. Tinha uma altura de 20,10 metros e um diâmetro de 3,35 metros. No lançamento desenvolvia uma força de 3.000 kN e tinha um Ies de 289 s (Ies-nm de 258 s) com um Tq de 128 s. O segundo estágio estava equipado com um motor principal YF-22 e quatro motores vernier YF-23 que consumiam tetróxido de azoto e UDMH. Desenvolvia uma força de 761,9 kN e tinha um Ies de 295 s (Ies-nm de 270 s) com um Tq de 127 s. Tinha uma massa bruta de 38.300 kg, pesando 3.500 kg sem propolentes. Tinha uma altura de 7,40 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

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O Bando dos Quatro foi uma facção esquerdista composta por quatro membros do Partido Comunista Chinês que teve grande proeminência durante a Revolução Cultural, sendo mais tarde acusados de uma série de crimes de traição. Era composto por Jiang Qing, Zhang Chunqiao, Yao Wenyuan e Wang Hongwen. Zhang Chunqiao foi a última esposa de Mao Tse Tung e a pricipal figura do grupo.

2 O Ji Shu Shiyan Weixing-1 ficou colocado numa órbita com um apogeu a 400 km de altitude, perigeu a 183 km de altitude e inclinação orbital de 69,91º.

3 O Ji Shu Shiyan Weixing-2 ficou colocado numa órbita com um apogeu a 387 km de altitude, perigeu a 183 km de altitude e inclinação orbital de 69,90º.

4 Lin Bao (ou Lin Yurong). Nasceu a 5 de Dezembro de 1907 e faleceu a 13 de Setembro de 1971. Foi um líder comunista chinês que foi instrumental na vitória comunista na Guerra Civil Chinesa, tendo dirigido o Exército da Libertação do Povo na sua entrada em Pequim em 1949. Absteve-se de ter um papel activo na política até à chegada da Revolução Cultural, surgindo como segundo na linha de comando e sendo o sucessor constitucional designado de Mao Tse Tung. Faleceu num acidente de aviação na Mongólia após o que parece ter sido uma tentativa de golpe de estado para derrubar Mao Tse Tung.

5 O satélite marcou a luta política entre Deng Xiao Ping e os desvios reaccionários de direita.

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CZ-2 Chang Zheng-2 A família de lançadores CZ-2 Chang Zheng-2 foi na sua maior parte desenvolvida pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores, sendo o foguetão CZ-2 Chang Zheng-2 o modelo base. Os trabalhos de desenvolvimento deste lançador foram iniciados em 1970 e o primeiro e único lançamento teve lugar a 5 de Novembro de 1974. No entanto, este lançamento não foi bem sucedido e a produção do veículo terminou em 1979. Foram então desenvolvidos os lançadores CZ-2C Chang Zheng-2C e CZ-2D Chang Zheng-2D, com os primeiros lançamentos a terem lugar em 1982 e 1990, respectivamente. Ao contrário dos restantes veículos desta família, o desenvolvimento do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E foi levado a cabo pela Academia de Tecnologia Espacial de Xangai e o seu primeiro lançamento teve lugar em 1992. Finalmente, o mais recente lançador desta série, o CZ-2F Chang Zheng-2F foi pela primeira vez lançado em Novembro de 1999. o desenvolvimento deste foguetão, utilizado no programa espacial tripulado, foi iniciado em 1992.

CZ-2A Chang Zheng-2A O foguetão CZ-2A Chang Zheng-2A realizou somente uma missão em Novembro de 1974 que terminou de forma desastrosa com a perda do satélite. Esta foi a primeira tentativa para colocar em órbita um satélite recuperável FSW (Fanhui Shi Weixing).

Após este lançamento procedeu-se a uma longa série de melhoramentos que resultaram no foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C. A China foi o terceiro país depois da União Soviética e dos Estados Unidos a recuperar com sucesso um satélite após um voo orbital. A ideia do programa remonta a 1964 e foi inspirada pelo programa espacial norte-americano Discoverer. Os satélites FSW foram especificados pêra terem uma massa de cerca de 1.800 kg, com a carga a ter uma massa de 150 kg (módulo de serviço e cápsula recuperável).

O maior peso destes satélites em relação às missões anteriores levadas a cabo pelo CZ-1 Chang Zheng-1, requeriam uma maior capacidade de lançamento. Assim, o CZ-2 Chang Zheng-2 foi desenvolvido pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores em Pequim. O desenho do míssil balístico DF-5 Dong Feng-5 foi utilizado como ponto de partida para este lançador.

Este seria um foguetão com dois estágios com 31,7 metros de comprimento e um diâmetro de 3,35 metros que consumia tetróxido de azoto e UDMH, tendo uma massa de 192.150 kg e uma força de 280.000 kg. O veículo era fabricado numa liga de alumínio e cobre altamente endurecidos, sendo este o primeiro lançador chinês a utilizar motores totalmente controlados por computador e utilizando motores orientáveis.

O desenho inicial do CZ-2 demorou quatro anos a ser concretizado entre 1965 e 1969. O facto de ser necessária uma capacidade de carga de cerca de 2.000 kg era um desafio considerável para os especialistas chineses, com os maiores desafios a ser a construção de uma plataforma de orientação para conduzir o lançador durante a sua ascensão, o desenvolvimento de um computador de bordo e a utilização de metais mais leves. Por outro lado, os especialistas tinham de lidar com outro desafio ainda mais difícil: a instabilidade política da época criada pela Revolução Cultural.

Foram desenhados novos motores para o Chang Zheng-2, o YF-20. Quatro destes motores eram utilizados em conjunto no primeiro estágio (recebendo assim a designação de YF-21) e um único motor modificado no segundo estágio (YF-22). Os motores do primeiro estágio podiam ser orientados em relação ao eixo longitudinal do lançador. Até aqui, os lançadores chineses utilizavam aletas para orientar o veículo, uma técnica que remontam às V-2 alemãs. A colocação dos motores em suspensões cardan leva a uma poupança no peso das aletas, proporcionando uma orientação mais precisa. No entanto, este tipo de orientação requer um desenho dos motores muito mais sofisticado. Para a orientação do segundo estágio eram utilizados quatro pequenos motores vernier, YF-24.

Apesar das dificuldades encontradas no desenvolvimento dos motores e do sistema de orientação, o primeiro teste dos motores do primeiro estágio teve lugar a 14 de Junho de 1969, com o teste do motor do segundo estágio a ser levado a cabo em Novembro de 1970. Por seu lado, o primeiro teste do sistema de orientação do primeiro estágio decorreu em Dezembro de 1969, enquanto que o primeiro teste do sistema de orientação do segundo estágio teve lugar em finais de 1970.

Uma outra inovação introduzida no CZ-2 Chang Zheng-2 foi a utilização da auto-pressurização, isto é em vez de haver um sistema de pressurização com tanques separados para o tanque de oxidante e para o tanque de combustível, foi criado um sistema de vaporização que eliminou a necessidade de tanques de pressurização separados. Os tanques de propolentes foram fabricados em liga de alumínio, fazendo uma redução de 30% no peso dos mesmos em relação ao CZ-1.

Como forma de aumentar a capacidade de carga do lançador, foi introduzida a técnica de entrada orbital com baixa força. Nesta técnica, os motores vernier do segundo estágio continuam em ignição após o final da queima do motor principal, agindo assim como fosse este mesmo. Esta técnica permitiu um aumento de 500 kg na capacidade de carga, apesar da entrada em órbita demorar mais alguns minutos.

Mesmo com estas reduções no peso e aumento da capacidade de carga, os especialistas chineses conseguiram ainda aumentar a capacidade de carga em mais 700 kg ao reduzirem o peso do veículo refinando o equipamento e utilizando ligas metálicas mais leves. O foguetão foi submetido a testes rigorosos e a testes de vibração. Após os testes o veículo era desmontado para se proceder à análise dos efeitos do teste em todos os seus componentes.

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O primeiro lançamento do foguetão CZ-2 Chang Zheng-2 teve lugar às 0940UTC do dia 5 de Novembro de 1974. O foguetão Y1 foi lançado do Complexo de Lançamento LA1 (138) e transportava o primeiro satélite FSW. Logo após abandonar a plataforma de lançamento, o veículo começou a oscilar lateralmente e acabou por se destruir numa bola de fogo gigantesca a T+20s.

Para determinar a causa deste fracasso procedeu-se a uma análise exaustiva da telemetria, dos destroços e procedeu-se à realização de simulações no solo. No final foi concluído que devido a vibrações, um cabo proveniente do sistema de controlo acabou por se romper, impedindo a estabilização do foguetão.

Veículo lançador Y1

Data de Lançamento 5-+ov-74

Hora 09:40:00

Local de Lançamento Jiuquan, LA2 (138)

Carga

Fanhui Shi Weixing

O primeiro estágio do CZ-2A tinha uma massa bruta de 151.550 kg, pesando 10.000 kg sem propolentes. Tinha uma altura de 20,52 metros e um diâmetro de 3,35 metros. No lançamento desenvolvia uma força de 3.000 kN e tinha um Ies de 289 s (Ies-nm de 258 s) com um Tq de 128 s. O segundo estágio desenvolvia uma força de 761,9 kN e tinha um Ies de 295 s (Ies-nm de 270 s) com um Tq de 127 s. Tinha uma massa bruta de 38.500 kg, pesando 3.500 kg sem propolentes. Tinha uma altura de 7,50 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

CZ-2C Chang Zheng-2C O desaire com o Chang Zheng-2A levou a uma intervenção política de alto nível.

Em resultado, deu-se total prioridade ao controlo de qualidade. No lançador todos os sistemas eléctricos foram reforçados e realizou-se uma nova campanha de testes de vibração de componentes chave do veículo no solo que teve uma duração de dez meses. A integração final do segundo estágio foi iniciada em Julho de 1975 e a 20 de Agosto desse mesmo ano é dada autorização para um novo lançamento.

As alterações ao foguetão foram tão importantes que o novo veículo recebeu uma nova designação, o CZ-2C Chang Zheng-2C. Este veículo é o lançador chinês por excelência para missões para a órbita terrestre baixa, sendo o foguetão mais utilizado pela China. Para responder às necessidades dos clientes internacionais, a Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores desenvolveu um novo estágio superior, o SD (Smart Dispenser), que começou a ser utilizado comercialmente em finais de 1990 e que levou a cabo sete missões bem sucedidas para colocar em órbita satélites da rede Iridium.

O foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C está disponível em três versões: • A versão básica: lançador CZ-2C a dois estágios para missões em órbitas baixas, inferiores a 500 km de altitude, e com uma capacidade de carga de 3.366 kg (altitude de 200 km, inclinação orbital de 63º em relação ao equador terrestre); • A versão de três estágios: lançador CZ-2C/SD, CZ-2C/SM e o veículo CZ-2C utilizado em Abril de 2004. De acordo com recentes observações, estas versões parecem compartilhar o primeiro e segundo estágio. Comparado com a versão original, o segundo estágio é mais alongado com o primeiro estágio a permanecer com o mesmo comprimento. Pode haver no entanto, melhorias nos motores utilizados nestes lançadores. As diferenças nestes veículos situam-se ao nível da utilização ou não de diferentes estágios superiores e que estágios superiores são utilizados. Uma designação alternativa para a versão de três estágios do CZ-2C é “CZ-2C Modelo 2”, denominando “CZ-2C/2” a versão de dois estágios. Estes lançadores são utilizados para colocar satélites em órbitas baixas ou órbitas sincronizadas com o Sol (polares) superiores a 500 km de altitude com uma capacidade de carga de 1.456 kg (altitude de 900 km, polar e sincronizada com o Sol).

• CZ-2C Modelo 3 ou simplesmente “CZ-2C/3A", pela primeira vez utilizada a 29 de Agosto de 20046. Comparada com versões anteriores apresenta um primeiro estágio mais alongado e quatro estabilizadores aerodinâmicos colocados no fundo do primeiro estágio. O seu comprimento total é de 42 metros.

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Este lançador foi utilizado para colocar em órbita o satélite FSW-19 (28402 2004-033A).

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O lançador CZ-2C proporciona interfaces mecânicas e eléctricos flexíveis e uma ogiva capaz de ser ajustada no seu comprimento consoante o comprimento do satélite a ser lançado. O ambiente a que o satélite é submetido no lançamento (vibrações, choque, pressão, acústica, aceleração e ambiente térmico), atinge os requisitos comuns no mercado do lançamento comercial de satélites.

Descrição técnica Sem ter em conta a versão do CZ-2C Cheng Zheng-2C lançada a 29 de Agosto de 2004, as duas configurações deste lançador partilham o primeiro estágio, segundo estágio e carenagem de protecção. O comprimento total do lançador é de 42 metros com um diâmetro de 3,35 metros. Consome tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 2.962 kN no lançamento e tendo uma massa de 233.000 kg. A seguinte tabela mostra as principais características do CZ-2C Chang Zheng-2C: Primeiro estágio

Segundo estágio

L-140

L-35

Propolente

UDMH / N2O4

UDMH / N2O4

UDMH / Hidrazina

Massa do propolente (kg)

162.706

54.667

125 / 50

Motor

YF-217

Força (k+)

2.961,6

Impulso específico (+s/kg)

2.556,5 (no solo)

Tempo de queima (s)

122

130

Diâmetro (m)

3,35

3,35

2,7

Comprimento (m)

25,720

7,757

1,5

Estágio

YF-228 (principal) YF-24 (4 vernier) 741,4 / 11,8 2.922,37 (principal) 2.831,11 (vernier no vácuo)

CTS

Motor sólido / SCR 70,78 (motor sólido) 2.804 (motor sólido)

O sistema do CZ-2C 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, sistema de separação, etc.

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 pelo primeiro estágio, segundo estágio e carenagem de protecção. O primeiro estágio inclui a secção inter-estágio, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, secção de trânsito posterior, secção posterior, sistema de alimentação de propolente, etc. O segundo estágio inclui o adaptador do veículo lançador, secção de equipamento, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, sistema de alimentação de combustível, etc. o adaptador do veículo lançador liga a carga com o segundo estágio do lançador e deriva as cargas entre eles. Para o CZ-2C são fornecidos os adaptadores internacionais 937B e 1194A. A carenagem de protecção, com duas metades, é composta por uma secção abobadada, pela secção cónica frontal e secção cilíndrica. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C/CTS. 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 e a força total desenvolvida é de 2.961,6 kN. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio, desenvolvendo uma força total de 798,1 kN. O CTS utiliza um motor de combustível sólido como motor principal e um sistema de controlo de reacção para ajustamentos de atitude. Nas páginas seguintes são mostrados os diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro e do segundo estágio.

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.

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Conjunto de quatro YF-20.

Uma modificação do motor YF-20.

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1 – Carenagem de protecção da carga; 2 – Carga; 3 – CTS (topo do estágio para o CZ-2C); 4 – Adaptador de carga; 5 – Tanque de oxidante do segundo estágio; 6 – Secção inter-tanque do segundo estágio; 7 – tanque de combustível do segundo estágio; 8 – Motores vernier; 9 – Motor principal; 10 – Estrutura da secção inter-estágio; 11 – Tanque de oxidante do primeiro estágio; 12 – Secção inter-tanque do primeiro estágio; 13 – Tanque de combustível do primeiro estágio; 14 – secção de transição posterior; 15 – Secção posterior; 16 – Motores principais do primeiro estágio.

A unidade de orientação fornece dados de movimento e de atitude do lançador e controla o voo tendo em conta a trajectória predeterminada. O sistema de controlo de atitude controla a atitude de voo para garantir a estabilização e a atitude de injecção ao satélite a colocar em órbita. Para a configuração de dois estágios do Chang Zheng-2C, o sistema de controlo reorienta o CZ-2C após o final da queima dos motores vernier do segundo estágio. O lançador pode induzir uma rotação no satélite de acordo com os requerimentos do utilizador.

A rotação pode atingir as 10 rpm. O sequenciador e o distribuidor de energia fornecem a energia eléctrica ao sistema de controlo, sendo também utilizada para iniciar os sistemas pirotécnicos e para gerar os sinais temporais para determinados eventos.

O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. O sistema de telemetria consiste de dois segmentos: sistemas de bordo e sistemas no solo. Os sistemas de bordo incluem sensores / conversores, dispositivos intermédios, bateria, distribuidores de energia, transmissores, sinalizador de rádio, etc. O sistema no solo está equipado com antenas, modem, gravador e processador de dados. O sistema de telemetria fornece os dados iniciais de injecção e gravação em tempo real aos dados de telemetria. No total, cerca de 300 parâmetros estão disponíveis para o CZ-2C. O CTS tem o seu próprio sistema de telemetria.

O sistema de rastreio e de segurança trabalha em conjunto com as estações terrestres para medir a trajectória e os parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A autodestruição do foguetão lançador pode ser levada a cabo de forma remota ou manual caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

CZ-2C Chang Zheng-2C (Y4) sendo preparado para o lançamento que teve lugar a 26 de Janeiro de 1978.

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Em Órbita

Diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro (no topo) e do segundo estágio do Chang Zheng-2C.

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Durante a fase de voo do CZ-2C Chang Zheng-2C existem três eventos de separação: a separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o segundo 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 12 parafusos explosivos.

•

Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os 8 parafusos explosivos que ligam a carenagem e o segundo estágio são accionados em primeiro lugar e depois 12 parafusos que seguram as duas metades da carenagem são accionados 10 ms mais tarde, separando-a longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas.

•

Separação entre a carga e o segundo estágio – após o final da queima dos motores vernier, o conjunto é orientado para a atitude requerida. A carga está geralmente fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação ou com dispositivos explosivos não contaminantes. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas. A velocidade de separação é de entre 0,5 m/s a 0,9 m/s.

Para o lançador CZ-2C/CTS existem uma separação entre o satélite e o CTS após a separação deste conjunto do segundo estágio: •

Separação entre a carga e o CTS – Tipicamente, os satélites estão ligados ao CTS por parafusos explosivos e molas de separação. Após o final da queima do CTS, os parafusos explosivos são detonados, libertando a carga que é empurrada pelas molas de separação.

O CTS é um estágio superior compatível com o foguetão CZ2C Chang Zheng-2C. O CTS consiste num adaptador de carga e num sistema de manobra orbital. O CZ-2C/CTS pode lançar satélites para órbitas terrestres baixas superiores a 500 km de altitude ou para órbitas sincronizadas com o Sol. O conjunto é colocado em órbita pelos estágios inferiores do CZ-2C (apogeu entre 400 km e 2.000 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude). O CTS entra então em ignição no apogeu e reorienta o conjunto segundo os requisitos da missão, procedendo à separação da carga em seguida. O CTS é capaz de se retirar de órbita após a separação da sua carga.

O adaptador de carga funciona para instalar e transportar os satélites. O conjunto CZ-2C/CTS fornece um adaptador de carga específico segundo os requisitos do utilizador.

O sistema de separação do CTS pode separar a carga após a inserção na órbita desejada. O sistema de separação será desenhado para cumprir os requisitos do cliente na velocidade de separação, direcção de separação e níveis angulares, etc. A carga é geralmente ligada ao CTS através de unidades explosivas de fraca intensidade. A mola de separação fornece a velocidade relativa. Os parafusos explosivos podem ser fornecidos pelo fabricante do satélite ou pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores.

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O sistema de manobra orbital do CTS consiste na sua estrutura principal, motor de propulsão sólida, sistema de controlo, sistema de controlo a reacção e sistema de telemetria. A estrutura principal é composta por um painel central, estrutura de suporte de cargas e longarina. A parte inferior do painel está ligada ao motor de propulsão sólida e a parte superior está ligada com o suporte de cargas, formando um painel de apoio para os sistemas aviónicos. O cilindro tem uma forma estrutural de semi-monocoque. O motor de propulsão sólida fornece a força para as manobras do CTS. O impulso total do motor vai depender dos requerimentos específicos de cada missão. As características típicas são: Diâmetro (m)

0,54

Comprimento total (m)

<0,9

Massa total (kg)

<160

Massa do propolente (kg)

121,7

Impulso específico (m/s)

2.804

Impulso total (k+s)

341,3

Tempo de queima (s)

35

O CTS está equipado com um sistema de controlo independente que tem as seguintes funções: manter a estabilização do voo durante a fase de deriva e proporciona a orientação do conjunto para a atitude de queima do motor de propulsão sólida; activar o motor de propulsão sólida e controlar a atitude durante a queima; levar a cabo a correcção de velocidade terminal segundo os requisitos da missão; reorientar o conjunto e separar os veículos; e ajustar a orientação do CTS e iniciar a remoção de órbita. O sistema independente de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros ambientais do CTS no solo e durante o voo. A telemetria também fornece alguns dados orbitais na separação da carga. O sistema de controlo de reacção executa os comandos do sistema de controlo. Os motores utilizam hidrazina pressurizada controlada por válvulas solenóides. Existem quatro tanques, dois tanques de gás e 16 motores.

Lançamento do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y903210) às 0620:05UTC do dia 6 de Outubro de 1992. Este lançador colocou em órbita o satélite sueco Freja (22161 1992-064A) e o satélite recuperável chinês FSW-1 (4) (22162 1992-064B). O lançamento teve lugar desde o Complexo de Lançamento LA2B do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan.

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Em Órbita

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

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Em Órbita

A atitude de voo do eixo do veículo lançador está definida na figura ao lado.

O fabricante do satélite define o sistema de coordenadas do satélite. A relação ou orientação entre o veículo lançador e os sistemas do satélite serão determinados ao longo da coordenação técnica para projectos específicos.

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-2C O foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C é um veículo capaz de colocar cargas em órbitas terrestres baixas com uma capacidade de lançamento de 3.366 kg (para uma órbita a uma altitude de 200 km e uma inclinação de 63º). Adaptado com estágios superiores distintos, o CZ-2C pode levar a cabo várias missões.

•

Injectar cargas em órbitas terrestres baixas, que é a principal missão do CZ-2C de dois estágios;

•

Colocar cargas em órbitas terrestres baixas ou sincronizadas com o Sol, caso esteja equipado com o CTS.

A tabela seguinte mostra as especificações típicas para várias missões que podem ser levadas a cabo pelo foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C

Versão Órbita terrestre baixa

CZ-2C

Órbita terrestre baixa

CZ-2C/CTS

Órbita sincronizada com o Sol

CZ-2C/CTS

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Requisitos orbitais Apogeu=185~2.000 km Perigeu=185~400 km Apogeu=400~2.000 km Perigeu=400~2.000 km 400~2.000 km

Capacidade de lançamento

Local de Lançamento

3.366 kg (200 km/63º)

Jiuquan

2.800 kg (500 km/50º)

Jiuquan

1.456 kg (900 km)

Jiuquan

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Em Órbita

Performance do CZ-2C Chang Zheng-2C9 No total já foram levadas a cabo 32 lançamentos do CZ-2C em todas as suas versões, tendo uma taxa de sucesso de 100%. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-2C.

1975-111 1976-117 1978-011 1982-090 1983-086 1984-098 1985-096 1986-076 1987-067 1987-075 1988-067 1990-089

Veículo lançador Y2 Y3 Y4 Y1 Y2 Y3 / Y802403 Y4 / Y802504 Y5 / Y802605 Y6 / Y802706 Y7 Y8 Y9 / Y902009

Data de Lançamento 26-+ov-75 7-Dez-76 26-Jan-78 9-Set-82 19-Ago-83 12-Set-84 21-Out-85 6-Out-86 5-Ago-87 9-Set-87 5-Ago-88 5-Out-90

17:00:00 4:38:00 4:57:00 7:18:00 6:00:00 5:43:00 5:04:00 5:40:00 6:37:00 7:15:00 7:28:00 6:14:00

Local de Lançamento Jiuquan, LA2 Jiuquan, LA2 Jiuquan, LA2 Jiuquan, LA2 Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B Jiuquan, LA2B

1992-064

Y10 / Y903210

6-Out-92

6:20:05

Jiuquan, LA2B

1993-063

Y11

8-Out-93

8:00:00

Jiuquan, LA2B

1997-048

Y1

1-Set-97

14:00:15

Taiyuan, LC1

1997-077

Y2

8-Dez-97

7:16:00

Taiyuan, LC1

1998-018

Y3

25-Mar-98

17:01:00

Taiyuan, LC1

1998-026

Y4

2-Mai-98

9:16:53

Taiyuan, LC1

1998-048

Y5

20-Ago-98

23:01:00

Taiyuan, LC1

1998-074

Y6

19-Dez-98

11:30:00

Taiyuan, LC1

1999-032

Y7

11-Jun-99

17:15:33

Taiyuan, LC1

2003-061

Y1

29-Dez-03

19:06:18

Xi Chang

2004-012

Y14

18-Abr-04

15:59:00

Xi Chang

2004-029 2004-033 2004-046 2005-027 2006-035 2007-010

Y2 Y12 Y15 Y13 Y16 Y18

25-Jul-04 29-Ago-04 18-+ov-04 2-Ago-05 9-Set-06 11-Abr-07

7:05:18 7:50:05 10:45:00 7:30:02 7:00:04 3:27:15

Taiyuan, LC1 Jiuquan, SLS-2 Xi Chang Jiuquan, SLS-2 Jiuquan, SLS-2 Taiyuan, LC1

6-Set-08

3:25:03

Taiyuan, LC1

22-Abr-09 12-+ov-09

02:55:04,562 2:45:04

Taiyuan, LC1 Jiuquan, SLS-2

Lançamento

2008-041 2009-021 2009-061

Y19 Y21

Hora (UTC)

Satélites FSW-0 (1) (08452 1975-111A) FSW-0 (2) (09587 1976-117A) FSW-0 (3) (10611 1978-011A) FSW-0 (4) (13521 1982-090A) FSW-0 (5) (14288 1983-086A) FSW-0 (6) (15279 1984-098A) FSW-0 (7) (16177 1985-096A) FSW-0 (8) (17001 1986-076A) FSW-0 (9) (18306 1987-067A) FSW-1 (1) (18341 1987-075A) FSW-1 (2) (19368 1988-067A) FSW-1 (3) (20838 1990-089A) Freja (22161 1992-064A) FSW-1 (4) (22162 1992-064B) FSW-1 (5) (22859 1992-063A) Iridium MFS-1 (24925 1997-048A) Iridium MFS-2 (24926 1997-048B) Iridium-42 (25077 1997-077A) Iridium-44 (25078 1997-077B) Iridium-51 (25262 1998-018A) Iridium-61 (25263 1998-018B) Iridium-69 (25319 1998-026A) Iridium-71 (25320 1998-026B) Iridium-03 (25431 1998-048A) Iridium-76 (25432 1998-048B) Iridium-11 (25577 1998-074A) Iridium-20 (25578 1998-074B) Iridium-14A (25777 1999-032A) Iridium-20A (25778 1999-032B) Tan Ce-1 (28140 2003-061A) Tansuo-1 (28220 2004-012A) +axing-1 (28221 2004-012B) Tan Ce-2 (28382 2004-029A) FSW-4 (1) (28402 2004-033A) Shiyan Weixing-2 (28479 2001-046A) FSW-4 (2) (28776 2005-027A) Shi Jian-8 (29385 2006-035A) Hai Yang-1B (31113 2007-010A) Huan Jing-1A (33320 2008-041A) Huan Jing-1B (33321 2008-041B) YaoGan Weixing-6 (34839 2009-021A) Shi Jian 11-01 (36088 2009-061A)

O foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C de dois estágios é principalmente utilizado para levar a cabo missões destinadas à órbita terrestre baixa (altitude inferior a 500 km) e o CZ-2C Chang Zheng-2C/CTS é utilizado para colocar cargas em órbitas circulares em altitudes iguais ou superiores a 500 km, ou para missões em órbitas sincronizadas com o Sol. 9

A performance de lançamento descrita tem em conta as assumpções de existem limitações no que diz respeito à segurança dos dispositivos de seguimento do lançador e limitações impostas pelas estações de seguimento; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação estão incluídas na massa do lançador; é utilizada uma carenagem de protecção standard com um diâmetro de 3,35 metros e um comprimento de 8,368 metros; na separação da carenagem o calor aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; o impulso total do motor de propulsão sólida do CTS pode ser ajustado tendo em conta os diferentes requisitos para a missão; e os valores orbitais são dados tendo em conta um raio equatorial médio de 6.378,10 km.

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Em Órbita

O CZ-2C pode ser lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan (base principal), podendo também ser lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang e do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan.

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o CZ-2C Chang Zheng-2C (também para a versão CTS).

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 estágio / CTS Ignição do CTS Início do ajustamento de velocidade terminal Separação da carga Saída de órbita do CTS

Chang Zheng-2C Tempo de Voo (s) 0,000 10,000 120,270 121,770 231,670 350,770 566,234 / / / 569,234 /

Chang Zheng-2C/CTS Tempo de Voo (s) 0,000 10,000 120,270 121,70 231,670 301,184 613,333 616,333 2.888,347 2.928,347 3.013,347 3.213,347

1 – Lançamento; 2- manobra de arfagem; 3 – Final da queima do primeiro estágio; 4 – Separação entre o primeiro e o segundo estágio; 5 – Separação da carenagem; 6 – Final da queima do motor principal do segundo estágio; 7 – Final da queima dos motores vernier do segundo estágio; 8 – Separação entre o segundo estágio e o CTS; 9 – Ignição do motor de propulsão sólida do CTS; 10 – Início do ajustamento de velocidade terminal; 11 – Separação do satélite; 12 – Saída de órbita do CTS.

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Em Órbita

Velocidade Altitude Distância relativa de Voo ao Solo (m/s) (km) (km)

Evento

0,2 2.035,853 2.043,777 3.698,167 6.379,424 7.917,684 7.918,657 7.402,700 7.512,356 7.520,725

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 estágio / CTS Ignição do CTS Início do ajustamento de velocidade terminal Separação da carga

1,452 0,000 47,052 61,755 48,257 64,549 117,618 352,768 146,895 679,624 181,142 2.825,723 181,104 2.848,800 637,804 18.860,013 639,455 18.971,228 637,611 18,983,402

Projecção Projecção Latitude Longitude Satélite Satélite (º) (º) 38,661 111,608 38,106 111,633 38,081 111,635 35,490 111,729 32,551 111,813 13,252 112,076 13,045 112,077 -44,220 -80,123 -41,280 -80,001 -36,557 -79,808

Parâmetros característicos da trajectória de voo típica do foguetão CZ-2C. Tabela: Rui C. Barbosa.

As carenagens do CZ-2C 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.

Vários testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ2C, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc. Uma carenagem de protecção típica utilizada neste lançador tem um diâmetro de 3,35 metros e um comprimento de 8,368 metros. O comprimento da carenagem pode ser ajustado tendo em conta os requisitos da missão.

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 cónica frontal e secção cilíndrica. A secção cilíndrica consiste em duas partes: uma secção cilíndrica em favos de mel (superior) e uma secção cilíndrica química (inferior). A abóbada é um corpo semiesférico com um raio de 1 metro, 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 de encapsulamento e reforços.

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

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Em Órbita

Volume estático da carenagem para o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C de dois estágios (em cima: interface 937B e interface 1194A) e para a versão CTS (ao lado, interface com parafusos explosivos).

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Em Órbita

A parte superior da secção bicónica é um cone de 15º com uma altura de 2,647 metros. O diâmetro do anel superior e do anel base é de 1,930 metros. A secção tem uma constituição em favos de mel de alumínio.

A secção cilíndrica é composta por duas partes. A parte inferior é fabricada em alumínio alterado quimicamente e tem uma altura de 1,581 metros.

A parte superior é fabricada numa estrutura de alumínio em favos de mel e tem uma altura de 3,400 metros. Quase todas as portas de acessos estão localizadas na parte inferior. Existem 12 válvulas de ventilação na parte inferior com uma área total de 350 cm2. O comprimento da secção cilíndrica pode ser ajustado de acordo com os requisitos da missão.

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.

O anel base da carenagem está ligado com o segundo estágio por oito parafusos explosivos não contaminantes. O plano de separação longitudinal da carenagem está localizado no quadrante II-IV. O mecanismo de abertura longitudinal consiste em doze explosivos não contaminantes.

O mecanismo de separação da carenagem é composto por dois pares de dobradiças e doze 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 4 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 15º/s, a carenagem é ejectada. O processo cinemático é exemplificado ao lado. Podem ser incorporadas na secção bicónica da carenagem e na secção cilíndrica janelas transparentes às radiofrequências RF para fornecer ao satélite a capacidade de transmissão através da carenagem de acordo com as necessidades do utilizador. As janelas transparentes RF são fabricadas em fibra de vidro na qual a taxa de transparência é maior do que 85%. 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.

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Em Órbita

Galeria de imagens do CZ-2C Chang Zheng-2C

À esquerda: o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y4) momentos antes do seu lançamento às 0457UTC do dia 26 de Janeiro de 1978. Nesta missão foi colocado em órbita o satélite recuperável Fanhui Shi Wexing-0 (3) (10611 1978011A). Ao centro: lançamento do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y1) às 0718UTC do dia 9 de Setembro de 1984 para colocar em órbita o satélite recuperável Fanhui Shi Wexing-0 (4) (13521 1982-090A). À direita: o foguetão CZ2C Chang Zheng-2C (Y2) que colocou em órbita o satélite recuperável Fanhui Shi Weixing-0 (5) (14288 1983-086A).

Os três lançamentos foram levados a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan.

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Em Órbita

Lançamento do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C/SD (Y2) às 0716UTC do dia 8 de Dezembro de 1997 a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan. Nesta missão foram colocados em órbita os satélites Iridium-42 (25077 1997-077A) e Iridium-44 (25078 1997-077B).

Lançamento do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C/SM (Y1) às 1906:18UTC do dia 29 de Dezembro de 2003. Nesta missão foi colocado em órbita o satélite sino-europeu Tan Ce-1 ‘Double Star-1’ (28140 2003061A). O lançamento foi levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang.

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Em Órbita

Em cima: lançamento desde Xi Chang do CZ-2C Chang Zheng-2C/2 (Y14) transportando os satélites Tansuo-1 (28220 2004012A) e Naxing-1 (28221 2004-012B) às 1559UTC do dia 18 de Abril de 2004. Em baixo: (esquerda) lançamento desde Jiuquan do CZ-2C Chang Zheng-2C (Y12) às 0750:05UTC do dia 29 de Agosto de 2004 e que colocou em órbita o satélite recuperável FSW-4 (1) (28402 2004-033A); (centro) o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y15) é lançado às 1045UTC do dia 18 de Novembro de 2004 desde Xi Chang transportando o satélite Shiyan Weixing-2 (28479 2004-046A); (direita) o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y13) é lançado às 0730:02UTC do dia 2 de Agosto de 2005 desde Jiuquan transportando o satélite recuperável FSW-4 (2) (28776 2005-027A).

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Em Órbita

Lançamento do foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C (Y19) às 0255:04,562UTC do dia 22 de Abril de 2009 a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan. Nesta missão foi colocado em órbita o satélite YaoGan Weixing-6 (34839 2009-021A). Na página seguinte duas imagens não datadas do lançador Chang Zheng-2C.

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Em Órbita

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Em Órbita

CZ-2D Chang Zheng-2D (长征二号丁火箭) O foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D, fabricado pela Academia de Tecnologia Espacial de Xangai, é um veículo a dois estágios destinado a colocar satélites em órbitas terrestres baixas. O seu primeiro estágio é semelhante ao do foguetão lançador CZ-4 Chang Zheg-4, bem como o seu segundo estágio exceptuando uma secção de equipamento melhorada em relação ao CZ-4.

O CZ-2D Chang Zheng-2D tem a capacidade de colocar uma carga de 3.500 kg numa órbita a uma altitude de 200 km com uma inclinação de 28,0º em relação ao equador terrestre ou uma carga de 1.300 kg para uma órbita sincronizada com o Sol a uma altitude de 645 km. No lançamento desenvolve 2.961,6 kN, tendo uma massa total de 232.250 kg, um comprimento de 41,056 metros e um diâmetro de 3,35 metros.

O CZ-2D Chang Zheng-2D é principalmente lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan (áreas LA-2B e SLS-2), mas pode também ser lançado desde Xi Chang e Taiyuan.

O primeiro lançamento do CZ-2D teve lugar a 9 de Agosto de 1992 (0800UTC) quando o veículo Y1 colocou em órbita o satélite recuperável FSW-2 (1) (22072 1992-051A).

Estágio

Diâmetro (m) Comprimento (m) Massa (kg) Massa do propolente (kg) Propolente Motor Força (k+) Impulso específico (m/s) Impulso específico (nm) (s) Tempo de queima (s) Massa (kg) Comprimento (m) Diâmetro carenagem (m) Comprimento carenagem (m) Carga SSO (kg)

Primeiro estágio L-138 3,35 27,910 192.700 183.200 N2O4/UDMH YF-21C 2.961,6 289 259 170

Segundo L-35

Estágio

Motor principal

Motor vernier

3,35 10,9 39.550 35.550 N2O4/UDMH YF-24C 742,04 297 260 295 232.250 41,056 3,35 6,983 1.300

N2O4/UDMH 4 x YF-23 47,1 282 260

O CZ-2D Chang Zheng-2D pode utilizar dois tipos de carenagens de protecção distintas dependendo do tipo de carga a colocar em órbita. A carenagem Tipo A tem um diâmetro de 2,90 metros (com esta carenagem o lançador tem um comprimento total de 37,728 metros) e a carenagem Tipo B tem um diâmetro de 3,35 metros (comprimento total de 41,056 metros).

A tabela na página seguinte mostra todos os lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D.

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Em Órbita

Lançamento

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC)

Local de Lançamento

1992-051

Y1

9-Ago-92

8:00:00

Jiuquan, LA2B

1994-037

Y2

3-Jul-94

8:00:00

Jiuquan, LA2B

1996-059

Y3

20-Out-96

7:20:00

Jiuquan, LA2B

2003-051

Y4

3-+ov-03

7:20:04

Jiuquan, SLS-2

2004-039

Y5

27-Set-04

8:00:04

Jiuquan, SLS-2

2005-025

Y6

5-Jul-05

22:40:00

Jiuquan, SLS-2

2005-033

Y7

29-Ago-05

8:45:04

Jiuquan, SLS-2

2007-019

Y8

25-Mai-07

7:12:00

Jiuquan, SLS-2

2008-056

Y12

5-+ov-08

00:15:06,909

Jiuquan, SLS-2

2008-061

Y9

1-Dez-08

4:42:00

Jiuquan, SLS-2

2009-069

Y10

9-Dez-09

8:42:00

Jiuquan, SLS-2

2010-027

Y15

15-Jun-10

01:39:04,115

Jiuquan, SLS-2

2010-040

Y14

24-Ago-10

07:10:04,075

Jiuquan, SLS-2

2010-047

Y11

22-Set-10

02:42:00,835

Jiuquan, SLS-2

Satélites Fanhui Shi Weixing-2 (1) (22072 1992-051ª) Fanhui Shi Weixing-2 (2) (23145 1994-037ª) Fanhui Shi Weixing-2 (3) (24634 1996-059ª) Fanhui Shi Weixing-3 (1) (28078 2003-051ª) Fanhui Shi Weixing-3 (2) (28424 2004-039ª) Shi Jian-7 (28737 2005-025ª) Fanhui Shi Weixing-3 (3) (28824 2005-033ª) YaoGan Weixing-2 (31490 2007-019ª) Zheda PiXing-1 (31491 2007-019B) Shiyan Weixing-3 (33433 2008-056ª) Chuang Xin-1 (2) 33434 2008-056B) YaoGan Weixing-4 (33446 2008-061ª) Yaogan Weixing-7 (36110 2009-069ª) Shi Jian-12 (36596 2010-027ª) Tian Hui-1 (36985 2010-040ª) YaoGan Weixing-11 (37165 2010-047ª) Zheda PiXing-1ª (1) (37166 2010-047B) Zheda PiXing-1ª (2) (37167 2010-047C)

Galeria de imagens do CZ-2D Chang Zheng-2D Imagem esquerda: às 0800UTC do dia 3 de Julho de 2004 era lançado desde o Complexo de Lançamento LA2B de Jiuquan o foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (Y2) transportando o satélite recuperável Fanhui Shi Weixing-2 (2) (23145 1994-037ª).

Imagem direita: a 3 de Novembro de 2003 pelas 0720:04UTC era lançado o foguetão CZ2D Chang Zheng-2D (Y4) transportando o satélite recuperável Fanhui Shi Weixing-3 (1) (28078 2003-051ª).

Página seguinte: Lançamento do foguetão CZ2D Chang Zheng-2D (Y3) transportando o satélite recuperável Fanhui Shi Weixing-2 (3) (24634 1996-059ª). O lançamento teve lugar às 0720UTC do dia 20 de Outubro de 1996.

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Em Órbita

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Em Órbita

Na linha de cima: (esquerda) lançamento do satélite Fanhui Sui Weixing-3 (2) (28424 2004-039A) às 0800:04UTC do dia 27 de Setembro de 2004 pelo foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D/2 (Y5); (centro) lançamento do foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (Y6) às 2240UTC do dia 5 de Julho de 2005 que colocou em órbita o satélite Shi Jian-7 (28737 2005-024A); (direita) lançamento do satélite recuperável Fanhui Sui Weixing-3 (3) (28824 2005-033ª) às 0845:04UTC do dia 29 de Agosto de 2005.

Na linha de baixo: (esquerda) o foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (Y8) é lançado às 0712UTC do dia 25 de Maio de 2007 transportando os satélites YaoGan Weixing-2 (31490 2007-019ª) e Zheda PiXing-1 (31491 2007-019B); (centro) os satélites Shiyan Weixing-3 (33433 2008-056ª) e Chuang Xin-1 (2) (33434 2008-056B) são lançados pelo foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (Y12) às 0015:06,909UTC do dia 5 de Novembro de 2008; (direita) lançamento do foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (Y10) às 0842UTC do dia 9 de Dezembro de 2010 transportando o satélite YaoGan Weixing-7 (36110 2009-069A).

Página seguinte: lançamento do10º foguetão CZ-2D Chang Zheng-2D (número de série Y9) às 0442UTC do dia 1 de Dezembro de 2008 transportando o satélite YaoGan Weixing-4 (33446 2010-061A).

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Em Órbita

Sequência do lançamento do foguetão CZ-2D Chang Zheng2D (Y14) às 0710:04,075UTC do dia 24 de Agosto de 2010 a partir do Complexo de Lançamento SLS-2 do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. A bordo seguia o satélite de observação terrestre TH-1 Tian Hui-1 (36985 2010-040ª).

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Em Órbita

CZ-2E Chang Zheng-2E O foguetão lançador CZ-2E Chang Zheng-2E foi um veículo lançador chinês destinado aos lançamentos comerciais, tendo sido retirado de serviço para dar lugar ao foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B e após dois lançamentos mal sucedidos. Este veículo era lançado desde o Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang, tendo levado a cabo o seu lançamento inaugural a 16 de Julho de 1990 (o desenvolvimento deste lançador foi iniciado em 1988). A sua última missão teve lugar a 28 de Dezembro de 1995. O foguetão lançador CZ-2F Chang Zheng-2F, utilizado no programa espacial tripulado, é baseado no CZ-2E Chang Zheng-2E. O CZ-2E era uma versão alongada do CZ-2 Chang Zheng-2, tendo motores mais potentes e propulsores laterais de combustível líquido, sendo esta a primeira utilização de propulsores laterais por parte da China. Estes propulsores laterais estavam equipados com motores YF-20B que juntamente com os quatro motores principais do primeiro estágio criavam um tremendo ruído de 142 decibéis no lançamento.

O primeiro CZ-2E Chang Zheng-2E foi transportado para o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang em Abril de 1990 e após alguns trabalhos para a modificação do software, o veículo foi transportado para o Complexo de Lançamento LC2 em Junho. O primeiro lançamento foi adiado por vários dias devido à forte condensação criada no lançador devido ao tempo húmido.

Vencidos os contratempos, o primeiro lançamento teve lugar às 0040UTC do dia 16 de Julho de 1990 colocando em órbita o satélite de comunicações paquistanês Badr-1 e um modelo de um satélite HS-601 da Boeing.

O CZ-2E existia em três versões: a versão básica de dois estágios; uma versão de três estágios utilizando o estágio superior ETS para missões para a órbita terrestre baixa com altitudes superiores a 400 km e para órbita sincronizadas com o Sol (o ETS era um estágio superior estabilizado por rotação capaz de transportar um ou mais satélites); uma versão de três estágios para missões para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona utilizando o estágio EPKM. O lançador proporcionava interfaces flexíveis, tanto mecânicas como eléctricas, para vários tipos de satélites. O ambiente de lançamento que o satélite tinha de suportar, tais como vibrações, choque, pressão, acústica, aceleração e ambiente térmico, cumpriam os requisitos comuns no mercado internacional do lançamento de satélites.

Descrição técnica O CZ-2E Cheng Zheng-2E era um lançador a dois estágios auxiliado por quatro propulsores laterais de combustível líquido. O comprimento total era 49,686 metros com um diâmetro de carenagem de 4,2 metros. Consome tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 5.880 kN no lançamento e tendo uma massa de 460.000 kg. A seguinte tabela mostra as principais características do CZ-2E Chang Zheng-2E:

Estágio

Primeiro estágio L-180

Propulsores laterais LB-40

3,35 28,456 196.500 186.360 N2O4/UDMH DaFY6-2 2.961,6 289 261 166

2,25 15,326 41.000 x 4 37.768 x 4 N2O4/UDMH DaFY5-1 740,4 x 4 291 261 128

Segundo L-90 Motor principal

Diâmetro (m) Comprimento (m) Massa (kg) Massa do propolente (kg) Propolente Motor Força (k+) Impulso específico (m/s) Impulso específico (nm) (s) Tempo de queima (s) Massa (kg) Comprimento (m) Diâmetro carenagem (m) Comprimento carenagem (m) Carga SSO (kg)

3,35 15,118 91.500 84.777 N2O4/UDMH DaFY20-1 741,4 298 260 295 460.000 49,70 3,35 10,488 3.370

Estágio

EPKM

Motor vernier

N2O4/UDMH 4 x DaFY21-1 11,8 x 4 282 260

1,70 3,10 5.985 5.444 Sólido 117,00 298 135

O Chang Zheng-2E era capaz de colocar uma carga de 9.200 kg numa órbita a 200 km de altitude com uma inclinação de 28,0º ou uma carga de 3.370 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Para o desenvolvimento do CZ-2E foram feitas 36 inovações tecnológicas incluindo o desenvolvimento dos propulsores laterais de combustível líquido, o sistema de utilização de propolente, a utilização de uma plataforma de lançamento de grande escala, etc.

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Em Órbita

O sistema do CZ-2E 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, sistema de separação, etc.

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 pelo primeiro estágio, propulsores laterais e segundo estágio. O primeiro estágio inclui a secção inter-estágio, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, secção de trânsito posterior, secção posterior, sistema de alimentação de propolente, etc.

O segundo estágio inclui o adaptador do veículo lançador, secção de equipamento, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, sistema de alimentação de combustível, carenagem, etc. O adaptador do veículo lançador liga a carga com o segundo estágio do lançador e deriva as cargas entre eles. Os propulsores laterais consistem em secção cónica, tanque de oxidante, secção inter-tanque, tanque de combustível, secção de transição posterior, sistema de fornecimento de propolente, etc. A figura na página seguinte mostra a configuração do foguetão CZ-2E Chang Zheng2E/ETS. 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 propulsores utilizam os mesmos motores. Existe um motor principal e quatro motores vernier no segundo estágio, desenvolvendo uma força total de 788,5 kN.

Na página seguinte são mostrados os diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro e do segundo estágio.

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Em Órbita

Diagramas esquemáticos dos sistemas de propulsão do primeiro (no topo) e do segundo estágio do Chang Zheng-2E.

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Em Órbita

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.

A unidade de orientação fornece dados de movimento e de atitude do lançador e controla o voo tendo em conta a trajectória predeterminada. O sistema de controlo de atitude controla a atitude de voo para garantir a estabilização e a atitude de injecção ao satélite a colocar em órbita. O sistema de controlo reorienta o CZ-2C após o final da queima dos motores vernier do segundo estágio. O lançador pode induzir uma rotação no satélite de acordo com os requerimentos do utilizador. A rotação pode atingir as 10 rpm. O sequenciador e o distribuidor de energia fornecem a energia eléctrica ao sistema de controlo, sendo também utilizada para iniciar os sistemas pirotécnicos e para gerar os sinais temporais para determinados eventos.

O sistema de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros dos sistemas do lançador. O sistema de telemetria consiste de dois segmentos: sistemas de bordo e sistemas no solo. Os sistemas de bordo incluem sensores / conversores, dispositivos intermédios, bateria, distribuidores de energia, transmissores, sinalizador de rádio, etc. O sistema no solo está equipado com antenas, modem, gravador e processador de dados. O sistema de telemetria fornece os dados iniciais de injecção e gravação em tempo real aos dados de telemetria. No total, cerca de 460 parâmetros estão disponíveis para o CZ-2E. O sistema de rastreio e de segurança trabalha em conjunto com as estações terrestres para medir a trajectória e os parâmetros de injecção orbital finais. O sistema também fornece informação para meios de segurança. A auto-destruição do foguetão lançador pode ser levada a cabo de forma remota ou manual caso ocorresse alguma anomalia em voo. O desenho da medição de trajectória e de segurança são integrados em conjunto.

Durante a fase de voo do CZ-2E Chang Zheng-2E existem quatro eventos de separação: a separação dos propulsores laterais, separação entre o primeiro e o segundo estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o segundo estágio.

•

Separação dos propulsores laterais – os propulsores laterais estão acoplados ao primeiro estágio por três conjuntos de piro-mecanismos na secção frontal e um mecanismo de separação na secção posterior.

Quatro pequenos foguetões geram uma força dirigida para fora após a abertura simultânea dos mecanismos de separação.

•

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

•

Separação da carenagem – durante a separação da carenagem, os 12 parafusos explosivos que ligam a carenagem e o segundo estágio e 4 parafusos que ligam as duas metades abrem-se primeiro e depois os sistemas pirotécnicos ligados às juntas que ligam as duas conchas da carenagem são activados, com a carenagem a separar-se longitudinalmente. A carenagem volta-se para fora apoiada em dobradiças devido à força exercida por molas.

O foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E (Y1) antes do lançamento a 16 de Julho de 1990 com o satélite paquistanês Badr-1 e um modelo HS-601.

•

Separação entre a carga e o segundo estágio – após o final da queima dos motores vernier do segundo estágio, o conjunto é orientado para a atitude requerida. A carga está geralmente fixa com o lançador ao longo de uma banda de fixação ou com dispositivos explosivos não contaminantes. Após a separação, a carga é empurrada pela acção de molas.

A velocidade de separação é de entre 0,5 m/s a 0,9 m/s.

Para o lançador CZ-2E/EPKM existem uma separação entre o satélite e o EPKM após a separação deste conjunto do segundo estágio:

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Em Órbita

•

Separação entre a carga e o EPKM – Tipicamente, os satélites estão ligados ao EPKM por bandas de ligação e molas de separação. Após o final da queima do EPKM, a carga é empurrada pelas molas de separação.

Para o lançador CZ-2E/ETS existem uma separação entre o satélite e o ETS após a separação deste conjunto do segundo estágio: •

Separação entre a carga e o ETS – Tipicamente, os satélites estão ligados ao ETS por parafusos explosivos e molas de separação. Após o final da queima do ETS, os parafusos explosivos são activados, libertando a carga que é empurrada pelas molas de separação.

Estágios ETS e EPKM

O ETS é um estágio superior compatível com o foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O ETS consiste num dispensador de carga e num sistema de manobra orbital. O CZ-2E/ETS pode lançar satélites para órbitas terrestres baixas ou para órbitas sincronizadas com o Sol. O conjunto é colocado em órbita pelos estágios inferiores do CZ-2E (apogeu entre 400 km e 2.000 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude). O ETS entra então em ignição no apogeu e reorienta o conjunto segundo os requisitos da missão, procedendo à separação da carga em seguida. O ETS é capaz de se retirar de órbita após a separação da sua carga.

O dispensador de carga funciona para instalar e transportar os satélites.

O conjunto CZ-2E/ETS fornece dois tipos de dispensadores (Tipo A e Tipo B). O dispensador típico (Tipo A) é composto por um cilindro e um cone, tendo uma estrutura semi-monocoque (ao lado). O desenho específico depende da missão O sistema de separação do ETS pode separar a carga após a inserção na órbita desejada. O sistema de separação será desenhado para cumprir os requisitos do cliente na velocidade de separação, direcção de separação e níveis angulares, etc. A carga é geralmente ligada ao dispensador através de unidades explosivas de fraca intensidade. A mola de separação fornece a velocidade relativa. Os parafusos explosivos podem ser fornecidos pelo fabricante do satélite ou pela Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores.

O sistema de manobra orbital do ETS consiste na sua estrutura principal, motor de propulsão sólida, sistema de controlo, sistema de controlo de atitude e sistema de Em Órbita – Vol.9 - ..º 105 / Dezembro de 2010 (Ed. Especial)

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telemetria. A estrutura principal é composta por um painel central, estrutura de suporte de cargas e longarina. A parte inferior do painel está ligada ao motor de propulsão sólida e a parte superior está ligada com o suporte de cargas, formando um painel de apoio para os sistemas aviónicos. O cilindro tem uma forma estrutural de semi-monocoque. O motor de propulsão sólida fornece a força para as manobras do ETS. O impulso total do motor vai depender dos requerimentos específicos de cada missão. As características típicas são: Diâmetro (m)

0,99

Comprimento total (m)

1,5

Massa total (kg)

940

Impulso específico (+s/kg)

2.744

Impulso total (kg)

2.200

Tempo de queima (s)

75

O ETS está equipado com um sistema de controlo independente que tem as seguintes funções: manter a estabilização do voo durante a fase de deriva e proporciona a orientação do conjunto para a atitude de queima do motor de propulsão sólida; activar o motor de propulsão sólida e controlar a atitude durante a queima; levar a cabo a correcção de velocidade terminal segundo os requisitos da missão; reorientar o conjunto e separar os veículos; e ajustar a orientação do ETS e iniciar a remoção de órbita. A redundância do sistema é dada para garantir a fiabilidade. O sistema independente de telemetria funciona para medir e transmitir alguns parâmetros ambientais do ETS no solo e durante o voo. A telemetria também fornece alguns dados orbitais na separação da carga. O sistema de controlo de atitude executa os comandos do sistema de controlo. Os motores utilizam hidrazina pressurizada controlada por válvulas solenóides. Existem quatro tanques, dois tanques de gás e 16 motores.

Desenvolvido pela Corporação Química Hexi, o EPKM é um estágio superior a combustível sólido compatível com o foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O CZ-2E/ETS pode lançar satélites ate 3.500 kg para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona.

O conjunto é colocado em órbita pelos estágios inferiores do CZ-2E (altitude de cerca de 200 km). O EPKM entra então em ignição no nodo descendente e envia a carga para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona (apogeu de 35.786 km de altitude, perigeu de 200 km de altitude). Existe um isolamento térmico na parede interior do EPKM para garantir que a temperatura no momento do final da queima cumpra os requisitos.

As características típicas são: Diâmetro (m)

1.70

Comprimento total (m)

2,936

Massa total (kg)

6.001

Massa após a queima (kg)

529

Impulso específico (s)

292

Impulso total (kgs)

1589648

Tempo de queima (s)

87

Rotação (rpm)

40

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40

Em Órbita

A quantidade de propolente sólido no EPKM pode ser alterada dependendo das características da missão a executar. O EPKM é armado 60 minutos antes do lançamento a partir do solo. As operações com o EPKM devem ser levadas a cabo com um mínimo de temperatura de 0 ºC e um máximo de 40 ºC. A temperatura de armazenamento não deve ser inferior a 15 ºC e superior a 25 ºC. Missões que podem ser realizadas pelo CZ-2E O foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E era um veículo potente e versátil capaz de colocar cargas em órbitas terrestres baixas com uma capacidade de lançamento de 9.500 kg (para uma órbita a uma altitude de 200 km e uma inclinação de 28,5º). Adaptado com estágios superiores distintos, o CZ-2E pode levar a cabo várias missões.

•

Injectar cargas em órbitas terrestres baixas, que é a principal missão do CZ-2E de dois estágios;

•

Colocar cargas em órbitas terrestres baixas ou sincronizadas com o Sol, caso esteja equipado com o ETS.

•

Colocar cargas em órbitas de transferência para a órbita geossíncrona, caso esteja equipado com o EPKM.

A tabela seguinte mostra as especificações típicas para várias missões que podem ser levadas a cabo pelo foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E: Versão Órbita terrestre baixa

CZ-2E

Órbita terrestre baixa

CZ-2E

Órbita terrestre baixa

CZ-2E/ETS

Órbita sincronizada com o Sol

CZ-2E/ETS

Órbita de transferência para a órbita geossíncrona

CZ-2E/EPKM

Requisitos orbitais Apogeu=185~2.000 km Perigeu=185~400 km Apogeu=185~2.000 km Perigeu=185~2.000 km Apogeu=400~2.000 km Perigeu=400~2.000 km 400~2.000 km Apogeu=35.786 km Perigeu=200 km

Capacidade de lançamento

Local de Lançamento

9.500 kg (200 km/28,5º)

Xi Chang

8.400 kg (200 km/53º)

Jiuquan

6.060 kg (1.000 km/53º)

Jiuquan

4.340 kg (1.000 km)

Jiuquan

3.500 kg (28,5º)

Xi Chang

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 está no interior do plano de lançamento oposto ao 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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Performance do CZ-2E Chang Zheng-2E10 No total foram levadas a cabo 7 lançamentos do CZ-2E em todas as suas versões, tendo uma taxa de sucesso de 71,4%. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-2E. Lançamento

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC)

Local de Lançamento

1990-059

Y1

16-Jul-90

0:40:00

Xi Chang, LC2

1992-054 1992-090 1994-055 1995-F01 1995-064 1995-073

Y3 Y4 Y5 Y6 Y7 Y8

13-Ago-92 21-Dez-92 27-Ago-94 25-Jan-95 28-+ov-95 28-Dez-95

23:00:00 11:21:00 23:10:00 19:26:00 11:30:00 11:50:00

Xi Chang, LC2 Xi Chang, LC2 Xi Chang, LC2 Xi Chang, LC2 Xi Chang, LC2 Xi Chang, LC2

Satélites Badr-1 (20685 1990-059A) Modelo HS-601 Optus-B1 (22087 1992-054A) Optus-B2 (22278 1992-090A) Optus-B3 (23227 1994-055A) Apstar-2 Asiasat-2 (23723 1995-064A) EchoStar-1 (23754 1995-073A)

Ao lado: lançamento do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E (Y7) às 1130UTC do dia 28 de Novembro de 1995 e que colocou em órbita o satélite de comunicações Asiasat-2 (23723 1995064A).

O CZ-2E Chang Zheng-2E poderia ser lançado tanto do Centro de Lançamento de satélites de Xi Chang como do Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan. Este último seria mais utilizado para missões para a órbita terrestre baixa com inclinações altas ou para missões com órbitas sincronizadas com o Sol. Xi Chang era mais utilizado para missões para a órbita terrestre baixa com inclinações baixas ou para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona.

A capacidade de lançamento estava relacionada com as limitações impostas pela segurança do local de lançamento e pelos requisitos das estações de seguimento no solo. Para missões específicas, eram propostas capacidades de lançamento em relatórios de trajectória tendo por base análises detalhadas de optimização de performance do veículo lançador.

Performance do CZ-2E e do CZ-2E/ETS O foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E de dois estágios seria principalmente utilizado para levar a cabo missões para a órbita terrestre baixa. Nestas, duas missões eram tipicamente recomendadas: a) o CZ-2E lançava o satélite desde Jiuquan para uma órbita circular típica com uma altitude de 200 km e 53º de inclinação orbital; b) lançamento desde Xi Chang para uma órbita circular típica com uma altitude de 200 km e inclinação orbital de 28,5º.

10

A performance de lançamento descrita tem em conta as assumpções de existem limitações no que diz respeito à segurança dos dispositivos de seguimento do lançador e limitações impostas pelas estações de seguimento; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação estão incluídas na massa do lançador; O lançador transporta o propolente suficiente para atingir a órbita desejada com uma probabilidade não inferior a 99,73%; é utilizada uma carenagem de protecção standard com um diâmetro de 4,2 metros; na separação da carenagem o calor aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; o impulso total do motor de propulsão sólida do CTS pode ser ajustado tendo em conta os diferentes requisitos para a missão; e os valores orbitais são dados tendo em conta um raio equatorial médio de 6.378,140 km.

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Por outro lado, o CZ-2E/ETS seria utilizado para lançar satélites para órbitas terrestres baixas ou para órbitas sincronizadas com o Sol. Três missões poderiam ser recomendadas: a) o CZ-2E lançava o satélite desde Jiuquan para uma órbita circular típica com uma altitude de 1.000 km e 53º de inclinação orbital; b) o CZ-2E lançava o satélite desde Jiuquan para uma órbita circular típica com uma altitude de 1.000 km e 86º de inclinação orbital; c) o CZ-2E lançava o satélite desde Jiuquan para uma órbita sincronizada com o Sol com uma altitude de 1.000 km e 99,5º de inclinação orbital.

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o CZ-2E Chang Zheng-2E (a partir de Jiuquan).

Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores laterais Separação dos propulsores laterais 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 Fim do ajustamento de atitude Separação entre o 2º estágio / ETS Final da fase de deriva Ignição ETS Final da queima do ETS Ajustamento de velocidade terminal Separação do satélite

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Chang Zheng-2E Tempo de Voo (s) 0,000 12,000 139,336 140,836 158,411 159,911 200,911 464,637 574,637 677,637 / / / / / 680,937

Chang Zheng-2E/ETS Tempo de Voo (s) 0,000 12,000 139,336 140,836 158,411 159,911 200,911 464,607 574,607 / 577,603 3.223,983 3.223,983 3.283,580 3.353,580 3.403,580

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Performance do CZ-2E/EPKM O CZ-2E/EPKM era utilizado para lançar satélites para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona. A órbita de transferência típica era recomendada, isto é o CZ-2E lançava o satélite desde Xi Chang para uma órbita elíptica com um apogeu a 35.786 km de altitude, perigeu a 200 km de altitude e inclinação orbital de 28,5º.

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o CZ-2E Chang Zheng-2E/EPKM. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores laterais Separação dos propulsores laterais 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 Fim do ajustamento de atitude Separação entre o 2º estágio / EPKM Final da fase de deriva Ignição EPKM Final da queima do EPKM Separação do satélite

Chang Zheng-2E/EEPKM Tempo de Voo (s) 0,000 12,000 139,336 140,836 158,411 159,911 200,911 464,637 574,637 677,637 680,937 1.320,755 1.320,755 1.401,848 1.404,848

As carenagens do CZ-2E 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.

Vários testes foram levados a cabo no desenvolvimento da carenagem do CZ2E, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.

Uma carenagem de protecção típica utilizada neste lançador tem um diâmetro de 4,20 metros e um comprimento de 10,50 metros. O

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comprimento da secção cilíndrica é de 4,50 metros. Se necessário o comprimento da secção cilíndrica pode ser ajustado até 6,00 metros tendo em conta os requisitos da missão. O diâmetro máximo do volume estático é de 3,80 metros. 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 (Φ3800 mm) da secção cilíndrica da carenagem.

Na imagem ao lado estão duas representações do volume estático da carenagem do CZ2E Chang Zheng-2E: à esquerda o volume estático para missões para a órbita terrestre baixa e á direita o volume estático para missões para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

A estrutura da carenagem consiste numa abóbada, secção cónica frontal, secção cilíndrica e secção cónica inversa. A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metro, uma altura de 0,812 metros e um diâmetro de base de 1,997 metros.

Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel de encapsulamento e reforços.

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

A parte superior da secção bicónica é um cone de 17º com uma altura de 3,636 metros. A secção tem uma constituição em favos de mel de alumínio com uma espessura de 40 mm.

A secção cilíndrica é composta por dois cilindros com alturas de 1,50 metros e 3,00 metros respectivamente. A secção é fabricada é fabricada em alumínio com uma espessura de 40 mm. Existem dois acessos de ar condicionado abertos na parte superior da secção cilíndrica e 12 respiradouros na parte inferior com uma área total de 230 cm2.

A secção cónica inversa é um cone com 17º com um anel no topo de 4,20 metros de diâmetro e um anel inferior de 3,35 metros de diâmetro. É fabricado em alumínio em favos de mel com uma espessura de 40mm.

A superfície exterior da carenagem, especialmente a superfície da abóbada e a secção cónica frontal, é aquecida com uma corrente de ar a grande velocidade durante o lançamento. Logo, são adoptadas medidas para prevenir o aquecimento e garantir

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que a temperatura da superfície interior seja inferior a 90 ºC. A abóbada de fibra de vidro tem uma excelente função antiaquecimento. A superfície exterior da secção cónica frontal e a secção cilíndrica estão cobertas por um painel especial de cortiça com uma espessura que varia de 1,0 mm a 1,2 mm.

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

O anel base da carenagem está ligado com o segundo estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade dos parafusos explosivos é de 0,9999, e a sua força de tensão é de 176,6 kN. O plano de separação longitudinal da carenagem está localizado no quadrante IIII. O mecanismo de abertura longitudinal consiste numa corda explosiva, dois iniciadores, uma mangueira de aço com muitos orifícios pequenos (atenuador), rebites, dois conjuntos de juntas e quatro parafusos explosivos. A corda explosiva percorre a linha de separação das duas metades da carenagem. Dois iniciadores estão fixados a cada extremo da corda explosiva.

Quatro parafusos explosivos estão colocados nos ombros da carenagem e no fundo da secção cilíndrica. Os quatro parafusos explosivos, juntamente com os doze parafusos no plano de separação lateral, abrem-se em primeiro lugar. Então, os iniciadores activam a corda explosiva, e gás a lata pressão é gerado de forma instantânea, que se escapa por pequeno orifícios na mangueira de aço e provoca a expansão de uma outra mangueira, cortando os rebites. Nesta sequência, os dois conjuntos de juntas separam-se com as duas metades da carenagem, isto é a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado pela corda explosiva é selado num saco de gás, não havendo contaminação da carga. A mangueira de aço atenua a energia gerada pelo gás a alta pressão ao nível necessário que adiciona à carenagem a necessária velocidade de separação. A corda explosiva consiste em duas subcordas separadas que podem ser activadas de forma simultânea. Se uma subcorda é activada, a outra também o será, e todos os rebites podem ser cortados, logo separando a carenagem. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.

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 II e IV. 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.

A abóbada da carenagem é fabricada em fibra de vidro e a secção cónica frontal é fabricada em fibra de vidro em favos de mel, excepto as franjas de alumínio localizadas na linha do quadrante I, II, III, IV. As taxas de transparência para RF é maior do que 85%, logo não existem uma janela de RF na carenagem.

São proporcionadas seis portas de acesso na secção cilíndrica para permitir um acesso limitado à carga após a sua colocação no interior da carenagem. Algumas áreas da carenagem não podem ser seleccionadas para a localização das janelas de radiofrequência RF.

Alguns lançamentos do CZ-2E Chang Zheng-2E Algumas missões levadas a cabo pelo CZ-2E Chang Zheng-2E tiveram momentos dramáticos.

Apesar do sucesso relativo da primeira missão, a China viu-se perante um quase desastre a 22 de Março de 1992, data prevista para o lançamento do satélite de comunicações australiano Optus-B1. Já no final da contagem decrescente que havia decorrido sem problemas, dá-se a O foguetão CZ-2E Chang ignição dos motores do lançador. No entanto, 3 segundos após a ignição, os motores são Zheng-2E (Y1) antes do desactivados pelos computadores que entretanto haviam detectado uma falha milésimos de lançamento a 16 de Julho segundos antes do veículo abandonar a plataforma de lançamento LC2 do Centro de de 1990 com o satélite Lançamento do Satélites de Xi Chang. De facto, três das quatro estruturas de fixação do paquistanês Badr-1 e um foguetão à plataforma de lançamento já haviam sido abertas. Um incêndio foi declarado na modelo HS-601. base do CZ-2E Chang Zheng-2E. Não tendo em conta a sua segurança, pois estavam perante um veículo abastecido com propolentes hipergólicos altamente tóxicos, as equipas de técnicos correram em direcção da plataforma de lançamento para apagar o incêndio e desactivar os sistemas de ignição. Nenhum dos técnicos usava equipamento de segurança ou máscaras de protecção e todos eles acabaram por inalar os gases tóxicos que envolviam a base do lançador. Mais tarde, toda a equipa foi hospitalizada com muitos deles a vomitarem sangue devido ao envenenamento. Somente no dia 24 de Março foi possível tornar o veículo seguro após todo o propolente ter sido drenado dos tanques. O satélite Optus-B1 acabaria por ser lançado com sucesso a 13 de Agosto por um foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E (Y3).

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Um drama maior acabaria por ocorrer a quando do lançamento do satélite de comunicações australiano Optus-B2 a 21 de Dezembro de 1992. O lançamento ocorreu às 1121UTC sem qualquer problema, mas a T+70s os observadores puderam ver uma nuvem de gás a emergir da carenagem de protecção do satélite. As fases seguintes do lançamento decorreram sem problemas, mas o espanto foi geral quando se constatou que tudo o que havia chegado à órbita terrestre eram destroços do satélite.

Aparentemente, teria havido uma explosão que foi contida pela carenagem de protecção.

Foi anunciada uma comissão de inquérito de semanas após o lançamento haviam acusações cruzadas entre os representantes chineses, australianos e norteamericanos que haviam fornecido o estágio Star-63F. o lado americano culpava os técnicos chineses por estes fornecerem uma carenagem de protecção que teria cedido devido à intensa pressão dinâmica no lançamento, por seu lado, a China culpava os técnicos norte-americanos por não sido capazes de acoplar o estágio superior ao segundo estágio do lançador por forma a suportar a vibração do lançamento. Mais tarde as duas partes emitiam uma declaração na qual referiam que nem o lançador nem o satélite teriam sido a causa do acidente.

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Há duas páginas atrás: O foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E (Y3) é lançado a 13 de Agosto de 1992 às 2300UTC transportando o satélite australiano Optus-B1 e sequência de ignição do foguetão abortada do foguetão Chang Zheng-2E com o satélite Optus-B1 a 22 de Março de 1992 (imagens obtidas num documentário do Canal Discovery).

Na página anterior e seguinte: Imagens obtidas num documentário do Canal Discovery do lançamento do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E (Y6) a 25 de Janeiro de 1995 transportando o satélite Apstar-2. O lançador explodia pouco depois do lançamento.

Problemas mais sérios iriam ocorrer a 26 de Janeiro de 1995 quando o foguetão CZ-2E Chang Zhenh-2E (Y6) era lançado desde o Complexo de Lançamento LC2 de Xi Chang transportando o satélite Apstar-2. Equipado com um motor de apogeu norteamericano Star-63F, o Apstar-2 destinava-se à órbita geossíncrona. O lançamento teve lugar às 1926UTC e parecia correr sem problemas, mas a T+51s dava-se uma explosão na zona frontal do veículo que o destruiria por completo, despenhando-se não

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muito longe do complexo de lançamento. Para além dos danos materiais causados, este acidente provocou a morte a seis pessoas, ferindo outras 23.

Em resultado do acidente os lançamentos com o CZ-2E Chang Zheng-2E foram suspensos e uma nova comissão de inquérito estabelecida para analisar a determinar as causas do desastre. A explosão teve lugar no topo do lançador e mais uma vez as recriminações mútuas surgiram entre a China e os fabricantes do estágio Star-63F de novo associado a mais um desaire chinês.

As causas dos acidentes registados a 13 de Agosto de 1992 e a 26 de Janeiro de 1995 nunca foram reveladas pelas comissões de inquérito que as investigaram. Duas causas prováveis foram apontadas. A primeira aponta para a forma como o satélite de fabrico norte-americano deveria ser colocado no interior da carenagem de protecção, incapaz de suportar as altas pressões na fase de máxima pressão dinâmica. A segunda teoria aponta como causa provável problemas relacionados com o estágio Star-63F de fabrico norte-americano

CZ-2EA Chang Zheng-2EA O projecto do foguetão CZ-2EA Chang Zheng-2EA era uma versão melhorada do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E cujas características mais notáveis seriam os propulsores laterais de maior dimensão e uma carenagem também de maiores dimensões. O projecto terá sido iniciado em 1998 e ao contrário do CZ-2E Chang Cheng-2E, o CZ-2EA Chang Cheng-2EA seria lançado desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan (o que pode indicar a sua associação ao programa espacial tripulado).

Este lançador a três estágios teria um comprimento de 49,7 metros e um diâmetro de 3,35 metros, tendo uma massa de 463.700 kg. Este lançador seria capaz de colocar uma carga de 8.800 kg numa órbita terrestre baixa ou 3.400 kg numa órbita geostacionária11.

Estaria equipado com quatro propulsores laterais a combustível líquido que consumiriam UDMH e tetróxido de azoto. Cada propulsor teria um comprimento de 6,017 metros e um diâmetro de 2,25 metros, tendo uma massa de 41.000 kg.

Os seus quatro motores YF-20B desenvolveriam uma força de 300.000 kg no lançamento e teriam um tempo de queima de 125 s.

O seu primeiro estágio teria um comprimento de 23,7 metros e um diâmetro de 3,35 metros. Teria uma massa de 195.700 kg produzida e estaria equipado com quatro motores YF-21B que consumiriam UDMH e tetróxido de nitrogénio. No lançamento teria uma força de 300.000 kg e um tempo de queima de 160 segundos.

O segundo estágio teria um comprimento de 15,523 metros e um diâmetro de 3,35 metros. Teria uma massa de 93.500 kg produzida e estaria equipado um motor YF-24B que consumiria UDMH e tetróxido de nitrogénio. No lançamento teria uma força de 93.500 kg e um tempo de queima de 300 segundos.

O terceiro estágio teria um comprimento de 3,07 metros e um diâmetro de 1,7 metros. Este estágio teria uma massa de 5.900 kg produzida e estaria equipado com um motor SPTM-17 que consumiria propolente sólido e desenvolveria uma força de 21.00 kg, com um tempo de queima de 75 segundos.

11

Várias fontes referem dados distintos sobre este lançador indicando uma massa de 695.000 kg, comprimento de 53,60 metros e uma capacidade de carga de 14.000 kg.

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CZ-2F Chang Zheng-2F (长征二号 长征二号F火箭 长征二号 火箭) 火箭 ‘Shenjian’ O foguetão lançador CZ-2F Chang Zheng-2F é um veículo a dois estágios auxiliados no primeiro estágio por quatro propulsores a combustível líquido hipergólico. O CZ-2F, que recebeu a designação de ‘Shenjian’ (Seta Mágica) por parte do Presidente Jiang Zemin, foi desenvolvido tendo como base o foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O lançador é utilizado no programa espacial tripulado da China e é composto por quatro propulsores laterais, primeiro estágio, segundo estágio, carenagem e sistema de emergência. No total o CZ-2F consiste em dez subsistemas que incluem a estrutura do lançador, sistema de controlo, sistema de propulsão, sistema de processamento e detecção de avarias, sistema de emergência, sistema de telemetria, sistema de segurança e rastreio, sistema de utilização de propolente, sistema adicional e equipamento de solo.

No que diz respeito à colocação de cargas em órbita, o CZ-2 F Chang Zheng-2F retém a interface e a localização do sistema de orientação e ajuste de atitude da carga, adicionando um sistema de detecção de avarias, sistema de processamento e sistema de emergência para garantir a segurança da tripulação, permitindo a separação do módulo da tripulação em caso de contingência durante o lançamento.

As modificações sofridas referem-se a melhoria dos sistemas redundantes e ao aumento da força do segundo estágio para poder suportar cargas relacionadas com o programa tripulado. A característica que melhor define o CZ-2F é a semelhança da carenagem com os veículos lançadores russos 11A511U-FG Soyuz-FG, claramente baseado neste sistema.

Tendo um comprimento de 58,34 metros, um diâmetro de 3,35 metros e uma massa de 479.800 kg, o CZ-2F é capaz de colocar 7.600 kg numa órbita terrestre a 185 km de altitude e com uma inclinação orbital de 57,0º.

Os propulsores laterais (LB-40) têm um peso por unidade de 41.000 kg, pesando 3.200 kg sem combustível. Cada propulsor desenvolve 814 kN no vácuo com um Ies de 291 s (Ies-nm de 261 s) e um Tq de 128 s. Têm um comprimento de 15,326 metros, um diâmetro de 2,3 metros e uma envergadura de 8,0 metros. Estão equipados com um motor YF-20B que consome N2O4/UDMH. O primeiro estágio (L-180) tem um comprimento de 23,7 metros, um diâmetro de 3,4 metros e um peso bruto de 196.500 kg, pesando 9.500 kg sem combustível. Desenvolve 3.256 kN no vácuo, tendo um Ies de 289 s (Ies-nm de 261 s) e um Tq de 166 s. Está equipado com quatro motores YF20B que consomem N2O4/UDMH. O segundo estágio (L-90) tem um comprimento de 15,5 metros, um diâmetro de 3,4 metros e um peso bruto de 91.500 kg, pesando 5.500 kg sem combustível. Desenvolve 831 kN no vácuo, tendo um Ies de 298 s (Iesnm de 260 s) e um Tq de 295 s. Está equipado com um motor YF-25/23 que consome N2O4/UDMH. A carenagem de protecção tem um comprimento de 19,11 metros e um diâmetro de 3,60 metros.

A história do CZ-2F remonta a Março de 1999 quando surgem os primeiros rumores acerca do lançamento de um veículo tripulado chinês no Projecto921, lançado por uma versão melhorada do Chang Zheng-2E. Em Maio desse mesmo ano alguns jornais orientais relatam a ocorrência de um grave acidente no Centro Espacial de Jiuquan, com a explosão de um depósito de combustível que origina muitos mortos e atrasa o primeiro lançamento do programa. As primeiras fotografias do CZ-2F surgem na Internet no dia 9 de Junho de 1999, juntamente com a imagem do edifício de integração e montagem no Centro Espacial de Jiuquan. Então é referido que essas imagens foram obtidas em Maio de 1998 pela companhia de construção mongol a operar no complexo. Na altura muitos anunciaram que a fotografia era falseada, mas posteriormente verificou-se que tal não era verdade e que se tratara de uma fuga de informação intencional.

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Lançamento

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC)

Local de Lançamento

1999-061

Y1

19-+ov-99

22:20:00

Jiuquan, SLS-R

2001-001

Y2

9-Jan-01

17:00:03.651

Jiuquan, SLS-R

2002-014

Y3

25-Mar-02

14:15:00

Jiuquan, SLS-R

2002-061

Y4

29-Dez-02

16:40:09.543

Jiuquan, SLS-R

2003-045

Y5

15-Out-03

1:00:03.497

Jiuquan, SLS-R

2005-040

Y6

12-Out-05

1:00:03.583

Jiuquan, SLS-R

2008-047

Y7

25-Set-08

13:10:04.988

Jiuquan, SLS-R

Satélites Shenzhou-1 (25956 1999-061A) Shenzhou-2 (26664 2001-001A) Shenzhou-3 (27397 2002-014A) Shenzhou-4 (27630 2002-061A) Shenzhou-5 (28043 2003-045A) Shenzhou-6 (28879 2005-040A) Shenzhou-7 (33386 2008-047A) Ban Xing-1 (33392 2008-047G)

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o CZ-2F Chang Zheng-2F. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores laterais Separação dos propulsores laterais 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 da carga

Chang Zheng-2F Tempo de Voo (s) 0,0 12,0 136,1 136,6 158,9 159,4 200,4 461,6 538,6 583,6

Desenho esquemático da carenagem de protecção do CZ-2F e lançamento do foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y1) transportando a cápsula espacial Shenzhou a 19 de Novembro de 1999. O lançamento teve lugar desde o novo complexo de lançamento em Jiuquan.

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Galeria de imagens do CZ-2F Chang Zheng-2F

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O foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y2) transportando a cápsula espacial Shenzhou-2 momentos antes do lançamento a 9 de Janeiro de 2001 desde Jiuquan.

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Em Órbita

Em cima à esquerda: o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y3) com a Shenzhou-3 lançado a 25 de Março de 2002. Em Cima à direita: o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y5) com a Shenzhou-5, que seria tripulada por Yang Liwei, a caminho da plataforma de lançamento.

Ao lado: o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y4) com a Shenzhou-1 lançado a 15 de Outubro de 2003. Em baixo: o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y6) com a Shenzhou-6, que seria tripulada por Fei Junglong e Nie Haisenhg, lançado a 12 de Outubro de 2006.

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Em Órbita

Em cima: complexo de lançamento SLS em Jiuquan e montagem do foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F (Y7) que lançaria a terceira missão espacial tripulada da China, a Shenzhou-7, 25 de Setembro de 2008, tripulada por Zhai Zhigang, Liu Buoming e Jing Haipen (páginas seguintes).

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CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G e CZ-2F/H Chang Zheng-2F/H Com os respectivos lançamentos inaugurais previstos a partir de 2011, os novos lançadores CZ-2F/G Chang Zheng-2F/G e CZ2F/H Chang Zheng-2FH serão os novos vectores utilizados no programa espacial tripulado da China e estão a ser desenvolvidos pela Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores.

Esta segunda geração de foguetões lançadores tripulados foi anunciada pela primeira vez em 2006. Em Junho de 2008 era referido por Liu Zhusheng, Desenhador Chefe do lançador CZ-2F Chang Zheng-2F e principal conselheiro para o desenvolvimento dos novos lançadores, que a missão Shenzhou-7 seria colocada em órbita pelo último CZ-2F e que as futuras missões tripuladas seriam lançadas por versões melhoradas deste lançador.

O CZ-2F será melhorado com características inovadoras e o seu desenvolvimento será feito em duas fases. A primeira fase será o desenvolvimento de um foguetão lançador destinado a missões não tripuladas (pequenos componentes de estações espaciais, veículos de carga ou outros satélites). Este será o lançador CZ2F/G Chang Zheng-2F/G. A este lançador não será incorporada a torre de emergência, pois é desnecessária em lançamentos não tripulados, e estará equipado com uma carenagem de protecção de carga de maior diâmetro. O lançador terá uma maior capacidade de carga que poderá atingir os 11.200 kg.

Na nova versão ver-se-á uma completa remodelação do sistema de orientação inercial, do sistema de controlo de voo e dos sistemas electrónicos, proporcionando assim uma melhor precisão na inserção orbital e aumento da redundância dos sistemas.

A segunda fase do desenvolvimento do CZ-2F surgirá com o CZ-2F/H Chang Zheng-2F/H que utilizará motores YF100 que consomem oxigénio líquido (LOX) e querosene. Esta versão deverá estar disponível para lançamentos tripulados e não tripulados.

As futuras missões Shenzhou tripuladas serão colocadas em órbita pelo CZ-2F/H que terá uma capacidade de carga de 12.500 kg, tendo uma massa de 582.000 kg no lançamento e um comprimento de 57 metros.

A versão não tripulada poderá colocar em órbita veículos com uma massa de 13.000 kg e terá uma massa de 579.000 kg no lançamento e um comprimento de 52 metros.

O CZ-2F/H utilizará um módulo central (primeiro estágio) com um diâmetro de 3,35 metros auxiliado por quatro propulsores laterais de combustível líquido com um diâmetro de 2,25 metros. O primeiro estágio estará equipado com dois motores YF-100 e os propulsores laterais estarão equipados com um motor YF-100.

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CZ-3 Chang Zheng-3 (长征三号火箭 长征三号火箭) 长征三号火箭 O foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 foi desenvolvido pela China tendo como objectivo proporcionar o acesso á órbita geossíncrona.

Este lançador era um veículo a três estágios cujos dois primeiros estágios eram baseados no foguetão CZ-2 Chang Zheng-2 construídos pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai e o terceiro estágio era fabricado Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores. A maior parte da sua tecnologia e equipamento de voo fora qualificada no desenvolvimento e missões do Chang Zheng-2. O terceiro estágio estava equipado com um motor criogénico e para além de colocar uma carga de 1.500 kg numa órbita geossíncrona, era também capaz de colocar um satélite numa órbita elíptica ou numa órbita terrestre baixa, além de órbitas sincronizadas com o Sol. O terceiro estágio utilizou o primeiro motor criogénico da China cujo desenvolvimento foi visto como um grande avanço tecnológico. A China teve de ultrapassar muitos problemas na tecnologia de baixas temperaturas e no desenvolvimento da capacidade para reactivar o motor em órbita. O motor tinha uma força em vácuo de 44 kN. Três dos lançamentos deixaram satélites em órbitas mais baixas do que previsto, o que demonstra as dificuldades encontradas no desenvolvimento da tecnologia criogénica.

O primeiro lançamento do CZ-3 Chang Zheng-3 (Y3) teve lugar a 1 de Fevereiro de 1996 colocando em órbita o satélite Shiyong Tongbu Tongxin Weixing (STTW), literalmente satélite de comunicações geostacionário operacional.

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O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica para o CZ-3 Chang Zheng-3.

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 Ignição do 3º estágio Final da queima do 3º estágio Separação da carga

Lançamento 1984-008 1984-035 1986-010 1988-014 1988-111 1990-011 1990-030 1991-088 1994-043 1996-039 1996-048 1997-029 2000-032

Veículo Data de Hora Local de Lançador Lançamento (UTC) Lançamento Y1 29-Jan-84 12:25:00 Xi Chang, LC1 Y2 8-Abr-84 11:20:00 Xi Chang, LC1 Y3 1-Fev-86 12:37:00 Xi Chang, LC1 Y4 7-Mar-88 12:41:00 Xi Chang, LC1 Y5 22-Dez-88 12:40:00 Xi Chang, LC1 Y6 4-Fev-90 12:27:03 Xi Chang, LC1 Y7 7-Abr-90 13:30:02 Xi Chang, LC1 Y9 28-Dez-91 12:00:00 Xi Chang, LC1 Y8 21-Jul-94 10:31:00 Xi Chang, LC1 Y10A 3-Jul-96 10:47:00 Xi Chang, LC1 Y14 18-Ago-96 10:27:00 Xi Chang, LC1 Y11 10-Jun-97 12:01:00 Xi Chang, LC1 Y12 25-Jun-00 11:50:00 Xi Chang, LC1

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Chang Zheng-3 Tempo de Voo (s) 0,0 10,0 126,7 127,9 259,2 255,2 262,2 263,2 263,2 1.253,7 1.292,7

Satélites Shiyan Weixing (14670 1984-008A) Shiyan Tongbu Tongxin Weixing (14899 1984-035A) Shiyong Tongbu Tongxin Weixing-1 (16526 1986-010A)

ZhongXing-1 'STTW-2' (18922 1988-014A) ZhongXing-2 'STTW-3' (19710 1988-111A) ZhongXing-3 'STTW-4' (20473 1990-011A) Asiasat-1 (20558 1990-030A) ZhongXing-4 'STTW-5' (21833 1991-088A) Apstar-1 (23185 1994-043A) Apstar-1A (23943 1996-039A) ZhongXing-7 (24282 1996-048A) Feng Yun-2A (24834 1997-029A) Feng Yun-2B (26382 2000-032A)

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Desenvolvimento do CZ-3 Chang Zheng-3 O desenvolvimento do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 surge da necessidade da China proceder ao desenvolvimento do seu próprio sistema de satélites de comunicações geostacionários. Este desenvolvimento ofereceria à China a possibilidade de fornecer telecomunicações avançadas para o seu vasto território. As ligações de comunicações rápidas por satélite são actualmente um elemento fundamental para o desenvolvimento e avanço de qualquer sociedade moderna.

No entanto, a colocação de um satélite numa órbita geostacionária a 36.000 km de altitude requer um foguetão potente capaz de colocar uma pesada carga em órbita e executar as manobras necessárias para diminuir a inclinação orbital para assim atingir a órbita geostacionária. Por outro lado, e apesar de ser possível colocar uma carga numa órbita geostacionária com um lançador convencional a três estágios, é necessária a utilização de propolentes mais poderosos para assim se poder colocar uma carga considerável em órbita.

A necessidade de um foguetão de maior potência levou os engenheiros chineses a considerar a possibilidade de desenvolvimento de um foguetão que consumisse combustível criogénicos, isto é oxigénio líquido, LOX, (oxidante) e hidrogénio líquido, LH2, (combustível). O hidrogénio apesar de proporcionar 50% mais força do que os veículos convencionais, é de manuseamento extremamente difícil estando a uma temperatura de 253 ºC (o LOX estando a -183 ºC). Este tipo de propolentes requerem assim metais mais resistentes e que não sejam afectados pelas temperaturas extremas. O oxidante e o combustível criogénico evaporam-se rapidamente durante o processo de abastecimento e momentos finais da contagem decrescente, havendo a necessidade de se manter um abastecimento constante até momento antes da ignição.

Após estudarem as opções para o desenvolvimento de um foguetão mais potente, em Agosto de 1974 a China decide avançar no caminho do desenvolvimento de um estágio superior criogénico. No entanto, os trabalhos relacionados com esta tecnologia datam de Março de 1965 quando foram realizados os primeiros testes com hidrogénio líquido no Instituto de Pesquisa de Motores de Foguetões a Combustível Líquido. Os primeiros testes de combustão foram levados a cabo em Janeiro de 1971 e as primeiras bombas para motores a hidrogénio líquido foram ensaiadas em Março de 1974.

O foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 (Y3) na Plataforma de Lançamento LC1 do Centro de Lançamento de satélites de Xi Chang antes do seu lançamento a 1 de Fevereiro de 1986.

O director dos trabalhos de desenvolvimento e construção do foguetão CZ-1 Chang Zheng-1, Ren Xinmin, foi nomeado supervisor do projecto do CZ-3 Chang Zheng-3, enquanto que Xier GuangXuan, era nomeado desenhador projectista chefe. O novo lançador teria 43,25 metros de altura e um diâmetro de 3,35 metros, pesando 202.000 kg e desenvolvendo uma força de 280.000 kg no lançamento. O desenvolvimento do terceiro estágio foi entregue à Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores enquanto que o primeiro e o segundo estágio seriam entregues ao Instituto de Maquinaria e Desenho Eléctrico de Xangai. Os desenhos preliminares foram aprovados em Março de 1978.

Para o novo estágio superior era necessário um novo motor, o YF73. Este novo motor possuía quatro câmaras de combustão, tinha uma força de 4.500 kg e poderia ser orientado 25º em relação ao seu eixo vertical. Em 1979 o novo motor havia sido aprovado nos testes estáticos e ficou provado que poderia ser reactivado em órbita. Tal como acontece na maior parte do desenvolvimento dos motores de foguetões, o desenvolvimento do YF-73 encontrou a sua parte de problemas relacionados com o sobreaquecimento, fugas de hidrogénio e a incapacidade de alguns materiais em aguentar a tensão do motor.

Eventualmente, os problemas de desenvolvimento acabaram por ser resolvidos e os testes finais aos estágios do novo lançador realizaram-se em 1983. Um dos testes realizados em Maio de 1983 acabou por revelar uma grave fuga de hidrogénio que foi

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prontamente resolvida e permitiu a realização de um teste com sucesso a 26 de Julho desse ano. No entanto, em Janeiro de 1978 um motor explodia durante um teste, danificando vários edifícios e provocando a morte a vários especialistas.

O primeiro CZ-3 Chang Zheng-3 foi transportado para a plataforma de lançamento no dia 1 de Janeiro de 1984 e o seu lançamento estava previsto para o dia 26 de Janeiro. Logo após o início do abastecimento do foguetão, deu-se uma avaria numa plataforma de orientação o que implicava a incapacidade de se poder orientar o foguetão durante o lançamento.

Havia então a necessidade de se remover a plataforma, perdendo-se a janela de lançamento. O foguetão foi drenado dos seus propolentes e foram iniciados os trabalhos para substituir a plataforma de orientação. A 29 de Janeiro o CZ-3 Chang Zheng-3 (Y1) estava pronto para uma nova tentativa de lançamento que acabou por ter lugar às 1225UTC. Este foi o primeiro lançamento desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang, o novo centro espacial criado para ao lançamento de cargas para a órbita geossíncrona. O satélite experimental Shiyan Weixing juntamente com o estágio superior ficou colocado numa órbita com um apogeu a 448 km de altitude, perigeu a 308 km de altitude e inclinação orbital de 31º. O terceiro estágio deveria entrar novamente em ignição para colocar o satélite a caminho da órbita geossíncrona, no entanto uma falha no seu motor após 3 segundos de ignição, deixou o satélite «preso» naquela órbita. Apesar deste frustrante desaire, os engenheiros chineses decidiram levar a cabo todas as manobras que seriam realizadas no procedimento de colocação do satélite na órbita geossíncrona. O satélite acabou por ser colocado numa órbita com um apogeu a 6.480 km de altitude e perigeu a 400 km de altitude com o auxílio do motor de apogeu, alterando também a sua inclinação orbital para 36º. Os sistemas do satélite foram todos testados o que permitiu aos engenheiros chineses levar a cabo melhorias em modelos posteriores.

O lançamento do CZ-3 Chang Zheng-3 (Y2) decorreria sem problemas às 1120UTC do dia 8 de Abril de 1984 e desta vez o terceiro estágio não teria qualquer problema em colocar À esquerda: o foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 (Y7) durante os em órbita o satélite experimental de comunicações preparativos na plataforma de lançamento em Xi Chang. Note-se a Shiyan Tongbu Tongxin Weixing. ausência da carenagem com o Asiasat-1. À direita: o CZ-3 Chang Zheng-3 (Y1) que colocou em órbita o satélite experimental Shiyan Weixing a 29 de Janeiro de 1984.

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Lançamento do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3 (Y10A) às 1047UTC do dia 3 de Julho de 1996 transportando o satélite de comunicações Apstar-1A.

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CZ-3A Chang Zheng-3A (长征三号甲火箭 长征三号甲火箭) 长征三号甲火箭 O foguetão lançador CZ-3A Chang Zheng-3A 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

YF-24E Motor

4 x YF-21C

YF-22E (principal)

YF-75

YF-23C (vernier) 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

Em comparação com o CZ-3 Chang Zheng-3, o CZ-3A melhora de forma considerável a sua performance e é capaz de duplicar a capacidade de carga na órbita geossíncrona, possuindo um primeiro e segundo estágio melhorado e um terceiro estágio de maiores dimensões. Este foi totalmente redesenhado para ser equipado com o motor YF-75. Em relação ao CZ-3, possui um novo sistema digital avançado.

O desenvolvimento do motor YF-75 demorou cinco anos e foi levado a cabo numa fábrica aberta que não impedia a entrada do ar gelado no Inverno e do calor tórrido do Verão.

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 pelo 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 bicónica, 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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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.

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

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-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 CZ3A 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.

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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 CZ3A 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

Veículo Lançador

Data de Lançamento Hora (UTC)

1994-010

Y901201 (?)

8-Fev-94

8:33:53

1994-080

Y901302

29-+ov-94

17:02:00

1997-021

CZ3A-3

11-Mai-97

16:17:00

2000-003

Y4 (?)

25-Jan-00

16:45:05

2000-069

CZ3A-5

30-Out-00

16:02:00

2000-082

CZ3A-6

20-Dez-00

16:20:00

2003-021

Y7

24-Mai-03

8:34:00

2003-052

Y8

14-+ov-03

16:01:00

2003-042

Y9

19-Out-04

1:20:00

2006-038

Y10

12-Set-06

16:02:00

2006-053

Y11

8-Dez-06

0:53:23

2007-003

Y12 (?)

2-Fev-07

16:28:00

2007-011

Y13

13-Abr-07

20:11:00

2007-021

Y15

31-Mai-07

16:08:00

2007-051

Y14

24-Out-07

10:05:04.602

2008-066

Y20

23-Dez-08

00:54:04.330

2010-036

Y16

31-Jul-10

21:30:04.278

2010-064

Y21

24-+ov-10

16:09:04.339

2010-068

Y18

18-Dez-10

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Satélites SJ-4 Shi Jian-4 (22996 1994-010A) Kua Fu-1 (23009 1994-010B) ZX-6A ZhongXing-6A (23415 1994-080A) ZX-6 ZhongXing-6 (34798 1997-021A) ZX-22 ZhongXing-22 (26058 2000-003A) BD-1A BeiDou-1A (26599 2000-069A) BD-1B BeiDou-1B (26643 2000-082A) BD-1C BeiDou-1C (27813 2003-21A) ZX-20 ZhongXing-20 (28080 2003-52A) FY-2C Feng Yun-2C (28451 2004-042A) ZX-22A Zhongxing-22A 'Feng Huo-3' (29398 2006-038A) FY-2D Feng Yun-2D (29640 2006-53A) BD-1D BeiDou-1D (30323 2007-003A) BeiDou-2 'Compass-1M' (31115 2007-011A) Xinnuo-3 'SinoSat-3' (31577 2007-021A) Chang'e-1 (32273 2007-051A) FY-2E Feng Yun-2E (33463 2008-066A) BeiDou-2 'Compass-I1' (36828 2010-036A) ZX-20A ZhongXing-20A 'Shen Tong-1B' (37234 2010-064A) BeiDou-2 'Compass-I2' (XXXXX 2010-068A)

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Em Órbita

Descrição da missão do CZ-3A12 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.

12

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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Em Órbita

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.

Lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y) com o satélite meteorológico FY-2C Feng Yun-2C.

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Em Órbita

As carenagens do CZ-3A 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 separada 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.

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

A parte superior da secção bicónica é um cone de 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 bicónica, 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.

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Em Órbita

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

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

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

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.

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Em Órbita

À esquerda o processo dinâmico de separação da carenagem de protecção no foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. À direita duas imagens do lançamento do CZ-3A Chang Zheng-3A (Y10) transportando o satélite de comunicações Zhongxing-22A.

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Galeria de imagens do CZ-3A Chang Zheng-3A

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Na página anterior: (em cima à esquerda) o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y4) é lançado a 25 de Janeiro de 2000 transportando o satélite de comunicações ZhongXing-22. (em cima á direita) lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y7) transportando o satélite de navegação BeiDou-1C a 27 de Maio de 2003. (em baixo) lançamento do satélite meteorológico Feng Yun-2D por um foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y11) a 8 de Dezembro de 2006.

Nesta página: (imagens no topo) ignição e lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y12) transportando o satélite de navegação BeiDou-1D a 2 de Fevereiro de 2007. (em cima à esquerda) lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng3A (Y13) a 13 de Abril de 2007 transportando o satélite de navegação BeiDou-2 ‘Compass-1M’. (em cima ao centro) lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y15) a 31 de Maio de 2007 transportando o satélite de comunicações Xinnuo-3. (em cima à direita) lançamento da primeira sonda lunar da China, a Chang’e-1, pelo foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y14) a 24 de Outubro de 2007.

Na página seguinte: (em cima) lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y16) a 31 de Julho de 2010 transportando o satélite de navegação BeiDou-2 ‘Compass-I1’. (imagens em baixo) lançamento do foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A (Y21) a 24 de Novembro de 2010 transportando o satélite de comunicações militar ZhongXing-22A.

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O CZ-3B Chang Zheng-3B (长征三号乙火箭 长征三号乙火箭) 长征三号乙火箭 O foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B representa uma evolução em relação ao lançador orbital CZ-3A Chang Zheng-3A, sendo um dos veículos mais potentes disponíveis pela China. O CZ-3B é um lançador a três estágios auxiliados por quatro propulsores laterais de combustível hipergólico, possuindo uma grande capacidade de carga para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona utilizando para tal tanques de propolente mais largos e uma maior ogiva.

A Academia Chinesa de Tecnologia de Veículos Lançadores (CALT) iniciou o desenho do CZ-3A Chang Zheng-3A em meados dos anos 80. O CZ-3A é um veículo lançador a três estágios com uma capacidade de 2.600 kg para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona. O seu terceiro estágio utiliza propolentes criogénicos, isto é hidrogénio e oxigénio líquido. A capacidade do CZ-3B para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 5.100 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3B proporciona quatro tipos de carenagens de protecção e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade.

As principais características do CZ-3B estão assinaladas na seguinte tabela.

Estágio

Propulsores laterais

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

426.000

Massa no lançamento (kg)

N2O4/UDMH

Propolente

LOX/LH2

Massa do Propolente (kg)

37.746 (x4)

171.775

49.605

18.193

Massa do estágio (kg)

41.000 (x4)

179.000

55.000

21.000

YF-24E Motor

YF-25

YF-21C

YF-22E (Principal)

YF-75

YF-23C (Vernier) 742 (Principal)

Força (k+)

740,4 (x4)

2.961,6

Impulso específico (s)

291

189

297

440

Imp. esp. nível do mar (s)

261

259

260

-

Tempo de queima (s)

128

155

110

470

Diâmetro (m)

2,25

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

15,326

23,272

9,943

12,375

11,8 x 4 (Vernier)

Comprimento carenagem (m)

9,56

Diâmetro carenagem (m)

4,0

Comprimento total (m)

4.312

54,838

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

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

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Em Órbita

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Em Órbita

Cada propulsor lateral é composto pela zona frontal, tanque de oxidante, zona inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, estabilizador, válvulas e condutas, etc.

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

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

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

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

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Em Órbita

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

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

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

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

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Em Órbita

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

•

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

•

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

•

Separação entre o segundo e o terceiro estágio – a separação entre o segundo e o terceiro estágio é uma separação a frio. Os parafusos explosivos são accionados em primeiro lugar e depois pequenos retrofoguetões 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.

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Em Órbita

•

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

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

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

Transportar cargas para órbitas de transferência para a órbita geossíncrona (GTO). Esta será a função primária do CZ-3B e o objectivo da sua concepção.

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

•

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

•

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

•

Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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Em Órbita

Performance do CZ-3B Chang Zheng-3B No total já foram levadas a cabo 12 lançamentos do CZ-3B, tendo uma taxa de sucesso de 91,7% (ou 83,3% se assumirmos que o lançamento do Palapa-D foi um lançamento mal sucedido). O primeiro lançamento do CZ-3B teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 (1901UTC) quando o veículo Y1 tentou colocou em órbita o satélite Intelsat-708. Infelizmente o lançamento levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang não foi bem sucedido devido a um problema no sistema de orientação do lançador que acabou por se despenhar 22 segundos após abandonar a plataforma de lançamento LC2, matando ou ferindo 59 pessoas. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3B: Lançamento Veículo lançador 1996-F01 Y1

Data de Lançamento 14-Fev-96

Hora (UTC) 19:01:00

1997-042

Y2

20-Ago-97

17:50:00

1997-062

Y3

16-Out-97

19:13:00

1998-033

Y5

30-Mai-98

10:00:00

1998-044

Y4

18-Jul-98

9:20:00

2005-012

Y6

12-Abr-05

12:00:00

2006-045

Y7

29-Out-06

16:20:52

2007-018

Y9

13-Mai-07

16:01:02,937

2007-031

Y10

5-Jul-07

12:08:03,807

2008-028

Y11

9-Jun-08

12:15:04,393

2008-055

Y12

29-Out-08

16:53:43,093

2009-046

Y8

31-Ago-09

9:28:00

2010-042

Y13

4-Set-10

16:14:04,227

Satélites Intelsat-708 Agila-2 (24901 1997-042A) Apstar-2R (25010 1997-062A) Zhongwei-1 'ChinaStar-1' (25354 1998-033A) Xinnuo-1 ‘Sinosat-1’ (25404 1998-044A) Apstar-6 (28638 2005-12A) Xinnuo-2 'Sinosat-2' (29516 2006-045A) +igComSat-1 (31395 2007-018A) ZhongXing-6B 'ChinaSat-6B' (31800 2007-031A) ZhongXing-9 'ChinaSat-9' (33051 2008-028A) Simon Bolivar 'VE+ESAT-1' (33414 2008-055A) Palapa-D (35812 2009-046A) ZhongXing-6A (37150 2010-042A)

Esta tabela mostra os lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xi Chang. Tabela: Rui C. Barbosa.

Mais recentemente uma versão melhorada do CZ-3B tem estado em desenvolvimento para aumentar a sua capacidade de carga GTO para os 5.500 kg. O CZ-3B/E tem basicamente a mesma configuração do CZ-3B exceptuando um estágio central mais alargado. O primeiro voo do CZ-3B/E teve lugar a 14 de Maio de 2007.

Descrição da missão do CZ-3B13 O CZ-3B é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3B coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xi Chang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.954 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra).

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A discussão da performance do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B 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 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3B transporta a quantidade suficiente de propolente para atingir a órbita pretendida com uma probabilidade superior a 99,73%; por altura da separação da carenagem de protecção o fluxo aerodinâmico é inferior a 1.135 W/m2; e os valores das altitudes orbitais são determinados em relação a uma Terra esférica com um raio de 6.378 km.

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Em Órbita

Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3B Chang Zheng-3B. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores Separação dos propulsores Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade Fim do ajustamento de velocidade Separação da carga

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

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

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

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

53,944

68,716

24,804

28,161

102,720

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

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

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

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

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

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

5148,022

190,261

744,771

4,334

27,090

109,464

5164,813

192,145

769,756

4,096

27,043

109,711

5164,493

192,509

774,756

4,047

27,034

109,760

7358,010

204,340 2466,220

-0,003

22,800

125,868

7362,919 7373,724

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

0,006 -0,033

22,724 4,363

126,096 164,098

9792,292

219,913 8231,117

3,025

-2,348

175,503

9791,531

231,622 8719,973

3,806

-3,195

176,979

9724,207

304,579 9466,105

6,879

-6,514

182,839

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

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Em Órbita

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

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

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

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

O CZ-3B Chang Zheng-3B proporciona quatro tipos distintos de carenagens: 4000F, 4000Z, 4200F e 4200Z, conforme referidas no seguinte quadro: Designação

Descrição

4000F

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

4000Z

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

4200F

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

4200Z

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

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

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

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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 (Φ3650 ou Φ3850) da secção cilíndrica da carenagem.

As estruturas das carenagens referidas são muito similares.

Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida.

A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros.

Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

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

A parte superior da secção bicónica é um cone de 25º com uma altura de 1,400 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros.

A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio.

Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior.

A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso.

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

O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999.

O plane de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga.

Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.

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

Em cima: Mecanismo de separação da carenagem.

Em baixo: Distribuição dos parafusos explosivos de separação lateral.

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

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

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O massacre do Dia de S. Valentin A aventura espacial humana está marcada por sucessos épicos mas também por dias negros. Um dos piores desastres alguma vez ocorrido, teve lugar a 14 de Fevereiro de 1996 e ficou conhecido como ‘O Massacre do Dia de São Valentim’.

Este foi o dia no qual teve lugar o lançamento do primeiro foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B que era capaz de colocar em órbita cargas mais pesadas do que os seus antecessores. Sendo uma versão nova, o foguetão era baseado em tecnologia já anteriormente utilizada em veículos da mesma família com os estágios principais a serem quase idênticos aos utilizados no CZ-3A Chang Zheng-3A enquanto que os propulsores laterais provinham do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. Assim, e aparentemente na impossibilidade de levar a cabo uma missão de teste antes de decidirem avançar para a utilização operacional do novo foguetão, os engenheiros chineses decidiram utilizar o novo veículo numa missão comercial. Esta decisão foi uma das mais dramáticas alguma vez realizadas. Os motores do primeiro CZ-3B entraram em ignição às 1901UTC e logo após abandonar a plataforma de lançamento, o foguetão começou a inclinar-se para um dos lados, não batendo na torre de serviço por poucos metros. Periclitante, o veículo tentou manter-se no ar com os seus motores a funcionar, mas estava condenado despenhando-se a 1,5 km da plataforma de lançamento. A catástrofe foi geral perecendo mais de 50 pessoas e provocando uma destruição geral em torno do local de impacto.

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Galeria de imagens do CZ-3B Chang Zheng-3B

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Na primeira página da galeria: (em cima à esquerda) o foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y3) é lançado a 16 de Outubro de 1997 transportando o satélite de comunicações Apstar-2R. (em cima ao centro) lançamento do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y4) transportando o satélite de comunicações Zhongwei-1 'ChinaStar-1' a 30 de Maio de 1998. (em cima à direita) lançamento do satélite de comunicações Apstar-6 por um foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y6) a 12 de Abril de 2005. (em baixo, duas fotografias) lançamento do satélite de comunicações ZhongXing-9 por um foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y11) a 9 de Junho de 2008.

Na página anterior: lançamento do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y12) transportando o satélite de comunicações venezuelano Smon Bolivar 'VENESAT-1' a 29 de Outubro de 2008.

Nesta página: lançamento do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B (Y8) a 31 de Agosto de 2010 transportando o satélite de comunicações indonésio Palapa-D.

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O CZ-3C Chang Zheng-3C (长征三号丙火箭 长征三号丙火箭) 长征三号丙火箭 O foguetão lançador CZ-3C Chang Zheng-3C é um veículo a três estágios de propulsão líquida que combina os estágios do foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B com dois propulsores laterais de combustível líquido do foguetão CZ-2E Chang Zheng-2E. O desenvolvimento do CZ-3C Chang Zheng3C teve início em 1995 mas aparentemente o seu programa foi suspenso entre 1996 e 2000 devido ao acidente registado com o foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B em 1996. O seu desenvolvimento é iniciado ao mesmo tempo do desenvolvimento do foguetão CZ-3B e tendo por base o foguetão CZ-3A Chang Zheng-3A. O foguetão tem um comprimento total de 54,838 metros, podendo atingir os 55,638 metros dependendo da carenagem de protecção a utilizar, podendo ser equipado com uma carenagem com um comprimento de 9,56 metros (diâmetro de 4,00 metros) ou de 9,777 metros (diâmetro de 4,20 metros). A sua massa no lançamento é de 345.000 kg e é capaz de colocar uma carga de 3.800 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Estágio

Propulsores laterais

Primeiro estágio

Segundo estágio

Terceiro estágio

L-180

L-35

H-18

345.000

Massa no lançamento (kg)

N2O4/UDMH

Propolente

LOX/LH2

Massa do Propolente (kg)

37.746 (x2)

171.775

49.605

18.193

Massa do estágio (kg)

41.000 (x2)

179.000

55.000

21.000

YF-24E Motor

YF-25

YF-21C

YF-22E (principal)

YF-75

YF-23C (vernier) 742 (principal)

Força (k+)

740,4 (x2)

2.961,6

Impulso específico (s)

291

189

297

440

Imp. esp. nível do mar (s)

261

259

260

-

Tempo de queima (s)

128

155

110

470

Diâmetro (m)

2,25

3,35

3,35

3,0

Comprimento (m)

15,326

23,272

9,943

12,375

Comprimento carenagem (m) Diâmetro carenagem (m) Comprimento total (m)

11,8 x 4 (vernier)

4.312

9,56 (9,777) 4,0 (4,2) 54,838 (55,638)

A capacidade do CZ-3C para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona atinge os 3.800 kg ao utilizar quatro propulsores laterais e um segundo estágio mais alongado. O CZ-3C proporciona dois tipos de carenagens de protecção, dois tipos de

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processos de montagem da carenagem e quatro tipos distintos de interfaces de carga que proporcionam assim aos utilizadores mais flexibilidade.

O sistema do CZ-3C 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-3C Chang Zheng-3C.

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Cada propulsor lateral é composto pela zona frontal, tanque de oxidante, zona inter-tanque, tanque de combustível, secção posterior, secção de cauda, estabilizador, válvulas e condutas, etc.

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

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

O terceiro estágio contém o adaptador de carga, secção de equipamento e tanque de propolente criogénico. O adaptador de carga faz a ligação física entre a carga e o foguetão CZ-3C e reparte as cargas entre ambos. O anel da interface no topo do adaptador pode ser uma das interfaces standard internacionais 937B, 1194, 1194A ou 1666. A secção de equipamento para o método de introdução da carga na plataforma de lançamento (Encapsulation-on-pad) é uma placa circular fabricada numa estrutura metálica em favos de mel onde estão montados os sistemas aviónicos do lançador. Se a carenagem é montada no método BS3, a secção de equipamento será uma estrutura cilíndrica com uma altura de 0,9 metros apoiada no terceiro estágio (as duas figuras seguintes mostram os diferentes tipos de secção de equipamento). O tanque de propolente do terceiro estágio é termicamente isolado com um anteparo comum, tendo uma forma convexa superior no meio. O hidrogénio líquido é abastecido na parte superior do tanque e o oxigénio líquido é armazenado na parte inferior.

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

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O sistema de propulsão, incluindo motores e sistema de fornecimento / pressurização, gera a força dianteira e de controlo necessária para o voo. O terceiro estágio, propulsores laterais e segundo estágio, utilizam propolentes armazenáveis, ist 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.

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-3C Chang Zheng-3C existem cinco eventos de separação: a separação dos dois propulsores laterais, a separação entre o segundo e o primeiro estágio, a separação entre o segundo e o terceiro estágio, a separação da carenagem e a separação entre a carga e o terceiro estágio.

•

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

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Em Órbita

•

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.

Missões que podem ser realizadas pelo CZ-3C O foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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 CZ3C e o objectivo da sua concepção. Após a separação do CZ-3C, o satélite irá transferir-se da órbita GTO para a órbita geossíncrona GEO). Esta é a órbita operacional na qual o período orbital do satélite coincide com o período de rotação da Terra, 24 horas, e o plano orbital coincide com o plano do equador (ver figura em baixo);

•

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

•

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

•

Lançar sondas espaciais para lá do campo gravitacional da Terra.

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105

Em Órbita

Performance do CZ-3C Chang Zheng-3C No total já foram levadas a cabo 6 lançamentos do CZ-3C, tendo uma taxa de sucesso de 100%. O primeiro lançamento do CZ3C teve lugar a 25 de Abril de 2008, colocando em órbita o satélite de comunicações e transmissão de dados TL-1 Tian Lian-1.

A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo CZ-3C: Lançamento

Veículo lançador

2008-019 2009-018 2010-001 2010-024 2010-050 2010-057

CZ3C-1 Y3 Y2 Y4 Y7 Y5

Data de Lançamento 25-Abr-08 14-Abr-09 16-Jan-10 2-Jun-10 1-Out-10 31-Out-10

Hora (UTC)

Satélites

15:35:07,852 16:16:03 16:12:04,391 13:53:04,524 10:59:57,345 16:26:09,956

TL-1 Tian Lian-1 (32779 2008-019A) BeiDou-2 'Compass-G2' (34779 2009-018A) BeiDou-2 'Compass-G1' (36287 2010-001A) BeiDou-2 'Compass-G3' (36590 2010-024A) Cheng'e-2 (37174 2010-050A) BeiDou-2 ‘Compass-G4’ (37210 2010057A)

Esta tabela mostra os lançamentos orbitais levados a cabo pelo foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xi Chang. Tabela: Rui C. Barbosa.

Descrição da missão do CZ-3C14 O CZ-3C é principalmente utilizado para missões para a órbita GTO, sendo a GTO standard recomendada ao utilizador do veículo. O CZ-3C coloca a carga numa GTO standard com os seguintes parâmetros a partir de Xi Chang: altitude do perigeu – 200 km; altitude do apogeu – 35.959 km, inclinação 28,5º; argumento do perigeu – 178º (estes parâmetros representam a órbita instantânea a quando da separação do satélite do terceiro estágio; A altitude do perigeu é equivalente a uma altitude real de 35.786 km na passagem do primeiro perigeu devido a perturbações causadas pela forma oblatada da Terra).

14

A performance do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C 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 97,5º; a massa do adaptador de carga e do sistema de separação não estão incluídas na massa da carga; o terceiro estágio do CZ-3C 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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Em Órbita

Os quadros seguintes mostram a sequência de voo típica do CZ-3C Chang Zheng-3C. Evento Lançamento Manobra de arfagem Final da queima dos propulsores Separação dos propulsores Final da queima 1º estágio Separação entre 1 / 2º estágio Separação da carenagem Final da queima do motor principal 2º estágio Final da queima dos motores vernier 2º estágio Separação entre 2º / 3º estágio; Primeira ignição 3º estágio Final da primeira queima 3º estágio Início da fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio / Início do ajustamento de velocidade Fim do ajustamento de velocidade Separação da carga

Tempo de Voo (s) 0,000 10,000 127,491 128,991 145,159 146,659 258,659 328,000 333,000 334,000 650,605 654,105 1323,242 1447,866 1494,866 1574,866

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

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

Projecção Projecção Altitude Distância Latitude Longitude de Voo ao Solo Satélite Satélite (km) (km) (º) (º) 1,825 0,000 28,246 102,027 48,695 50,554 28,184 102,537 49,987 52,901 28,181 102,560 64,658 82,016 28,144 102,854 66,083 85,079 28,140 102,885 147,940 374,700 27,723 105,790 181,940 640,597 27,275 108,433 184,323 663,670 27,233 108,659 184,786 667,927 27,225 108,704 208,710 2464,996 22,775 125,847 208,570 2490,003 22,699 126,076 194,809 7295,242 3,232 165,880 215,792 8541,619 -2,454 175,552 226,394 8730,789 -3,301 177,030 295,051 9478,806 -6,626 182,908

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

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Em Órbita

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-3B, incluindo testes em túneis de voo, testes térmicos, testes acústicos, testes de separação, testes de análise de modelos, testes de resistência, etc.

O CZ-3C Chang Zheng-3C proporciona quatro tipos distintos de carenagens: 4000F, 4000Z, 4200F e 4200Z, conforme referidas no seguinte quadro: Designação

Descrição

4000F

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

4000Z

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

4200F

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

4200Z

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

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

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

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 (Φ3650 ou Φ3850) da secção cilíndrica da carenagem.

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Em Órbita

As estruturas das carenagens referidas são muito similares. Consistem numa abóbada, secção bicónica, secção cilíndrica e uma secção cónica invertida.

A abóbada é um corpo semi-esférico com um raio de 1 metros, uma altura de 0,661 metros e um diâmetro de base de 1,890 metros. Consiste numa concha abobadada, um anel de base, um anel em encapsulamento e reforços.

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

A parte superior da secção bicónica é um cone de 25º com uma altura de 1,400 metros e a parte inferior é um cone de 15º com uma altura de 1,500 metros. A parte superior e a parte inferior estão interligadas. O diâmetro do anel superior é de 1,890 metros e o diâmetro do anel inferior é de 4,000 metros.

A estrutura da secção cilíndrica é idêntica à da secção bicónica, isto é tem uma constituição em favos de mel de alumínio.

Existem duas entradas de ar condicionado na parte superior da secção cilíndrica e 10 saídas de exaustão com uma área total de 191 cm2 na parte inferior.

A secção cónica invertida é uma estrutura reforçada monocoque. É composta por um anel superior, um anel intermédio, reforços inferiores longitudinais e cobertura com tratamento químico. Para as carenagens 4000F e 4200F, estão disponíveis portas de acesso nesta secção. Para as carenagens 4000Z e 4200Z não existem portas de acesso.

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

O mecanismo de separação e ejecção da carenagem consiste em mecanismos de abertura laterais, mecanismo de abertura longitudinal e mecanismo de separação. Para as carenagens 4000F e 4200F o anel na base da carenagem está ligado com a secção curta dianteira do tanque criogénico do terceiro estágio por doze parafusos explosivos não contaminantes. Para as carenagens 4000Z e 4200Z a base do anel na carenagem está ligado com o topo da secção de equipamento por parafusos explosivos não contaminantes. A fiabilidade de um parafuso explosivo é de 0,9999.

O plane de separação longitudinal da carenagem é o quadrante II-IV (XOZ). O mecanismo de abertura longitudinal consiste em parafusos entalhados, mangueiras, mangueiras com cordas explosivas e detonadores, suportes dos detonadores e dois parafusos explosivos. Duas mangueiras de aço percorrem a linha de separação da carenagem. Dois detonadores não sensíveis estão fixados a cada extremidade das cordas explosivas. A quando da separação, os dois parafusos não contaminantes são detonados e cortados. Os detonadores fazem as cordas explosivas entrar em ignição, gerando-se gás a alta pressão o que leva à expansão das mangueiras de aço e à quebra dos parafusos entalhados. Nesta sequência, a carenagem separa-se em duas metades. O gás gerado fica selado nas mangueiras de aço, não havendo assim contaminação da carga.

Uma das duas cordas explosivas pode ser detonada apenas se um dos quatro detonadores é accionado. Se uma das cordas explosivas é accionada, todos os parafusos entalhados podem ser quebrados, isto é a carenagem pode separar-se. Assim, a fiabilidade da separação longitudinal é muito elevada.

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Em Órbita

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

Em cima: Mecanismo de separação da carenagem.

Em baixo: Distribuição dos parafusos explosivos de separação lateral.

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

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

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Em Órbita

Galeria de imagens do CZ-3C Chang Zheng-3C

O primeiro foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C que colocou em órbita o satélite Tian Lian-1 na plataforma de lançamento em Xi Chang..

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Em Órbita

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Em Órbita

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Em Órbita

Na segunda página da galeria: (em cima à esquerda) o foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C (Y3) é lançado a 14 de Abril de 2009 transportando o satélite de navegação BeiDou-2 'Compass-G2'. (em cima à esquerda) lançamento do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C (Y4) transportando o satélite de navegação BeiDou-2 'Compass-G1' a 16 de Janeiro de 2010. (em baixo) lançamento do satélite de navegação BeiDou-2 'Compass-G3' por um foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C (Y4) a 2 de Junho de 2010.

Na página anterior: lançamento da segunda sonda lunar da China, a Chang’e-2, por um foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C (Y7) 1 de Outubro de 2010.

Nesta página: preparação e lançamento do foguetão CZ-3C Chang Zheng-3C (Y5) a 31 de Outubro de 2010 transportando o satélite de navegação BeiDou-2 'Compass-G4'.

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Em Órbita

O CZ-4 Chang Zheng-4 Desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai, a família de lançadores Chang Zheng-4 é utilizada para a colocação de satélites em órbitas polares e órbitas sincronizadas com o Sol. São lançadores a três estágios de propolentes líquidos cujas raízes se encontram no foguetão FB-1 Feng Bao-1. A família destes lançadores consiste em três variantes: CZ-4A Chang Zheng-4A, CZ-4B Chang Zheng-4B e Chang Zheng-4C. Após o desenvolvimento do Feng Bao-1, a Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai foi incumbida do desenvolvimento do CZ-4. Aparentemente, este lançador seria um veículo suplente para o CZ-3B Chang Zheng-3B, com os dois primeiros estágios do CZ-4 a serem basicamente idênticos aos do foguetão CZ-3 Chang Zheng-3. O terceiro estágio do CZ-4 Chang Zheng-4 foi inteiramente desenvolvido pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai.

Após o sucesso do CZ-3B, a versão CZ-4 foi abandonada em 1982 e baseado no seu desenho foi introduzido o CZ-4A Chang Zheng-4A que é geralmente idêntico à primeira versão mas tendo uma massa no lançamento ligeiramente inferior15.

CZ-4A Chang Zheng-4A (长征四号甲火箭 长征四号甲火箭) 长征四号甲火箭 O CZ-4A Chang Zheng-4A levou a cabo dois lançamentos em 1988 e 1990. O foguetão tinha um comprimento de 41,9 metros, um diâmetro de 3,35 metros, envergadura de 6,15 metros e uma massa de 241.092 kg no lançamento (a massa do propolente era de 232.920 kg). Era capaz de colocar uma carga de 4.000 kg numa órbita terrestre baixa ou 1.500 kg numa órbita sincronizada com o Sol. No lançamento desenvolvia uma força de 2.962 kN. A sua carenagem de protecção tinha um comprimento de 4,91 metros, um diâmetro de 2,90 metros e um peso de 400 kg.

O primeiro estágio tinha um comprimento de 24,66 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 194.200 kg no lançamento (massa do propolente 183.170 kg) e estava equipado com quatro motores YF-21B que consumiam tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 2.961,6 kN com um Ies de 2.556 Ns/kg e um Tq de 158,1 s.

O segundo estágio tinha um comprimento de 7,53 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 39.550 kg no lançamento (massa do propolente 35.550 kg) e estava equipado com motores YF-24F que consumiam tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 719,8 kN (os motores vernier desenvolviam 46,1 kN) com um Ies de 2.834 Ns/kg e um Tq de 131 s (o tempo de queima dos motores vernier era de 137 s).

O terceiro estágio tinha um comprimento de 4,80 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 15.200 kg no lançamento (massa do propolente 14.200 kg) e estava equipado com motor YF-40A que consumia tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 98,1 kN com um Ies de 2.971 Ns/kg e um Tq de 430 s.

O quadro seguinte mostra a sequência de voo típica do CZ-4A Chang Zheng-4A. 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 Primeira ignição do 3º estágio Final da primeira queima do 3º estágio / Fase não propulsiva Fim da fase não propulsiva / Segunda ignição 3º estágio Final da segunda queima 3º estágio Separação da carga

Tempo de Voo (s) 0,0 10,0 151,8 ???

166,8 273,7 284,7 285,7 286,9 ??? ???

604,0 658,5

O primeiro lançamento do CZ-4A Chang Zheng-4A teve lugar às 2030:19UTC do dia 6 de Setembro de 1988 a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, colocando em órbita o satélite meteorológico FY-1A Feng Yun-1A. O segundo lançamento ocorreu às 0053UTC do dia 3 de Setembro de 1990 colocando em órbita o satélite meteorológico FY-1B Feng Yun1B e os balões QQW-1 Qi Qui Weixing-1 e QQW-2 / Qi Qui Weixing-2.

15

O CZ-4 Chang Zheng-4 tinha uma massa de 248.962 kg enquanto que o CZ-4A Chang Zheng-4A tinha uma massa de 241.092 kg.

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Em Órbita

1988-080

Veículo Lançador Y1

Data de Lançamento 6-Set-88

1990-081

Y2

3-Set-90

Lançamento

20:30:19

Local Lançamento Taiyuan, LC1

0:53:00

Taiyuan, LC1

Hora (UTC)

Satélites FY-1A Feng Yun-1A (19467 1988-080A) FY-1B Feng Yun-1B (20788 1990-081A) Qi Qui-1 (20789 1990-081B) Qi Qui-2 (20790 1990-081C)

Em cima: lançamento do CZ-4A Chang Zheng-4A (Y1) às 2030:19UTC do dia 6 de Setembro de 1988 a partir do Complexo de Lançamento LC1 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan e transportando o satélite meteorológico FY-1A Feng Yun1A. Ao lado: lançamento do CZ-4A Chang Zheng-4A (Y2) às 0053UTC do dia 3 de Setembro de 1990 e transportando o satélite meteorológico FY-1B Feng Yun1B.

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Em Órbita

CZ-4B Chang Zheng-4B (长征四号乙火箭 长征四号乙火箭) 长征四号乙火箭 O desenvolvimento do foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B teve início em Fevereiro de 1989, com o primeiro lançamento previsto para ter lugar em 1997 mas acabando por só se realizar em 1999.

O novo CZ-4B Chang Zheng-4B tem uma carenagem de protecção de maiores dimensões; o controlo eléctrico-mecânico original foi substituído por um controlo electrónico; os sistemas de telemetria, seguimento, controlo e de auto-destruição foram melhorados e substituídos por dispositivos de menores dimensões; procedeu-se a uma revisão do desenho dos escapes dos motores do segundo estágio para melhor desempenho a elevada altitude; foi introduzido um sistema de gestão de consumo de propolente para o segundo estágio com o objectivo de reduzir o propolente residual e assim aumentar a capacidade de carga; e foi introduzido um sistema de ejecção de propolente para o terceiro estágio.

O foguetão tem um comprimento de 45,47 metros, um diâmetro de 3,35 metros, envergadura de 6,15 metros e uma massa de 251.200 kg no lançamento (a massa do propolente é de 231.930 kg). É capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol ou 1.500 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O CZ-4B pode utilizar duas carenagens. Uma com um comprimento de 7,12 metros, diâmetro de 2,90 metros e um peso de 800 kg, e outra com um comprimento de 8,48 metros, diâmetro de 3,35 metros e um peso de 800 kg.

Lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y23) no dia 6 de Outubro de 2010 a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, transportando os satélites Shi Jian-6 Grupo-4A e Shi Jian-6 Grupo-4B.

O primeiro estágio tem um comprimento de 24,66 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 193.100 kg no lançamento (massa do propolente 182.070 kg) e está equipado com quatro motores YF-21B/21C que consomem tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 2.961,6 kN com um Ies de 2.556 Ns/kg e um Tq de 157,2 s.

O segundo estágio tem um comprimento de 7,53 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 39.500 kg no lançamento (massa do propolente 35.550 kg) e está equipado com motores YF-24B/24C que consumem tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 742,4 kN (os motores vernier desenvolviam 47,2 kN) com um Ies de 2.922 Ns/kg e um Tq de 131 s (o tempo de queima dos motores vernier era de 137 s).

O terceiro estágio um comprimento de 4,80 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 15.500 kg no lançamento (massa do propolente 14.450 kg) e está equipado com motor YF-40B que consome tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 100,8 kN com um Ies de 3.001 Ns/kg e um Tq de 430 s.

Uma versão equipada com oito propulsores laterais de combustível sólido foi estudada pela Academia de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai. O foguetão Chang Zheng-4B-8S teria uma massa de 270.000 kg no lançamento e seria capaz de colocar 2.600 kg numa órbita polar ou sincronizada com o Sol. A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B.

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Em Órbita

Lançamento

Veículo lançador

Data de Lançamento

Hora (UTC)

Local de Lançamento

1999-025

Y2

10-Mai-99

1:33:00

Taiyuan, LC1

1999-057

Y1

14-Out-99

3:16:00

Taiyuan, LC1

2000-050

Y3

1-Set-00

3:25:00

Taiyuan, LC1

2002-024

Y5

15-Mai-02

1:50:00

Taiyuan, LC1

2002-049 2003-049

Y6 Y4

27-Out-02 21-Out-03

3:17:00 3:16:00

Taiyuan, LC1 Taiyuan, LC1

2004-035

Y7

8-Set-04

23:14:00

Taiyuan, LC1

2004-044

Y8

6-+ov-04

3:10:00

Taiyuan, LC1

2006-046

Y10

23-Out-06

23:34:03

Taiyuan, LC1

2007-042

Y17

19-Set-07

03:26:13.445

Taiyuan, LC1

2008-053

Y22

25-Out-08

01:15:04.484

Taiyuan, LC2

2008-064

Y20

15-Dez-08

03:22:04.521

Taiyuan, LC2

2010-051

Y23

06-Out-10

00:49:05.433

Taiyuan, LC2

Satélites FY-1C Feng Yun-1C (35730 1999-025A) SJ-5 Shi Jian-5 (35731 1999-025B) CBERS-1 'Zi Yuan-1' (25940 1999-057A) SACI-1 (25941 1999-057B) ZY-2 Zi Yuan-2 (26481 2000-050A) HY-1 Hai Yang-1 (27430 2002-024A) FY-1D Feng Yun-1D (27431 2002-024B) ZY-2B Zi Yuan-2B (27550 2002-049A) CBERS-2 'Zi Yuan-1B' (28057 2003-049A) Shi Jian-6 Grupo-1A (28413 2004-035A) Shi Jian-6 Grupo-1B (28414 2004-035B) ZY-2C Zi Yuan-2C (28470 2004-044A) Shi Jian-6 Grupo-2A (29505 2006-046A) Shi Jian-6 Grupo-2B (29506 2006-046C) CBERS-2B 'Zi Yuan-1' (32062 2007-042A) Shi Jian-6 Grupo-3A (33408 2008-053A) Shi Jian-6 Grupo-3B (33409 2008-053B) YaoGan Weixing-5 (33465 2008-064A) Shi Jian-6 Grupo-4A (37179 2010-051A) Shi Jian-6 Grupo-4B (37180 2010-051B)

À esquerda: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y2) no dia 10 de Maio de 1999 a partir do Complexo de Lançamento LC1 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, transportando os satélites FY-1C Feng Yun-1C e SJ-5 Shi Jian-5. À direita e página seguinte: preparativos do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y1) que foi lançado no dia 14 de Outubro de 1999 com os satélites CBERS-1 'ZY-1 Zi Yuan-1' e SACI-1.

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Em Órbita

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Em Órbita

No topo à esquerda: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y3) a 1 de Setembro de 2000 com o satélite ZY-2 Zi Yuan-2.

No topo à direita: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y5) a 15 de Maio de 2002 com os satélites HY-1 Hai Yang-1 e FY-1D Feng Yun-1D. Em cima à esquerda: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y4) a 21 de Outubro de 2003 com o satélite CBERS-2 'ZY-1B Zi Yuan-1B'.

Em cima à direita: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y7) a 8 de Setembro de 2004 com os satélites Shi Jian-6 Grupo-1A e Shi Jian-6 Grupo1B. Ao lado: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y8) a 6 de Novembro de 2004 com o satélite ZY-2C Zi Yuan-2C.

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Em Órbita

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Em Órbita

Na página anterior em cima à esquerda: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y10) a 23 de Outubro de 2006 com os satélites Shi Jian-6 Grupo-2A e Shi Jian-6 Grupo-2B. Na página anterior em cima à direita: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y17) a 19 de Setembro de 2007 com o satélite sino-brasileiro CBERS-2B. Na página anterior em baixo à esquerda: preparativos para o lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y22) a 25 de Outubro de 2008 com os satélites Shi Jian-6 Grupo-3A e Shi Jian-6 Grupo-3B. Na página anterior em baixo à direita: placas de protecção térmica desprendem-se durante o lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y20) a 15 de Dezembro de 2004 com o satélite de detecção remota YG-5 YaoGan Weixing-5.

Nesta página: lançamento do CZ-4B Chang Zheng-4B (Y23) a 6 de Outubro de 2010 com os satélites Shi Jian-6 Grupo-4A e Shi Jian-6 Grupo-4B.

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CZ-4C Chang Zheng-4C (长征四号丙运载火箭 长征四号丙运载火箭) 长征四号丙运载火箭 O foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C surge identificado pela primeira vez a 27 de Abril de 2006 no lançamento do primeiro satélite de detecção remota YaoGan Weixing. Na altura é dada a designação VZ-4B/ Chang Zheng-4B/2.

Em relação ao foguetão CZ-4B Chang Zheng-4B, o CZ-4C Chang Zheng-4C possui um sistema de controlo de lançamento controlado remotamente que integra um número de funções previamente desempenhadas separadamente, incluindo o controlo do lançamento sistema de teste, transmissão de dados, telemetria, fornecimento de energia, etc. O lançador possui também um novo computador de bordo com uma melhor performance de cálculo e um sistema de fornecimento de energia de menores dimensões. O CZ-4C Chang Zheng-4C é testado na vertical em vez de ser testado na posição horizontal, reduzindo assim o tempo de preparação em 33%.

O CZ-4C Chang Zheng-4C tem um comprimento de 46,97 metros, um diâmetro de 3,35 metros, envergadura de 6,15 metros e uma massa de 252.000 kg no lançamento (a massa do propolente é de 231.930 kg). É capaz de colocar uma carga de 4.200 kg numa órbita terrestre baixa, 2.800 kg numa órbita sincronizada com o Sol ou 1.500 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

O CZ-4C pode utilizar três carenagens com comprimentos de 8,48 metros, 9,98 metros e 11,74 metros, sendo o diâmetro de 3,80 metros e um peso de 1.000 kg.

O primeiro estágio tem um comprimento de 24,66 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 193.100 kg no lançamento (massa do propolente 182.070 kg) e está equipado com quatro motores YF-21C que consomem tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 2.961,6 kN com um Ies de 2.556 Ns/kg e um Tq de 157,2 s.

O segundo estágio tem um comprimento de 7,53 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 39.500 kg no lançamento (massa do propolente 35.550 kg) e está equipado com motores YF-24C que consumem tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 742,4 kN (os motores vernier desenvolviam 47,2 kN) com um Ies de 2.922 Ns/kg e um Tq de 131 s (o tempo de queima dos motores vernier era de 137 s).

Lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y1/Y9) no dia 27 de Abril de 2006 a partir do Complexo de Lançamento LC2 do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, transportando o primeiro satélite de detecção remota YaoGan Weixing-1.

O terceiro estágio um comprimento de 4,80 metros, diâmetro de 3,35 metros, uma massa de 15.500 kg no lançamento (massa do propolente 14.450 kg) e está equipado com motor YF-40B que consome tetróxido de azoto e UDMH, desenvolvendo uma força de 100,8 kN com um Ies de 3.001 Ns/kg e um Tq de 430 s. No CZ-4C é

possível reactivar o motor do terceiro estágio várias vezes em órbita.

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Em Órbita

A seguinte tabela mostra os lançamentos levados a cabo pelo foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C. Data de Lançamento 27-Abr-06 11-+ov-07 27-Mai-08

Local de Lançamento Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2

Hora (UTC)

Satélites

2006-015 2007-055 2008-026

Veículo lançador Y1/Y9 Y3 Y2

22:48:00 22:48:34.843 03:02:33.070

2009-072

Y4

15-Dez-09

Taiyuan, LC2

02:31:04.790

2010-009

Y5

05-Mar-10

Jiuquan, SLS-2

04:55:05.227

2010-038 2010-059

Y6 Y7

09-Ago-10 04-+ov-10

Taiyuan, LC2 Taiyuan, LC2

22:49:05.551 18:37:12.089

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)

Lançamento

À esquerda: lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y3) no dia 11 de Novembro de 2007 a partir do Centro de Lançamento de Satélites de Taiyuan, transportando o satélite de detecção remota YaoGan Weixing-3. À direita: lançamento do foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C (Y2) a 27 de Maio de 2008 com o satélite meteorológico FY-3A Feng Yun-3A.

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Há duas páginas atrás em cima: lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y4) a 15 de Dezembro de 2009 com o satélite de detecção remota YaoGan Weixing-8 e o pequeno satélite de rádio amador Xi Wang-1.

Há duas páginas atrás em baixo: lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y5) a 5 de Março de 2010 com o tripleto de satélites de vigilância oceanográfica YaoGan Weixing-9. Este foi o primeiro lançamento de um foguetão CZ-4C Chang Zheng-4C desde o Centro de Lançamento de Satélites de Jiuquan.

Na página anterior: lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y6) a 9 de Agosto de 2010 com o satélite de detecção remota YaoGan Weixing-110 desde Jiuquan.

Nesta página: lançamento do CZ-4C Chang Zheng-4C (Y7) a 4 de Novembro de 2010 com o satélite meteorológico Feng Yun-3B.

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A família de foguetões CZ-5 Chang Zheng-5 (长征五号 长征五号) 长征五号 A Academia Chinesa de Tecnologia de Foguetões Lançadores, está a desenvolver uma família de lançadores mais potente e versátil. A família de foguetões CZ-5 Chang Zheng-5, a primeira família de foguetões inteiramente desenvolvida na China, será capaz de colocar 25.000 kg numa órbita terrestre baixa e até 14.000 kg numa órbita de transferência para a órbita geossíncrona.

Esta nova família de lançadores, cuja primeira missão está prevista para 2014, irá certamente apoiar o desenvolvimento dos futuros planos de exploração espacial tripulada e de exploração lunar.

Os foguetões Chang Zheng-5 irão utilizar uma nova série de motores de propolentes líquidos, incluindo um motor com uma força de 120.000 kg que consome oxigénio líquido (LOX) e querosene, que está identificado como YF-100, e um motor com uma força de 50.000 kg que consome oxigénio e hidrogénio líquido, que está identificado como YF-77. O desenvolvimento dos motores para o CZ-5 teve início no ano 2000 com os ensaios a serem dirigidos pela Administração Espacial Nacional da China e a terem início em 2005.

Tendo por base um desenho modular, foi inicialmente prevista o desenvolvimento de uma família completa de opções. Três tipos de módulos foram inicialmente descritos em 2001 como tendo um diâmetro de 2,25 metros, 3,35 metros e 5,00 metros.

Indicações mais recentes apontam para que o módulo central possa ter um diâmetro para lá dos 5,0 metros. Os planos originais apontavam para a utilização do módulo de 2,25 metros que seria propulsionado por um motor com uma força de 120.000 kg consumindo querosene e LOX. Dois destes motores propulsionariam o módulo de 3,35 metros, enquanto que o módulo de 5,00 metros utilizaria dois motores de 50.000 kg de força que consumiam LOX e LH2. Qualquer dos módulos poderia ser utilizado como primeiro estágio em lançadores de pequeno e médio porte. Os dois módulos mais pequenos poderiam servir também como propulsores laterais para os módulos centrais de 3,35 metros e 5,00 metros, em combinações de dois ou quatro.

Também foram planeados estágios superiores, um em cada um dos três módulos de diferentes diâmetros. O estágio superior de 5,00 metros de diâmetro seria propulsionado por dois motores criogénicos de 8.000 kg de força cada, similar ao YF-75 que actualmente são utilizados no foguetão CZ-3B Chang Zheng-3B. O segundo estágio que actualmente é utilizado no foguetão CZ-4A Chang Zheng-4A, poderia ser utilizado como o estágio superior de 2,25 metros de diâmetro. Foi também contemplado um novo estágio superior de 3,35 metros de diâmetro utilizando querosene e equipado com quatro novos motores com 15.000 kg de força.

O desenvolvimento do CZ-5 iria inicialmente focalizarse nas configurações com um diâmetro de 5,00 metros dado que os actuais lançadores chineses já cobrem as capacidades de carga definidas para as versões mais pequenas do CZ-5. o módulo central com um diâmetro de 5,00 metros e um comprimento de 31,00 metros, teria um peso de 175.000 kg no lançamento, incluindo 158.000 kg de propolente. O módulo central seria aumentado com a adição de quatro propulsores laterais, sendo estes de diâmetros diferentes (2,25 metros e 3,35 metros) ou todos com o mesmo diâmetro. O Chang Zheng-5 irá voar como um veículo a 1,5 estágios para missões para a órbita terrestre baixa, e como um veículo de 2,5 estágios para a órbita de transferência para a órbita geossíncrona ou para missões para o espaço profundo.

A versão mais potente do Chang Zheng-5, identificada como CZ-5-504 e equipada com quatro módulos de 3,35 metros acoplados a um módulo central de 5,00 metros, seria lançado mais de 1.080.000 kg de força produzida por um total de dez motores, sugerindo uma capacidade de carga bruta de mais de 800.000 kg. Esta versão do CZ-5, caso seja construída como originalmente planeada, seria o foguetão lançador mais capaz na era após o vaivém espacial, tendo uma capacidade de carga superior a qualquer outro foguetão.

Após o desenvolvimento das categorias pesadas, a China poderia concentrar-se no desenvolvimento dos lançadores médios e de baixa capacidade baseados nos módulos de 2,25 metros e 3,35 metros. Estes foguetões iriam assim substituir os actuais foguetões Chang Zheng, mas os especialistas chineses referiram que este processo seria muito longo. Não existem planos para substituir o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F, e os planos inicialmente traçados para as versões de baixa e média capacidade não deverão prosseguir como foram inicialmente pensados.

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Em Órbita

O Chang Zheng-5 será lançado desde o novo Centro de Lançamento de Satélites de Wenchang, situado na Ilha de Hainan, na costa Sul da China, sendo também provável que algumas versões do CZ-5 poderiam ser lançadas dos actuais polígonos espaciais chineses.

Diâmetro (m) Comprimento (m) Massa sem propolente (t) Massa do propolente (t) Massa total (t) Motor Fabricante do motor Combustível Oxidante Força (Toneladas nível do mar) Força (Toneladas em vácuo) Ies (s, nível do mar) Ies (s, vácuo) Tempo de queima (s) +.º de motores

2.25 8 2 13 15 1x15 CAALP Querosene LOX

2º Estágio 'KO' 3,35 m 3.35 8 7 53 60 4x15 CAALP Querosene LOX

3º Estágio 'HO' 3,35 m 3 12.38 2.8 18.2 21 YF-75 CAALP LH2 LOX

134.6

15

60

16.3

16.3

333 438 500 2

335 290 1

335 296 4

438 615 2

438 615 2

Módulo 2,25 m

Módulo 3,35 m

Módulo 5,00 m

2º Estágio 2,25 m

2.25 26.3 6 63 69 YF-100 CAALP Querosene LOX

3.35 26.3 12 135 147 YF-100 CAALP Querosene LOX

5.0 31 17 158 175 YF-77 CAALP LH2 LOX

122.35

244.7

110

136.6

273.2

300 336 155 1

300 336 165 2

2º Estágio 'HO' 5,00 m 5 10 3.52 22.9 26.4 YF-75 CAALP LH2 LOX

Os componentes modulares do CZ-5 Chang Zheng-5.

Carga LEO

Carga GTO

CZ-540(/HO)

10 t

6t

CZ-522(/HO)

20 t

11 t

CZ-504(/HO)

25 t

14 t

CZ-5-340(/HO)

10 t

6t

CZ-5-320(/HO)

3t

1.5 t

CZ-5-200

1.5 t

N/A

Configuração

Altura lançamento (m)

Massa no lançamento

58

490 t

60

630 t

62

810 t

55

522 t

52

384 t

38

86 t

Módulo central 5,00 + 4 propulsores 2,25 + 2º estágio 'HO' opcional Módulo central 5,00 + 2 propulsores 2,25 + 2 propulsores 3,35 + 2º estágio 'HO' opcional Módulo central 5,00 + 4 propulsores 3,35 + 2º estágio 'HO' opcional Módulo central 3,35 + 4 propulsores 2,25 + 2º estágio 'KO' + '2º estágio 'HO' opcional Módulo central 3,35 + 2 propulsores 2,25 + 2º estágio 3,35 'KO' + 3º estágio 'HO' opcional Módulo central 2,25 + 2º estágio 2,25

Configurações do CZ-5 Chang Zheng-5 (inclinação orbital não é especificada).

Diâmetro Comprimento

Carenagem 2,25 2.25 m 5-7 m

Carenagem 3,35 3.35 m 5-10 m

Carenagem 5,00 5.0 m 12-24 m

Carenagens de protecção do CZ-5 Chang Zheng-5.

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Em Órbita

A seguinte tabela mostra uma outra definição dos componentes do CZ-5 (primeiro estágio H5-1, propulsor K3-1, propulsor K2-1 e segundo estágio H5-2).

Comprimento (m) Diâmetro (m) Massa total (kg) Massa LOX (kg) Massa LH2 (kg) Massa Querosene (kg) Massa sem propolentes (kg) Motores Força (vácuo, k+) Tempo de queima (s)

H5-1 31,02 5 175800 133300 24700 17800 2 (YF-77) 1400 465,4

Variante

1º estágio

2º estágio

Propulsores

Carga (kg)

CZ-5A

H5-1

-

2X K3-1 + 2X K2-1

CZ-5B

H5-1

-

4X K3-1

CZ-5C

H5-1

-

4X K2-1

CZ-5D

H5-1

H5-2

2X K3-1 + 2X K2-1

CZ-5E

H5-1

H5-2

4X K3-1

CZ-5F

H5-1

H5-2

4X K2-1

18,000 (LEO) 25.000 (LEO) 10.000 (LEO) 10.000 (GTO) 14.000 (GTO) 6.000 (GTO)

K3-1 26,28 3,35 147000 67500 37500 12000 2 (YF-100) 2680 159,9

K2-1 25,04 2,25 69000 45500 17500 6000 YF-100 1340 148,9

H5-2 12 5 26000 22900 3100 2 (YF-75D) 156 159,9

Força no lançamento (k+)

Massa total (kg)

Comprimento total (m)

8.087

622,500

49,91

10.454

784.500

52,41

5.717

458.500

44,91

8.087

643.000

59,46

10.454

802.000

61,96

5.717

483.000

54,46

Variantes do CZ-5 Chang Zheng-5.

O CZ-6 Chang Zheng-6 (长征系列运载火箭 长征系列运载火箭 6) A ideia inicial em relação ao foguetão CZ-6 Chang Zheng-6 era a de que este seria um veículo de baixa capacidade e baseado no módulo de 2,25 metros de diâmetro inicialmente desenhado como propulsor lateral para o CZ-5 Chang Zheng-5. O novo foguetão seria propulsionado por um único motor YF-100.

Ao se adicionar um segundo estágio com um diâmetro de 2,25 metros e um estágio superior (ambos consumindo querosene e oxigénio líquido), o CZ-6 seria capaz de colocar uma carga de 500 kg numa órbita sincronizada com o Sol a uma altitude de 700 km.

O programa de desenvolvimento do CZ-6 Chang Zheng-6 foi oficialmente aprovado pelo Governo Chinês em Setembro de 2009 e a primeira missão deverá ter lugar em 2013. O programa é da responsabilidade da Academia

Em Órbita – Vol.9 - ..º 105 / Dezembro de 2010 (Ed. Especial)

130

Em Órbita

de Tecnologia de Voo Espacial de Xangai que começou a desenvolver o conceito de um lançador da próxima geração em 2000.

O desenvolvimento do CZ-6 foi atribuído pela Corporação Aeroespacial da China à academia de Xangai em Julho de 2008.

Dados mas recentes apontam para que o CZ-6 Chang Zheng-6 venha a ser um lançador de capacidade média baseado no módulo de 3,35 metros do CZ-5 Chang Zheng-5 e propulsionado por um único motor YF-100.

O CZ-7 Chang Zheng-7 (长征系列运载火箭 长征系列运载火箭 7) Em artigo de Bradley Perrett publicado na conceituada revista aeroespacial Aviation Week & Space Technology a 23 de Novembro de 2010, refere que o novo lançador de média capacidade da China, CZ-7 Chang Zheng-7, irá entrar em produção no ano de 2014.

Este lançador estará situado entre o CZ-5 Chang Zheng-5 e o CZ-6 Chang Zheng-6, proporcionando uma força de 720.000 kg no lançamento gerada por seis motores que consomem LOX e querosene. O primeiro estágio estará equipado com dois motores YF100, utilizando também quatro propulsores laterais, cada um equipado com um motor YF-100.

Com a capacidade de colocar entre 10.000 kg e 20.000 kg em órbita, o CZ-7 deverá ter um desenho modular podendo ser equipado com vários propulsores laterais. O segundo estágio estará equipado com um motor capaz de gerar 18.000 kg de força.

A massa do novo lançador beneficiará do desenvolvimento de novas ligas de alumínio.

O CZ-7 Chang Zheng-7 poderá vir no futuro a substituir o foguetão CZ-2F Chang Zheng-2F. A versão não tripulada do lançador terá um comprimento de 52,0 metros, uma massa de 579.000 kg no lançamento e uma capacidade de carga de 13.000 kg para a órbita terrestre baixa. Por seu lado, a versão tripulada terá um comprimento de 57,0 metros, uma massa de 582.000 kg no lançamento e uma capacidade de carga de 12.500 kg para a órbita terrestre baixa.

O foguetão de propulsão sólida KT-1 Kaituozhe-1 (開拓者 開拓者1号 開拓者 号) e outras variantes O desenvolvimento do foguetão de propulsão sólida kaituozhe-1 teve início no ano 2000, tendo como base a tecnologia da segunda geração de mísseis balísticos intercontinentais de propulsão sólida. Esta série de lançadores foi desenvolvida com o objectivo de se criar um veículo capaz de colocar em órbita pequenas cargas a partir de qualquer localização sem se recorrer a sistemas de abastecimento complicados e a complexos de lançamento tal como acontece com a família de foguetões Chang Zheng.

A variante mais simples do foguetão KT-1 seria capaz de colocar uma carga de 50 kg numa órbita terrestre baixa.

A Corporação Industrial e Científica Aeroespacial da China criou em Maio de 2000 a companhia Foguetão Lançador de Combustível Sólido para ser a principal responsável pelo desenvolvimento e comercialização do veículo, com a 6ª Academia Aeroespacial da Mongólia Interior a ser a responsável pelo desenvolvimento dos motores de combustível sólido. A fase de engenharia terá sido iniciada em Novembro de 2000, com o terceiro estágio do lançador a ser testado com sucesso a 25 de Fevereiro de 2011.

O KT-1 era um foguetão a quatro estágios com um comprimento de 13,6 metros. O seu primeiro estágio tinha um diâmetro de 1,4 metros e a sua massa total do foguetão no lançamento era de cerca de 20.000 kg.

Este foi o primeiro foguetão chinês a estar equipado com um sistema de navegação inercial simples e era capaz de ser lançado desde uma plataforma fixa ou móvel.

O Kaituozhe-1 terá levado a cabo três lançamentos, todos mal sucedidos.

Lançamento 2002-F01 2003-F01 2005-F01

Data de Lançamento 15-Set-02 16-Set-02 09-Jun-05

Hora (UTC) 10:30:00 ??? ???

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Local Lançamento Taiyuan Taiyuan Taiyuan

Satélites PS-1 (HTSTL-1) PS-2 PS-3

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Uma variante melhorada do KT-1 foi também desenvolvida. Originalmente designada KT-2 (mas mais tarde designada KT-1A), tratava-se de um lançador a quatro estágios com uma capacidade de carga de 300 kg para a órbita geossíncrona e para a órbita polar. Com uma massa no lançamento de cerca de 40.000 kg, o KT-1A possuía um primeiro estágio de maior diâmetro. Uma outra versão designada KT-2A (e mais tarde designada KT-1B) foi desenhada para missões para as órbitas polares com uma maior capacidade de carga, atingindo cerca de 400 kg (podendo transportar até três satélites). Este lançador consistia em dois propulsores derivados do primeiro estágio do KT-1, um estágio central de maior diâmetro semelhante ao do foguetão KT-1B, um novo terceiro estágio de maior diâmetro e uma nova carenagem de protecção de maiores dimensões.

Aparentemente uma versão do Kaituozhe-1, o KT-409, foi utilizada no teste anti-satélite levado a cabo às 2228UTC do dia 11 de Janeiro de 2007 e no qual foi destruído o satélite meteorológico inoperacional FY-1C Feng Yun-1C que se encontrava a uma altitude de 853 km. O lançamento ocorreu perto do Centro de Lançamento de Satélites de Xi Chang.

Em cima: lançamento do Kaituozhe-1 em data indeterminada.

Em cima à direita: demonstração do transporte de um Kaotuozhe-1 numa plataforma móvel.

Ao lado: modelos de versões melhoradas do KT-1 Página seguinte: o primeiro Kaituozhe-1 antes do seu lançamento inaugural.

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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 (Newtons). 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 intermádias. 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, pis a latitude é sempre 0º (zero graus). Órbita polar – São órbitas nas quais os satélites passam sobre o perto dos pólos de um corpo celeste. As suas inclinações orbitais são de (ou aproximadas a) 90º em relação ao equador terrestre.

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

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

, que é simplesmente a magnitude da mudança de velocidade.

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Combustíveis e Oxidantes +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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