Em Órbita n.º 116 - Outubro de 2011 by Rui Barbosa

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Em Órbita Em Órbita n.º 116 (Vol. 11) – Outubro de 2011

Índice Voo espacial tripulado O regresso da Soyuz TMA-21 O novo sistema de lançamento da ASA Lançamentos orbitais em Setembro de 2011 Em demanda do GRAIL China lança nova geração de satélites militares de comunicações Proton-M lança satélite militar A quinta missão do Ariane-5ECA em 2011 IGS, Espião do Sol nascente O regresso da Sea Launch TacSat-4 em órbita! O palácio celestial da China Proton-M lança QuetzSat-1 Quadro de lançamentos recentes Lançamentos orbitais previstos para ovembro e Dezembro de 2011 Próximos lançamentos tripulados Futuras Expedições na ISS Lançamentos Suborbitais Cronologia Astronáutica (LXXI) Estatísticas do Voo Espacial tripulado Explicação dos termos técnicos

3 16 20 21 36 58 63 72 76 80 85 104 111 113 114 116 121 125 127 130

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O boletim Em Órbita, dedicado à Astronáutica e à Conquista do Espaço, é da autoria de Rui C. Barbosa e tem uma edição electrónica mensal. Versão web (http://www.zenite.nu/orbita/ - www.zenite.nu): Estrutura: José Roberto Costa; Edição: Rui C. Barbosa este número colaboraram José Roberto Costa e Manuel Montes. Qualquer parte deste boletim não deverá ser reproduzida sem a autorização prévia do autor. Rui C. Barbosa BRAGA PORTUGAL 00 351 93 845 03 05 rmcsbarbosa@gmail.com

a Capa: Lançamento do módulo TG-1 TianGong-1 pela China a 29 de Setembro de 2011 desde Jiuquan.

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Voo espacial tripulado O regresso da Soyuz TMA-21 Após um adiamento devido ao acidente que resultou na destruição do veículo de carga Progress M-12M, a Soyuz TMA-21 tripulada por Alexander Mikhailovich Samokutyayev, Andrei Ivanovich Borisenko e Ronald John Garan, regressou á Terra a 16 de Setembro de 2011. O seu lançamento havia ocorrido a 4 de Abril de 20111.

Regressando à Terra Após ingressarem na Soyuz TMA os cosmonautas, em preparação para o regresso à Terra, envergaram o fato angi-G Kentavr por debaixo dos fatos espaciais pressurizados Sokol. O vestuário Kentvar é um fato de protecção que consiste de calções, polainas, cuecas, meias e um casaco, que agem como uma contra-medida para distúrbios circulatórios, previne a sobrecarga de um tripulante durante a descida e aumenta a tolerância ortostática durante a adaptação após o voo. Os tripulantes são também aconselhados a ingerirem fluidos com aditivos de electrólitos para preparar os seus corpos para os rigores do regresso. Estes fluidos são constituídos por três tabletes de cloreto de sódio ao pequeno-almoço e após o almoço, juntamente com 300 ml de fluído e duas pastilhas durante a refeição a bordo da Soyuz TMA antes da retro travagem. Os três tripulantes dedicaram especial atenção à colocação do cinto médico com sensores, assegurando-se de um bom contacto entre os sensores e o corpo. Durante os preparativos para o regresso, antes da reentrada atmosférica, os tripulantes sentam-se confortavelmente nos assentos Kazbek, apertam os cintos de segurança e asseguram-se de um contacto justo entre o corpo e os assentos. O veículo Soyuz TMA é composto por três módulos: o Módulo Orbital, o Módulo de Reentrada e o Módulo de Propulsão e Serviço. O regresso à Terra das tripulações da Soyuz TMA ou Soyuz TMA inicia-se com a entrada dos cosmonautas na cápsula envergando os seus fatos de trabalho. De seguida procede-se ao encerramento das escotilhas de ambos os veículos e depois os cosmonautas no interior da Soyuz TMA envergam o conjunto anti-gravidade e os seus fatos espaciais pressurizados. Estando tudo a postos dá-se a separação entre os dois veículos.

A Soyuz YMA-21 foi lançada às 2218:20,115UTC do dia 4 de Abril de 2001 por um foguetão 11A511U-FG Soyuz-FG (И15000-036) a partir da Plataforma PU-5 do Complexo de Lançamento LC1 ‘Gagarinskiy Start’ (17P32-5) do Cosmódromo de Baikonur, Cazaquistão. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011 3

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

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

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

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

Os três módulos separam-se de forma simultânea poucos segundos após a manobra de retro travagem que fará o veículo deixar a órbita terrestre e iniciar a reentrada. Esta separação dá-se a cerca de 140 km de altitude. Os preparativos para a separação da Soyuz TMA-21 tiveram início às 2000UTC do dia 15 de Setembro com a activação da cápsula levada a cabo pelos cosmonautas Alexander Samokutyayev e Andrei Borisenko que também executaram testes de comunicações e de verificação dos sistemas do veículo. Os motores da secção russa da ISS foram inactivados entre as 2100UTC e as 2240UTC para evitar cargas físicas durante a remoção dos para fusos BZV do mecanismo de acoplagem e de interface SSVP que executa a ligação ao módulo MRM-2 Poisk. Após a cerimónia de despedida dos três elementos, estes entraram na Soyuz TMA-21 entre as 2120UTC e as 2140UTC. As escotilhas foram encerradas por Samokutyayev (no interior da cápsula) e por Sergei Volkov (no interior do Poisk), iniciando-se de seguida a verificação da inexistência de fugas no vestíbulo entre os dois veículos. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita Após a entrega do controlo de atitude ao Centro de Controlo de Korolev pelas 2345UTC, a estação espacial manobrou para a atitude de separação. De seguida os três tripulantes verificam a inexistência de figas nos seus fatos pressurizados Sokol e procedem à despressurização do módulo orbital. De seguida os três homens envergaram os fatos anti-gravidade Kentavr-g, além dos cintos biomédicos e dos fatos Sokol. Entre as 0034UTC e as 0039UTC do dia 16 de Setembro, a estação espacial entrava em deriva livre para permitir a separação da Soyuz TMA-21. A separação entre a Soyuz TMA-21 e o módulo Poisk teve lugar às 0038:12UTC. A velocidade de separação foi de cerca de 0,12 m/s. Pelas 0041UTC a Soyuz TMA-21 executou a manobra de separação (0,55 m/s), aumentando assim a sua distância à ISS. A manobra de retrotravagem (115,2 m/s) teve início às 0305:25UTC e terminou às 0309:45UTC. A separação dos três módulos ocorreu às 0333:24UTC a uma altitude de 140 km, com o módulo de propulsão e instrumentação a ser colocado numa ângulo de -78,5º em relação ao eixo de referência. Nesta posição, e caso este módulo não se tivesse separado do módulo de descida, o calor da reentrada iria derreter as ligações entre os dois módulos. A reentrada atmosférica iniciava-se às 0336:43UTC a uma altitude de 99,1 km e com uma velocidade de 170 m/s.

A fase de orientação iniciou-se a uma altitude de 81,1 km pelas 0338:20UTC. O primeiro sinal da reentrada atmosférica surge quando as partículas de poeira começam a assentar no módulo de descida. A partir desta altura os três elementos têm de prestar atenção pois as cargas gravíticas começam a aumentar rapidamente. A bordo a sensação da força gravítica no corpo vai-se instalando, tornando os corpos mais pesados e dificultando a respiração e a fala. Estas são sensações normais e os tripulantes são aconselhados a lidarem com elas calmamente. Muitos cosmonautas sentem a sensação de um alto na garganta, mas isto não é caso para ficarem nervosos, pios esta é uma sensação frequente e não deve ser contrariada. A melhor solução é “tentar não engolir e falar nesta altura”. Os tripulantes devem prestar atenção à função visual e, caso ocorra algum distúrbio, criar uma tensão adicional de pressão abdominal e nos músculos das pernas. Os três tripulantes sentiram os efeitos máximos da desaceleração a uma altitude de 38,9 km pelas 0343:01UTC. Durante alguns minutos na descida deu-se uma falha de comunicações entre o Controlo da Missão em Korolev e a Soyuz TMA21. A abertura dos pára-quedas é ordenada a uma altitude de 10,8 km (0345:20). Dois pára-quedas piloto (de 0,62 m2 e 4,5 m2) extraem o pára-quedas de travagem com uma área de 16 m2. Este pára-quedas reduz a velocidade de descida de 230 m/s para 80 m/s e auxilia na estabilização da cápsula ao original uma ligeira rotação da mesma. O pára-quedas de travagem acaba por se separar com a abertura do pára-quedas principal (518 m2) que reduz a velocidade de descida para 7,2 m/s. Inicialmente, a Soyuz TMA-21 encontrava-se suspensa com um ângulo de 30º em relação ao horizonte, colocando-se na vertical pouco antes da aterragem.

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

Mesmo antes da aterragem (que é suavizada pela ignição de seis motores sólidos que se encontram por detrás do escudo térmico entretanto descartado), a tripulação deve se preparar para o impacto com o solo. Os seus corpos devem estar fixos ao longo da superfície dos assentos personalizados. A velocidade de aterragem é de cerca de 9,9 m/s. A aterragem teve lugar às 0359:39UTC a 144 km SE da cidade de Dzhekazgan num ponto localizado a 47°19'11.6" N, 69°30'06.8" E. A aterragem falhou o ponto previsto a 47°18' N, 69°35' E; 151 km SE de Dzhezkazgan por 6,5 km NO. A tripulação não se deve levantar de imediato após a aterragem. São assim aconselhados a permanecer no interior sentados nos assentos Kazbek durante alguns minutos e somente depois se devem levantar. Ao se levantarem, devem limitar os movimentos da cabeça e dos olhos para evitar assim movimentos excessivos, procedendo de forma calma e lenta. Os seus corpos não se devem adaptar à gravidade terrestre na posição vertical de forma muito rápida. Para tal são colocados em assentes reclináveis logo após serem removidos do interior do módulo de descida. Mais tarde são transportados para uma tenda médica ou de imediato para um helicóptero que os transportam para um local seguro. Após a aterragem Alexander Samokutyayev, Andrei Borisenko e Ronald Garan foram transportados para Karaganda onde foram submetidos a um exame médico. Após estarem presentes numa cerimónia de boas-vindas, Garab foi transportado para o Centro Espacial Johnson a bordo de avião Gulfstream-III da NASA, enquanto que Samokutyayev e Borisenko seguiram a bordo de um Tupolev Tu-134 para a Base Aérea de Chkalovsky que serve o Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin na Zvesdniy Gorodok (Cidade das Estrelas), perto de Moscovo. A missão da Soyuz TMA-21 teve uma duração de 164 dias 5 horas 41 minutos e 19 segundos.

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Alexander Mikhailovich Samokutyayev (Александр Михайлович Самокутяев) – Tenente-coronel da Força Aérea Russa e Cosmonauta Teste do Destacamento de Cosmonautas do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin, Alexander Samokutyayev nasceu a 13 de Março de 1970 em Penza, Rússia. É casado com Oksana Nikolaevna Samokutiaeva e tem uma filha (Anastasia Alexandrovna Samokutyayva). Em 1992 terminou os seus estudos na Escola Militar Superior de Chernigov ‘Lenine Komsomol’. Entre 1998 e 2000 estudou na Academia Aérea Militar Yuri A. Gagarin. Entre 1992 e 1998 havia servido na escola de Chernigov, nomeadamente na escola de pilotagem de helicópteros na Ucrânia, no distrito militar do Extremo Oriente onde lhe foi atribuído o posto líder de esquadrão. Foi designado Piloto Militar de Terceira Classe. Enquanto permaneceu neste destacamento, Samokutyayev acumulou um tempo total de voo de 560 horas, tendo feito 25 saltos de páraquedas e pilotado os aviões Vilga-35A, L-13, Blanik, L-39 e Su-24M. Após a sua formação na academia aérea, e desde 2000, trabalhou no Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin como chefe da divisão de planeamento. A 20 de Janeiro de 2003 teve uma apreciação médica positiva que lhe permitiu iniciar o treino espacial. A 23 de Maio foi integrado no destacamento de cosmonautas após uma reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas. A partir de 16 de Junho começou o treino geral de cosmonauta que terminou a 27 de Junho de 2005. Samokutyayev superou os exames de formação com a classificação de “excelente”. A 5 de Julho, e por decisão do Comité de Qualificação Interdepartamental, foi classificado como Cosmonauta Teste. Em Julho de 2008 foi nomeado para a tripulação suplente da Expedição 25 para a estação espacial internacional. Numa reunião da Direcção Médica levada a cabo a 10 de Fevereiro de 2009, obteve autorização para treinar com a tripulação suplente da Soyuz TMA. Em Outubro de 2008 foi nomeado para a tripulação principal da Expedição 27. A sua nomeação foi confirmada a 7 de Outubro de 2009 pela NASA. Em 11 e 12 de Março de 2010 no Centro de Treino de Cosmonautas e juntamente com o cosmonauta Andrei Borisenko e com o astronauta Scott Kelly, Samokutyayev foi aprovado nos exames pré-voo com as classificações de “Bom” e “Excelente”. Foi Comandante Suplente da missão da Soyuz TMA-18 a 2 de Abril de 2010. Numa reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas e para a sua nomeação para as tripulações das Soyuz TMA e das expedições à ISS levada a cabo a 26 de Abril de 2010, Alexander Samokutyayev foi qualificado como Cosmonauta do Destacamento do Centro de Treino de Cosmonautas Yuri Gagarin. Alexander Samokutyayev tornou-se no 109º cosmonauta da Rússia e no 518º ser humano (juntamente com Andrei Ivanovich Borisenko) a realizar um voo espacial orbital.

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Em Órbita Andrei Ivanovich Borisenko (Андрей Иванович Борисенко) – Cosmonauta Teste da Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’, Andrei Borisenko nasceu a 17 de Abril de 1964 em Leninnegrado, Rússia. É casado e tem um filho e uma filha. Em 1981 ingressou no Instituto Militar de Mecânica de Leninegrado (agora BSTU ‘Voenmekh” ‘D. F. Ustinov’) no qual se formou em 1987. Entre 1987 e 1989 trabalhou como empregado civil na Marinha Soviética. Desde 1989 trabalha na Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’ onde até 1999 trabalhou no grupo de análise de sistemas da estação orbital Mir, estando integrado na Equipa de Controlo de Operações. Desde 1999 até ao início do seu treino geral de cosmonauta, trabalhou como director de turno no Centro de Controlo de Missão, Korolev – Moscovo, primeiro para a estação orbital Mir (participendo directamente nas operações de retirada de órbita da estação) e depois para o programa da estação espacial internacional. A 12 de Setembro de 2002 teve uma apreciação médica positiva que lhe permitiu iniciar o treino espacial. Em Janeiro de 2003 superou os testes técnicos efectuados na Corporação RKK Energia e a 26 de Maio o Comité Mandatário Interno da Corporação RKK Energia recomendou-o à Comissão Estatal Interdepartamental. A 29 de Maio, numa reunião do Comité Interdepartamental para a selecção de cosmonautas, foi nomeado para o treino geral do destacamento de cosmonautas. Este treino foi iniciado a 16 de Junho e finalizado a 27 de Junho de 2005, sendo aprovado com a classificação de “Excelente”. A 5 de Julho de 2005, e por decisão do Comité de Qualificação Interdepartamental, foi qualificado como Cosmonauta Teste. A 21 de Setembro de 2008 foi designado como Engenheiro de Voo suplente para a tripulação da Expedição 24, sendo também designado como Engenheiro de Voo para a tripulação principal da Expedição 26. A 21 de Novembro as suas nomeações foram confirmadas pela NASA. Porém, em Maio de 2009 a sua nomeação não foi confirmada durante a rotação regular das tripulações. Em Abril de 2009 era anunciado que Andrei Borisenko havia sido removido da tripulação suplente da Expedição 24 para a ISS e nomeado para a tripulação suplente da Expedição 23. Em Julho de 2009 era anunciado que Borisenko havia sido nomeado para a tripulação da Expedição 27 e a 7 de Outubro a sua nomeação era confirmada pela NASA. Em 11 e 12 de Março de 2010 no Centro de Treino de Cosmonautas e juntamente com o cosmonauta Alexander Samokutyayev e com o astronauta Scott Kelly, Borisenko foi aprovado nos exames pré-voo com as classificações de “Bom” e “Excelente”. Foi Engenheiro de Voo Suplente da missão da Soyuz TMA-18 a 2 de Abril de 2010. Numa reunião da Comissão Interdepartamental para a selecção de cosmonautas e para a sua nomeação para as tripulações das Soyuz TMA e das expedições à ISS levada a cabo a 26 de Abril de 2010, Andrei Borisenko foi qualificado como Cosmonauta do Destacamento da Corporação RKK Energia ‘Serguei Korolev’. Andrei Borisenko tornou-se no 109º cosmonauta da Rússia e no 518º ser humano (juntamente com Alexander Mikhailovich Samokutyayev) a realizar um voo espacial orbital. Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita Ronald John Garan – Nascido a 30 de Outubro de 1961 em Yonkers – Nova Iorque, Ronald Garan é astronauta da agência espacial norte-americana NASA. É casado com Carmel Courtney e ambos têm três filhos. Garan frequentou o Liceu Roosevelt, Yonkers, terminando aí os seus estudos em 1979. Em 1982 obteve um bacharelato em Economia Comercial pela Faculdade SUNY, Oneonta, e um mestrado em Ciências Aeronáuticas pela Universidade de Aeronáutica Embry-Riddle em 1994. Em 1996 obtinha um mestrado em Engenharia Aeroespacial pela Universidade da Florida. Garan recebeu a sua comissão como Segundo Tenente na Força Aérea dos Estados Unidos em 1984 e recebeu as suas asas de piloto em 1985 enquanto permanecia na Base Aérea de Vance, Oklahoma. Finalizou o treino de F-16 na Base Aérea de Luke, Arizona, e apresentouse Base Aérea de Hahn, República Federal Alemã, onde serviu como piloto de combate de F-16 no 496º Esquadrão de Caças Tácticos entre 1986 e 1988. Em Março de 1988 foi nomeado para o 17º Esquadrão de Caças Tácticos na Base Aérea de Shaw, Carolina do Sul, onde serviu como piloto instrutor, piloto avaliador, e piloto de combate no F-16. Enquanto permaneceu estacionado na Base Aérea de Shaw, frequentou a USAF Fighter Weapons School, terminando a sua formação em 1989 e regressando ao 17º Esquadrão de Caças Tácticos para assumir a posição de Oficial de Esquadrão. Entre Agosto de 1990 e Março de 1991, esteve colocado no Sudoeste Asiático em apoio das Operações Escudo do Deserto e Tempestade do Deserto onde voou missões de combate no F-16. Em 1991, Garan foi nomeado para a USAF Fighter Weapons School, onde serviu como piloto instrutor do F16, Comandante de Voo e Oficial Assistente de Operações. Em 1994 foi nomeado para o 39º Esquadrão de Caças Tácticos na Base Aérea de Eglin, Florida, onde serviu como piloto de teste de desenvolvimento e piloto principal de F-16. Garan frequentou a Escola Naval de Pilotos de Teste dos Estados Unidos na Estação Aeronaval de Patuxent River, Maryland, entre Janeiro e Dezembro de 1997, sendo posteriormente nomeado para o 39º Esquadrão de Caças Tácticos, onde serviu como Director da Joint Air to Surface Standoff Missile Combined Test Force. Garan era o Oficial de Operações do 40º Esquadrão de Caças Tácticos quando foi seleccionado para astronauta. Acumulou mais de 5.000 horas de voo em mais de 30 aeronaves. Reformou-se da Força Aérea a 1 de Junho de 2009. Ronald Garan foi seleccionado como astronauta da NASA em Julho de 2000, tendo-se apresentado para o treino no mês de Agosto. Após a finalização de um treino e de avaliações, foi nomeado para trabalhos técnicos no ramo de operações da estação espacial e do vaivém espacial do Departamento de Astronautas, tendo contribuído para a investigação das causas do desastre com o vaivém espacial Columbia e posterior esforço para o regresso aos voos. Em Abril de 2006 tornou-se num aquanauta através da sua participação na missão NEEMO 9 ( ASA Extreme Environment Mission Operations) da NASA e da NOAA, uma missão de pesquisa levada a cabo no Aquarius que é o único laboratório submarino do mundo. Durante a sua missão de 18 dias, a tripulação de seis pessoas no NEEMO 9 desenvolveu procedimentos de exploração lunar e aplicações de tecnologias de tele-medicina em apoio de futuras explorações espaciais.

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Em Órbita A primeira missão espacial de Garan teve lugar entre 31 de Maio e 14 de Junho de 2008 a bordo do vaivém espacial OV-103 Discovery. A missão STS-124 transportou o módulo japonês Japanese Experiment Module-Pressurized Module (JEM-PM) e o sistema de manipulação remota japonês Japanese Remote Manipulator System. Nesta missão realizou três actividades extraveículares num total de 20 horas e 32 minutos. A missão STS-124 teve uma duração de 13 dias, 18 horas, 13 minutos e 7 segundos. Ronald Garan foi o 301º astronauta dos Estados Unidos e o 475º ser humano (juntamente com os astronautas Gregory Errol Chamitoff, Kenneth Todd Ham e Akihiko Hoshide) a realizar um voo espacial orbital. Ao participar na Missão Soyuz TMA-21 Expedição 27/28, Garan torna-se no 223º astronauta dos Estados Unidos e no 316º ser humano a realizar dois voos espaciais orbitais.

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O novo sistema de lançamento da NASA A agência espacial norte-americana NASA está pronta para abancar com o desenvolvimento do denominado Space Launch System (SLS), Sistema de Lançamento Espacial – um foguetão lançador avançado que deverá proporcionar uma nova capacidade nacional para a exploração espacial humana para lá órbita terrestre. O SLS irá dar aos Estados Unidos um meio seguro, barato e sustentável para atingir para lá dos actuais limites e abrir novas descobertas a partir do espaço.

O SLS será desenhado para transportar o veículo MPCV (Multi-Purpose Crew Vehicle), Orion, bem como importantes cargas, equipamentos e experiências científicas para a órbita terrestre e para outros destinos. Adicionalmente, o SLS servira como um veículo suplente para as missões comerciais e para os sistemas de transporte internacionais que servem a estação espacial internacional. O foguetão do SLS irá incorporar investimentos tecnológicos do Programa do Vaivém Espacial e do Programa Constellation para assim se tirar vantagem de equipamentos já testados e de tecnologia e métodos de fabrico de ponta que irão reduzir de forma significativa os custos de desenvolvimento e operacionais. Irá utilizar um sistema de propulsão de hidrogénio e de oxigénio líquido que irá incluir o motor RD-25D/E do Programa do Vaivém Espacial para o estágio central e o motor J-2X para o estágio superior. O SLS irá também utilizar os propulsores laterais de combustível sólido para os voos de desenvolvimento iniciais, enquanto que propulsores posteriores serão desenvolvidos tendo por base os requisitos de performance e de considerações de disponibilidade. O SLS terá uma capacidade de lançamento inicial de 70 toneladas métricas, o que corresponde a cerca de 77 toneladas. Esta capacidade irá evoluir para 130 toneladas métricas, ou 143 toneladas. O primeiro voo de desenvolvimento está previsto para ter lugar em finais de 2017. Esta arquitectura específica foi seleccionada em grande parte porque utiliza uma aproximação de desenvolvimento evolutivo que permite à NASA se abordar as actividades de desenvolvimento de alto custo na fase inicial do programa e tira partido de um grande poder de compra antes da inflação eliminar os fundos disponíveis num orçamento fixo. Esta arquitectura também permite a nivelação das actuais capacidades e baixar os custos de desenvolvimento ao utilizar o hidrogénio e oxigénio líquido para ambos Em Órbita – Vol.11 - .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita os estágios. De forma adicional, esta arquitectura proporciona um veículo lançador modular que pode ser configurado para missões específicas utilizando uma variedade de elementos comuns. Pode não ser necessário lançar 130 toneladas métricas para cada missão e a flexibilidade desta arquitectura modular permite à agência espacial utilizar diferentes módulos centrais, estágio superior e combinações de propulsores de primeiro estágio para atingir o veículo lançador mais eficiente para a missão desejada.

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Em Órbita O Space Launch System será o primeiro veículo de exploração desde o foguetão Saturn-V que transportou os astronautas da Apollo para a Lua. Com a sua superior capacidade de lançamento, o SLS irá expandir a nossa capacidade de explorar o Sistema Solar e vai-nos permitir explorar o espaço cis-lunar, asteróides que passem próximo da Terra, Marte e as suas luas, e outros corpos celestes. Vamos descobrir mais sobre a formação do Sistema Solar, de onde originaram os elementos orgânicos e a água da Terra, e a forma como a vida pode ser sustentada em lugares longe da atmosfera do nosso planeta, além de nos permitir expandir as fronteiras da nossa exploração.

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Lançamentos orbitais em Setembro de 2011 Em Setembro de 2011 foram levados a cabo 9 lançamentos orbitais. No total colocaram-se em órbita 11 satélites. Desde 1957 e tendo em conta que até ao final de Setembro de 2011 foram realizados 4809 lançamentos orbitais, 424 lançamentos foram realizados neste mês o que corresponde a 8,8% do total e a uma média de 8,2 lançamentos por ano neste mês. É no mês de Dezembro onde se verificam mais lançamentos orbitais (476 lançamentos que correspondem a 9,9% com uma média de 9,2 lançamentos) e é no mês de Janeiro onde se verificam menos lançamentos orbitais (286 lançamentos que correspondem a 5,9% com uma média de 5,5 lançamentos).

2011

2008

2005

2002

1999

1996

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

18 16 16 15 16 1414 13 13 14 12 12 12 11 12 10 10 10 9 9 9 99 99 10 8 8 8 8 8 8 8 7 7 7 7 7 8 6 6 66 6 66 6 5 5 5 5 6 4 4 4 3 3 3 4 2 1 2 00 0 1957

Lançamentos

Lançamentos orbitais em Setembro desde 1957

Ano

120

119

112 118

127

140

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

Total de lançamentos orbitais 1957 / 2011 (Setembro)

63 65 67 53 52

82 1999

58 62 61

77 73

1996

75 73

95 88

Lançamentos

100

2008

2005

2002

1993

1990

1987

1984

1981

1978

1975

1972

1969

1966

1963

1960

1957

Ano

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Em demanda do GRAIL Apesar de já ter sido visitada pelos astronautas das missões Apollo e estudada por inúmeras sondas, a verdade é que a Lua ainda esconde muitos segredos. Ao mapear o campo gravitacional da Lua com uma precisão e resolução sem precedentes, a missão GRAIL (Gravity Recovery And Interior Laboratory) irá, na sua essência, perscrutar o interior lunar para revelar a sua estrutura interna e a sua história térmica.

A missão da GRAIL O conhecimento da Lua que será adquirido pela missão GRAIL, será utilizado para compreender as histórias evolutivas de outros corpos rochosos no Sistema Solar: a Terra, Vénus, Marte e Mercúrio. De facto, a Lua é uma peça vital para a compreensão da forma como evoluíram os planetas terrestres. A missão GRAIL é a análoga lunar da missão GRACE (Gravity Recovery and Climate Experiment) levada a cabo por duas sondas lançadas para a órbita terrestre em 20022 e que continuam a operar. A missão GRAIL é implementada com uma carga científica simplificada a partir da missão GRACE e utilizando um modelo de satélite que deriva do satélite XSS-11 (Experimental Small Satellite-11) da Lockheed Martin e que foi lançado em 20053. A missão GRAIL colocará dois satélites (GRAIL-A e GRAIL-B) numa órbita lunar polar a 50 km de altitude para levar a cabo medições de alta precisão da distância entre os dois veículos utilizando uma carga de banda Ku. A análise posterior dos dados referentes à distância entre os dois satélites, irá proporcionar uma medição directa da gravidade lunar. A carga, sistema de voo e desenho da missão garantem que todas as fontes de erro que perturbem as medições de gravidade, são contidas a níveis bem abaixo àqueles necessários para garantir os requisitos científicos.

O gráfico ao lado ilustra as margens de performance entre os requisitos científicos (vermelho e verde), a performance dos veículos (preto) e a performance das Melhores Estimativas Actuais CBE ‘Current Best Estimate’ (dourado). Estas margens permitem um baixo risco de implementação da missão GRAIL. A curta duração da missão GRAIL (270 dias) inclui um período de mapeamento de 90 dias denominado Fase Científica. Os produtos científicos iniciais estarão disponíveis 30 dias após o início da Fase Científica e serão entregues ao PDS num período de 3 meses. Incluído nos dois satélites está um sistema ‘E/PO MoonKam’ que irá fornecer imagens e vídeo da superfície lunar como parte do segmento E/PO e de Colaboração Estudantil da GRAIL.

A missão GRACE é composta por dois satélites, o GRACE-1 / ESSP-2A ‘Tom’ (27391 2002-012A) e o GRACE-2 / ESSP-2B ‘Jerry’ (27392 2002-012B), lançados às 0921:26,875UTC do dia 17 de Março de 2002 por um foguetão 15A30 Rokot/Breeze-KM a partir do Complexo de Lançamento LC133/3 do Cosmódromo GIK-1 Plesetsk. 3 O satélite XSS-1 (28636 2005-011A) foi lançado às 1335UTC do dia 11 de Abril de 2005 por um foguetão Minotaur-I (SLV-3) a partir do Complexo de Lançamento SLC-8 da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita

Objectivos científicos e investigações A Lua é o mais acessível e o melhor estudado dos corpos rochosos (ou terrestres) para lá da Terra. Ao contrário da Terra, porém, a geologia da superfície lunar preserva o registo de cerca de 4,5 mil milhões de anos de história do Sistema Solar. As observações orbitais combinadas com amostras da superfície trazidas de volta para a Terra, mostram que nenhum outro corpo preserva os registos da história geológica de forma tão clara como a Lua. A estrutura e composição do interior lunar (e por inferência a natureza e escala temporal da sua estrutura interna e perda de calor) guardam a chave para a reconstrução desta história. Velhas questões tais como a origem dos mares, a razão para a assimetria da espessura da superfície entre o lado oculto e o lado visível e a explicação para a intrigante magnetização das rochas na crosta, todas estas questões requerem uma compreensão melhorada do interior lunar. Decifrando a estrutura do seu interior irá trazer uma compreensão da evolução da própria Lua, e também estender o conhecimento da origem e da evolução térmica da Lua para outros corpos no Sistema Solar interior. Por exemplo, enquanto que em tempos pensou-se que a Lua tinha sido a única a desenvolver «oceanos de magma» pouco tempo após a sua acreção, esse fenómeno foi agora proposto para Marte também. Esta necessidade de compreender a estrutura interna para reconstruir a evolução planetária, motiva os principais objectivos científicos da GRAIL, que tentam determinar a estrutura do interior da Lua desde a crusta até ao núcleo e procura compreender melhor a evolução térmica do nosso satélite natural. A missão GRAIL deverá cumprir estes objectivos ao levar a cabo medições de alta precisão (<10 mGal4) ao nível global, regional e local (30 x 30 km), a partir de uma órbita polar baixa (50 km) e utilizando um sistema de medição em banda Ka. A Equipa Científica da GRAIL irá levar a cabo seis investigações para: •

Mapear a estrutura da crusta e litosfera.

•

Compreender a evolução térmica assimétrica da Lua.

•

Determinar a estrutura da subsuperfície das bases de impacto e a origem dos mascons.

•

Verificar a evolução temporal da breciação da crusta e o seu magnetismo.

•

Determinar a estrutura interior profunda a partir das marés.

•

Estabelecer limites ao tamanho do possível núcleo.

Na imagem ao lado, o painel superior mostra a actual incerteza do actual campo gravitacional em mGal a partir de um modelo gravítico realizado pelo co-investigador Alex Konopliv. A parte inferior mostra a incerteza do campo gravítico em mGal antecipada a partir da base científica da GRAIL. As incertezas da GRAIL (baixo) são globalmente uniformes em 0,1 mGal com um factor de melhoria de >100 para o lado visível e ~1000 para o lado oculto em comparação com o estado do conhecimento actual. Desenho da missão As sondas GRAIL foram lançadas lado a lado num único foguetão Delta-2 durante uma janela de lançamento de 26 dias que abriu a 8 de Setembro de 2011. A missão foi desenhada para evitar os eclipses lunares de 10 de Dezembro de 2011 e 4 de Junho de 2012 que interferem com a missão. O complexo de Goldstone implementa a aquisição inicial das duas sondas incluindo a fase de abertura dos painéis solares. A fase de cruzeiro translunar consiste numa transferência de baixa energia de 3,5 meses através do ponto Lagrange L1 (EL1) no sistema Terra – Sol. Em comparação com uma trajectória directa, esta transferência de baixa energia foi escolhida para reduzir os requerimentos de combustível dos dois veículos (em cerca de 130 m/s), para permitir mais tempo para a verificação dos dois veículos e libertação de gases, e para aumentar o número de dias disponíveis no período de lançamento em cada mês. 4

1 Gal (ou Galileu) é a medição da aceleração e é definida nas unidades SI como 0,01 m/s2; 1 mGal ~1 g.

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Em Órbita Ambos os veículos aproximam-se da Lua por debaixo do Pólo Sul onde executam uma manobra de inserção orbital (LOI – Lunar Orbit Insertion) para os colocar numa órbita elíptica com um período ligeiramente superior a 8 horas. A manobra LOI para cada veículo está separada por um dia. Cada LOI é simultaneamente visível a partir dos complexos DSN (Deep Space etwork) de Goldstone e Camberra. Uma série de quatro manobras são levadas a cabo para reduzir as órbitas para órbitas quase circulares com uma média de 50 km de altitude e um período orbital de 113 minutos. Manobras posteriores posicionam os dois veículos na distância de separação inicial desejada, que depois irá derivar entre 175 km e 225 km. A Fase Científica de 90 dias é dividida em três ciclos de 27,3 dias orientados para o nadir. Duas passagens de 8 horas permitem à rede DSN obter os dados científicos e da E/PO MoonKam. Após a Fase Científica (ou fase da missão prolongada), está planeado um período de decomissionamento de 5 dias após o qual os veículos irão impactar na superfície lunar num período de cerca de 40 dias. As sondas e as suas cargas As sondas O desenho das duas sondas GRAIL e os seus componentes derivam da herança do satélite XSS-11. A arquitectura única destes veículos cumpre os requisitos de viabilidade da missão. O desenho resultante cumpre todos os requisitos e requerimentos científicos com amplas margens técnicas que proporcionaram flexibilidade para resolver problemas que possam ter surgido durante o desenvolvimento e que vão ao encontro ou excedem os princípios de desenho estabelecidos pelo JPL (Jet Propulsion Laboratory – Laboratório de Propulsão a Jacto). A estrutura de cada sonda é uma estrutura rectangular compósita. As antenas de rastreamento da carga científica encontram-se montadas em volumes térmicos e estão colocadas de forma que estão nominalmente na linha entre os centros de massa das duas sondas. Os outros componentes da instrumentação abordo encontram-se num painel interior para fácil integração e teste. Cada veículo está equipado com dois painéis solares não articulados também derivados do XSS-11. os painéis são abertos logo após a separação do último estágio do lançador. Sistemas de gás quente idênticos aos utilizados no XSS-11 proporcionam a desejada variação de velocidade para manobras e activação dos giroscópios. Componentes adicionais do controlo de atitude incluem uma unidade de medição inercial, sensores solares e detectores estelares. O sistema C&DH, o sistema de gestão de energia, e a bateria de iões de lítio são também derivados do XSS-11. O sistema de telecomunicações de banda S para comunicações com a rede DSN utiliza componentes derivados das missões Themis e Genesis. As sondas foram construídas nas instalações da Lockheed Martin em Denver, Colorado, bem como se deu a integração da carga e os testes dos sistemas. A Lockheed Martin utilizou dois laboratórios de teste e um software de simulação para a integração e verificação de todo o equipamento e software ao longo da fase de teste de montagem e ao longo do ciclo de operações de lançamento. A carga Para medir a distância entre as duas sondas cada uma delas está equipada com um sistema LGRS (Lunar Gravity Ranging System) em banda Ka que é derivado do instrumento da missão GRACE. Na figura ao lado estão representados os elementos do LGRS. A verificação da performance do LGRS foi levada a cabo pelo instrumento GRIP (Gravity Recovery Instrument for Planets) do JPL que tem uma capacidade de verificação de performance de nível X e ajustabilidade sub-X numa câmara anecóica de 18 metros. Operações da missão e ajustamento de dados O Caltech do JPL irá gerir as operações da missão GRAIL a partir das suas instalações em Pasadema, além de proporcionar navegação e apoio da missão utilizando actuais sistemas operacionais (o Multi-mission Ground System Services e a Deep Space etwork). O parceiro industrial da GRAIL, a Lockheed Martin Space System, leva a cabo as operações de voo espacial a partir das suas instalações em Denver que também é utilizada para as missões Mars Odyssey, Mars Reconnaissance Orbiter e Phoenix. O JPL e a LM possuem uma parceria duradoura e bem sucedida ao longo de mais de 15 anos que foi estabelecida em muitas missões planetárias. Ambas estão bem versadas na utilização de actuais infra-estruturas no solo para montagem, teste e operações de lançamento, além de operações de voo. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita O processamento de dados nos Níveis Científicos 0 e 1 serão levados a cabo no JPL com uma reutilização a 90% do software da missão GRACE; o processamento do Nível Científico 2 será feito no JPL, no Centro de Voo Espacial Goddard (GSFC) e no Instituto de Tecnologia de Massachusetts (MIT); os produtos avançados e a interpretação científica serão feitos pelas instituições que fazem parte da equipa científica. A entrega final dos produtos científicos para o PDS (Planetary Data System) será feita pelo MIT. Gestão do projecto A equipa do GRAIL é composta por uma gestão experiente e pessoal científico com experiência específica em investigações de mapeamento gravitacional da Terra e de outros corpos planetários. O Cientista de Projecto, Sistema de Gestão de Missão e Gestor de Instrumentação da GRAIL tinham os mesmos papéis na missão GRACE.

O Programa Discovery O Programa Discovery foi iniciado em 1992 e tem como objectivo o estudo do Sistema Solar. A missão GRAIL é a 11ª missão no âmbito deste programa. A tabela seguinte mostra um resumo das missões anteriores. Missão NEAR - Near Earth Asteroid Rendezvous Mars Pathfinder Lunar Prospector

Stardust

Genesis

CONTOUR Comet Nucleus Tour

MESSENGER

Deep Impact

Dawn

Kepler

Lançamento (UTC)

Veículo lançador e local de lançamento

Designação internacional

17 / Fev. / 1996

Delta-2 7925-8 (D232)

23784

2043:27

Cabo Canaveral AFS LC-17B

1996-008A

4 / Dez. / 1996

Delta-2 7925A (D240)

24667

0658:07

Cabo Canaveral AFS LC-17B

1996-068A

7 / Jan. / 1998

Athena-2 (LM-004)

25131

0228:44

Cabo Canaveral SPFL SLC-46

1998-001A

7 / Fev. / 1999

Delta-2 7426-9.5 (D266)

25618

2104:15

Cabo Canaveral AFS SLC-17A

1999-003A

8 / Ago. / 2001

Delta-2 7326-9.5 (D287)

36884

1613:40,324

Cabo Canaveral AFS SLC-17A

2001-034A

3 / Jul. / 02

Delta-2 7425-9.5 (D292)

27457

0647:41.366

Cabo Canaveral AFS, SLC-17A

2002-034A

3 / Ago. / 2004

Delta-2 7925H-9,5 (D307)

28391

0615:56.537

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2004-030A

12 / Jan. / 2005

Delta-2 7925-9.5 (D311)

28517

1847:08

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2005-001A

27 / Set. / 07

Delta-2 7925H-9,5 (D327)

32249

1134:00,372

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2007-043A

Delta-2 7925-10L (D339)

34380

Cabo Canaveral AFS, SLC-17B

2009-011A

06 / Mar. / 09

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Objectivos

Exploração do asteróide 433 Eros. Descida em Marte e colocação na superfície do veículo Sojourner. Estudo da superfície lunar utilizando espectroscopia. Recolha de amostras do cometa 81P/Wild-2. As amostras foram recolhidas em Janeiro de 2006 e a sonda prosseguiu para o cometa 9P/Tempel-1. Recolher amostras do vento solar. Deveria estudar os cometas 2P/Encke e 73P/SchwassmannWachmann 3, mas foi destruída devido a uma avaria no motor de bordo. Estudo do planeta Mercúrio a partir da sua órbita. Estudo do cometa 1P/Tempel-1 utilizando uma sonda lançada para a sua superfície. A sonda foi depois usada para estudar o cometa 103P/Hartley-2. Estudo do asteróide 4 Vesta a partir da sua órbita e depois estudará Ceres também da sua órbita. Procura de exoplanetas.

Em Órbita

O foguetão Delta-2 7920H-10 Os foguetões Delta (Delta-2 e Delta-IV) são comercializados pela ULA (United Launch Alliance). Este foi o 356º lançamento de um foguetão da série Delta desde 1960, sendo o 150º Delta 2 a ser utilizado (contando com os dois lançamentos das versões Heavy) e o 3º voo da versão 7920H-10. Os Delta são construídos pela Boeing em Huntington Beach, Califórnia. As diferentes partes do lançador são montadas em Pueblo, Colorado. A versão 7920H-10 é composta por seis partes principais: o primeiro estágio que é composto pelos propulsores laterais a combustível sólido, o motor principal no corpo principal do lançador, o inter-estágio (que faz a ligação física entre o primeiro e o segundo estágio), o segundo estágio e uma ogiva de 10 pés (3,05 metros) de diâmetro fabricada em materiais compósitos. De facto, este lançador tem a mesma configuração da série 7000, exceptuando o facto de estar equipado com propulsores laterais de combustível sólido mais poderosos GEM-46 que foram originalmente desenvolvidos para o Delta-III. O Delta-2 7920H-10 atinge uma altura de 38,71 metros e tem um diâmetro de 2,44 metros (sem entrar em conta com os propulsores sólidos na base). No lançamento tem um peso de 231.871 kg. É capaz de colocar uma carga de 5.959 kg numa órbita terrestre baixa, 2.120 kg para uma órbita de transferência para a órbita geossíncrona ou então 1.000 kg numa órbita heliocêntrica. Os nove propulsores laterais GEM-46 (Graphite Epoxy Motor-46), são fabricados pela Alliant Techsystems e cada um pode desenvolver 885 kN no lançamento. Têm um comprimento de 14,66 metros, diâmetro de 1,16 metros e uma massa de 19.140 kg, tendo um tempo de queima de 76 segundos. O primeiro estágio (Delta Thor XLT-C) tem um peso bruto de 101.697 kg e um peso de 5.888 kg sem combustível. Tem um comprimento de 26,09 metros e um diâmetro de 2,44 metros. Está equipado com um motor RS-27A que tem um peso de 1.027 kg, um diâmetro de 1,07 metros e uma altura de 3,78 metros. No vácuo produz uma força de 1.024 kN no vácuo (890 kN ao nível do mar), tendo um Ies de 264 s e um tempo de queima de 265 s. Consome LOX e querosene altamente refinado (RP-1). O RS-27A é construído pela Rocketdyne. O segundo estágio do Delta 2 (Delta K) tem um peso bruto de 6.953 kg e um peso de 949 kg sem combustível, tendo um comprimento de 5,9 metros e um diâmetro de 1,7 metros. No vácuo o seu motor Aerojet AJ10-118K (com um peso de 124,74 kg, diâmetro de 1,53 metros e comprimento de 2,68 metros) produz uma força de 43,4 kN, tendo um Ies 318 s e um tempo de queima de 444 s. Consome N2O4 e Aerozine-50.

25-Ago-03 11-Jun-08

Veículo Lançador D300 D333

Cabo Canaveral AFS Cabo Canaveral AFS

Plataforma Lançamento SLC-17B SLC-17B

08-Set-11

D356

Cabo Canaveral AFS

SLC-17B

Lançamento

Data

2003-038 2008-029 2011-046

Local Lançamento

Satélite Spitzer ‘SIRTF’ (27871 2003-038A) Fermi ‘GLAST’ (33053 2008-029A) GRAIL-A (XXXXX 2011-046A) GRAIL-B (XXXXX 2011-046B)

O Delta-2 pode ser lançado a partir do Cabo Canaveral (Air Force Station), plataformas SLC-17A e SLC-17B, e da Base Aérea de Vandenberg, Califórnia, (plataforma SLC-2W). O Space Launch Complex-17 (SLC-17) do Cabo Canaveral foi construído pela Força Aérea dos Estados Unidos (USAF) para o desenvolvimento do míssil balístico de alcance intermédio (IRBM) Thor, tendo a construção das plataformas A e B sido iniciada em Abril de 1956. Em Setembro desse mesmo ano a Força Aérea ocupou parcialmente a plataforma SLC-17B, tendo o primeiro lançamento sido efectuado a 25 de Janeiro de 19575. O primeiro lançamento bem sucedido ocorreu a 20 de Setembro de 1957 a partir da plataforma LC-17B6. A primeira modificação ao complexo de lançamento teve lugar em 1960 de forma a suportar o lançamento de veículos derivados do Thor. O primeiro lançamento orbital a ter lugar desde a Plataforma B ocorreu a 13 de Abril de 1960 com um foguetão Thor-Ablestar a colocar em órbita o satélite Transit-1B7. O último lançamento de um Thor-Ablestar desde a Plataforma B teve lugar a 10 de Maio de 19628 e posteriormente começaram os lançamentos dos foguetões Delta. O primeiro lançamento a partir da Plataforma LC-17B ocorreu a 10 de Julho de 19629. A partir desta data a plataforma foi utilizada por uma variedade de versões dos foguetões Delta.

O primeiro Thor a ser lançado desde o complexo SLC-17 tinha o número de série 101 e o lançamento resultou num fracasso com a explosão do míssil devido a um problema de contaminação do LOX que originou uma falha numa válvula do motor. 6 Inicialmente só se utilizada a expressão ‘Launch Complex’ (LC). 7 O foguetão Thor Ablestar (257 AB002?) foi lamçado às 1202UTC do dia 13 de Abril de 1960 e colocou em órbita o satélite Transit-1B (00031 1960-003B 1960 Gama 2) e o modelo do satélite GRAB (00033 1960-003C 1960 Gama 3). 8 Às 1207UTC do dia 10 de Maio de 1962 era lançado o foguetão Thor Ablestar (314 AB011) que transportava o satélite ANNA-1A. No entanto o lançamento não foi bem sucedido. 9 Às 0835UTC um foguetão Thor Delta (Thor 316 / Delta D11) colocava em órbita o satélite Telstar-1 (00340 1962-029A 1962 A Épsilon 1). Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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Entre 1963 e 1963 a plataforma foi utilizada para seis lançamentos suborbitais que transportaram veículos ASSET que demonstraram tecnologias que seriam utilizadas no veículo X-20 DynaSoar. Estes lançamentos utilizaram os foguetões Thor DSV2F e Thor DSV-2G que incluía um estágio superior Delta. As plataformas foram transferidas para a NASA em 1965, pois para a USAF já não havia qualquer utilização militar para o complexo. Os lançamentos a partir da Plataforma B recomeçariam somente a 23 de Setembro de 1972 com um foguetão Delta-1604 (579/D90) a colocar em órbita o satélite Explorer-47 ‘IMP-7’ (06197 1972-073A)10. Em 1974 a plataforma começava a ser utilizada pelos modelos 2000 (o último lançamento ocorreria em 1979)11 e entre 1983 e 1989 foi utilizada pelos modelos 300012. Os modelos 4000 só realizaram dois lançamentos a 27 de Agosto de 198913 e a 12 de Junho de 199014.

O lançamento ocorreu às 0120UTC. O primeiro lançamento ocorreu às 0138UTC do dia 19 de Janeiro de 1974 com o foguetão Delta-2313 (587/D100) a colocar em órbita o satélite de comunicações Skynet-IIA (07096 1974-002A). O último lançamento ocorreu ás 2142UTC do dia 30 de Janeiro de 1979 com o foguetão Delta-2914 (629/D148) a colocar em órbita o satélite militar SCATHA ‘P78-2’ (11256 1979-007A). 12 O primeiro lançamento ocorria às 2239UTC do dia 11 de Abril de 1983, tendo o foguetão Delta-3924 (653/D167) colocado em órbita o satélite de comunicações RCA Satcom-6 / Satcom-1R (13984 1983-030A), enquanto que o último lançamento ocorreu às 11

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Em Órbita Devido ao acidente do Challenger os lançamentos comerciais e militares foram na sua totalidade transferidos para os lançadores convencionais e em resultado a Boeing criou o lançador Delta-2. A USAF decidiu também transferir o lançamento dos seus satélites Navstar, anteriormente destinados a serem lançados pelo vaivém, para o novo Delta-2. O complexo SLC-17 foi escolhido como local de lançamento do Delta-2 e o complexo regressou novamente à responsabilidade da USAF em Outubro de 1988. O complexo teve de sofrer obras profundas com a instalação de novas plataformas de serviço, de um sistema hidráulico de elevação de cargas e de um sistema de armazenamento e fornecimento de hidrogénio líquido. A torre de serviço móvel do complexo teve de ver o seu tamanho aumentado em 3 metros de forma a acomodar o novo lançador. Os lançamentos da versão Delta-2 tiveram início desde o Complexo de Lançamento 17B a 11 de Dezembro de 1989 com o foguetão Delta-6925 (D190) a ser lançado às 1810UTC e a colocar em órbita o satélite de navegação USA-49 Navstar GPS-17 ‘Navstar SVN17’ (20361 1989-097A). O primeiro lançamento do modelo 7000 a partir da Plataforma B teve lugar 8 de Janeiro de 199115. A Plataforma B seria alvo de mais modificações para poder acomodar o novo foguetão Delta-III. A última modificação ao complexo finalizou em Outubro de 1997 e por esta altura o complexo era designado SLC-17 (Space Launch Complex-17) e o primeiro lançamento do Delta-III ocorria a 27 de Agosto de 199816 (imagem ao lado). O segundo lançamento do Delta-III a 5 de Maio de 1999 colocaria o satélite de comunicações Orion3 numa órbita mais baixa do que o previsto e uma situação semelhante ocorreria a 23 de Agosto de 2000, levando ao cancelamento do programa. Com as modificações para o Delta-III, a Plataforma B era a única capaz de pode ser utilizada para lançar a versão Delta-2 Heavy com o primeiro lançamento a ter lugar a 10 de Junho de 2003. Segundo o plano actual, a missão D356 é a última a ser lançada desde o Complexo de Lançamento SLC-17. O seu lançamento ocorreu da Plataforma B com a Plataforma A a ser desactivada em 2009 O primeiro lançamento do Delta-2 a partir do complexo (plataforma A) teve lugar a 14 de Fevereiro de 198917. No total foram realizados 326 lançamentos desde o SLC-17, sendo 161 da Plataforma A e 165 da Plataforma B. O sistema de designação do Delta-2 As diferentes versões do foguetão Delta-2 são designadas por um sistema de dígitos que identifica as diversas partes do lançador. O primeiro dígito designa a série Delta (6 – série 6000, 7 – série 7000). O segundo dígito designa o número de propulsores laterais de combustível sólido (3, 4 ou 9), com o terceiro dígito a designar o motor do terceiro estágio (2 – motor Aerojet AJ-10). O quarto dígito assinala o terceiro estágio (0 – sem terceiro estágio, 5 – PAM, 6 – Star-37FM). O ‘H’ indica a versão ‘Heavy’ e o número a seguir ao traço indica o tipo de carenagem de protecção. Breve história dos foguetões Delta-2 O foguetão Delta-2 descende de uma linhagem de lançadores orbitais iniciada com o míssil Thor. Nos anos 80 parecia que a utilização dos lançadores Delta iria terminar, estando todas as possíveis cargas destinadas a voar a bordo do vaivém espacial. Porém, quando a 28 de Janeiro de 1986 o vaivém espacial OV-099 Challenger foi destruído nos céus da Florida, deu-se uma alteração na política anteriormente estabelecida. Em Janeiro de 1987 a Força Aérea dos Estados Unidos ordenava uma nova série de lançadores Delta com o objectivo primário de colocar em órbita os satélites de posicionamento global GPS (Global Positioning System). Assim, o foguetão Delta-2 faria o seu voo inaugural a 14 de Fevereiro de 1989 utilizando o modelo 692518.

2150UTC do dia 24 de Março de 1989 com um foguetão Delta 3920-8 a colocar em órbita a missão militar Delta Star ‘USA-36’ (19911 1989-036A). 13 Às 2259UTC o foguetão Delta 4925-8 (D187) colocava em órbita o satélite de comunicações Marcopolo-1 (20193 1989-067A), mais tarde rebaptizado Sirius-1 ‘BSB-R1’. 14 Às 0552UTC o foguetão Delta 4925-8 (D196) colocava em órbita o satélite de comunicações indiano Insat-1D (20643 1990051A). 15 Às 0053UTC o foguetão Delta-2 7925 (D202) colocava em órbita o satélite de comunicações NATO-4A (21047 1991-001A). 16 O primeiro lançamento do Delta-3 teve lugar a 27 de Agosto de 1998 e resultou num fracasso quando o foguetão Delta-3 893013.1C (D259) não conseguiu colocar em órbita o satélite Galaxy-10. 17 A plataforma utilizada foi a SLC-17A. O lançamento teve lugar às 1830UTC e o foguetão Delta-2 6925 (D184) colocou em órbita o satélite USA-35 / Navstar 2-1 GPS-14 (19802 1989-013A). 18 O foguetão Delta-2 6925 (D184) foi lançado às 1830UTC do dia 14 de Fevereiro de 1989 e colocou em órbita o satélite USA-35 ‘Navstar GPS-14 / Navstar SVN 14’ (19802 1989-013A) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral.

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Em Órbita De facto, os modelos da série 6000 foram desenvolvidos como um intermédio até à chagada dos modelos 7000. O primeiro estágio era um Delta Thor XLT-C equipado com um motor RS-27, enquanto que o segundo estágio era um Delta-K. O primeiro estágio era auxiliado por nove propulsores laterais de combustível sólido Castor-4A. A série 7000, cujo lançamento inaugural teria lugar a 26 de Novembro de 199019, introduziria o motor RS-27A e os propulsores laterais de combustível sólido GEM-40. A série 6000 levou a cabo 17 voos, sendo 3 no modelo 6920 e 14 no modelo 6925. O seu último voo teve lugar a 24 de Julho de 1992 ao colocar em órbita20 os satélites Geotail e DUVE. A série 7000 foi utilizada numa grande variedade de configurações com o programa Delta Lite a ser desenvolvido em configurações com três ou quatro propulsores laterais de combustível sólido, utilizando dois ou três estágios e dois tipos distintos de terceiro estágio. Na totalidade, foram lançados 127 foguetões; 10 com o modelo 7320 de dois estágios com três propulsores laterais de combustível sólido; 13 no modelo 7420 com quatro propulsores laterais de combustível sólido; e 27 na configuração 7920 com nove propulsores laterais de combustível sólido. A configuração 7326 (com três propulsores laterais de combustível sólido) fez 3 voos e a configuração 7426 (com quatro propulsores laterais de combustível sólido) fez somente 1 voo, com ambos a utilizarem como terceiro estágio o motor Star37FM. O modelo 7425 (com quatro propulsores laterais de combustível sólido) e um motor Star-48B como terceiro estágio, fez 4 voos. O modelo que foi mais utilizado foi o 7925 com nove propulsores laterais de combustível sólido e um terceiro estágio Star-48B, tendo realizado 69 voos.

Lançamento da missão GRAIL Primeira tentativa e adiamento O primeiro estágio do foguetão Delta-2 7920H-10 (D356) foi colocado na Plataforma de Lançamento SLC-17B no dia 7 de Abril de 2011. Os nove propulsores laterais foram acoplados ao primeiro estágio na primeira semana de Maio, seguindo-se a colocação do segundo estágio no dia 10 de Maio. A 12 de Maio as duas partes da carenagem de protecção foram colocadas na sala estéril da torre móvel de serviço. Os testes eléctricos, mecânicos e do sistema de propulsão tiveram início a 20 de Maio no mesmo dia em que aterrava na SLF (Shuttle Landing Facility) um avião C-17 da Força Aérea dos Estados Unidos transportando as duas sondas GRAIL provenientes das instalações da Lockheed Martin em Denver, Colorado. Após a aterragem e da sua remoção do interior do avião de carga, as duas sondas foram colocadas individualmente em plataformas de teste nas instalações da AstroTech no Centro Espacial Kennedy. Seguiram-se testes de comunicações entre as sondas e a rede DSN, inspecções aos painéis solares, e início da colocação dos cobertores térmicos. Entretanto, na plataforma de lançamento, o foguetão lançador era submetido a uma série de testes aos sistemas hidráulicos dos dois estágios. Estes testes foram concluídos entre 23 e 25 de Maio. Com os testes funcionais terminados nas duas sondas GRAIL, procedeu-se à instalação das baterias eléctricas a 14 de Junho. No dia seguinte foram colocados os painéis solares e o seu sistema de abertura foi testado a 18 de Junho. Entretanto, os testes funcionais do sistema pneumático e de propulsão do primeiro estágio tiveram início a 15 de Junho, seguindo a 22 a verificação eléctrica e hidráulica do lançador. No dia 27 foram iniciados os testes funcionais do sistema pneumático e de propulsão do segundo estágio. Nas primeiras semanas de Julho as duas sondas foram submetidas aos testes funcionais da fase de cruzeiro e da fase científica, seguindo-se um teste que simulou as manobras de inserção orbital. A 28 de Julho foi realizado um teste de iluminação dos painéis 19

O foguetão Delta-2 7925 (D201) foi lançado às 2139UTC do dia 26 de Novembro de 1990 e colocou em órbita o satélite USA-66 ‘Navstar GPS-23 / Navstar SVN 23’ (20959 1990-103A) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral. 20 O foguetão Delta-2 6925 (D212) foi lançado às 1426UTC do dia 24 de Julho de 1992 e colocou em órbita os satélites Geotail (22049 1992-044A) e DUVE (22050 1992-044B) a partir da Plataforma LC-17A do Cabo Canaveral. Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita solares das duas sondas e no dia 30 foram transferidas para as instalações de manuseamento de materiais perigosos onde se fez o seu abastecimento. A 21 de Julho foi realizado um teste de fluxo criogénico no primeiro estágio do foguetão lançador. Este teste serviu para verificar a possível existência de fugas com o abastecimento de oxigénio líquido. O teste serviu também como certificação da equipa de controlo de lançamento. A 27 de Julho foi realizado o denominado CST (Combined Systems Test) que testa todos os sistemas do lançador numa simulação do lançamento e voo do veículo. No dia 9 de Agosto as duas sondas foram pesadas em separado e depois as duas instaladas no anel do adaptador de carga a 10 de Agosto. A 12 de Agosto foram colocadas no interior do contentor de transporte e preparação para a sua deslocação para a plataforma de lançamento. Este transporte foi realizado na madrugada do dia 18 de Agosto e de seguida o contentor foi elevado para a sala estéril da plataforma de lançamento. A colocação das duas sondas no interior da carenagem de protecção teve lugar a 23 de Agosto. No dia seguinte as duas sondas foram electricamente activadas para um teste final. Ainda a 24 de Agosto foi realizado o Flight Readiness Review que analisou os preparativos para o lançamento, tendo autorizado o abastecimento do lançador a 1 e 2 de Setembro com Aerozine 50 e tetróxido de azoto. A 6 de Setembro foram realizados mais testes no foguetão lançador, nomeadamente testes eléctricos que verificaram a capacidade do veículo em comunicar com o Eastern Range através da banda C. Esta ligação é utilizada para seguir o foguetão na fase inicial de voo. O teste também verificou o estado do sistema de segurança do Delta-2. Após o teste procedeu-se ao alinhamento do azimute de voo e foi realizado o denominado Launch Readiness Review (LRR) que analisou os preparativos para o lançamento, o estado do foguetão lançador, das duas sondas, da rede de apoio no solo e as previsões atmosféricas. Às 0314UTC do dia 8 de Setembro iniciavase a remoção da torre móvel de serviço, expondo o foguetão lançador na plataforma de lançamento. Chegou à sua posição de lançamento às 0406UTC. Pelas 0837UTC a contagem decrescente encontrava-se a T-150 m, entrando aqui na sua primeira paragem prevista e que terminaria às 0937UTC, recomeçando a contagem decrescente. Nesta fase iniciava-se a Contagem Decrescente Terminal (Terminal Count) que teria uma duração de três horas. Para este dia estavam previstas duas janelas de lançamento instantâneas às 1237:06UTC e às 1316:12UTC. Durante a contagem decrescente o sistema de orientação do lançador seria activado, seriam pressurizados os tanques de hélio e de azoto a bordo do lançador, proceder-se-ia ao abastecimento do primeiro estágio com querosene e oxigénio líquido, seriam realizadas verificações ao sistema de segurança do lançador e levados a cabo testes ao sistema de orientação dos motores. Antes de se iniciar os trabalhos de abastecimento do primeiro e do segundo estágio e de se proceder à pressurização dos tanques de hélio e de azoto, a área em torno da plataforma de lançamento foi evacuada às 0940UTC. Pelas 0942UTC eram activados o sistema de controlo e o computador de orientação do lançador, com os trabalhos a serem finalizados às 1028UTC.

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Em Órbita Os preparativos para o abastecimento do querosene RP-1 para o primeiro estágio iniciaram-se às 0957UTC. Nesta fase os técnicos verificaram as válvulas, medidores de fluxo, sensores e equipamento de controlo. O abastecimento teve início às 1002UTC. O querosene encontrava-se armazenado em tanques adjacentes à plataforma de lançamento e era conduzido através de condutas específicas até à base do foguetão a partir da qual, e através de condutas internas, era conduzido ao depósito. O processo de abastecimento dos 37.805 litros de RP-1 terminou às 1022UTC num processo que teve uma duração de 19 minutos e 42 segundos. Este abastecimento é levado a cabo em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 98% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. Pelas 1048UTC eram iniciados os preparativos para o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao primeiro estágio do foguetão Delta-2. A luz verde para o abastecimento foi dada às 1049UTC e este iniciou-se às 1055UTC. O LOX encontra-se a uma temperatura de -183ºC e é consumido durante a fase inicial do lançamento. Tal como aconteceu com o querosene, o abastecimento do LOX é feito em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 95% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. O abastecimento de LOX ao primeiro estágio terminou às 1123UTC num processo que teve uma duração de 27 minutos. Ao contrário do que acontece com o querosene, há a necessidade de se proceder ao abastecimento contínuo de LOX durante a contagem decrescente devido à natureza criogénica do propolente que se vai evaporando naturalmente.

Após o abastecimento do primeiro estágio, os controladores procederam à verificação do sistema de segurança do lançador, seguindo-se um teste de mobilidade dos motores dos dois estágios. Estes testes garantem que os motores podem ser orientados durante o lançamento. Os testes de mobilidade dos motores do segundo estágio terminaram às 1144UTC enquanto que os testes de mobilidade do primeiro estágio terminaram às 1148UTC. De seguida procedeu-se à verificação das ligações de dados para atestar a recepção dos dados telemétricos do lançador. Pelas 1152UTC (T-15m) a contagem decrescente entrava numa nova paragem prevista que teve uma duração de 20 minutos. Estas paragens na contagem decrescente permitem aos controladores tempo para a resolução de problemas ou para retomar algum procedimento que se tenha eventualmente atrasado no decorrer da contagem decrescente. A contagem decrescente seria retomada às 1212UTC (T-15m) e entrava numa nova paragem às 1223UTC (T-4m). Entretanto, o tanque de querosene do primeiro estágio era pressurizado às 1220UTC (T-7m).

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Em Órbita Às 1227UTC o índice das condições meteorológicas passou de ‘verde’ para ‘vermelho’ devido à ocorrência de fortes ventos em altitude. Porém, o Director de Voo decidiu prosseguir com a contagem decrescente enquanto que aguardava pelos dados que seriam enviados pelo último balão meteorológico. Apesar de não haver registo de qualquer problema técnico, a suspensão na contagem decrescente foi prolongada às 1230UTC o que implicou a perda da primeira janela de lançamento. Entretanto, eram enviados novos balões atmosféricos para atestar as condições dos ventos em altitude. Infelizmente os dados enviados por esses balões não foram satisfatórios o que levou ao adiamento do lançamento às 1307UTC. Após a decisão de se adiar o lançamento por 24 horas, os técnicos procederam à remoção dos propolentes criogénicos dos dois estágios do lançador e do querosene do primeiro estágio. Para protecção do foguetão e da sua carga a torre móvel de serviço foi novamente deslocada para junto do lançador. Para o dia 9 de Setembro as janelas de lançamento previstas ocorriam às 1233:25UTC e às 1312:31UTC. O lançamento seria novamente adiado no dia 9 de Setembro para assim proporcionar tempo adicional para os especialistas reverem os dados recebidos do sistema de propulsão aquando do processo de remoção dos propolentes. Após a drenagem do oxigénio líquido do tanque do primeiro estágio, um sistema de aquecimento ficou ligado mais tempo do que o previsto havendo o perigo de que alguns componentes do lançador poderem ter sido danificados. Após a revisão dos dados, a NASA anunciou que tal não havia acontecido e deu luz verde para o lançamento. Segunda tentativa e lançamento Às 0401UTC do dia 10 de Setembro iniciava-se a remoção da torre móvel de serviço, chegando à sua posição de lançamento às 0453UTC. Pelas 0829UTC a contagem decrescente encontrava-se a T-150 m, entrando aqui na sua primeira paragem prevista que terminaria às 0929:45UTC, recomeçando a contagem decrescente. Nesta fase iniciava-se a Contagem Decrescente Terminal que teria uma duração de três horas. Para este dia estavam previstas duas janelas de lançamento instantâneas às 1229:45UTC e às 1308:52UTC. Antes de se iniciar os trabalhos de abastecimento do primeiro e do segundo estágio e de se proceder à pressurização dos tanques de hélio e de azoto, a área em torno da plataforma de lançamento foi evacuada às 0900UTC. Pelas 0935UTC eram activados o sistema de controlo e o computador de orientação do lançador. A pressurização dos tanques de hélio e de azoto foi terminada às 0947UTC.

Após os técnicos verificaram as válvulas, medidores de fluxo, sensores e equipamento de controlo, o abastecimento de querosene RP-1 teve início às 0954UTC. O querosene encontrava-se armazenado em tanques adjacentes à plataforma de lançamento e era conduzido através de condutas específicas até à base do foguetão a partir da qual, e através de condutas internas, era conduzido ao depósito. O processo de abastecimento dos 37.805 litros de RP-1 terminou às 1022UTC num processo que teve uma duração de 19 minutos e 42 segundos. Este abastecimento é levado a cabo em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 98% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. Pelas 1048UTC eram iniciados os preparativos para o abastecimento de oxigénio líquido (LOX) ao primeiro estágio do foguetão Delta-2. A luz verde para o abastecimento foi dada às 1049UTC e este iniciou-se às 1055UTC. O LOX encontra-se a uma temperatura de -183ºC e é consumido durante a fase inicial do lançamento. Tal como aconteceu com o querosene, o abastecimento do LOX é feito em duas fases. A primeira fase é a fase de abastecimento rápido até atingir 95% do volume necessário de propolente. A segunda fase, é a fase de abastecimento lento e completa o volume de propolente necessário para o voo. O abastecimento de LOX ao primeiro estágio terminou às 1123UTC num processo que teve uma duração de 27 minutos. Ao contrário do que acontece com o querosene, há a necessidade de se proceder ao abastecimento contínuo de LOX durante a contagem decrescente devido à natureza criogénica do propolente que se vai evaporando naturalmente. Após o abastecimento do primeiro estágio, os controladores procederam à verificação do sistema de segurança do lançador, seguindo-se um teste de mobilidade dos motores dos dois estágios. Estes testes garantem que os motores podem ser orientados durante o lançamento. Os testes de mobilidade dos motores do segundo estágio terminaram às 1144UTC enquanto que os testes de mobilidade do primeiro estágio terminaram às 1148UTC. De seguida procedeu-se à verificação das ligações de dados para atestar a recepção dos dados telemétricos do lançador.

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Em Órbita Pelas 1152UTC (T-15m) a contagem decrescente entrava numa nova paragem prevista que teve uma duração de 20 minutos. Estas paragens na contagem decrescente permitem aos controladores tempo para a resolução de problemas ou para retomar algum procedimento que se tenha eventualmente atrasado no decorrer da contagem decrescente. A contagem decrescente seria retomada às 1212UTC (T-15m) e entrava numa nova paragem às 1223UTC (T-4m). Entretanto, o tanque de querosene do primeiro estágio era pressurizado às 1220UTC (T-7m). Pelas 1221UTC, o Director de Lançamento, Tinn Dunn, decidia prolongar a suspensão na contagem decrescente devido aos dados recebidos de um balão meteorológico que indicavam fortes ventos em altitude. Com este adiamento perdia-se a primeira janela de lançamento. Foi então decidido enviar novos balões meteorológicos e pelas 1254UTC surgia a indicação de que o lançamento poderia ter lugar.

A contagem decrescente seria retomada às 1304:52UTC (T-4m) e pelas 1305UTC os sistemas do lançador começavam a ser transferidos para o fornecimento interno de energia. As ordenanças do foguetão eram activadas às 1306:07UTC (T-2m 45s) e a T2m 30s (1306:22UTC) as duas sondas GRAIL eram declaradas prontas para o lançamento. As válvulas de ventilação do tanque de LOX do primeiro estágio eram encerradas às 1306:52UTC (T-2m) e o enchimento final do tanque ocorria a T-1m 30s (1307:22UTC). O Eastern Range dava autorização para o lançamento às 1307:37UTC (T-1m 15s). Devido ao facto de o lançamento ocorrer na segunda janela de oportunidade teria um azimute de 99º (o azimute seria de 93º caso ocorresse na primeira janela de lançamento). A sequência de ignição teve início às 1308:50UTC (T-2s) com a ignição dos motores vernier e do motor principal do primeiro estágio. Às 1308:52,775UTC dava-se a ignição de seis dos propulsores laterais de combustível sólido e o lançador abandonava a plataforma de lançamento.

O lançador atinge a velocidade do som Mach 1,0 a T+29,0s (1309:26UTC) e a T+1m 19s dá-se a ignição dos restantes três propulsores laterais. Entretanto, termina a queima dos seis primeiros propulsores e estes separam-se a T+1m 20,5s (1310:14UTC). A queima dos restantes três propulsores terminava às 1311:33UTC (T+2m 39,5s). O final da queima do primeiro estágio (MECO – Main Engine Cut-Off) ocorre a T+4m 23,2s (1313:16UTC) e a sua separação a T+4m 31,2s (1313:24UTC). A primeira ignição do segundo estágio ocorre a T+4m 36,7s (1313:30UTC) e a separação da carenagem de protecção tem lugar às 1313:34UTC (T+4m 41s). O final da primeira queima do segundo estágio (SECO 1 – Second Engin Cut-Off) ocorreu a T+7m 10,4s (1316:03UTC). Nesta altura, o conjunto foi colocado numa lenta rotação em torno do seu eixo longitudinal para assim diminuir o aquecimento na fuselagem provocado pelo Sol. O segundo estágio executa também duas manobras de reorientação. A segunda ignição do segundo estágio teria início a T+1h 5m 51s (1414:44UTC) e terminaria (SECO 2) a T+1h 10m 22,7s (1419:16UTC). A separação da sonda GRAIL-A teve lugar às 1418:46UTC (T+1h 19m 52,7s), enquanto que a separação da sonda GRAIL-B ocorria às 1437:01UTC (T+1h 28m 7,7s).

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Em Órbita

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Em Órbita Pelas 1453UTC chegava a confirmação da abertura dos dois painéis solares em ambas as sondas, estabelecendo-se também comunicações com a rede DSN. As duas sondas fazem uma viagem de 4,8 milhões de quilómetros antes de entrarem em órbita lunar a 31 de Dezembro e a 1 de Janeiro de 2012.

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China lança nova geração de satélites militares de comunicações Após o desaire com o lançamento do satélite SJ-11 ShiJian 11-04 a 18 de Agosto de 2011, a China procedeu a uma análise dos lançadores derivados do CZ-2 Chang Zheng-2 bem como dos lançadores que possuam elementos em comum com o foguetão CZ-2C Chang Zheng-2C que esteve na origem do acidente que levou à perda do satélite militar.

O primeiro FengHuo-2 O ZX-1A ZhongXing-1A será o primeiro de uma nova geração de satélites de comunicações militares tácticas, os FH-2 FengHuo-2. O primeiro satélite de comunicações militares tácticas FengHuo foi lançado às 1645:05UTC do dia 25 de Janeiro de 2000 por um foguetão CZ-3A Chang Zeng-3A (Y4) desde o Centro de Lançamento de satélites de Xichang. O satélite ZX-22 ZhongXing-22 (26058 2000-003A) era baseado no modelo DFH-3A desenhado pela Academia Chinesa de Tecnologia Espacial e tinha como função proporcionar comunicações de voz seguras para uma rede de comando, controlo, comunicações e inteligência. Aquando do seu lançamento, a comunicação social chinesa não lhe deu muito destaque referindo apenas que o satélite era operado pela empresa China Telecommunications Broadcast Satellite (ChinaSat). Porém, de facto, o satélite era operado pelo Exército de Libertação do Povo, sendo conhecido pela designação FH-1 FengHuo-1. Anteriormente as forças militares chinesas haviam utilizado satélites de comunicações civis, sendo este o primeiro satélite inteiramente dedicado a este tipo de comunicações. O ZX-22 ZhongXing-22 tinha uma massa de 2.800 kg e o seu tempo de vida útil era de oito anos. O segundo satélite FengHuo foi colocado em órbita às 1602:00UTC do dia 12 de Setembro de 2006. Lançado por um foguetão CZ3A Chang Zheng-3A (Y10) desde Xichang, o ZX-22A ZhongXing-22A (29398 2006-038A) veio substituir o satélite anterior. Entretanto, a Corporação Industrial Grande Muralha da China, desenvolveu a plataforma de satélite DFH-4. Esta é a terceira geração de plataformas de satélite proporcionando uma alta potência, forte capacidade de carga e uma vida de serviço útil prolongada. O modelo DFH-4 é composto por um módulo de serviço, um módulo de propulsão e dois painéis solares. A estabilização é feita nos três eixos espaciais. O quadro seguinte mostra os parâmetros técnicos da plataforma DFH-4 em comparação com a plataforma DFH-3 (Tabela CGWIC). DFH-3

DFH-4

Dimensões

2200mm×1720mm×2000mm

2360mm×2100mm×3600mm

Massa no lançamento (kg)

2,320

5,200

Tipo de órbita

GEO e outras órbitas

Potência dos painéis solares（（kw））

1,7 (EOL)

10,5 (EOL)

Potência da carga (kw)

Grupo de repetidores

C / Ku

C / Ku / Ka /L

Modo de estabilização

3-eixos

Precisão da localização

±0,1°(3σ)

Oeste/Este ±0,05°(3σ) Norte/Sul ±0,05°(3σ)

Precisão na orientação da antena

Pitch, Roll≤0,15°(3σ) Yaw≤0,5°(3σ)

＜0,1°(3σ)

Tempo de vida útil (anos)

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

Em Órbita A plataforma DFH-4 é aplicável a satélite de comunicações de alta capacidade, satélites de retransmissão, satélites de comunicações móveis regionais, etc. A sua capacidade de carga é de 588 kg e os seus painéis solares fornecem 10,5 kW no final da vida útil de 15 anos. O satélite estará equipado com três antenas de recepção e duas antenas de transmissão, possuindo fortes capacidades contra interferências. A tabela seguinte mostra os satélites baseados na plataforma DFH-4 lançados até à data. Satélite Xin uo-2 'SinoSat-2' igComSat-1 Simon Bolivar 'VE ESAT-1' ZX-6A ZhongXing-6A ZX-10 ZhongXing-10 PakSat-1R ZX-1A ZhongXing-1A igComSat-1R ZX-9A ZhongXing-9A LaoSat-1 ZX-13 ZhongXing-13 Túpac Katari 'TKSat-1' BelaruSat-1

Desig. Int. ORAD 2006-048A 2007-018A 2008-055A 2010-042A 2011-026A 2011-042A 2011-047A

29516 31395 33414 37150 37677 37779 37804

Data Lançamento 29-Out-06 13-Mai-07 29-Out-08 04-Set-10 20-Jun-11 11-Ago-11 18-Set-11 25-Dez-11 2012 ??-Jul-13 2013 2013 2014

Hora UTC

Veículo Lançador

16:20:52 16:01:03 16:53:53 16:14:04 16:13:04 16:15:04 16:33:04

CZ-3B Chang Zheng-3B (Y7) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/W (Y9) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y12) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y13) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y20) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E (Y19) CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E

Os satélites baseados na plataforma DFH-4. Todos os lançamentos foram levados a cabo pelo foguetão CZ-3B/E Chang Zheng-3B/E, excepto o XinNuo-2 lançado por um CZ-3B. Todos os lançamentos são levados a cabo desde o Centro de Lançamentos de Satélites de Xichang, Plataforma de Lançamento LC2. Tabela: Rui C. Barbosa.

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Em Órbita

O lançador CZ-3B Chang Zheng-3B 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

DaFY20-1 (Principal) Motor

DaFY5-1 (YF-20B)

DaFY6-2 (YF-20B)

DaFY21-1 (vernier)

YF-75

(YF-22A/23A) 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

3,0

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

Em Órbita – Vol.11 – .º 116 / Outubro de 2011

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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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 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.

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Em Órbita

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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 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 16 lançamentos do CZ-3B, tendo uma taxa de sucesso de 93,75% (ou 87,50% 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 colocar em órbita o satélite Intelsat-708. Infelizmente o lançamento levado a cabo desde o Centro de Lançamento de Satélites de Xichang 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 15-Fev-96

Hora (UTC) 19:01:00

1997-042

20-Ago-97